18-某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验(兰波)(4)

163

第二十六届（2010）年全国直升机年论文

某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验

兰波 彭先敏 章贵川

（中国空气动力研究与发展中心低速所）

摘 要：在Φ3.2米风洞使用旋翼翼型动态测压试验装置和动态压力传感器测量动态压力，完成了某旋翼翼型动态测压试验，建立并验证了翼型模型动态俯仰振动的测压方案、数据采集、数据处理方法，具备了在Φ3.2米风洞完成翼型模型动态俯仰的测压试验能力。

1 试验目的

a ．研究旋翼翼型表面压力分布测量试验技术，形成翼型动态压力测量试验能力；

b ．获得该翼型动态压力分布特性；

c ．获得该翼型动态失速的升力、俯仰力矩特性，研究折算频率、迎角正弦振动范围等因素对其影响。

2 试验设备与模型 2.1 Φ3.2米风洞

Φ3.2米风洞是一座开、闭两用的回流式风洞，该风洞开口试验段长5m ，横截面为圆形，直径为3.2m ，开口试验段的最高风速可达115m/s 。本试验在开口试验段进行。

2.2 翼型变迎角试验装置

翼型变迎角试验装置见图1。翼型变迎角试验装置不随模型运动，由试验装置两侧立柱上的轴承支撑模型绕转轴运动。

采用低转速、大扭矩的力矩电机配合专用变频器和控制器驱动模型，通过平行四边形机构带动模型以翼型1/4弦线为转轴正弦运动。

2.3 翼型试验模型

翼型模型水平布置在风洞中央，采用相对厚度为9%的某旋翼翼型，弦长500mm ，展长1500mm ，下表面开盖板，内部布置差压式动态压力传感器。为保证翼型模型风洞试验的流动二元性，在模型左右端分别连接端板，两块端板跟随翼型一起运动。模型采用碳纤维结构，表面测压点处预埋铜管。测压剖面位于模型展长中央位置，该剖面布置28个测压点。测压点预埋铜管通过软管把压力传输到压力传感器的测量端。压力传感器参考压由共用的参考压软管通过多通接头输入。

2.4 动态压力传感器

测压元件采用ENDVECO 公司的8510B 差压式动态压力传感器。除上表面前缘20%之前的测压孔采用量程5PSI 的动态压力传感器，其余传感器量程均为2PSI 。

2.5 迎角传感器

迎角传感器采用电位器式传感器，该传感器的测量范围是0º～340º，测量精度优于0.1º，最大响应频率500Hz ，最大速度200rpm 。迎角传感器安装在试验装置旋转轴轴端。

2.6 PXI 总线数据采集系统

图1 翼型变迎角试验装置

164

试验数据采集采用Φ3.2米风洞配套的PXI 总线数据采集系统。

1、试验内容

翼型动态运动必须满足折算频率k 相似准数。折算频率定义为定常运动的时间c/2V 与振荡运动时间1/ω之比：k=ωc/2V

试验内容包括不同风速、不同正弦振动频率、不同振动初始角、不同振幅下的模型动态压力测量。翼型模型正弦振荡，模型迎角正弦变化，规律为α=α0+α1sin2πft ，振幅α1最大为10°，振动频率f 最大为6Hz ，试验最大风速85m/s ，试验折算频率k 范围为0.0154～0.139。

2、试验方法

试验数据采用动态信号的采集方法。将来流动压、模型迎角作为两个参数实时采集，保证来流动压、迎角和压力数据同时采集。数据采集采用定时触发，根据模型不同振动频率，保证一个周期采样达到128点，采集20个周期。

根据迎角对8个周期原始信号进行插值、平均等预处理,最终得到定迎角下的翼型压力分布数据。通过对翼型压力分布积分得到不同迎角下的翼型升力系数CL 、俯仰力矩系数Cm1/4。

压力系数计算：

∞

∞-=

q p p C i pi

法向力系数、切向力系数计算：

x d C x d C C 1

u p 1

l p N ⎰⎰-=

y d C y d C C u max

l u max

l y y af p be p A ⎰

⎰

-=m ax

m ax

翼型升力系数CL 计算：

ααsin -cos A N L C C C =

翼型绕1/4弦线的俯仰力矩系数Cm1/4计算：

x )d x (0.25C C C 1

u p l p 41m --=⎰)(/

翼型动态气动特性的迟滞程度用法向力亏损系数Kn 来进行评价：

⎰

⎰=m ax

/ααααmin

d C d C K N N n

3 试验结果

3.1 不同迎角下的压力分布

图2给出了同一试验状态（V=34m/s ，α=15°+10°sin2π2t ）不同迎角下的弦向压力分布。该试验状态下迎角均为正值，弦向压力分布上表面主要为负压，下表面为正压，压力分布特性揭示了翼型升力的来源。

翼型剖面的负压（绝对值）最大值主要在上表面前缘，上升行程中，α=5.52°时C p =-1.1，α=11.26°时C p =-2.7，α=15.56°时C p =-4.6，α=20.82°时C p =-6.5，α=22.32°时C p =-2.6，负压绝对值在迎角最高点附近突然减小；下降行程中，α=22.32°时C p =－0.8，α=20.82°时C p =－0.49，α=15.56°时C p =-0.69，α=11.26°时C p =-1.8，α=5.52°时C p =-1.1。上升和下降行程的压力分布完全不同，上升行程中上表面前缘的负压尖峰明显，且随迎角增大而增大，但到迎角最高点附近有所降低；下降行程在迎角最高点附近时，上表面前缘的负压尖峰完全消失，直到迎角减小到16°附近负压尖峰才开始出现，其后更加明显，到迎角最小值时与上升行程基本重合，是翼型动态运动中空气流动分离和再附特性的典型表现。