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。

本试验由中航总六O二所与中国空气动力研究与发展中心联合开展，研制了专用测压旋翼模型，以片式压力传感器为测量元件，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孑L”的方案，通过地面悬停和风洞前飞试验，研究了桨叶表面压力分布测量技术和数据采集处理技术，获得桨叶表面特征剖面的压力分布，掌握了旋翼模型表面压力测量试验技术。

收稿日期：2008-06-102．1传感器选取及标定传感器的选取满足以下原则：(1)重复性、线性度好，温漂、滞后小；(2)具有优良的频响特性，要求其截至频率远高于旋翼模型额定转速的8倍频率，以满足动态测量要求；(3)传感器对离心力和惯性力不敏感；(4)传感器形式为薄片式，要求体积小，质量轻，厚度小于1m m。

最终采用的微型片式表面压力传感器包括126直升机技术总第155期EN D EV C O 公司8515C 、K ul i t e 公司LQ 一062、LQ 一067系列。

2．2传感器在旋翼模型上的布置试验采用的旋翼模型为抛物线后掠带下反桨尖和抛物线后掠桨尖。

旋翼模型旋转方向为俯视顺时针。

采用桨叶表面预先压槽，表面粘贴片式压力传感器的布置方法。

每副旋翼模型其中两片桨叶布置传感器，一片桨叶布置18个压力传感器(简称为l 号桨叶)，另一片桨叶布置4个传感器(简称为2号桨叶)。

桨叶生产时预留出压坑、压槽和布线槽，保证安装传感器后能保证翼型形状。

l 号桨叶分别在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为：r ／R =0．7、0．915两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：x ／c=0．03、0．10、0．30、0．58；下表面：x ／C=0．04、0．18、0．60r ／R=0．65、0．75两个剖面为特征点测试剖面，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 ／e=0．10；下表面：x ／c=0．182号桨叶分别在r ／R =0．65、0．75、0．975剖面上布有测压点。

桨叶弦向测压点布置为：r ／R=0．65、0．75两个剖面为特征点测试剖面，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=O ．18图l 为桨叶模型和传感器安装照片。

图1桨叶模型和传感器照片×6m 风洞第二试验段进行，主要设备是直升机4r n旋翼模型试验台。

3．I 试验方法3．1．1压力传感器标定及粘贴压力传感器标定采用静标定方法，通过密闭腔体对传感器施加标准压力，检验输出和给定压力之间的关系。

在桨叶预留的压坑、压槽位置用双面胶粘贴相应的压力传感器，并用南大705胶固化维持表面形状。

为保护压力传感器，并对桨叶生产时为压力传感器预留的压槽和压坑进行保形，试验前对桨叶上布置有压力传感器的位置采用透明胶带进行裹覆，并在压力传感器测量腔面处用刀片对胶带作开口处理。

3．1．2地面悬停试验旋翼轴转速：n=900、1032r pm 。

周期变距：0．=00，0。

=0。

总距角：007=00，2。

，4。

，60，70，8。

，9。

，10。

，9。

，80，7。

，60，4。

，20，00o3．1．3俯仰、滚转力矩最小配平风洞前飞试验在给定拉力系数、旋翼轴倾角、风速和旋翼轴转速条件下，操纵总距和周期变距到配平状态，使俯仰、滚转力矩为零。

模型状态：抛物线后掠桨尖；抛物线后掠带下反桨尖。

旋翼转速：n=1032r pm 。

拉力系数：C t =0．008、0．010、0．012。

风洞配平前飞试验照片见图2。

3试验方法及数据处理地面悬停试验在中国空气动力研究与发展中心图2风洞前飞试验(C A R D C )的地面悬停间进行，风洞前飞试验在8m2008年第3期兰波，等：旋翼模型桨叶表面压力测量试验1273．2数据采集处理3．2．1数据采集旋翼模型的气动载荷是周期性变化的，采用动态信号的采集方法。

试验台的P X I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“个点。

这样，采样频率达到f s=64×n／60。

压力传感器供电桥压为10V，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，再通过引电器滑环传输到数采系统。

3．2．2数据处理旋翼气动载荷系数的计算，采用旋翼的桨尖速度caR、大气密度P和桨盘面积7rR2作为参考量；压力系数的计算，需扣除当地大气压，并采用旋翼的桨尖动压作为参考量，为扣除当地大气压后的相对压力值。

压力计算公式如下：C P=(P—Po)／[(1／2)p(∞R)2]大气密度由试验时的P0、Td、u等参数计算给出，经验修正计算公式如下：P=Po／(287．053(273．15+T d))一0．000007705U2其中，P0的单位为：m ba r，T n的单位为：℃，u的单位为：m／s，p的单位为：kg／m3。

对采集到的数据进行F FT变换和计算后，取旋翼模型旋转频率的0～10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。

结果未进行支架干扰和洞壁干扰修正。

4试验结果4．1地面悬停试验图3给出了抛物线后掠带下反桨尖旋翼的悬停试验中，压力系数零阶量(时均压力系数)在弦向的变化情况(桨叶r／R=0．7特征剖面的上表面)。

翼型剖面压力系数分布随总距角的变化规律明显，随着总距角的上升负压逐渐增大。

翼型上表面负压最大值在相对弦长x／e=0．1处。

受到桨叶模型翼型前缘曲率限制，该区域只布置了一个压力传感器，难以准确得出负压最大值点。

4．2配平前飞试验结果配平前飞试验中M x和M z配平值都保持在±20N nl以内，配平精度较高。

图4为抛物线后掠带下反桨尖旋翼模型风洞前飞配平试验(风速64．8m／s，旋翼转速1032r pm，主轴倾角一10。

，配平拉力系数0．012)中，在相对半径r／R=0．7处上表面x／c=0．1测量点的五圈时间历程数据散点图。

x／e桨叶特征剖面的上表面压力零阶量图3悬停压力结果l I，(。

)图4压力时间历程散点图散点图数据有明显的变化规律，五圈数据重合性好，反映了桨叶压力数据的周期性。

试验结果表明：多数压力传感器测得的压力系数周期性很好，也有一些压力传感器测得的压力系数基本上不随方位角而变。

要判断压力数据是否可信，首先应检查其时间历程曲线，如出现压力系数基本上不随方位角而变等异常，则该数据不可用。

图5为该试验状态，r／R=0．7剖面上表面在四个特征方位角(20、920、182。

和272。

)上的弦向压力系分布。

由于采系统一圈中有64个采样点，其间隔为5．625。

，无法精确定位在00、90。

、180。

和2700位角上，故采用了最为接近的位角。

128直升机技术总第155期从图中可以看出，弦向压力分布特征明显，具有较好的规律性，不同方位角下压力的差异反映了配平前飞试验中桨叶表面压力的非对称性。

O-0．2--0．4-0．6．-0．8d一1．0一1．2-1．4一1．6一1．8—2．o图5不同方位角的压力系数试验开展情况反映出传感器粘贴工艺尚有待改进。

由于桨叶表面形状特殊，在进行透明胶带裹覆时桨叶表面翼型形状及胶带可靠性难以保证。