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245第二十六届（2010年）全国直升机年会论文直升机旋翼载荷飞行测试结果的分析与应用吴裕平习娟陈平剑（中国直升机设计研究所，景德镇，333001）摘要：介绍了旋翼载荷的测试情况以及数据处理方法，并且通过理论计算，研究了不同尾迹模型、桨叶结构和桨叶气动对结果的影响.重点在于理论计算与测试结果的相关性分析，并得出一些有价值的结论，为以后更精确地评估旋翼载荷提供帮助。关键词：旋翼；载荷；测试；计算；应用1引言旋翼作为直升机的升力源和控制面，承受着巨大的载荷作用，是直升机的关键部件，所以旋翼载荷计算一直为直升机设计中的重要内容。对于型号研制，结构设计、载荷计算、强度校核是必不可少的迭代过程，计算的旋翼载荷作为强度校核的依据，其计算精度直接影响强度校核和结构设计。由于旋翼的非定常和桨尖跨音速运动，伴随直升机高速飞行时的激波、大总距时的失速现象和桨-涡干扰等，给旋翼气动载荷的预估带来困难。气动分析模型从均匀入流、预定尾迹发展到自由尾迹，越来越接近实际情况，载荷计算也越来越精确，但由于不确定因素在里面，机动飞行等某些状态下的计算精度还是偏低，国外先进的直升机公司通过试验和经验来弥补这方面的不足。飞行测试能够比较真实地反映直升机在实际飞行中的载荷情况，那么进行飞行测试与理论计算的相关性研究，将对理论分析（无论是在方法上还是在经验上）都有极大的帮助。首先，可以根据飞行结果，分析哪种模型能够比较真实地计算出某种工况下的载荷，其次，可以进一步从经验上来修正理论分析模型，为以后的理论计算建立更精确的分析模型。2测试数据分析2.1测试情况测试的直升机安装有先进外形的旋翼系统，测试状态有悬停、平飞、转弯、爬升、下降等，包括不同重量和重心情况下。一般采取布置多组应变花的形式来进行载荷测量，并解耦成单方向的载荷，在地面上对各组传感器进行标定，得到载荷与应变的关系即标定系数，飞行前再进行零位采集。测量系统安装在直升机上，飞行结束后，把原始信号转化为载荷并进行零位修正和滤波处理。主旋翼和尾桨都安装有传感器，测量部件包括两片桨叶上的挥舞弯矩、摆振弯矩，旋翼轴上的弯矩（两剖面），两根拉杆的轴向力等，结构和气动载荷以及性能数据都被测量了。2.2数据分析由于测量参数多采样率高，导致每次的采集数据文件都非常庞大，达到几个G，即使把性能、主旋翼、尾桨数据分开保存，再把一个架次的时间分成多段，这样下来一个二进制的数据文件也有三四百兆。所以对飞行数据分析系统（如图1）的处理速度提出了很高的要求，能否快速读取和快速显示直接关系到软件的效率，采用内存映像方法可以大大提高数据读取速度，比传统的I/O方法快几十倍甚至几百倍。在原始数据成功导入软件后，首先需要粗略地检查所有的测试数据是否有异常，再根据试飞任务书和飞行性能参数（如起飞重量重心、飞行高度速度、机身姿态过载、操纵量等），在整个飞行时间内寻找某飞行状态的稳定时间段，最后得到某状态下各传感器（对应参数）载荷的数据（包括最大值、最小值、静态值、动态值和时间历程等）。246如何从时间历程数据得到载荷的静态量和动态量，传统的方法是在这个状态的飞行时间段内找出最大值和最小值，然后静态量就等于最大值和最小值的平均值，而动态量等于最大值减去最小值后的一半。但是，由于测试信号的周期性不是特别强（特别在过渡状态下），传统的方法可能导致载荷动态量过大的结果。图1飞行数据分析系统界面图2数据分析方法示意图新的计算思路是：每个周期的平均值：TNiiTNxXT1每个时刻的波动量：TiiXxy载荷动态值：2minmaxiidynyyX即先计算每个周期的平均值，再根据平均值求出这个周期内各个时间点的波动量，当这个状态的飞行时间段都处理完后，就可以得到最大（最大）值、最小（最小）值、静态最大值、静态最小值和动态值（如图2所示）。由于先处理每个周期的波动量，其动态量更能反映整个时间段的情况，更贴近实际。3理论计算分析载荷计算，就是通过分析空气的流动情况和桨叶的受力情况，得出作用于桨叶上交变的气动载荷，然后这些气动力经过桨毂支臂传递到桨毂轴上，同时有一部分载荷通过变距摇臂传递到操纵系统。构建的数学模型和直升机模型，可以对直升机的各种飞行状态进行模拟分析，获得各种飞行条件下的旋翼载荷。旋翼和尾桨载荷分析是典型的气动/结构耦合分析，需要在气动计算和结构变形计算之间反复迭代，首先通过气动计算，获得旋翼结构的载荷分布，然后通过结构变形和桨毂多体动力学计算，获得在该载荷下桨叶的结构变形和桨毂、拉杆的位置变化，并用变形后的网格重新计算气动力。旋翼结构模型采用大变距和大预扭的工程梁理论，气动模型是升力线理论、二维翼型特性和涡尾迹，提供可以选择的三种气动分析模型：均匀入流（桨盘入流线性分布）、带预定尾迹的非均匀入流、带自由尾迹的非均匀入流。为了评估相关的敏感性，有些模型参数是可以变化的，包括：桨叶弯曲和扭转模态数目，尾迹形状，升力面修正与否，以及失速模型等，这样能够对各种模型进行验算。2474相关性分析为了得到相关性系数，计算状态与试飞情况基本一致，包括飞行速度、高度和大气温度等，并把指示空速转化为校准速度，但由于飞行过程中的燃油损耗，计算状态的重量重心取直升机起飞前的重量重心，与测试情况存在一些差距。4.1桨叶载荷通过积分外段的气动和惯性弯矩，计算桨叶的剖面弯矩。采用弹性梁模型来计算桨叶的结构变形，高阶谐波分析载荷的动态量。对于先进外形旋翼使用这种方法，发现挥舞弯矩对桨叶的质量分布是非常敏感的。桨叶的弯矩还与桨叶的弯曲变形和刚度有关，如果桨叶刚度分布不连续那么这个方法也是不精确的，主要是结构模型的影响。这样，就需要在桨叶结构设计和建模时非常小心，尽可能避免桨叶结构上的突变。桨叶弯曲模态数目对计算结果的影响很明显，使用6阶弯曲模态比5阶能够更好地计算出桨叶的挥舞弯矩。5阶和6阶模态的差距是很大的，然而，6阶、7阶、8阶的计算结果之间几乎没有差异了，但摆振运动还受第7和第8阶弯曲模态的影响。摆振弯矩在旋翼前行侧是不好预测的，可能的主要原因是高速压缩性影响，在后行侧，情况就变得相对好一些。对于桨叶外段区域载荷的计算，选择不同的尾迹形状会更有意义。虽然运用非均匀入流的计算结果好于均匀入流的结果，但自由尾迹相当预定尾迹的计算结果只是提高了一点点。直升机低速飞行时，旋翼尾迹离开桨叶的速度很慢，就存在很强的桨-涡干扰，一方面需要自由尾迹模型来预估一个详细的尾迹形状，另一方面需要在桨尖附近运用升力面理论来修正桨涡诱导载荷。高速飞行时，可能导致后行桨叶的失速，急剧的周期变距运动引起气流分离，可能导致延迟，一旦桨叶出现失速，桨叶前缘将溢出涡，同时导致大的瞬态载荷，所以对于这种状态就要使用动态失速模型。桨叶载荷的测量平均值被证实是不真实的，所以这里只比较动态值。图3图4为200Km/h平飞时挥舞弯矩和摆振弯矩分布的比较图，其桨叶弯矩的测量值与计算值，不论从变化趋势还是从数值大小方面来说，吻合很好，只是挥舞弯矩在波峰波谷上有点出入。05001000150020002500300000.20.40.60.81径向位置动摆振弯矩测量计算图3桨叶挥舞弯矩分布图图4桨叶摆振弯矩分布图4.2旋翼轴弯矩各片桨叶上的载荷通过桨毂支臂传递到桨毂中心进行合成，旋转桨叶坐标系下的作用力转化成非旋转桨毂主轴系下的载荷，桨叶根部采用单一传力路径结构。而旋翼轴弯矩传感器直接布置在轴上，同时测量两个方向的弯矩，相位相差90度，传感器随着轴一起旋转，测得的载荷为旋转坐标系下。由于桨毂弯矩直接跟旋翼挥舞相关，可以根据飞行速度和机身风洞试验数据，计算得到机身俯仰角和桨盘倾斜角，进而获得桨毂弯矩。图5旋翼轴弯矩的时间历程图-40000-30000-20000-10000010000200003000000.10.20.30.40.50.6时间(s)桨毂弯矩(Nm)测量P测量N计算P计算N248一般情况下，悬停、侧飞、后飞时旋翼轴的弯矩较大，而平飞时较小。图5列举出悬停状态下旋翼轴弯矩时间历程的的比较情况，测量值与计算值基本一致，在最大最小值方面有一些差距。两个方向的弯矩应该大小一样，只是有90度的相位差，但测量的两个弯矩却有出入，怀疑是零位漂移引起的。由于模型风洞试验数据并不能完全代表全机机身的气动特性，而这里的理论计算结果对于机身阻力是很敏感的。改变机身阻力对配平操纵、需用功率和桨毂载荷都有显著影响，机身力矩特性也有一些影响。理论上，使用全机气动特性数据将有助于计算精度的提高。5结束语国内首次全面系统地进行旋翼载荷飞行测试与理论计算的相关性分析，开发的飞行数据分析系统，采用内存映像方法能够快速处理超大型数据文件，采用静态最大和静态最小的分析方法能够比较真实地计算出测试载荷的静态量和动态量。通过以上飞行测试数据与理论计算结果的相关性分析，可以得出一些结论：1）桨叶的结构，如质量分布、重心位置和刚度，对桨叶载荷的影响很大。2）弯曲模态和谐波次数对桨叶载荷的影响很明显，当模态超过6阶时，就几乎没有差异了。3）尾迹形状对桨叶外段区域的载荷计算有一定影响，运用非均匀入流的计算结果好于均匀入流的结果，但自由尾迹与预定尾迹的结果差距不大。4）桨毂弯矩跟旋翼周期挥舞相关，直接受配平的机身姿态影响，使用更接近实际的全机气动特性数据将有助于提高计算精度。5）桨毂载荷对尾迹模型的选择不太敏感，弯曲模态对桨毂载荷的影响也不大，这与桨叶载荷的情况是不一样的。通过对旋翼载荷飞行测试结果的分析，结合理论计算分析，完善了理论分析模型，从而可以得到更精确的旋翼载荷数据，工程实用性强，如果可以继续在其它型号中开展类似的研究，则其分析结果将更具代表性。参考文献[1]陈再新，刘福长，鲍国华.直升机空气动力学.北京：航空工业出版社，1992.[2]王浩文,高正.采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算.南京航空航天大学学报,2003年第3期.[3]H.Glockl.CorrelationofSA349/2HelicopterFlightTestDataWithaComprehensiveRotororaftModel.TheTwelfthEuropeanRotorcraftForum,1986.[4]G.K.Yamauchi.HubandbladestructuralloadsmeasurementsofanSA349/2helicopter.NASA-TM-101040,1988.[5]R.M.Heffernan.HubloadsanalysisoftheSA349/2Helicopter.TheFourteenthEuropeanRotorcraftForum,1988.[6]JohnsonW.EvaluationofdynamicstallmodelswithUH-60Aairloadsflighttestdata.The54thAnnualForumoftheAHS.Washington,DC,1998.576-587.AnalysisandApplicationofFlightTestResultsforHelicopterRotorSystemsLoadsWuYupingXiJuanChenPingjianChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute,Jingdezhen,333001Abstract:Thetestsituationandthedataprocessingmethodareintroduced.Bytheoreticalcomputation,theeffectofthedifferentwakemodel,bladestructureandthebladeaerodynamicsisstudied.Theemphasisisthecorrelationanalysisofthetheoreticalandthetestresults,somevaluableconclusionshavebeenobtainedtoevaluatetherotorloa