一種改進后的尾槳葉安裝角測量方法

耿麗松，楊茜茜，焦帥克，王澤峰

（1.中國飛行試驗研究院飛機所，陜西 西安 710089；2.中國飛行試驗研究院測試所，陜西 西安 710089）

在直升機尾槳葉設計階段，為了使氣動力沿槳葉展向相對均勻分布，不同徑向位置處的安裝角會設計成負扭轉分布，一般槳根處的安裝角大于槳尖處的安裝角。尾槳葉在旋轉過程中，存在揮舞運動和擺振運動[1-3]，槳葉各剖面不同安裝角的設計特點就導致在槳葉旋轉時，揮舞運動和擺振運動必然存在耦合，即揮舞方向的受載情況會影響擺振方向的應變輸出，擺振方向的受載情況同樣會影響揮舞方向的應變輸出。

對揮舞和擺振的耦合運動進行解耦是飛行載荷測量中的重要環節，這一環節在地面載荷標定試驗中完成。簡單來講，揮舞-擺振解耦的物理方法即為在垂直于某一剖面弦線和平行于該弦線的方向上分別進行靜態加載，以獲得該剖面純粹的揮舞彎矩、擺振彎矩與揮舞響應、擺振響應的關系。對于形狀規則的一般結構件或者固定翼飛機的平直機翼而言，載荷標定試驗較為簡單，逐級加載和記錄各級輸出即可。而由于直升機槳葉各剖面弦線不在同一平面的這一特殊性，在進行槳葉揮舞-擺振載荷標定之前，確定槳葉各剖面的安裝角則是必須完成的第一步。

目前在國內外工程實踐中，通常采用應變計法進行飛行載荷測量，在飛行實測前需對尾槳葉進行載荷標定。試驗中尋找各剖面安裝角的一般做法[4-5]是，槳葉根部固定，尖端在擺振方向施加一定載荷，不斷調整槳葉固定端角度，記錄各剖面揮舞方向應變片的輸出值，得到揮舞應變輸出隨調整角度的變化關系，當某一剖面揮舞應變輸出為零時，我們認為此時對應的角度即為該剖面的安裝角。這種物理解耦的方法較為成熟，已廣泛應用于我國各類直升機型號任務中[6]。

但是，在某型直升機地面載荷標定試驗中，發現使用該方法進行安裝角測量時，重復性并不太好，得到的結果與槳葉固定時的初始角度有較大的關系，試驗初始角度改變，結果便發生變化。

本文首先介紹尋找槳葉安裝角的傳統工程方法，通過實例指出其中存在的缺陷；從理論層面分析了這種缺陷的來源和造成的影響，并給出數據修正辦法和此類試驗的改進建議；最后以某型直升機尾槳葉尋找安裝角的工程實踐為例，證明了該改進方法的準確性。

1 確定尾槳葉安裝角的傳統方法

以往的工程手段通常是在一定范圍內多次調整尾槳葉固定端角度，測量擺振方向加載時揮舞應變計的輸出，由此得到揮舞方向應變輸出為零時的擺振加載角度，該角度即為該剖面的安裝角。

根據經典薄翼型理論[7]，槳葉或機翼受氣動載荷時，翼型壓力中心大致位于距離前緣的1/4弦線處，所以測量尾槳葉揮舞彎矩的電阻應變計一般貼在各剖面上下翼面的距離前緣1/4弦線位置[8]，上下翼面各貼一組平行應變片，組成全橋電路[9]，如圖1和圖2所示。

圖1 揮舞應變計貼片位置示意圖

圖2 全橋電路示意圖

橋路輸出電壓U與激勵電壓E關系如式（1）所示。

其中，k為應變計靈敏度系數，ε為槳葉剖面揮舞應變值。

將尾槳葉槳根處固支，槳尖處加載，調整至豎直位置，使弦線與豎直方向（即擺振加載方向）呈一定初始角度β0。在一定范圍內調整尾槳葉固定角度β，如圖3和圖4所示。記錄在不同角度擺振方向加載時，對應的揮舞方向應變輸出X，繪制角度β和揮舞輸出X的擬合關系曲線，得到線性關系式如式（2）所示。由此，即可得到揮舞輸出X為0時的擺振加載角度β，即為所要求的該剖面安裝角。

圖3 擺振加載方向示意圖

圖4 加載剖面示意圖

這里以某型直升機尾槳葉剖面r1和r2為例說明該類試驗的缺陷，使用這種方法進行尾槳葉的安裝角測量。

第一次試驗時，調整尾槳葉從初始角度0°到終止角度10°，得到各角度下的揮舞應變輸出值如圖5所示，令兩個剖面揮舞輸出值X等于0，可得出剖面r1和r2安裝角分別為-8.091°和-6.286°。

圖5 各剖面揮舞輸出與調整角度關系

為了確保試驗有較好的重復性，又反向調整尾槳葉角度進行第二次試驗，即調整尾槳葉從初始角度10°到終止角度0°，得到的結果如圖6所示，令兩個剖面揮舞輸出值X等于0，可得出剖面r1和r2安裝角分別為-3.299°和-2.449°。這個結果與第一次試驗有明顯的不一致性。

圖6 各剖面揮舞輸出與調整角度關系

兩次試驗僅僅是改變了角度的調整順序，便得到了不一致的結果，說明試驗方法本身是存在問題的。特定剖面的安裝角應當是一個定值，不應隨試驗流程的不同發生改變。

經過多次試驗確認，發現得到的安裝角結果確實與尾槳葉固定在工裝夾具上的初始角度有關，若初始角度選取不同，得到的結果就是不同的，并且結果的差異性呈現出兩個特點：（1）調整角度的范圍越大，這種差異性就越大；（2）剖面越靠近尾槳葉根部，這種差異性也越明顯。

2 改進方法的理論基礎

針對傳統方法中遇到的問題，進行了一系列猜想與驗證，最終發現：調整的角度不同，則尾槳葉自由端的重力在揮舞方向的分量不同，這將直接影響到揮舞方向應變的輸出。

如圖7所示，坐標系X0OY0為尾槳葉0剖面的平面坐標系，坐標系XOY為標定剖面的平面坐標系，坐標系XGOYG為標定剖面外端部分的重心所在剖面的平面坐標系，坐標系XFOYF為加載平面坐標系。

圖7 各坐標系示意圖

若初始角度為β0，此時標定剖面實際的揮舞應變X0s應為：

其中，K為標定剖面的比例常數，F為加載力大小，LF為加載力對標定剖面的加載力臂，β0為標定剖面與尾槳葉0剖面的初始夾角，βF為加載力剖面與尾槳葉0剖面夾角，βG為標定剖面外端部分的重心所在剖面與尾槳葉0剖面夾角，LG為重力對標定剖面的力臂。

在連接且檢查好測試設備后，通常做法是在空載狀態先記錄一個初始值，再進行加載，加載后的應變計輸出值減去初始值，即為初始角度β0時的應變計輸出，此時相當于清除了β0位置時重力對結果的影響，即輸出值X0應為：

隨后轉動角度至β，此時實際的揮舞應變Xβs為：

而輸出值Xβ為：

當角度較小時，上式也可以寫成：

尾槳葉標定試驗期望得到的是加載力與各剖面應變響應的關系，即（7）式中的第一項，而第二項是重力帶來的影響，是不希望摻雜進去的部分。實際試驗中，轉動角度通常在0°~10°之間變化，則對于初始角度為0°，整個試驗過程重力帶來的影響大致為：

則最大誤差為10°位置，為0.174 G*LG。

對于初始角度為10°，整個試驗過程重力帶來的影響大致為：

則最大誤差為0°位置，為-0.174 G*LG。

于是，便出現了從0°向10°轉動和從10°向0°轉動這兩種試驗流程會產生不一致的結果，且這種影響是不可忽略的。

當β和β0越接近，即轉動角度的變化范圍越小時，重力對結果的影響越小；同時，越靠近槳尖的標定剖面，其外端尾槳葉質量越小，則重力對結果的影響也就越小。

3 基于實例的誤差修正和改進方法

針對上述提到的相關問題，提出了對已有試驗數據的一種修正辦法和對于此類試驗的改進建議。

3.1 對已有數據的修正

使用傳統試驗方法，已得到了從0°向10°轉動和從10°向0°轉動這兩種試驗流程產生的兩組結果，將β0＝0°和β0＝10°分別代入式（7），即可得到任意角度β時的兩種輸出結果。

初始角度為0°：

初始角度為10°：

式（10）減去式（11），即可得到10°位置和0°位置的重力對輸出結果影響的差值。

由此可見，對于特定剖面，式（12）為一定值。在小角度范圍內，可假設重力的影響在0°到10°范圍內線性變化，則通過線性插值，即可得到任意角度位置重力對輸出結果的影響△Xβ_β-0或△Xβ_β-10。

將任意角度重力的影響代入式（10）或式（11），即得到加載力與各剖面應變響應的關系式（15），通過擬合得到各剖面預扭角。

仍然以某型直升機尾槳葉r1剖面和r2剖面的實例來說明上述改進方法。

試驗采用的是CAM500數據采集器，激勵電壓為5 V，采集器以碼值形式輸出，可直接轉換為應變值。

電阻應變計貼在r1剖面和r2剖面上下翼面距離前緣1/4弦線位置，在擺振方向0°到10°范圍加載，加載力恒為100 N。

按照上文提到的傳統方法進行試驗，得到初始角度為0°和初始角度為10°時的兩組數據式（10）和式（11），兩式相減得到10°位置和0°位置的重力對輸出結果影響的差值，見表1和表2。

表1 初始角度不同時所對應的r1剖面應變輸出值

表2 初始角度不同時所對應的r2剖面應變輸出值

可以發現，在相同的加載角度，兩個不同的初始角度對應的兩組數據相差較大，這說明選擇不同的初始角度會明顯影響到應變輸出結果，繼而影響到后續安裝角的計算，因此采用上述改進方法對試驗數據進行修正是很有必要的。

同時，同一加載角度下兩組數據的差值幾乎是相等的，這表明式（12）是個恒定值，與上述理論分析是吻合的，證明了上述改進方法的正確性。

取r1剖面兩組數據差值的平均值為：

代入式（13）或式（14），通過線性插值，得到任意加載角度β時重力對r1剖面揮舞輸出的影響：

使用式（10）和式（11）對原始數據加以修正，得到加載角度與r1剖面揮舞應變輸出修正值關系，見表3。

表3 初始角度不同時所對應的r1剖面揮舞應變輸出修正值

同理，可得到任意加載角度β時重力對r2剖面揮舞輸出的影響：

加載角度與r2剖面揮舞應變輸出修正值的關系見表4。

不難發現，不同初始角度所對應的揮舞應變輸出，經過修正后具有很高的重復性。從修正后的表3和表4中各選出一組數據，擬合出加載角度與各剖面揮舞應變輸出值的線性關系，如圖8所示，得到揮舞應變零輸出時的加載位置，即得到對應剖面的安裝角。

圖8 各剖面揮舞輸出與調整角度關系

表4 初始角度不同時所對應的r2剖面揮舞應變輸出修正值

圖中，用R2來衡量回歸方程整體的線性擬合度，表達因變量與自變量之間的總體關系，其值等于回歸平方和在總平方和中所占的比率，范圍為0~1，R2越接近1，則表示線性擬合度越好。

令應變輸出X等于0，可得對應的加載角度為-5.459°和-4.497°，即r1剖面和r2剖面的安裝角分別為-5.459°和-4.497°。

設計給出的r1剖面和r2剖面安裝角分別為-5.94°和-4.82°，即可計算出通過該方法得到的結果相對誤差為：

滿足工程要求，由此證明了該修正方法的有效性和準確性。

3.2 后續試驗的改進建議和驗證

前文已詳細闡述了基于原始實測數據的修正辦法，實際上，在今后的預扭角試驗中，可以通過調整試驗方法，消除尋找安裝角時的重力影響，直接得到加載角度與揮舞應變輸出的關系。

上述問題存在的原因主要在于初始角度選取不同而帶來的差異，之后的試驗中，可以考慮在每次轉動尾槳葉加載角度后，重新記一次零位，然后再進行加載。即在每一個加載角度，都只得到加載力對應變的輸出值，而消除掉重力的因素，通過這種方式得到的安裝角和揮擺載荷-應變校線，在之后的飛行試驗中，解算出的結果可認為是純氣動力帶來的影響，而不是氣動力與重力共同作用的結果。

在分析清楚上述問題并給出試驗改進建議后，進行了驗證試驗，即在每次加載后清除重力影響，得到數據見表5，擬合曲線如圖9所示。

表5 試驗改進后的應變輸出值

從圖9可知，采用改進建議后的試驗數據線性擬合度較高，得到r1剖面和r2剖面安裝角為-5.506°和-4.529°，與設計值相比較，可知相對誤差為：

圖9 試驗改進后應變-加載角度擬合關系

從圖表也可看出，改進試驗的數據結果與3.1節提出的數據修正辦法得到的結果非常吻合，且與設計值均比較接近，這便驗證了本文改進方法的準確性。本文改進方法的研究思路也為同類型試驗的排故提供了參考方向。

4 結論

（1）對于確定尾槳葉各剖面安裝角的傳統工程方法，指出其中存在的缺陷為忽略了重力影響，從理論層面分析了誤差來源，且通過實例證明了重力影響帶來的這種誤差是不可忽視的。

（2）給出傳統方法缺陷的兩種修正思路，以某型直升機尾槳葉為例，改進并完成了尋找尾槳葉安裝角的工程實踐，證明了改進方法的有效性和正確性，此改進方法在工程上已得到應用和驗證。