某型直升机缩比模型着水试验研究

马玉杰，汪正中

(中国直升机设计研究所，直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)

某型直升机缩比模型着水试验研究

马玉杰，汪正中

(中国直升机设计研究所，直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)

为了研究直升机水上迫降特性，利用某民用直升机1∶8缩比模型，在TsAGI水动实验室开展了静水及规则波中的模型着水试验，测得了模型姿态、驾驶舱及重心处过载系数和模型底部压力时间历程曲线，采用“相对零位”方法进行了试验数据处理，得到了过载、压力峰值，并确定了直升机着水安全范围，给出了保证模型不倾覆的运动参数范围。试验数据分析表明:静水试验中，模型以俯仰角8°～10°前飞着水时，垂向过载较小;规则波试验中，模型以较小的前飞速度落在波峰或波背上，垂向过载较小。此项研究为国内开展直升机水上迫降试验研究提供了参考。

直升机;缩比模型;水上迫降;过载;压力;规则波

0 引言

直升机水上迫降过程是一个高度复杂的流固耦合问题，涉及水弹性、飞溅等各种物理问题，进行数值分析存在很大的难度，试验方法则是研究水上迫降问题的最有效手段。目前直升机水上迫降性能的研究主要是基于缩比动力模型入水试验，在水动试验室模拟直升机入水，评估直升机在静水和波浪中的迫降特性，根据不同工况条件下的着水载荷、姿态变化、压力分布等推荐初始入水参数，确定直升机的最佳迫降程序。

国外针对直升机水上迫降试验技术开展了广泛的研究，获得了大量成熟的技术成果。韦斯特兰公司［1］和英国地效飞行器公司［2］均采用直升机缩比模型进行着水试验研究，模型配备相应的缩比旋翼，以提供2/3升力。美国海军计划开展一系列水上降落试验［3］评估直升机的水上迫降性能。SH－2G应急漂浮系统取证试验选择了水槽模型试验，在吉凯恩(GKN)集团韦斯特兰航宇有限试验室进行。试验室装配了波浪发生器和风发生器，可以模拟5级最高海况环境。试验采用1/10的缩比模型，全部三个轴的重力、重心和惯性矩与全尺寸直升机保持严格的动力学相似。2000年，欧洲［4］开始实施了“CAST－直升机着水适坠性:采用先进的仿真工具进行结构设计”项目，项目完成了WG30部件及全尺寸坠毁试验、地板抗坠毁试验，并采用CRASH软件进行了仿真分析，获得了着水载荷及压力分布的试验数据和仿真数据。

国内20世纪80年代开展了直升机缩比模型水动试验，测量了模型撞水时的过载系数;2011年在605所高速水动力实验室［14－15］开展了某型直升机应急浮囊载荷及漂浮特性试验技术研究，模型带浮囊，机身为框架式结构;2014年开展了某型直升机缩比模型着水试验研究，初步解决了模型投放姿态不可控的问题。

从国外的发展来看，直升机水上迫降试验技术已从缩比模型着水试验发展到部件、全机着水试验，可以考虑模型内部真实结构及破损情况，建立了完整的试验数据库。结合先进的理论仿真工具，基本解决了直升机水上迫降的试验和分析问题。而国内在此项技术领域的研究状况与国外存在明显的差距，仅在模型试验及数值仿真方面做了一些探索研究。

本文针对某民用直升机缩比模型，在俄罗斯中央流体动力研究院(TsAGI)莫斯科分院进行了着水试验研究，详细介绍了试验设备、试验模型、试验要求、试验流程和试验结果，给出了确保直升机不倾覆的运动参数范围，为国内开展直升机水上迫降试验研究提供了参考。

1 试验设备及模型

1．1 试验设备

某民用直升机缩比模型确定水上迫降安全范围试验是在俄罗斯中央流体动力研究院(TsAGI)莫斯科分院的拖曳水池进行的。拖曳水池如图1所示，主要参数为:

1)水池尺寸:池长202m，水面宽度12m，池深6m，试验段长度为84m;

2)拖车性能:拖车速度范围0．1～16m/s;

3)造波性能:规则波波高:30～200mm，规则波波长:3～7．5m。

图2为安装在拖车上的试验台方案图，由用来改变投放高度的齿条、释放模型的电磁锁和改变偏航角、滚转角及俯仰角的旋转单元组成。在试验之前，模型通过电磁锁以某个投放高度和某个偏航角、滚转角和俯仰角安装在试验台上。

1．2 试验模型

直升机着水试验缩比模型如图3所示，由直升机缩比模型和浮筒缩比模型两大部分组成，其外形、尺寸、体积、重心、惯量等参数均按照FROUDE数相似进行缩比。

为了方便安装、调试，模型上配置了若干附件:①机身头部的组件，用于在水池中牵引模型;②机头上的可拆除梁，用于安装额外的配重块，通过高度调整模型重心、惯量;③前机身处的可拆除轴，用于确定惯性矩;④前机身上方的平台，平行于模型纵轴，角度计安装在此平台上，用于模型安装时调试姿态角，试验开始前需拆除角度计;⑤模型上部的电磁铁安装板，用于将模型安装到试验台上，试验过程中通过该电磁铁将模型释放到水中;⑥重心处的可拆除轴用于调整模型平衡;⑦模型内部隔框上布置放水洞，方便模型进水后将水放掉。

模型重心处安装了惯性模块ADIS－16365，测量重心处的角速度、角度及过载;模型前机身处安装了加速度传感器ADXL－321，测量驾驶舱处的过载;模型底部安装了5个压力传感器 XPM10－20BS，测量模型底部不同位置的压力分布。

2 模型试验

2．1 试验方案

正式试验时，模型通过电磁锁安装到拖车上，调整到指定的投放高度和姿态，模型投放高度控制着水垂向速度，拖车水平速度设置向前的着水速度。试验过程中没有模拟旋翼升力，模型通过电磁锁投放到静水或规则波的不同位置(包括波峰，波谷，迎浪和背浪)，规则波由造波机生成。

静水工况时，当拖车加速至投放速度时释放模型;波浪工况时，投放高度定义为浮筒最低点到波峰的距离。释放模型的控制信号根据拖车的速度、波浪相位自动计算，保证模型落在要求的波浪位置(如波峰或者波谷)。

试验过程中数据采集系统实时采集模型入水参数，包括姿态角、过载和模型底部压力的时间历程。各传感器测量的信号记录在安装在模型内部的小尺寸便携式记录设备中，通过蓝牙传输到试验台上的存储设备，再拷到计算机中进行数据处理。试验流程示意图如图4所示。

2．2 试验内容

试验分为两个阶段进行。第一阶段确定落在静水和规则波中时，作用在直升机上的载荷;第二阶段确定直升机的安全迫降范围，也就是确定保证模型不倾覆时的运动参数组合。

2．2．1 阶段1—确定迫降中作用在直升机模型上的载荷

1)静水试验

静水试验包括前飞着水、垂直着水试验，模型以不同俯仰角(6°、8°、10°)、滚转角(0°、5°)、偏航角(0°、15°)和不同垂直下降速度(0．71m/s、1．24m/ s)、前飞速度(0m/s、2．83m/s、5．44m/s)投放到静水中。

2)规则波试验

根据静水试验结果，确定规则波试验中的最优俯仰角，进行不同前飞速度、垂直下降速度、俯仰角、偏航角状态的试验。模型投放在规则波的四个不同截面(波峰、波谷、迎波和背波)。波高为0．156m、0．25m，初始波长选定6个值，根据试验结果中载荷最大的原则，确定试验波长。

2．2．2 阶段2—直升机安全着水状态的确定

波高为0．249m、波长为4．2m，俯仰角为8°、前飞速度为5．44m/s、偏航角±15°、滚转角为5°。模型落在波浪的四个截面:波峰、波谷、迎波和背波。

图5和图6分别为静水和规则波着水试验。

2．3 试验数据处理

试验过程中，进行测试前，各传感器都会有一个初始值，定义为初始零位。零位漂移是任何测试系统的固有特性，本次试验中是由以下因素引起的:

1)模拟信号传感器的初始偏差;

2)模拟信号传感器和测试系统的温漂影响;

3)惯性模块的随机偏差(包括初始偏差、角度和速度的随机差动);

4)惯性模块的温度稳定性(这种情况下惯性模块的偏差不会超过30s);

5)模型加速度对陀螺仪读数的影响;

6)初始的外部条件(包括电压输入、周围大气压、模型相对重力加速度方向的初始姿态的偏差)。

对于这种随机偏差，“相对零位”的处理方法是最简单有效的。试验开始之前，模型以设置的姿态角固定在试验台架上。试验开始后，模型以预定高度、速度朝着释放的位置运动，在释放前约5～7s开始记录试验数据，这部分数据写入一个特殊的文档，即一个特定时间内的相对零位。之后进行试验，记录相应的试验数据。数据处理过程中，传感器读数减去相对零位值，从而得到真实的试验数据。每次试验都需重复以上步骤。

以某工况试验数据为例进行详细说明，图7为未经处理的压力和过载。如图所示，6s前模型固定在台架上沿着轨道运动，每个压力传感器和加速度传感器都有个初始值，此时采集的信号是无用的。6s处模型接触水面，有效信号出现，压力和过载有大幅变化，迅速增大达到峰值，又开始减小。

在记录开始至有效信号出现的数据组中截取一段(本工况截取至5．8s)，单独保存到“零位”文件中。

然后将零位文件加载到数据处理的相应程序中，计算出相对零位的平均值，则真实的有效信号值为所测信号值减去相对零位的平均值，如图8所示。值得注意的是，每一次试验的相对零位都不同，相对零位文件的截取时间也要根据试验数据而定。

3 试验结果分析

3．1 阶段1—确定迫降中作用在直升机模型上的载荷

1)静水试验结果

前飞速度为0时，最大过载及最大压力在俯仰角为0°时产生，随着俯仰角增大，过载减小，当俯仰角大于4°时过载变化不大。滚转角对过载及压力影响不大。前飞速度为2．83m/s、5．44m/s时，最小的垂向过载发生在俯仰角为8°、－10°时，滚转角和偏航角对驾驶舱处和重心处过载影响较小。

图9给出了垂直着水和前飞着水时不同俯仰角下垂向过载极值的变化曲线。

图10为模型底部上的纵向、横向压力分布。可见，模型底部纵向中心线处压力峰值最大，且沿着机头至机尾呈增大趋势。

静水下的模型试验结果表明，在所研究的运动参数范围内，直升机最佳入水俯仰角为:带前飞速度时，俯仰角为8°;不带前向速度时，俯仰角大于4°。在上述角度下着水时水载荷最小，因此将是最安全的。

2)规则波试验结果

初始波长选定为7．2m、6．2m、5．2m、4．2m、3．4m、2．8m，图11给出了不同波长值下，前飞速度为5．44m/s、模型投放到波峰时重心和驾驶舱处的垂向过载变化曲线，可见在所有初始波长中，波长减小，驾驶舱和重心处的过载将会增加。当波长为2．8m时产生最大过载，这是由于波长较小时，投放到波峰或背波的模型会撞击到下一个波的前波，故而产生更大的过载。

模型试验过程中，波高为 0．249m、波长为4．2m，无滚转及偏航，及波高范围为 0．152～0．158m，波长范围为4．2～7．2m的情况下，驾驶舱和重心处的垂向过载最小值发生在投放到波峰和背波处。当模型投放在波峰上时，后浮筒将与波峰接触并沿波的后部滚到波谷。投放在背波时会发生相同情况。而投放到迎波处，当波浪陡度的倾斜角和模型俯仰角一致时，可能与水发生平面碰撞，大多数工况的过载和压力的最大值出现在波谷及迎波的时候。

值得注意的是，模型投放在波的相同位置时，测量到的过载和压力可能变化很大。这是因为在投放试验中，过载和压力由机身底部和浮筒与水面接触的实际角度决定。由于模型长度与波长相近，就算在波的相同位置投放时也很难确保入水条件一致，因此过载和压力的测量结果具有概率性。为得到更为准确的结果，进行大量试验并对测量结果进行统计处理就很有必要。

3．2 阶段2—直升机安全着水状态的确定

本阶段试验的目的是确定一组运动参数，包括前飞速度、俯仰角、滚转角、偏航角，使得模型在指定工况下安全着水不翻机。根据阶段1的试验结果，进行了规则波试验，波高为0．249m，波长为4．2m，俯仰角为8°，前飞速度为5．44m/s，偏航角±15°，滚转角为5°。试验结果表明在指定的运动参数范围内模型足够稳定，展现了横向、纵向稳定性，当落在波高为 0．249m，波长为 4．2m的波浪和波高0．251m、波长3．1m的波浪中，都不会倾覆。

4 结论

本文针对某民用直升机模型进行水上迫降安全范围确定试验，对试验设备、试验方案和试验结果进行了总结，得到如下结论:

1)模型设计首次采用外部设置配重、吊钩的结构设计，改变了将配重装在模型内部的传统思想。所研制的带刚性浮筒缩比模型，经试验验证，具有良好的防水性能，展现了很好的横向、纵向稳定性;

2)模型在所研究的运动参数范围内，当前飞速度为8～15．3m/s时，对应的最优条件是俯仰角为8°～10°;当前飞速度为0时，落在静水上的最优条件是俯仰角为4°～10°，同时垂直下降率应该尽可能小;落在规则波中，最优条件是以尽可能小的前飞速度落在波峰或波背上。

3)根据拖车的速度和波浪相位值来控制投放时间、测试信号无线传输等试验技术，以及试验数据处理方法，可为国内开展直升机缩比模型着水试验研究提供参考;试验获得的过载、压力分布等试验数据，可为直升机水上迫降理论方法研究提供验证依据。

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Research on the Ditching Test of a Dynamical－scaled Helicopter Model

MA Yujie，WANG Zhengzhong
(Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，CHRDI，Jingdezhen 333001，China)

To investigate the ditching characteristics of the helicopter，the ditching test of a civil helicopter model was carried out in TsAGI towing tank．The scale of the model is 1∶8．The model was dropped in the calm water and the regular waves．During the test，the attitude，the overloads in the model fore part and the center－of－mass，the pressure in different part of the model bottom subject to time were measured．The algorithm of zero sampling was applied in the data processing and visualization，the peak values of overloads and pressures were obtained．The helicopter safe ditching range，namely，a combination of kinematic parameters under which the model ditches without overturning was determined．According to the test data analysis，the lower values of the normal overloads could be obtained when ditching at the trim angles of 8－10°on calm water and ditching on wave crest or on back wave at the minimum possible forward speed．The investigation provided some reference for the research on the helicopter ditching test in China．

helicopter;dynamical－scaled model;ditching;overloads;pressure;regular waves．

O353．5;V216．2+3

A

1673-1220(2017)02-050-06

2016－10－09

本论文由国际科技合作项目(2008DFR80210)资助。

马玉杰(1986－)，女，河北秦皇岛人，硕士，工程师，主要研究方向:直升机飞行动力学。