直升機旋翼模型結冰風洞試驗技術

袁紅剛，黃明其，彭先敏，章貴川，柳慶林

中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000

0 引 言

現代軍用和民用直升機都要具備全天候、全地域飛行能力。結冰是影響直升機飛行安全的一個主要問題，直升機旋翼結冰使得旋翼槳葉的氣動性能變差，旋翼軸等運動部件在不平衡的狀態下運轉，降低了工作的可靠性[1-5]。直升機旋翼結冰時，槳葉上冰的不對稱性脫落誘發的振動，以及短時間內主旋翼扭矩的極大增加都會嚴重影響飛行安全，使大多數軍用和民用直升機的飛行受到限制，不允許在預報結冰的條件下飛行，降低了直升機飛行任務的效率。世界各國直升機工業界對結冰問題極為關注，我國已將中等結冰條件下的安全飛行列為新直升機研制的性能指標。

為解決直升機旋翼槳葉結冰問題，自20世紀中葉起，國外許多機構都開展了相關研究。早期的直升機結冰研究工作主要是進行飛行試驗驗證。根據美國聯邦航空局（FAA）軍用直升機規范對飛入結冰區域的要求，需要在自然結冰條件下做大量的飛行試驗，而FAA確定的結冰飛行包線的極端條件在自然界中很難找到。受飛行試驗驗證成本高和耗費時間長的限制，研究者們轉向地面試驗和分析預測方法的研究，用人工方法建立必要的驗證條件。風洞試驗是開展直升機旋翼結冰和防/除冰研究最重要的手段之一[6-18]。近年來，各國在風洞試驗研究方面都取得了較大進展，為了解旋翼結冰特性奠定了技術基礎。20世紀80年代以來，以美國NASA為主的直升機結冰聯合研究組及法國ONERA等都開始在風洞中進行帶動力旋翼的模型試驗。如在NASA劉易斯研究中心的結冰研究風洞中測量了不同前進比、軸傾角、槳尖馬赫數和各種氣象條件對旋翼性能和結冰厚度的影響，模擬了霜冰、透明冰和混合冰的形成條件，其條件與徑向位置、轉速、結冰時間、溫度、液態水含量和平均水滴直徑等相關。為豐富數據庫，將試驗條件擴展到包括FAA AC29-2結冰包線的大量試驗點。這為性能分析提供了高質量試驗數據，從而能夠詳細地驗證和比較數值分析模型。在風洞中測量得到的冰粒子脫落軌跡和碰撞能量數據與數值預測程序結果一致。

在以空氣為介質的風洞條件下，通常將旋翼模型設計成部分動力相似模型，以保證對所研究的動力現象有本質影響的相似參數，忽略或近似保證有次要影響的相似參數，使通過相似模型研究的動力現象得以實現而不致引起較大的偏差。目前用于風洞試驗的旋翼模型通常為槳尖馬赫數相似。另外，結冰風洞模型試驗還必須遵循一定的相似準則，完全相似準則包括：繞干燥表面和結冰表面的流場相似、槳葉對氣動力的作用相似、液體水滴動量相似、出現凍結處的能量平衡相似和產生冰脫落的力相似等。在結冰風洞試驗中，通常不可能做到完全相似，但液態水含量、平均水滴直徑和結冰時間是重要的相似參數，需按相似準則進行換算。

我國在直升機旋翼結冰方面的基礎研究較為薄弱，試驗能力及相關技術等才開始建立。本文基于中國空氣動力研究與發展中心（簡稱：氣動中心）的大型多功能結冰風洞，發展了旋翼模型結冰試驗技術，以滿足我國直升機旋翼結冰風洞試驗的需求。首先，與結冰風洞4.8 m×3.2 m試驗段相配套，研制了2 m直徑旋翼模型風洞試驗系統；其次發展了旋翼模型結冰試驗方法和數據采集與處理方法，規范了結冰試驗的流程；最后采用馬赫數縮尺動力相似旋翼模型，開展了國內首次直升機旋翼模型結冰試驗，研究了典型工況下旋翼模型的結冰特性，獲得了結冰過程中旋翼模型氣動載荷和振動載荷的變化特性。

1 試驗設備

1.1 結冰風洞

氣動中心的多功能結冰風洞[19]是一座閉口、高亞聲速、回流式風洞，擁有主、次、高速3個可更換試驗段，其中次試驗段長9.0 m、寬4.8 m、高3.2 m，橫截面為矩形，風速范圍為8～78 m/s，溫度范圍為常溫～–40 ℃、控制精度±0.5 ℃，液態水含量0.2～3.0 g/m3，平均粒徑10～300 μm。風洞還配套有高度模擬系統，高度范圍為0～7 000 m。

1.2 旋翼模型結冰試驗系統

直升機旋翼模型結冰試驗系統與結冰風洞次試驗段配套搭建，由動力、傳動、主軸傾斜、旋翼操縱、測量、數據采集及安全監視、旋翼模型等子系統組成，如圖1所示。

圖1 旋翼模型結冰試驗系統示意圖Fig.1 Schematic diagram of icing wind tunnel test system for rotor model

1）動力子系統：主要為旋翼模型高速旋轉提供動力，由變頻電機、變頻器、控制器及其控制軟件、上位機及相關控制軟件等組成，其結構如圖2所示。電機最大驅動功率90 kW，額定輸出轉速6300 r/min，轉速控制精度3 r/min。為保障試驗臺的安全運行，在PLC底層控制程序及上位機控制程序中將試驗臺潤滑油車納入整體考慮。潤滑油車包括潤滑油站、試驗臺減速箱溫度監測、電機溫度監測等部件，主要用于電機的冷卻與減速箱潤滑。

圖2 動力系統結構示意圖Fig.2 Schematic diagram of power subsystem structure

2）傳動子系統：主要將動力傳輸給旋翼模型，使旋翼旋轉，由臺架機構、減速箱、傳動長軸、天平上傳動部件等組成，輸出轉速為0～2300 r/min。

3）主軸傾斜子系統：用于改變旋翼的主軸傾角，由上位機、伺服控制器、驅動器、電機、電動缸等組成，主軸傾角范圍為–20°～15°，控制精度優于0.1°。

4）旋翼操縱子系統：主要通過同步精確控制3支電動缸的位移變化，改變旋翼的槳距角，由電動缸、電機及驅動器、伺服控制器、控制計算機等組成，其結構如圖3所示。總距范圍為–5°～20°，周期變距范圍為–15°～15°，控制精度優于0.1°。

圖3 旋翼操縱子系統結構示意圖Fig.3 Schematic diagram of rotor operating subsystem

5）測量子系統：主要測量旋翼模型的氣動力和扭矩，由旋翼天平、扭矩傳感器、彈性聯軸節等部件組成。旋翼天平最大拉力為3500 N，測量精度為0.01 %。扭矩傳感器量程為500 N?m，環境溫度范圍為–40～70 ℃。

6）數據采集及安全監視子系統：由PXI系統組成，采集處理通道為64個。主要用于完成試驗中對旋翼氣動載荷、轉速、操縱角度、振動等關鍵參數的實時采集、處理、記錄和監視報警，同時實時顯示和網絡共享旋翼天平載荷等需要實時控制的參數，作為配平試驗時調整模型狀態的依據。

7）旋翼模型：包括槳葉、槳轂、自動傾斜器等部件。旋翼模型半徑為1 m，槳尖馬赫數相似，槳轂型式為無鉸式，每片槳葉標有編號，并在不同徑向位置處設有標記線，以便進行照相記錄和冰形測量。旋翼模型結構如圖4所示。

圖4 旋翼模型結構示意圖Fig.4 Structure of rotor model

2 關鍵技術

2.1 不同工況電機與減速器的保護

試驗系統變頻電機采用油冷方式冷卻，與減速箱潤滑一體化設計，設計時考慮了低溫工況的適應性，但最佳工作溫度仍為常溫工況。雖然低溫對電機效率及散熱性而言更有利，但低溫時其機械部件達不到常溫時的工作特性，且減速箱潤滑油及電機冷卻油在低溫下的流動通暢性較差。

在常溫工況下進行試驗時，需要對減速箱及電機進行冷卻。結冰試驗時，工作環境溫度為–20 ℃左右，需要對電機及減速箱進行加熱潤滑，以保證其在常溫下正常工作。為同時滿足上述兩種工況，潤滑油車設計時考慮在常溫環境下用冷凝器對出油進行冷卻，使進入電機和減速器的油液溫度低于常溫，從而實現常溫工況下電機及減速器的冷卻；同時，在油箱中設計兩組4 kW的加熱器，用于對油液加熱，以滿足低溫工況的要求。

結冰試驗過程的溫度監視數據表明，電機及減速箱回油溫度分別在41 ℃和48 ℃左右時，電機繞組溫度和減速箱溫度基本保持不變，處于平衡狀態。

2.2 旋翼操縱子系統的防護

旋翼模型結冰試驗系統在低溫、高濕度、低壓環境工作，必須對旋翼操縱子系統的電動缸、線纜和相關接插件等在耐低溫、防水、氣密性等3方面進行防護處理。

首先，在選型方面，電機套件、滾珠絲杠、接插件和線纜等均選用了耐低溫、防水的型號。軸承、潤滑油、密封圈等附件的選用也考慮了使用環境的要求。其次，在防護設計上，在電動缸推桿與筒體之間加裝了可伸縮的防冰防水罩，避免推桿結冰造成卡塞；在電機、編碼器、制動器套件外加上30CrMo材料的防護罩，在與底板的連接處加O型環密封，線纜從防護罩的側壁伸出，并用密封膠在出線口進行密封，既保證了電機功率不會損失，又減小了電機整體尺寸。最后，在電動缸表面加噴低溫防水涂層，進一步增強系統的環境耐受性能。圖5給出了裝有可伸縮防冰防水罩的電動缸示意圖和實物圖。

圖5 電動缸的外形示意圖和實物圖Fig.5 Outline diagram and physical drawing of electric cylinder

2.3 數據采集子系統的抗干擾能力

抗干擾是數據采集子系統在復雜電磁環境下的關鍵能力。旋翼風洞試驗系統由大功率變頻電機驅動，若不進行抗干擾處理將嚴重影響試驗數據質量。

采取以下措施可以大大提高數據采集子系統的抗干擾能力：一是設計獨立的模擬信號地，并將PXI采集機箱、SCXI信號調理機箱、程控電源等設備統一連接至模擬信號地，所有線纜的屏蔽層統一在采集機柜一側單點接地；二是通過UPS不間斷電源將采集機柜用電與現場其他設備用電進行隔離，避免電源線傳播干擾信號；三是合理利用差分信號傳輸方式，應變測力天平輸出的毫伏級模擬電壓信號、正交編碼器輸出的數字信號利用差分信號傳輸方式，并采用高質量雙絞屏蔽線纜降低空間電磁干擾。

3 試驗方法及流程

3.1 試驗方法

旋翼模型結冰試驗采用定旋翼操縱角的控制模式，即以前進比、拉力系數等為自變量，按“槳轂力矩最小”原則配平旋翼，固定并保持旋翼操縱值不變；然后設置風洞噴霧耙水氣壓、水氣溫、噴嘴密度和噴霧時間，開啟風洞噴霧系統，進行結冰試驗，獲得結冰對直升機旋翼模型氣動性能的影響特性。

在進行結冰試驗時，降溫需要以一定的風速運行風洞，并且花費的時間較長。為確保旋翼模型安全運行，在降溫過程中，采取旋翼低轉速運轉并實時跟蹤配平方法。這樣既解決了試驗人員多次進出風洞裝卸旋翼模型造成風洞環境溫度不穩定的問題，又減少了風洞降溫時間，提高了試驗效率。

3.2 試驗流程

根據直升機風洞試驗的特點（旋翼高速轉動）并考慮設備安全，在進行直升機結冰試驗時，風洞動力系統、制冷系統、噴霧系統以及旋翼模型試驗臺等必須遵循一定的啟停順序，具體試驗流程如下[20]：

1）采集各主軸傾角狀態下所有通道的初讀數。

2）在旋翼總距、周期變距、主軸傾角均為0°時，啟動旋翼至給定轉速安全運行。對于2 m直徑的旋翼模型，通常給定轉速不高于500 r/min。

3）提高旋翼總距至5°，設置主軸傾角為前傾5°。

4）啟動風洞制冷系統：啟動風洞至降溫所需風速，通常風速不低于35 m/s，時間約30 min。在降溫和改變風速過程中，旋翼操作人員應根據監視報警系統顯示的參數實時調整周期變距，以使槳轂力矩（旋翼俯仰力矩及滾轉力矩）、縱向力及側向力最小，直至風洞環境溫度降至試驗值并穩定。

5）旋翼轉速升至試驗轉速，調節風速至所需試驗風速，改變風速的過程中，旋翼操作人員應根據監視報警系統顯示的參數實時調整周期變距，以使槳轂力矩（旋翼俯仰力矩及滾轉力矩）、縱向力及側向力最小。

6）按試驗條件要求操縱旋翼，改變主軸傾角，達到試驗狀態后采集非結冰環境下各通道信號，處理并輸出結果，直至按要求時間完成采集。

7）按設置好的風洞噴霧耙水氣壓、水氣溫、噴嘴密度和噴霧時間，啟動風洞噴霧系統，采集結冰環境下各通道信號，處理并輸出結果，直至噴霧結束停止采集。

8）降低旋翼總距至5°（只要保持旋翼拉力為正即可），逐漸減小風洞風速，同時注意調整周期變距使槳轂力矩最小，降低總距至0°，主軸傾角回到0°，確認風速完全為零后，旋翼停車。

9）待旋翼完全停止后，進入試驗段拍攝模型積冰照片，記錄并測量冰形狀況。

10）除去模型表面積冰（加熱方式），并以干布擦掉模型表面剩余水滴，確保模型表面干潔。

11）重復以上步驟，直至完成試驗項目。

12）風洞制冷系統停車，拆除旋翼槳葉。啟動風洞至回溫所需風速，通常用于風洞回溫的風速不低于50 m/s。待風洞環境溫度恢復常溫，風洞停車，試驗結束。

4 試驗情況及分析

按照上述試驗方法，開展了國內首期旋翼模型結冰風洞試驗，研究了旋翼模型結冰特性，獲得了結冰過程中旋翼模型氣動載荷、振動載荷的變化特性以及真實有效的槳葉冰形二維輪廓和三維結構。旋翼模型結冰試驗照片如圖6所示，旋翼槳葉結冰效果如圖7所示。

圖6 旋翼模型結冰試驗照片Fig.6 Icing wind tunnel test of rotor model

圖7 旋翼槳葉結冰照片Fig.7 Icing photo of rotor blade model

4.1 數據采集與處理

氣動載荷數據采集在旋翼模型達到試驗要求的狀態時進行，采用方位角同步觸發采集，每圈64個點，采集樣本的長度根據試驗任務要求確定。

對于旋翼模型結冰試驗，按采樣頻率采集旋翼氣動性能數據，在采集非結冰狀態數據不少于10 s后，再按要求完成結冰時間內的數據采集。將每4圈原始數據作為一個樣本進行平均處理并保存，計算得出相應的工程量并輸出，從而獲得整個結冰過程中旋翼性能的時間歷程結果，包含非結冰工況和結冰工況下的試驗結果。

4.2 旋翼模型振動情況分析

試驗過程中，旋翼模型的振動情況可通過旋翼天平測量的阻力和側力的一階動態量來反映，圖8給出了某試驗車次旋翼模型阻力X和側力Z的一階動態量幅值的變化歷程。可以看出，每一次冰脫落都會引起振動量突變，其中阻力方向的最大振動量是結冰前4倍左右，側力方向的最大振動量是結冰前10倍左右，因此，試驗中必須全程監視旋翼載荷及模型的振動情況，達到安全閾值時啟動自動保護，確保試驗的安全。

圖8 結冰工況旋翼模型振動量變化歷程Fig.8 Variation of rotor model vibration under icing condition

4.3 典型試驗結果及質量評估

由于不能控制氣象條件，重復性一直是結冰飛行試驗的一大難題。云霧的形成過程是非線性的，而且幾乎不可重復。事實上，在同樣的初始條件下，液滴的濃度和分布也會有很大不同。因此，在結冰風洞中進行試驗的一大優勢是可以人為控制試驗段條件，從而達到合理的重復性。本文按中等結冰強度環境條件選取云霧參數并開展試驗研究[21]，表1為具體的試驗狀態。

表1 典型試驗狀態Table 1 Typical test state

圖9給出了結冰工況下旋翼模型氣動性能的變化趨勢及其重復性試驗結果。圖中，0≤t≤13 s時間區間為非結冰工況下的旋翼性能；13≤t≤193 s時間區間為結冰工況下的旋翼性能。可以看出，在13≤t≤38 s內，即結冰的前25 s內，隨著時間的增加，積聚在槳葉表面的冰形不斷變化，旋翼的拉力急劇下降，功率急劇增大，從而導致旋翼性能降低，這與預期的結果一致。在38≤t≤193 s內，旋翼槳葉表面開始出現冰脫落，伴隨著“冰脫落—生成—再脫落—再生成”的過程，旋翼的性能出現較大波動：較小冰條/冰塊脫落過程中，功率有小的減小，拉力有小的增大；稍大冰條/冰塊脫落或多處冰條/冰塊脫落過程中，功率減少更大，拉力增加也更大。

圖9 結冰工況旋翼性能及重復性試驗結果Fig.9 Test results of rotor performance and repeatability under icing condition

此外，從圖中還可以看出，旋翼結冰過程中，在冰脫落之前，兩次試驗的性能數據基本一致，重復性較好。出現冰脫落后，旋翼性能變化有一些差別，這主要是由于冰脫落過程帶有一定隨機性造成的。總體來講，旋翼模型結冰試驗的可重復性良好。

5 總 結

1）在大型多功能結冰風洞中發展了2 m直徑旋翼模型結冰試驗技術，利用自主研制的直升機旋翼模型結冰試驗系統，建立了旋翼模型結冰試驗方法，規范了試驗流程，形成了完整的直升機旋翼模型結冰試驗能力。

2）在國內首次開展了直升機旋翼模型結冰風洞試驗，研究了旋翼模型結冰特性，獲得了結冰過程中旋翼模型氣動載荷及振動變化特性，數據重復性良好。

3）在后續研究中，可進一步豐富旋翼模型結冰性能以及冰脫落等方面的風洞試驗數據庫，加強數值模擬研究，提高模型試驗和數值計算的可信度，并在此基礎上，建立風洞試驗、數值計算與飛行試驗數據的相關性，為實現直升機全天候安全飛行提供數據支撐[22-30]。