直升機風洞試驗振動監控系統

尹欣繁,車兵輝,章貴川,彭先敏,李 雷

(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)

直升機風洞試驗在直升機氣動設計、直升機旋翼空氣動力學研究以及直升機飛行性能與飛行品質分析與評估等方面起著至關重要的作用[1-2]。在直升機風洞試驗中，由于空氣動力、慣性力及離心力的作用，旋翼及其試驗系統是一個典型的處于周期振動狀態的彈性系統[3]。對于常規單獨旋翼的直升機風洞試驗而言，振動問題往往是制約其安全可靠性的關鍵。如果不能及時、準確地獲悉試驗臺的實時振動情況，在試驗過程中一旦發生共振，輕則影響試驗數據和試驗進度，重則將導致試驗模型和試驗設備損壞，甚至造成人員安全事故。

郭占社等[4]采用加速度計接觸式測量旋翼槳葉振動的方法，由于直接在槳葉上安裝測振裝置會破壞槳葉氣動布局，嚴重影響槳葉氣動性能，最終導致風洞試驗無法測量到準確的氣動載荷。Wollmann等[5]通過激光掃描測振儀對槳葉振動特性進行了測試，該方法沒有考慮到直升機風洞試驗的特殊環境，不僅在風洞試驗現場安裝、架設其他測控設備要求十分嚴格，甚至還可能影響風洞流場。因此，上述兩種方法均不能滿足直升機風洞試驗的需要，不具備明顯的參考價值。

為保障直升機風洞試驗的安全，提升直升機風洞試驗智能化水平，本文專門研制直升機風洞試驗振動監控系統。該系統兼具振動測量與安全保護的功能，不僅能夠實時、準確地測量試驗臺的振動情況，還能夠通過系統軟件配置振動的預警值和停車值，一旦振動幅值超限，能夠通過網絡向直升機風洞試驗管理系統進行及時地預警，并向旋翼動力控制系統和風洞動力控制系統發出緊急停車命令，控制旋翼電機和風洞電機緊急停車，以保障試驗安全。該系統在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所研制的直升機2 m試驗臺上得到了應用，并成功完成了多項重點型號的風洞試驗。

1 系統總體方案

根據系統功能需求，在直升機風洞試驗臺槳轂處安裝3個加速度傳感器(橫向和縱向各安裝1個)和1個紅外光電傳感器。加速度傳感器用于測量試驗臺的振動響應，而紅外光電傳感器用于測量旋翼轉速。轉速信號與振動信號首先經過調理電路進行信號調理，然后再經過數據采集卡進行時間同步采集，最后通過千兆網將采集到的數據傳輸到計算機中，并對所測振動信號的時域、頻域進行處理、分析與記錄。系統總體方案結構框圖如圖1所示。

圖1 系統總體方案結構框圖

2 系統硬件設計

直升機風洞試驗振動監控系統硬件部分主要由加速度傳感器、紅外光電傳感器、信號調理模塊、數據采集機箱以及計算機組成，其硬件結構示意圖如圖2。其中，計算機與數據采集機箱之間通過千兆網線連接，加速度傳感器和紅外光電傳感器與信號調理模塊之間通過帶屏蔽的同軸電纜連接。

系統采用的是PCB公司的單軸加速度傳感器TLD333B50，是一款應用較為廣泛的兩線制IEPE(Integral Electronic Piezoelectric)壓電式加速度傳感器，其靈敏度為1 000 mV/g，量程為±5g，最大采樣頻率為3 000 Hz，能夠滿足系統的設計需要。此外，該型傳感器內置信號放大和調理電路，能夠直接輸出一個高電平、低阻抗的線性電壓信號，抗干擾能力很強，即使通過電纜進行長距離傳輸，也不會引起噪聲的增加。

數據采集系統采用江蘇東華測試技術股份有限公司生產的DH5922N動態信號分析系統，該系統內部集成了一張四通道動態采集卡及一張集成了轉速調理模塊的兩通道轉速采集卡，并配備了測量旋翼轉速的紅外光電傳感器。動態采集卡的量程為-10 V～+10 V，A/D轉換器分辨率為24 bit(每通道獨立)。此外，該卡最大支持256 kHz/通道的連續采樣速率，共模抑制(Common Mode Rejection，CMR)大于等于100 dB。轉速采集卡測量范圍為50～300 000 r/min，測量精度小于0.05%±1轉。無論是振動測量還是轉速測量，均能滿足本系統采集要求。

風洞試驗環境十分復雜，存在較強的電磁干擾和噪聲干擾。考慮到系統穩定性和兼容性要求，計算機采用研華科技有限公司生產的IPC-610-L工業控制計算機。該型號工業控制計算機除了具備常規的抗沖擊、防塵以及防電磁干擾等方面的特點外，同時還提供豐富的IO拓展資源，能夠滿足系統在惡劣環境下的使用需求。

圖2 直升機風洞試驗振動監控系統硬件結構示意圖

3 系統軟件設計

本系統的核心在于軟件設計，系統軟件運行環境為Windows 7，開發環境為LabWindows/CVI 2012。LabWindows/CVI是美國NI(National Instruments)公司開發的面向計算機測控領域的虛擬儀器軟件開發平臺，可以在多種操作系統(Windows XP/Vista/7、Mac OS和Unix)下運行[6-10]。LabWindows/CVI以ANSI C為核心，將功能強大、使用靈活的C語言平臺與用于數據采集、分析和處理的測控技術專用虛擬儀器函數庫進行有機結合，大大提高了測控系統軟件的設計和開發效率。其在風洞試驗測量控制、儀器儀表控制、自動化檢測系統以及工業自動控制等領域已經得到了廣泛的應用。

3.1 軟件總體工作流程

直升機風洞試驗振動監控系統軟件主要有系統板卡配置及初始化、數據采集、數據處理與顯示以及網絡控制等4個功能模塊，分為主程序和中斷服務程序兩部分。其中，主程序主要完成系統初始化、板卡配置以及數據的處理、分析與顯示，中斷服務程序主要實現數據的定時采集，其軟件流程框圖如圖3。

圖3 直升機風洞試驗振動監控系統軟件流程

3.2 軟件功能模塊實現

系統軟件采用自頂向下的模塊化、結構化的設計方法，將復雜的系統軟件設計分解為各子功能模塊的設計，在簡化程序設計復雜性的同時還大大提高了程序設計的效率，降低了軟件開發成本[11-12]。下面簡要介紹系統軟件各子功能模塊的具體實現。

1) 系統板卡配置及初始化模塊

系統板卡配置及初始化模塊通過配置IP地址和端口完成測控機箱與本地計算機的連接，并為數據采集板卡配置時鐘源。由于江蘇東華測試技術股份有限公司只提供了動態鏈接庫，故采用函數指針實現。系統板卡配置及初始化的核心代碼為：

Init=(_Init)(GetProcAddress(hm,"Init")); //初始化

ConnectToServer=(_ConnectToServer)(GetProcAddress(hm,"ConnectToServer")); //連接到數據采集機箱

……

2) 數據采集模塊

數據采集模塊主要負責振動信號和轉速信號的同步采集，得到時域下的振動數據。利用DH5922N動態采集卡提供的函數接口，創建系統的數據采集函數，將不同通道的信號數據依次采集并有序存儲在數組中，為后續數據處理、分析與顯示工作做準備。數據采集的核心代碼為：

StartSample=(_StartSample)(GetProcAddress(hm,"StartSample")); //啟動采集

StopSample=(_StopSample)(GetProcAddress(hm,"StopSample")); //停止采集

GetChannelCount=(_GetChannelCount)(GetProcAddress(hm,"GetChannelCount")); //獲取通道數

GetChnData=(_GetChnData)(GetProcAddress(hm,"GetChnData")); //獲取數據

……

3) 數據處理與顯示模塊

數據處理模塊主要將采集到的原始振動數據進行濾波處理，得到平滑的信號，然后再對濾波后的振動信號進行Fourier變換，得到振動信息的頻譜特性，并計算出該轉速下對應的特征頻率，從而得到對應的階次譜。此外，采用LabWindows/CVI集成開發環境中的Table和Graph控件可輕松實現數據的圖形化輸出。如果振動幅值超過所設定的預警值(一般設置為0.25g)，還能提供給參試人員直觀的預警提示。數據處理與顯示模塊的核心代碼為：

FFT (Xdata_rea,Xdata_ima,3200); //X方向上的時域數據Fourier變換

PlotXY(panel1,PANEL1_SINGLEROTORGRAPH_Y,Xdata,Ydata,i,VAL_FLOAT,VAL_FLOAT,VAL_FAT_LINE,VAL_EMPTY_SQUARE,VAL_SOLID,1,VAL_RED); //繪制X方向的頻譜圖

……

4) 網絡控制模塊

網絡控制模塊主要用于控制旋翼動力系統和風洞動力控制系統，通過在上位機軟件上配置這兩個系統的IP地址和設置停車值即可。一旦直升機風洞試驗振動監控系統監測到試驗臺體的1階振幅超過預設的停車值(一般設置為0.4g)，將觸發網絡控制功能，啟動緊急停車的安全保護機制。

本文設計的直升機風洞試驗振動監控系統上位機軟件界面如圖4。

圖4 直升機風洞試驗振動監控系統上位機軟件界面

4 風洞試驗

4.1 試驗平臺

本次試驗依托中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所研制的直升機2 m試驗臺，在試驗臺的縱向、橫向分別布置一個單軸IEPE壓電式加速度傳感器(本試驗主要觀測縱向和橫向振動情況)，對縱向、橫向振動進行采集。旋翼槳葉采用2 m直徑BO105模型槳葉，在5.5 m×4 m航空聲學風洞分別進行了懸停、配平前飛等狀態的風洞試驗，試驗現場如圖5所示。

圖5 風洞試驗現場

4.2 試驗結果

懸停試驗依據旋翼槳尖Mach數相似原理，采用定轉速改變旋翼總距的試驗方法，通過旋翼天平和扭矩天平分別測量旋翼氣動載荷和旋翼功率，從而獲得旋翼的性能數據。2 m直徑BO105模型槳葉懸停試驗(旋翼額定轉速2 000 r/min)時試驗臺縱向、橫向振動1階幅值隨旋翼轉速變化的試驗結果，如圖6所示。

圖6 懸停試驗時試驗臺縱向、橫向振動1階幅值隨旋翼轉速的變化曲線

配平前飛試驗是利用風洞產生的氣流來模擬直升機在空中真實飛行狀態并通過旋翼操縱系統對旋翼氣動載荷進行配平的試驗。此時，由于風洞氣流與旋翼模型高速旋轉的組合，在旋翼模型上將產生較強的交變載荷。相較于懸停試驗，配平前飛試驗方法更加復雜，狀態也更加危險。2 m直徑BO105模型槳葉配平前飛試驗(旋翼額定轉速2 000 r/min)時試驗臺縱向、橫向振動1階幅值隨旋翼轉速變化的試驗結果，如圖7所示。

圖7 配平前飛試驗時試驗臺縱向、橫向振動1階幅值隨旋翼轉速的變化曲線

從圖6和圖7中可以看出，無論是懸停試驗還是配平前飛試驗，試驗臺的縱向振動情況均較為穩定，振幅基本維持在0.06g以下。而橫向振動情況一開始隨旋翼轉速增加而逐漸上升，后面又隨旋翼轉速增加而下降，最終在2 000 r/min時趨于平穩。其1階振幅在1 662 r/min轉時達到最大值0.36g(此時直升機風洞試驗振動監控系統上位機軟件上將出現振動過大的預警提示)，說明旋翼轉速在1 662 r/min附近時，旋翼旋轉的頻率與試驗臺的一個固有頻率耦合，發生了共振。這個轉速對應的狀態十分危險，在試驗中需盡量避免。

5 結論

直升機風洞試驗振動監控系統能夠準確有效地測量風洞試驗中試驗臺的實時振動情況，并且能夠在振動幅值超預警限時及時給預警，能夠在振動幅值超停車限時及時發送緊急停車命令，控制旋翼動力控制系統和風洞動力控制系統緊急停車，大大提升了直升機風洞試驗的效率和安全性。