某型無人直升機扭矩測試系統標定方法研究

張采泉

中國直升機設計研究所

扭矩測試系統不斷應用于無人直升機，如何有效保證扭矩測試系統的測量精度，標定方法研究最為關鍵。本文通過設計方案進行標定試驗，用標定得到的數據修正扭矩測試系統軟件計算參數，通過迭代驗證結果，確定扭矩測試系統測量誤差不超過5%。

不同姿態下的發動機輸出功率是評判無人直升機性能的重要指標之一。通過測量扭矩和轉速換算得到發動機功率。為得到不同姿態下發動機功率，需要實時監測旋轉的主旋翼軸和尾傳動軸上扭矩的變化，因此分別在主旋翼軸和尾傳動軸上安裝扭矩測量儀器，通過無線網絡在電腦上實時監測扭矩變化。

本文使用的扭矩測試系統屬于應變式測扭矩，通過測量旋轉軸表面的應力應變值，代入相應的力學公式計算，獲得旋轉軸上承受的扭矩大小。隨著技術不斷發展，目前應變計使用了多種物理原理支撐的應力敏感元件，如聲表面波傳感器、逆磁致伸縮材料傳感器、壓電式扭矩傳感器等元件，原先單一的電阻式應變計已逐漸被淘汰。

扭矩測試系統安裝過后，各項參數均未經修正，所測數據往往與實際值相差巨大。因此，為了保證扭矩測試系統的準確性，需在使用前對其進行標定，修正軟件參數。

扭矩測試系統標定常用方法

軸扭矩測試系統常用標定方法有直接標定，模擬小軸法以及直接使用扭矩標定儀器。

直接標定

直接標定是現場對被測軸施加已知拉力，這種標定方法最直接和準確，比較適合本文扭矩測試系統的標定。

模擬小軸法

模擬小軸法屬于間接標定方法，采用與實測軸材質相同的小直徑軸，要求小軸上的應變計、組橋方式、貼片工藝、儀器及導線均與實測軸相同。將小軸加載力，做出標定曲線，當兩軸的測試條件、輸出值如幅值高度相同時，則表示兩軸產生的切應力相等。其缺點是測量精度較差，主要適用于直徑較大的軸，不太適合本文扭矩測試系統的標定。

直接使用扭矩標定儀器

扭矩標定儀器屬于一套完整的測試系統，針對性強，標定過程簡單，可用于需要頻繁標定的工具，比如扭矩扳手等。但開發專用扭矩標定儀器的成本較大，且需要定時將標定儀器送到具有標定資質的相關機構進行校準，實用性不強。

標定方案

扭矩測試系統在機體上有兩個安裝點，分別是主旋翼軸和尾傳動軸。本文標定的試驗對象為某型無人直升機地面聯合試車臺上的扭矩測試系統。試車臺動力、傳動、旋翼等的安裝交點都與無人直升機機體完全一致。由于發動機輸出與主減速器輸入部分皮帶輪組件為內包形式，結構極為緊湊，可以用于安裝扭矩測試系統的固定工裝位置較少，而直接使用機身骨架固定工裝，不允許斷軸進行扭矩標定測試。所以，應根據無人直升機的緊湊結構和試車臺周圍環境，制定相應標定方案。

扭矩測試系統介紹

扭矩測試系統由扭矩應變片、電源模塊、采集模塊、無線網關、專用夾具、軟件及配套附件組成，主要功能詳見表1。扭矩測試系統極大節約了測試中反復布設有線數據采集設備所消耗的人力和物力，無線數字信號傳輸方式消除了長電纜傳輸和集流環引起的噪聲干擾，整個測試系統具有極高的測量精度和抗干擾能力。由于主旋翼軸和尾傳動軸上的安裝空間小，儀器跟隨軸一起旋轉，因此在不影響旋轉系統特性的情況下，設計了質量足夠小的專用夾具。夾具采用分體設計，電源模塊與采集模塊分離，對稱安裝。主旋翼軸和尾傳動軸的管卡抱箍固定形式見圖1。

表1 扭矩測試系統組成和功能。

扭矩測試系統工作原理如圖1所示。扭矩節點將電阻應變片產生的應變電信號傳送到信號處理電路，信號處理電路對扭矩模擬信號提取放大，并進行模/數轉換，經編碼器編碼處理后，由無線發射模塊發射給接收模塊，解碼器解析出扭矩數據后，將在軟件界面顯示，完成聯合試車臺試驗過程的扭矩測量和顯示。

圖1 扭矩測試系統工作原理圖。

在軸上需要施加的拉力

在扭矩測試系統上施加實際工況量程30%以內的固定測試拉力，將各次施加的拉力與扭矩檢測系統顯示的數值進行比對。根據某型無人直升機《傳動系統強度計算》中提到的數據，主旋翼軸內直徑48mm，外直徑56.6mm，材料成分34CrNi3MoA，20℃時彈性模量E=194GPa，泊松比0.3（比對鋼材），發動機額定轉速5500rpm對應主軸轉速約580rpm。尾傳動軸最大扭矩47.2N?m，尾減速器輸出轉速約為3141rpm。

將尾傳動軸扭矩代入經驗公式：T=9550P/n，T為扭矩，P為功率，n為軸上轉速；

得到P=15.52kW；

實驗室實測20℃環境下發動機功率，如表2所示。

表2 環境溫度為20℃的功率數據。

已知尾減速器的效率為95%，主減速器的效率為97%。

根據表2，發動機最大功率P=77.75kW。

據單旋翼帶尾槳無人直升機工程經驗，按照主減速器輸出功率的85%傳遞給主旋翼軸計算，主旋翼軸上的功率約為58.25kW。

代入經驗公式，最大輸出功率時主旋翼軸的扭矩Tm≈959.12N?m

所以，標定過程中給主旋翼軸施加0～300N?m的扭矩，尾傳動軸施加15N?m的扭矩。

加載力形式分析

通過理論分析，試驗加載力的形式有三種，即單邊力、雙邊同向力和雙邊反向力。為了確定哪一種力適合本文標定的加載形式，分別對三種情況進行有限元分析。

通過有限元分析發現，在施加單邊力情況下，主旋翼軸上受力不均勻且發生形變，原因是單邊力在產生扭矩的同時也會產生彎矩，影響試驗結果見圖2；

圖2 單邊拉力試驗方案。

施加雙邊同向力時，主旋翼軸上受力分層且發生形變，原因是雙邊同向力所產生的扭矩相互抵消，只留下彎矩，不滿足試驗要求，如圖3所示；

圖3 雙邊同向拉力試驗方案。

當施加雙邊反向力時，主旋翼軸受力均勻，且沒有發生形變，雙邊反向力所產生的彎矩相互抵消，只留下扭矩，符合試驗要求，如圖4所示。

圖4 雙邊反向拉力試驗方案。

標定

標定主要是根據槳葉上施加的已知拉力，修正系統處理后的數據。根據槳葉長度，分別取主槳葉2m，尾槳葉0.43m計算扭矩和拉力。

主槳葉上需要施加的拉力F1=300÷2÷2=75N；

尾槳葉上需要施加的拉力F2=15÷2÷0.43=17.4N≈20N；

最大拉力在人體承受范圍內，可以直接用手施加拉力。

在圖5位置安裝固定工裝，距離主旋翼軸軸心2m的位置粘貼標識，試驗人員使用標定過的拉力器在標識位置施加等大反向的兩個垂直于旋翼和旋翼軸徑向的水平拉力F1如圖6所示。扭矩測試系統實時反饋測量數據，通過軟件計算，數據會自動生成一段曲線，截選一段波動較小的數據，求得平均值，減小人為操作誤差。同理測得尾傳動軸上標定的數據。

圖5 扭矩標定固定工裝。

圖6 槳葉受力圖。

數據分析

標定數據

通過標定測得的扭矩與實際力矩對比，誤差不超過5%，數據記錄如表3和表4所示。

表3 距主旋翼軸軸心2m的標定試驗數據。

表4 距尾傳動軸軸心0.43m的標定試驗數據。

對測得的數據進行分析，經過對軟件計算的系數進行修正，主旋翼軸和尾傳動軸上測得的扭矩與實際力矩誤差不超過5%，滿足使用要求。

數據精度評估

為評估扭矩測試系統的數據測量精度，在標定完成后對試車臺進行開車，在發動機額定轉速5500rpm下記錄相關數據。為保證試驗數據的可靠性，剔除一個TCU開度下只記錄的一組數據，對一個TCU開度下的多組數據計算平均值，整理得到表5數據。

表5 額定轉速5500rpm 時試車臺試驗數據。

試車臺開車時，當地氣溫約為5℃，根據實驗室測得0℃和10℃環境下發動機功率，通過插值算法得到5℃下發動機功率見表6。

表6 環境溫度為5℃、轉速5500rpm 時發動機功率數據。

采用曲線擬合的方法，將發動機功率值和TCU開度進行處理，使其具有更好的線性，如圖7所示。

圖7 發動機功率擬合曲線圖。

根據5℃條件下發動機功率擬合曲線，得出TCU開度為16.2%，22.5%，36.1%，55.9%和75.8%的發動機功率。

根據某單位提供的主減速器傳動效率，計算得到發動機功率（試車臺），并對數據進行精度評估，得到表7結果。

表7 數據精度評估結果。

結論

通過對比表7數據發現，試車臺計算的發動機功率與實驗室實測數據擬合的發動機功率誤差不超過5%，證明標定后的扭矩測試系統符合使用精度要求。

通過理論分析和測試結果驗證，該標定方法適用于某型無人直升機主旋翼軸和尾傳動軸上扭矩測試系統的標定，保證了扭矩測試系統的數據測量誤差不超過5%。在無人直升機快速發展的今天，此標定方法為其他無人直升機扭矩測試系統標定提供了參考。從整個標定過程和結果來看，本標定方法過程簡單，實用性強，可以極大提高扭矩測試系統的測量精度。并且該扭矩測試系統經標定后已交付用戶使用。