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).doc

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。1 试验设备及旋翼模型1.1 试验设备试验设备包括旋翼模型试验台及动力、操纵控制、测量数采等系统。测量系统包括旋翼天平、扭矩天平、载荷应变片、动态压力传感器，分别测量旋翼载荷、变距拉杆载荷、桨叶表面动态压力。并且配备了监视报警系统和振动监视系统，实时监视旋翼模型及台体的运行和振动情况，确保试验设备和模型的安全。1.2 试验模型研制抛物线后掠桨尖形状和三维桨尖形状（抛物线后掠+下反）的4米直径的旋翼模型，三维桨尖形状旋翼模型桨叶在0.95R处下反20°，其桨叶平面形状见图1，三维CATIA外形见图2。图 1 桨叶平面形状示意图图 2 三维桨尖桨叶CATIA外形图旋翼模型基本参数见表1。表1模型旋翼基本参数旋翼直径4米桨尖速度216 米/秒桨叶片数4片桨叶扭转角-12°/R桨叶基本弦长0.1635 米旋翼实度0.104翼型配置：0.26R0.95R剖面，桨叶翼剖面25%弦长处的厚度中点均位于变距轴线上；0.95R1.0R剖面，桨叶翼剖面25%弦长处的厚度中点均位于参考线上，参考线根据抛物线规律给出，桨叶配置了OA 系列的3种翼型。桨尖形状及下反角：抛物线后掠桨尖和抛物线后掠带下反桨尖。桨尖后掠并下反的起始位置为r=0.95R；桨尖各剖面后缘成直线，参考线根据抛物线规律在XZ平面向后掠，桨尖尖削比为1:2（1.0R剖面处弦长为0.08175m），桨尖各剖面的弦长由此确定；下反角为20°。桨叶表面压力测试点： 模型桨叶分别在r=1300mm、1400mm、1500mm、1830mm、1950mm（r/R=0.65、0.7、0.75、0.915、0.975）剖面上布有测压点。桨叶弦向测压点布置：r/R=0.7、0.915二个剖面的上表面布置有4个测压点，下表面布置有3个测压点。测压点位置为：上表面从前往后依次为：x/C=0.03、0.10、0.30、0.58，下表面从前往后依次为：x/C=0.04、0.18、0.60；r/R=0.65、0.75两个剖面为特征点测试剖面，仅在上表面x/C=0.02处布置一个测压点；r/R=0.975剖面上下表面各有一个测压点。测压点位置为：上表面：x/C=0.10，下表面：x/C=0.18。x均为测压点距当地剖面前缘的距离。为安装压力传感器和布置导线，需要在桨叶表面预压压坑和布线槽。 压力传感器安装在桨叶表面预留的压坑内, 用胶粘剂与桨叶粘接, 压力传感器导线从旁边预留的布线槽内引出, 再沿桨叶展向布线槽引至根部。在布置压力传感器的剖面r=1400、1830处，需在上下表面压出一深（距表面）为0.2mm宽（径向）为40mm长为整个弦向长度的压槽。在布置压力传感器的剖面r=1300、1500、1950处，需压出一深为0.2mm宽为15mm长为整个弦向长度的压槽。从r=480到r=1400，上表面展向布线槽宽为21mm，下表面为15mm；从r=1400到r=1830，上表面展向布线槽宽为15mm，下表面为9mm；其余布线槽宽为7.5mm。布线槽深均为1.2mm。所有布置传感器的压坑，深均为1.2mm；在r=1400、1830剖面上表面x=0.03b0、下表面x=0.04b0处和在r=1300、1500剖面上表面x= 0.02b0处的压坑，直径为3mm，其它的压坑直径为7.5mm。图3 三维桨尖形状的旋翼模型布线槽深、压坑深均以压槽底面为基准。研制的三维桨尖形状的旋翼模型见图3。2 桨叶表面动态压力传感器安装布置模型桨叶分别在r=1300mm、1400mm、1500mm、1830mm、1950mm（r/R=0.65、0.7、0.75、0.915、0.975）剖面上布有动态压力传感器，其中r/R=0.7、0.915两个剖面分别布置有7个压力测量点（上表面4个，下表面3个）。微型压力传感器从国外引进，考虑到在桨叶剖面前缘的特殊情况，引进了两种压力传感器（见图4），其中一种尺寸较小，适合布置在桨叶前缘或在小尺寸桨尖处。LQ-062外形图（直径1.6mm，厚0.76mm，重量0.2g）LQ-47外形图（直径4.1mm，厚0.63mm，重量0.1g）图4 两种微型压力传感器在传感器布置粘贴方面，充分考虑传感器对旋翼结构和气动外形的影响，改进了以往传感器直接粘贴在桨叶表面的传统方法，而是进行预埋，在桨叶展向留有压力传感器导线通过的压槽，使供电和信号导线都在桨叶的内部（见图5），布好压力传感器后可以很好地更好地维持桨叶的气动外形（见图6和图7），使测量结果更真实可靠。图5 信号传输导线的布置图图6 布置好动态压力传感器的桨叶模型 图7 桨叶模型动态压力传感器布置的局部图3试验状态、测量及数据处理3.1 试验状态旋翼转速：900 r/min 和1032r/min两种转速；周期变距： s =0°，c =0°；总距角：旋翼转速为900 r/min时7 =18°，间隔为1°；而旋翼转速为1032r/min时7=212°，间隔为2°。3.2 测量及数据处理压力传感器供电由精密稳压电源通过引电器滑环传输到传感器，压力传感器输出信号未放大，通过引电器滑环传输到数采系统。在进行试验数据采集时，采用动态信号的采集方法。试验台的数据采集系统具有96个通道同步采集的功能。试验时采样的触发信号采用旋翼模型的方位角信号，每转采集64个点。这样，采样频率达到fs=64×n/60。对采集到的数据进行FFT变换和计算后，取旋翼旋转频率的010阶谐波量；保存平均后的8圈的原始数据，并计算其中5圈的时间历程数据。这样可以有效的捕捉桨叶表面压力的动态变化。3.3 压力系数定义压力系数定义如下： (1)式中，P 翼型表面静压，P0 来流静压， 来流空气密度，V 来流速度。而对于直升机旋翼来说，由于它要旋转，因此桨叶各剖面的来流条件各不相同，为了得到较好的比较，我们采用如下的压力系数定义： (2)图 8 下反桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼悬停性能比较式中，P 桨叶表面测压传感器所在位置处的静压，P0 环境气压，0 空气密度，R 旋翼模型桨尖速度，试验中得到的桨叶表面测压传感器测得的压力即为相对量P-P0。4 试验结果分析4.1下反（三维）桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼性能的比较图8给出了下反桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼悬停性能试验结果的比较，图例中的900和1032为旋翼转速，2是指采用第二个扭矩天平通道数据。从图上可看到，两种桨叶的旋翼悬停性能差别甚小，但在低拉力系数时非下反旋翼稍占优，而高拉力系数时下反旋翼稍占优，中等拉力系数时基本相同。4.2 三维桨尖旋翼模型桨叶表面压力测量试验结果分析图9分别给出了旋翼转速为900r/min时，0.915R剖面各个测压点上的压力系数CPR随旋翼拉力系数CT的变化。图例中NO.1和NO.2表示两次试验的结果。从图中可见到桨叶剖面各测压点压力系数CPR随旋翼拉力系数CT基本成线性变化，压力系数的规律性都很好。随旋翼拉力系数CT增大，上表面各点的压力系数CPR减小，即上表面的吸力增大；随旋翼拉力系数CT增大，下表面各点的压力系数CPR增大，即下表面的压力增大，各测压点都符合其应有的变化规律，压力系数两次试验的重复性也很好。(a) 上表面，x/c=0.03(b) 上表面，x/c=0.1(c) 上表面，x/c=0.3(d) 上表面，x/c=0.58(e) 下表面，x/c=0.04(f) 下表面，x/c=0.18(g) 下表面，x/c=0.6图9 桨叶剖面压力系数-旋翼拉力系数关系曲线（r/R=0.915,n=900 r/min）4.3 剖面压力系数沿弦向变化的试验结果图10（图10a和图10b）给出了0.915R剖面压力系数在总距角7=6°和7=8°时的弦向分布试验结果。从图中可以看出，随着总距角的增大，上表面的压力系数增大，特别是靠近前缘的压力峰值增大明显，剖面压力系数的试验结果符合弦向分布规律。(a) 7=6°(b)7=8°图10剖面压力系数弦向分布试验结果（r/R=0.915）5 结论a） 试验表明，目前采用的桨叶表面压力传感器布埋和测量技术能较好地测量桨叶表面的动态压力，压力测量结果能反映旋翼桨叶压力分布规律；b）试验结果表明，抛物线后掠带下反桨尖与抛物线后掠桨尖相比，在较大拉力条件下提高性能具有一定的优势。今后的研究工作改进：目前的传感器安装方式对工艺水平要求较高，有待今后进行改进；一个剖面上布置得测压点较少，不能较完整地反映桨叶上的压力分布，须增加测压点。参 考 文 献1. Desopper A. et al. Effect of an anhedral sweptback tip on the performance of a helicopter rotor. Vertica, 1988, 12(4): 345-355.2. Xu G. H. and Wang S. C. Analytical approach to aerodynamic characteristics of the helicopter rotor with anhedral tip shape, Chinese Journal of Aeronautics, 1998 11(4), 250-256.3. Joncheray P. H., Aerodynamics of helicopter rotor in hover: the lifting-vortex line method applied to dihedral tip blades. Aerospace science and technology 1997, 1(1): 17-25.4. 招启军.新型桨尖旋翼流场及噪声的数值模拟研究. 博士学位论文，南京航空航天大学，2005.5. Zhao Q. J. and Xu G. H. A study on aerodynamic and acoustic characteristics of advanced tip-shape rotors. Journal of the American helicopter society, 2007 52(3):201-213.6. Perry F.J., Aerodynamics of the Helicopter World Speed Record. Presented at the American Helicopter Society 44th Annual Forum, 1988.Experimental Measurements of Blade Surface Dynamic Pressure for Rotor Model with Three-Dimensional Blade Tip In HoverLin Yong-feng1 Huang Jian-Ping1 Yan-jun2 Chen Wen-xuan2(1. Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory, CHRDI, Jingdezhen, 3330012. China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen , 333001)Abstract: Designed a4m model rotor with sweptback parabolic and anhedral tip, Some minitype pressure sensors were disposed on five sections of one blade. And investigations for the effects both sweptback parabolic tip and sweptback parabolic together with anhedral tip on its dynamic surface pressure have been made in hover. The data of blade surface pressure were obtained by dynamic signal acquisition method. Some conclusions were draw by the analysis of test results.Key words: Three-Dimensional blade tip, rotor, surface pressure, test189