Φ2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验
旋翼模型桨叶表面压力测量试验
总第155期2008年第3期直升机技术H EL I C O P T ER TE C H N I Q U ETot al N o．155N o．32008文章编号：1673．1220(2008)03—125-04旋翼模型桨Ⅱ十表面压力测量试验兰波，武杰，黄明其(中国空气动力研究与发展中心低速所，绵阳，621000)摘要采用“桨叶表面预先压槽，再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔”的方法测量旋翼模型桨叶表面压力，在8m×6m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验，研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术，获得了桨叶表面特征剖面的压力分布，建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术。
关键词旋翼模型；试验台；动态压力测量；风洞试验中图分类号：V211．74文献标识码：AT he B l ade Sur f ace Pr es sur e M eas ur em ent Tes t of R ot or M odelL A N B o，W U Ji e，H U A N G M i ng-qi(C A R D C L ow S pee d Inst i t ut e，M i anyang，621000)A bs t r act T he hov er t est and w i nd t unnel f or w a rd fl ig}l t t es t of pr e ssur e m eas ur em ent r ot or m odel sW as condu ct ed usi ng t he m et hod of s que ez i ng t he bl a de surf ac e t o f o r m s l ot s，t hen pa st i ng t he ul t ar m i ni at ur e t hi n pre ss ure t ra ns duce rs and co v er s se ns or s w i t h pa st er．Thi s ar t i cl e r es ear ched t he t echni q ue of bl a de surf ac e pr e ssur e m eas ur em ent，dat a a cqui ri ng and pr o ces s i ng，and obt ai ned t he pre ss ur e di st r i but i ons of bl a de t ypi cal s ec t i ons，a nd c onst ruct ed a n a ppl i ed t e chni que．of t he bl a de surf ac e pre ss ur e m ea sur e m ent of r ot or m ode l．K ey w or ds r o t or m odel；t est s t an d；dynam i c pr e ssur e m eas u r em ent；w i nd t unnel t es t1前言2传感器选取及布置作为直升机风洞试验技术的经典内容，旋翼模型桨叶表面压力测量具有相当难度，国内一直以来没有开展相关研究和试验。
悬停状态大拉力情况旋翼功率计算经验修正系数确定方法
The Method to Determine the Empirical Correction Coefficients for Rotor Required Power Calculation Under Large Thrust in Hover
WANG Zhengzhong1 ，MA Yujie1 ，ZHONG Weigui2
∫ dY P ≈ k∫ dX Ωr + k∫
T≈k
x0 B 1 0写成无因次形式： k B －2 － － CT ≈ c r cd r 2 π x0 y k B －3 － － c r cd r 0 2 π x0 y － r － c R 为旋翼半径， r= ， c= 。 式中， R R CP
2 C P = 0 ． 04057 θ3 0 ． 7 + 0 ． 00594 θ0 ． 7 + 0 ． 000632 θ0 ． 7 + 0 ． 0001531 = f2 （ θ0． 7 ） （ 9） f 1 （ θ0 ． 7 ） 、 f2 （ θ0． 7 ） 的表达式是不同 不同的旋翼，
－ 4 ［ c + 2 c d2 （ θ0． 7 + 0 ． 05 θ1 － k1 a0 － α0） ］v 1 ｝ 3 d1 － － 8 c v 2 + cT v 1 3 d2 1
图1 叶素的速度关系与受力关系
v1 为诱导速度， 图 1 中， Ωr 为叶素的当地周向 速度， 入流角 由两个相互垂直的速度 Ωr 和 v1 所 定义， 即 = tan
－1
v1 v1 ≈ 。 Ωr Ωr
由于旋翼塔试验测量的总距是 0 ． 7 R 剖面的， 因此叶素当地攻角为： α = θ0 ． 7 + r － 0． 7 ) θ (R
旋翼机飞行试验报告
旋翼机飞行试验报告1. 引言本文旨在对旋翼机进行飞行试验并记录试验过程、结果以及相关数据分析。
旋翼机是一种具有多个旋转翼的飞行器，其飞行原理主要依靠旋转翼的升力和推力产生。
本次试验旨在评估旋翼机的飞行性能和稳定性。
2. 实验目的本次试验的主要目的如下： - 评估旋翼机的起飞性能； - 测试旋翼机在不同速度下的稳定性； - 检验旋翼机在不同飞行模式下的操纵性； - 收集试验数据以供进一步分析和改进旋翼机设计。
3. 实验装置和方法3.1 实验装置本次试验所使用的旋翼机为型号XYZ-123，采用了X型布局的四旋翼设计。
旋翼机配备了测量高度、速度和姿态的传感器，并且装有数据记录仪。
实验过程中，我们还使用了操纵杆和遥控器来控制旋翼机的起降和飞行模式切换。
3.2 实验方法在试验开始前，我们先对旋翼机进行了全面的系统检查和预热。
然后，我们按照以下步骤进行试验： 1. 首先，我们将旋翼机放置在平坦的试验场地上，并确保周围没有任何障碍物。
2. 我们连接电源并启动旋翼机的电机，在旋翼机起飞前进行预热和稳定。
3. 通过遥控器控制旋翼机进行起降，记录起飞性能数据，包括起飞时间、所需距离和高度。
4. 在旋翼机稳定后，我们逐步增加速度，记录不同速度下的稳定性数据。
5. 在达到最大速度后，我们测试旋翼机在不同飞行模式（如自动悬停、自动导航和手动操纵）下的操纵性能。
6. 实验结束后，我们将旋翼机降落并关闭电机。
4. 实验结果与数据分析在试验过程中，我们记录了一系列数据，包括起飞性能、稳定性和操纵性能。
下面是主要的实验结果和数据分析： - 起飞性能：根据记录的数据，我们计算出旋翼机的平均起飞时间为3秒，平均起飞所需距离为5米，平均起飞高度为2米。
- 稳定性：在不同速度下，旋翼机都能稳定飞行，但在较高速度下出现了轻微的颤抖现象。
这可能是由于气流对旋翼机的干扰引起的。
需要进一步分析来优化旋翼机设计。
- 操纵性能：旋翼机在自动悬停和自动导航模式下表现出良好的定位能力和稳定性，能够精确悬停或按预定航线飞行。
悬停旋翼桨盘诱导速度的测定实验报告
Vy (m/s)
-0.108 -0.079 0.369 0.365 -0.133 0.171
Vz (m/s)
0.357 0.749 1.094 1.691 0.170 0.102
表 4. 900RPM 时原始数据
序号 1（23#） 2（33#） 3（0#） 4（32#） 5（20#） 6（34#） 平均压力 1
7 6 5 4 3 2 1 0 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1
Φ (deg)
7.153 13.446 16.098 19.361 1.511 12.265
600RPM 900RPM
α (deg)
6.162 -0.688 2.139 1.713 0.238 7.444
β (deg)
3.639 13.429 15.959 19.288 1.492 9.776
图 4. 来流角度的定义与相互关系
5/8
?0.7× 5
5
红点 4 3
2
58°
?4
2
5
1 3
1
4
图 5. 五孔探针结构图
140
分 区 设计 审核 工艺 批准 共 张 第 日 期 日 期
1Cr18Ni9TiA
日 期 阶段标记 重量 比例
6/8
张
图 6. 五孔探针测速原理示意图
7/8
附录 2 数据处理 Matlab 代码
( K 2.0) ( K 2.0) 0 1800
2.4 计算压力系数：
1.73 1.207 10 3 2 1.0667 10 8 6 kq 9 6 1.58 1.900 10 ( 15) 1.11104 2 4.938 107 4 ko 2 5 3 0.05 1.975*10 ( 15) 5*10 ( 15) 0.73 1.65 103 2 5.00 10 5 3 ks 2 4 2 0.5275 1.65*10 ( 15) 8.0*10 ( 15) ( 150 ) ( 150 ) ( 150 ) ( 150 ) ( 150 ) ( 150 )
直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验
2019年05月 总第427期65军民两用技术与产品Dual Use Technologies & Products 科技动态直升机所圆满完成ACF智能旋翼振动主动控制试验航空工业直升机设计研究所圆满完成智能旋翼振动主动控制试验，成功在4m 直径ACF 模型旋翼上实现悬停与前飞试验验证，研究取得了阶段性成果。
ACF 智能旋翼基于智能压电材料的压电驱动器实现后缘襟翼的主动控制，进而从源头实现减振降噪、性能提升，因此在直升机减振降噪方面存在巨大潜力。
ACF 智能旋翼的关键部件为后缘襟翼，而后缘襟翼的驱动机构和控制系统则是智能旋翼的核心技术。
该试验的完成为智能旋翼的进一步研究奠定了坚实的技术基础，积累了宝贵的试验经验，使我国智能旋翼技术的成熟度再次获得提升，为全尺寸级装机验证奠定良好基础。
（中国航空新闻网）我国首套出口深海机械手完成现场验收中国科学院沈阳自动化研究所研制的深海机械手顺利完成了现场测试和验收，成为我国首套出口国外的深海机械手。
在国家和中科院等项目的持续支持下，沈阳自动化所研制的深海液压机械手已在“深海勇士号”载人潜水器和“海星6000”遥控潜水器等多套作业型潜水器上得到成功应用，全海深机械手已完成万米整机压力试验和海上搭载应用试验。
今后，结合科考作业需求，沈阳自动化所将进一步开展高集成度、高可靠性、易维护的新型深海机械手研制工作，力争使我国深海机械手技术及装备跻身国际先进行列。
（中科院沈自所网站）航天科技集团外骨骼助力机器人项目通过验收中国航天科技集团有限公司中国空间技术研究院空间外骨骼助力机器人研究项目顺利通过医疗与科研机构的评审验收。
外骨骼机器人是融合机械、电子、传感、控制、信息、移动计算等技术于一体的可穿戴智能机器人系统，可实现人类智能与机器人力量的完美结合，有效提高穿戴者的负载能力、肢体运动能力及运动耐受力，在空间探索、地外星体探测、单兵装备、抗震救灾及康复医疗等领域均有很好的应用前景。
共轴双旋翼直升机悬停方向的控制实验研究报告精品文档11页
共轴双旋翼直升机悬停方向的控制摘要本文主要目的是设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制系统。
文中主要介绍了此控制系统的设计方案，在时域和频域中详细地分析了系统的稳定性、稳态性能和动态性能。
并且，为达到设计指标，对系统进行了串联校正，使系统能够较好地达到了指标要求。
在控制系统的设计过程中，利用了Scilab和Matlab软件进行仿真分析，动态直观地反映了系统的性能。
关键字共轴双旋翼直升机串联校正稳定性稳态性能动态性能引言研究背景20世纪40年代初，航空爱好者开始对共轴双旋翼直升机产生浓厚的兴趣。
然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。
1932 年，单旋翼带尾桨直升机研制成功，成为世界上第一架可实用的直升机。
从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。
然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。
俄罗斯1945 年研制成功了卡-8 共轴式直升机，至今发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。
美国也于50 年代研制了QH-50 共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。
从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶共轴双旋翼形式直升机。
在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。
经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。
研究对象特点分析共轴双旋翼直升机有两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。
两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。
航模技术中的气压悬停是怎么实现的
航模技术中的气压悬停是怎么实现的？气流会不会干扰气压大小呢？添加评论分享按投票排序按时间排序6 个回答8赞同反对，不会显示你的姓名谯睿智，控制科学与工程，无人机爱好者，面向硬件…甚谁、张悦滢、郭晓等人赞同旋翼无人机中应用较多的是气压计和加速度计（惯导）融合方案，融合方式有互补滤波也有KF。
下面这张图是我在飞行试验中MS5611气压计测得气压并转换成海拔高度的原始数据，可以看出静止或悬停时（数据前段），传感器存在（大约±20cm）噪声，但基本可以接受。
后段是在做定高平飞时候测得的高度，由于受运动状态下气压变化的影响，气压传感器的测量值波动很大。
我为了改善高度测量的准确度，引入加速度计在Z轴方向上的测量值，与气压计一起做KF，然后得到下图蓝线所示的融合值。
运动状态下大概是±50cm的范围，和现在商品飞控的标称一致。
下面两张也是对比。
目前在气压计的处理上，我只是简单的包裹了一层海绵。
实际飞行中，10m/s以下的水平速度下定高飞行效果还是不错的，但当打满杆飞行的时候，还是会有明显的掉高（目测最高2m）。
飞控算法是一回事，飞行器本身也会有影响，例如@徐浩浩提到的对气压计的处理，还有增加飞行器的动力冗余，因为在飞行器运动状态下，大倾角的运动会丧失一部分升力。
我飞过phantom3和F450+NAZA，phantom3对电机、电调、电池（4S）的优化做得很好，在飞行器高度的响应上也很不错，满杆状态下也没有明显的掉高。
发布于2016-02-19 5 条评论感谢分享4赞同反对，不会显示你的姓名李赧郎，玩航模，做电路，回答刻薄是常态，就是看…发布于2016-02-17 添加评论感谢分享所以还是需要反对一下楼上所有回答，尤其是天天喷我的那个李赧郎，答不对题，根本没有搞清楚题主在问什么（hhh就当报私仇了）。
题主关心的是外部气流对气压计读数的影响，而不是气压计怎么对应到高度。
就算是剖开旋翼的气流，在平飞，或者悬停遇风对气压计都有很大影响。
多旋翼X类技术等级飞行测试动作要求
多旋翼X类技术等级飞行测试动作要求：一、基础级：（一）八级：1，垂直上升；2，目视高度悬停飞行（不少于5秒）；3，垂直下降；4，平稳降落在2米圈内。
整个飞行过程控制在2米圈内。
（二）七级1，目视高度悬停飞行；机头向前垂直上升至目视高度悬停10秒，垂直下降着陆。
2，四位悬停：机头向前垂直上升至目视高度悬停4秒，任意方向每自转90°悬停2秒，垂直下降着陆。
整个飞行过程中模型不能出2米圈。
（三）六级1，四位悬停：垂直上升至目视高度悬停4秒，任意方向每自转90°悬停2秒，垂直下降着陆。
2，自转一周：垂直上升至目视高度，悬停2秒，目视高度任意方向匀速自转360°（不少于4秒/圈），垂直下降着陆。
3、垂直矩形；除垂直矩形外，飞行过程中模型不能出2米圈。
二、中级（一）五级(示意图见附件三)1，倒垂直三角形；2，机头向内水平盘旋一周；3，水平8字飞行；4，十米高度水平直线飞行：4秒以上；5，45°下降，降落在2米直径的着陆区内。
（二）四级(示意图见附件三) 1，垂直矩形带180度自转2，机头向外盘旋一周3，迎风直线飞行4，顺风直线飞行5，45°下降着陆（三）三级(示意图见附件三)1, 菱形（带转）2，“M”字（带转）3, 正筋斗一个；水平直线进入筋斗，在进入高度改为水平直线飞行。
4, 横滚一周：水平直线飞行进入横滚一周，改出水平直线。
5，垂直圆形带自转一周；水平直线进入，垂直圆形顶部行进中自转一周，在进入高度改为水平直线飞行。
6，螺旋上升（两圈）；水平直线进入小半径盘旋上升两圈改为水平直线飞行。
7，急停着陆：水平直线飞行中急停，垂直下降定点着陆；进入高度不低于5米，下降过程中偏移不大于2米。
第十三条遥控模型飞行员理论培训考核大纲一、航空航天模型基础知识（一）：适用于八级、七级、六级申请者：1,航空模型简介。
2,遥控航空模型飞行安全常识。
二,航空航天模型基础知识（二）适用于五级、四级、三级申请者：1,航空模型运动的发展史。
22-悬停状态三维桨尖旋翼模型桨叶表面动态压力测量试验(26室 林永峰)(7)
第二十六届(2010年)全国直升机年会论文悬停状态三维桨尖旋翼模型桨叶表面动态压力测量试验林永峰1黄建萍1严军2陈文轩2(1.中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室，江西景德镇，333001；2.中国直升机设计研究所，江西景德镇，333001；)摘要：研制了抛物线后掠带下反的4m直径三维桨尖形状的旋翼模型，在一片桨叶的5个剖面上布置了微型压力传感器，开展了悬停状态下抛物线后掠桨尖和抛物线后掠带下反桨尖旋翼模型动态压力测量试验。
采用动态信号的采集方法测量了桨叶表面压力，对试验结果进行了分析，给出了分析结论。
关键词：三维桨尖；旋翼；表面压力；试验0 引言桨尖形状对旋翼性能有着重大的影响。
桨尖区域是一个非常敏感的区域。
它既是桨叶的高动压区，又是桨尖涡的形成和逸出之处，桨尖形状小的改变就能导致桨尖涡的涡强和轨迹有大的变化，从而影响旋翼的流场、气动载荷和噪声。
因此，采用合适的桨尖形状，能有效地改进旋翼的气动性能[1] [2] [3] [4] [5]，对直升机旋翼桨尖形状的理论和试验研究已成为当今旋翼气动研究的重要课题。
自70年代以来，美、英、法、德和俄国先后开始了各自的旋翼桨尖形状的研究。
在80年代后新研制的直升机旋翼上，就很少使用矩形桨尖了。
大量的非矩形桨尖在直升机旋翼上得到广泛的应用，特别是采用BERP桨尖的英国“山猫”直升机于1986年创造了400.87km/h的世界直升机速度记录[6]。
使研究人员认识到桨尖形状的改进是改善旋翼气动特性的重要途径之一。
美国西科斯基公司还在旋翼台上用UH-60A旋翼模型试验了三种桨尖，桨尖长度为6%，三种桨尖分别是后掠桨尖、双后掠尖削桨尖（DST桨尖）和双后掠尖削带20°下反桨尖。
欧洲的法国和德国在三维桨尖的理论分析和试验方面也开展了许多研究工作，德国在三维桨尖的气动机理研究方面开展了流场显示和表面测压试验研究。
本次桨叶表面动态压力测量试验研制了抛物线后掠、抛物线后掠+下反桨尖形状的两付4m直径的旋翼模型，研究悬停状态下三维桨尖对旋翼气动特性的影响。
悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法
rB = (1 - w) rC + wrA
(3)
按照自由尾迹的定义 , 涡线的节点 ( 图 1 , 位置为
r (ψ,ζ) ) 以当地速度自由地移动 ,因此 ,单根涡线的
控制方程可以写为 :
5 r (ψ,ζ) 5ψ
+
5
r
(ψ,ζ) 5ζ
=
V ∞ + vind
Ω
(4)
式中 ,ψ和ζ分别是桨叶方位角和尾迹寿命角 , V ∞和
ri- 1 , j- 1)
(5)
5r 5ζ
=
2Δ1ζ( ri , j
+
ri- 1, j
-
ri , j- 1 -
ri- 1 , j- 1)
图 1 桨叶附着涡系及尾迹模型
Fig. 1 Model of blade bound vortex and wake
桨尖涡的卷起位置按 Betz 卷起规则[9]确定 。如
1 计算方法
1. 1 桨叶气动模型
倾转旋翼的桨叶气动模型采用 Weissinger2L 升力 面理论 。如图 1 所示 ,桨叶沿展向分成若干小段 ,在 每一小段中附着涡环量为常数 ,位于桨叶 1/ 4 弦线位 置 ,所有的附着涡段组成升力线 。附着涡环量的径向 变化引起尾随涡系从桨叶后缘拖出 ,在升力线与尾随 涡系之间存在一组弦向涡段 ,这组弦向涡段与升力线 一起构成桨叶的附着涡系 ,每片桨叶用整个附着涡系 来代替 。控制点布置在各网格的 3/ 4 弦线中点处 。 考虑到桨叶环量在靠近桨尖部分变化梯度较大 ,这里 桨叶采用了 cos 法分段 。 通过在控制点满足不穿透边界条件 ,可求出附着 涡环量沿径向的分布 。
形状 。本文初始尾迹形状采用非畸变尾迹 ,其轴向位 移由动量理论确定 。然后 ,由桨叶控制点处的不穿透
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总第155期2008年第3期直升机技术H EL I C O P T ER TE C H N I Q U ETot al N o．155N o．32008文章编号：1673．1220(2008)03—121-03④2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验黄明其，兰波，王天虹(中国空气动力研究与发展中心低速所，绵阳，621000)摘要为满足直升机选型试验及旋翼气动特性机理性研究的需要，中国气动研究与发展中心低速所研制了但m旋翼模型试验台。
试验台研制经历方案论证、分系统设计加工与研制、分系统安装调试、试验台总装及动力／传动系统联调等阶段，完成了地面调试和悬停试验，并在∞．2m风洞完成了配平前飞试验，已形成2 m直径量级旋翼模型桨尖马赫数相似的悬停试验和前飞试验能力，提高了直升机风洞试验和研究能力。
关键词旋翼模型；试验台；悬停试验；风洞试验中图分类号：v217文献标识码：AH over a nd For w ar d Fl i ght Tes t of t he q02mR ot or M odel Test St andH U A N G M i ng—qi，LA N130，W A N G T i a n—hong(C A R D C L ow Spe ed I nst i t ut e，M i anyang，621000)A bs t r act T o m eet t he r equi r e m e nt s of he l i copt e r t yp e sel ect ion and dyna m i c char ac t er i st i c pr i nc ipa l r es e ar ch，C A R D C L ow Speed I nst i t ut e dev el op ed4,2m r ot or m odel t es t s t a nd．The devel opi ng of t es t s t a nd ex per i enced t he f ou r proce ss of s che m e a rgum e nt at i on，s ub s ys t em de ve l opi ng，sub—s ys t e m debuggi ng，t e st s t a nd i nst al l at i on and dynam i c s ys t e m／t ra nsm i s si on com bi ned debuggi ng．T he gr ou nd debuggi ng and hover t es t w a s conduct ed，and t he f or w a rd f l i ght W as condu ct ed i n4,3．2m w i nd t u n—ne l．So t he hov er t est and f or w ar d f l i g ht t est abi l i t y of4,2m r o t or m odel bl a de t ip m ach num be r s im i l—i t u de w a s f or m ed，and t he he l i copt e r w i n d t unnel t es t and r es ea r ch abi l i t y w a s enhanced．K ey w or ds r ot or m odel；t est s t a nd；hover t es t；w i nd t unnel t es tl引言为满足直升机选型试验及旋翼气动特性机理性研究需要，配套完善直升机旋翼模型试验技术，中国空气动力研究与发展中心低速所研制了∞m旋翼模型试验台(简称两米台)。
为满足旋翼模型桨尖马赫数相似准则，根据桨尖马赫数0．64的设计指标，两米台旋翼轴额定转速收稿日期：2008-05一18为2100rpm。
通过研制大功率、小体积的交流变频电机，保证了动力系统试验承载能力。
从2002年开始，两米台研制经历方案论证、分系统设计加工与研制、分系统安装调试、试验台总装及动力／传动系统联调等阶段，2004年完成试验台总装，2005年完成了地面凋试和悬停试验，并在4,3．2m风洞完成了配平前飞试验，两米台已具备两米直径量级旋翼模型桨尖马赫数相似悬停试验和前飞试验能力。
122直升机技术总第155期2两米台概况两米台由台体、动力系统、传动系统(含滑油系统)、主轴倾斜系统、旋翼模型操纵控制系统、测量系统、数据采集处理系统、监视报警系统等八部分组成。
传动系统的滑油油车、动力系统的电控柜位于地面，数采系统、监视报警系统、主轴倾斜系统和旋翼模型操纵控制系统的控制部分均位于控制间内。
(1)台体两米台台体主要包括活动台架和固定台架两大部分。
活动台架包括桨毂、自动倾斜器、操纵控制系统电动作动筒、旋翼天平、扭矩天平、弹性联轴节、传动轴、减速箱及电机等部分；固定台架包括底座、主轴倾斜电动作动筒等部分。
活动台架和固定台架通过台体摆动中心和主轴倾斜电动作动筒连接成一体。
在地面调试和悬停试验中，台体通过过渡台架安装在悬停准备间，桨毂模型中心距地面高度为2．78m。
图l为试验台通过过渡台架安装在地面悬停间的照片。
图1试验台在地面悬停问的照片(2)动力系统动力系统是两米台的关键子系统，由高速中频电机、C D E7500变频控制器、电控柜、增量型编码器(带转速反馈)及相关电气附件组成。
变频电机额定功率65kW，转速为1000一11400 rpm，冷却方式采用水冷，变频控制中引入了过热保护。
旋翼主轴可正反转并可限速，转速范围为208—2375r pm，额定转速2100r pm，其转速控制精度优于1％。
(3)传动系统传动系统由减速箱、下传动轴及轴承座、上传动轴及轴承座和扭矩构件(包括联轴器、扭矩传感器)等组成，减速箱包括用来润滑与冷却的液压油车。
(4)主轴倾斜系统主轴倾斜系统由一个全数字式电作动筒和驱动控制单元组成，用于改变旋翼轴倾角，从而模拟直升机在悬停、前飞等状态下的姿态。
电动作动筒位置控制精度优于±0．05m m，驱动端轴向载荷最大为l O kN。
根据与试验台的联调结果，主轴倾角范围为一25。
一15。
，角度控制精度优于0．1。
(5)旋翼模型操纵控制系统旋翼操纵系统由全数字式电作动筒、作动筒控制器、控制计算机组成。
通过控制作动筒长度，从而控制旋翼模型桨距角，模拟直升机旋翼的各种飞行姿态。
根据调试结果，总距角操纵范围为00一250、纵向周期变距角范围为一15。
一150、横向周期变距角范围为一l O。
一l O o，桨距角控制精度优于0．10。
(6)测量系统测量系统由旋翼天平和扭矩天平组成。
扭矩天平与旋翼天平分开布置，有效地减小了旋翼天平的尺寸。
旋翼天平采用盒式应变天平结构形式，利用应变梁变形的大小来感受力的大小，解决了安装空间小，阻力元件布置较难等问题。
扭矩天平为单分量天平，采用扭矩轴式结构，通过弹性联轴节与旋翼轴联接。
(7)数据采集处理系统数据采集处理系统采用P X I总线，具有96通道16位并行采集处理的能力，采样速率不小于100 kH z／通道。
3地面调试和悬停试验地面调试经历了分系统调试、桨叶静平衡检查、2008年第3期黄明其，等：qy2米旋翼模型试验台悬停和前飞试验123桨毂动平衡检查、桨叶共锥度调试、桨叶动平衡试验等过程。
地面调试和悬停试验时台体通过高度为0．5I n的过渡台架安装在悬停准备间。
桨毂模型为铰接式，具有四个变距摇臂(摆振刚硬)。
旋翼模型直径两I T I ，玻璃钢桨叶，片数为四片，翼型为N A C A 0015，翼型弦长60m m ，旋翼实度为0．0764，无负扭转。
(1)台体动力学特性通过在地面安装底座与过渡台架底座之间的四个顶点位置附加4个橡胶圈，经动态测试台体在桨毂水平面最接近旋转频率35H z 的频率为27．5H z ，其动力学特性满足悬停试验要求。
(2)桨毂动平衡试验空桨毂运转，旋翼轴转速分别为300、1050、2100r pm ，对桨毂模型进行动平衡检查，旋翼天平测量到的阻力和侧力一阶量均小于20N ，试验台台体振动频域一阶量不大于0．05g 。
(3)桨叶共锥度及动平衡调试旋翼轴转速1050r pm ，总距范围为0。
～2。
，用频闪仪观察桨尖色带的方法检查旋翼桨叶共锥度，再进行桨叶动平衡调试，通过在桨毂c 号支臂桨叶销上附加5g 配重，使得阻力和侧力一阶量小于100N ，经振动实时监视试验台台体振动频域一阶量不大于0．3g ，未出现共振现象。
(4)悬停试验悬停试验共进行了三次，图2为试验结果。
P 。
重复性精度为0．32％，见表l 。
图3给出了悬停试验得到的悬停效率曲线。
本旋翼模型在给定总距0，=80获得了悬停效率的拐点，最大悬停效率-q=0．56。
表1悬停试验结果重复性精度O ．60O ．55o-500．45羞0．40O ．35O ．30O ．250．20O ．0020．0040．006O ．008O ．0100．0120．014Ct图3悬停效率曲线4前飞试验两米台首次前飞试验于2005年l O 月在中3．2m 风洞开口试验段完成。
试验台台体通过过渡台架安装在∞．2m 风洞安装底座，过渡台架高度为0．24TTI ，旋翼中心高度略高于风洞中心。
图4为试验台在多3．2m 风洞的照片。
F y(N J图2悬停结果曲线图4试验台在仍．21II 风洞的照片悬停试验时旋翼为2100r pm 的额定转速，根据旋翼拉力系C ．≤0．012的限制．实际给定的总距前飞试验采用定拉力、桨毂力矩最小配平法。
角07最大值为8。
根三次悬停试验结果，在给定操纵旋翼总距角及周期变距角．配平旋翼载荷至给总距07为7。
时，拉力Fy 重复性精度为0．35％；功率定的拉力系，N 日,-t 使俯仰力矩小于10N m。
124直升机技术总第155期在三个不同前进比下，数采系统采集到的拉力系数与两个需配平值基本重合，见图5。
数采系统采集到的俯仰力矩最大值为2．6N m，达到了其配平值小于10N m的要求，见图6。
根据拉力系数分别为0．008、0．01时共计9次图5拉力系数配平结果配平结果(不同前进比和旋翼轴倾角下)，风洞前飞试验配平精度分别为0．45％和0．37％，见表2。
图7给出了前飞试验得到的旋翼功率系数随前进比的变化规律。
在该前进比范围内，前进比增大旋翼需用功率减小。
表2拉力系数配平精度图6俯仰力矩配平结果c．需配平值0．0080．01C。
实际配平值70．007984．0．009945 c．实际配平值l0．008017o-009965C．实际配平值80．0079970．009971 C．实际配平值20．0080170．009987C。