直升機(jī)旋翼流場(chǎng)特性PIV試驗(yàn)分析

(1.中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.總參陸航部駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍事代表室，江西景德鎮(zhèn)， 333002)

李春華1，曹金華2，吳裕平1

0 引言

旋翼是直升機(jī)的關(guān)鍵部件，其流場(chǎng)特性與直升機(jī)性能、載荷、振動(dòng)、品質(zhì)和噪聲等密切相關(guān)［1］，是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)必須解決的關(guān)鍵問(wèn)題之一，也是直升機(jī)研制的基礎(chǔ)。在當(dāng)前旋翼非定常理論分析存在困難的情況下，PIV試驗(yàn)［2-3］是旋翼流場(chǎng)特性研究的關(guān)鍵技術(shù)手段之一。

歐美各國(guó)在旋翼流場(chǎng)試驗(yàn)研究方面取得了較好的進(jìn)展［4-5］，尤其是隨著激光測(cè)速技術(shù)的日益成熟，已發(fā)展成為復(fù)雜流動(dòng)研究的重要手段。借助于LDV和PIV技術(shù)，國(guó)外開展了一系列旋翼流場(chǎng)試驗(yàn)［5-6］，獲得了大量的旋翼槳尖渦結(jié)構(gòu)和發(fā)展歷程的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并以此修正和改進(jìn)了自由尾跡、CFD等旋翼非定常分析方法［7-8］。而在國(guó)內(nèi)，PIV技術(shù)目前主要應(yīng)用在定常流方面的試驗(yàn)研究［9］，對(duì)于旋翼非定常流場(chǎng)的試驗(yàn)分析開展得相對(duì)較少。

本文針對(duì)高性能的模型旋翼開展了在懸停和前飛狀態(tài)下的旋翼PIV試驗(yàn)研究，獲得了不同試驗(yàn)條件下的旋翼誘導(dǎo)速度分布以及槳尖渦的運(yùn)動(dòng)軌跡，為旋翼非定常流動(dòng)研究提供試驗(yàn)支持。

1 試驗(yàn)設(shè)備與模型

1.1 旋翼模型

模型旋翼槳葉的槳尖形狀為拋物線后掠型，4m直徑，實(shí)度0.1，槳葉平面形狀見圖1。

圖1 模型旋翼示意圖

1.2 主要試驗(yàn)設(shè)備

1)PIV系統(tǒng):包括照明激光器、同步控制器和高速數(shù)字相機(jī)。

2)Φ4 m旋翼機(jī)身組合模型試驗(yàn)臺(tái)［7］:由臺(tái)架系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)、操縱控制系統(tǒng)、主軸傾斜系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)、監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)及振動(dòng)監(jiān)視系統(tǒng)等組成。

3)粒子發(fā)生器［9］及粒子擴(kuò)散裝置:粒子發(fā)生器主要由液體供應(yīng)系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)、壓縮氣供應(yīng)系統(tǒng)以及蒸發(fā)器組成［8］。粒子制備上采用技術(shù)成熟的乙二醇/丙二醇粒子制備方案。

4)粒子投放移測(cè)架:為Y、Z向兩自由度移測(cè)架，安裝電控系統(tǒng)，便于精確控制和定位，可滿足旋翼流場(chǎng)粒子投放要求。

5)六自由度移測(cè)架:由于測(cè)量位置變化，前飛試驗(yàn)時(shí)用到六自由度移測(cè)架，激光器或攝像頭安裝在姿態(tài)調(diào)整機(jī)構(gòu)上，可實(shí)現(xiàn)α、β、γ的變化。在安裝攝像頭的機(jī)構(gòu)上，可適當(dāng)調(diào)整攝像頭位置，以保證最佳的圖像捕獲效果，位置確定后，姿態(tài)調(diào)整機(jī)構(gòu)在調(diào)整角度過(guò)程中保持激光器與攝像頭之間的相對(duì)位置不變。

1.3 試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)分為懸停和前飛兩種狀態(tài)。

1)懸停試驗(yàn)

懸停PIV測(cè)量試驗(yàn)時(shí)，在地面懸停間，使用直升機(jī)尾槳試驗(yàn)臺(tái)隨動(dòng)系統(tǒng)作為PIV測(cè)量的支撐平臺(tái)，采用粒子投放移測(cè)架作為粒子發(fā)生器及粒子擴(kuò)散裝置的支撐平臺(tái)，而模型安裝、試驗(yàn)轉(zhuǎn)速及總距等參數(shù)的變化則是通過(guò)Φ4 m旋翼/機(jī)身組合模型試驗(yàn)臺(tái)加以實(shí)現(xiàn)，試驗(yàn)方案示意圖如圖2所示。

2)前飛試驗(yàn)

前飛風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，選用8m×6m風(fēng)洞作為試驗(yàn)研究平臺(tái)，使用六自由度移測(cè)架作為PIV測(cè)量的支撐平臺(tái)，采用粒子投放移測(cè)架作為粒子發(fā)生器及粒子擴(kuò)散裝置的支撐平臺(tái)，而模型安裝、試驗(yàn)轉(zhuǎn)速及總距等參數(shù)的變化則是通過(guò)Φ4 m旋翼/機(jī)身組合模型試驗(yàn)臺(tái)加以實(shí)現(xiàn)，試驗(yàn)方案示意圖見圖3。

圖2 地面懸停PIV流場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)方案示意圖

圖3 風(fēng)洞PIV流場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)方案前視圖

2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理及分析

2.1 懸停狀態(tài)

圖4、圖5給出了懸停時(shí)不同測(cè)量剖面的流線圖。可以看出旋翼下洗誘導(dǎo)速度分布較為規(guī)則，表明旋翼獲得的升力比較穩(wěn)定。懸停狀態(tài)槳盤平面靠近槳尖位置有較大下洗流，尾跡邊界呈收縮趨勢(shì)，即槳尖渦不但有向下運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)，且受徑向指向槳轂中心的誘導(dǎo)速度的影響，并逐漸收縮成一個(gè)半徑比槳盤半徑小的螺旋形渦柱面。在較強(qiáng)槳尖渦作用下，在槳尖以外的區(qū)域，會(huì)誘導(dǎo)氣流上洗。流線圖也清楚地顯示了槳尖渦的形狀和變化過(guò)程，由于受槳尖附近形成的強(qiáng)集中槳尖渦影響較大，槳尖附近的誘導(dǎo)速度隨槳尖渦變化的趨勢(shì)較敏感。

圖 4 懸停狀態(tài) θ0.7=4°、H=0.2 時(shí)剖面流線分布(Φ=0°)

圖 5 懸停狀態(tài) θ0.7=4°、H=0.8 時(shí)剖面流線分布(Φ=0°)

表1給出了測(cè)量中心點(diǎn)距槳盤0.2 m、0.8 m時(shí)，在不同轉(zhuǎn)速、方位角和總距時(shí)測(cè)量得到的誘導(dǎo)速度及渦量，可以看出在旋翼轉(zhuǎn)速877 rpm、測(cè)量高度(測(cè)量中心與槳盤的距離)H=0.2 m、方位角φ=0°位置，當(dāng)總距 θ0.7=6°，10°時(shí)，產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度分別為 16.6 m/s，36.9 m/s，槳尖渦最大渦量為 401/s，1546/s。而旋翼轉(zhuǎn)速增加到1032 rpm、測(cè)量高度H=0.8 m、方位角 φ =0°，當(dāng)總距 θ0.7=6°，10°的情況下，產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度分別為 16.8 m/s，29.2 m/s，槳尖渦的最大渦量為200/s，606/s。表明隨總距的增加，誘導(dǎo)速度和槳尖渦的強(qiáng)度也逐漸增大。

在同一試驗(yàn)狀態(tài)下，隨著測(cè)量高度的降低，即旋翼尾跡距離槳盤越遠(yuǎn)，誘導(dǎo)速度會(huì)逐漸變小，并且槳尖渦開始逐步耗散，強(qiáng)度逐漸減弱。如總距θ0.7=6°、測(cè)量高度 H=0.2m、方位角 φ =0°，在旋翼轉(zhuǎn)速為877 r/min，1032 r/min時(shí)，產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度分別為16.6 m/s，20.5 m/s，最大槳尖渦渦量分別為401/s，597/s。因此，隨著轉(zhuǎn)速的增加，誘導(dǎo)速度和槳尖渦強(qiáng)度逐漸增大。

圖6和圖7給出了誘導(dǎo)速度和槳尖渦強(qiáng)度隨方位角的變化情況，隨著方位角的增大，槳尖渦逐步向下移動(dòng)，強(qiáng)度逐漸減弱，旋翼尾跡螺旋線的螺距約為200 mm。

表1 懸停旋翼試驗(yàn)狀態(tài)及PIV測(cè)量結(jié)果

2.2 前飛狀態(tài)

圖8、圖9分別給出了前飛試驗(yàn)時(shí)，后行、前行側(cè)測(cè)量剖面的流線圖。可以看出前飛時(shí)，在槳尖附近渦的卷起集中趨勢(shì)明顯，受來(lái)流與誘導(dǎo)速度影響，槳尖集中渦向后向下運(yùn)動(dòng)，且會(huì)逐漸耗散。

圖10給出了在不同試驗(yàn)條件下，方位角φ=0°時(shí)渦量值隨流向(Z)位置的變化關(guān)系。可以看出:相同試驗(yàn)條件下，旋翼兩側(cè)產(chǎn)生的渦量值基本相當(dāng)。尾跡距離越遠(yuǎn)，兩側(cè)產(chǎn)生的渦的絕對(duì)值就會(huì)越小，并且在超出槳盤半徑后(即Z≥2 m)，產(chǎn)生的渦量約為一定值。在前行槳葉一側(cè)，風(fēng)速越高，產(chǎn)生的渦量值越小;在后行槳葉一側(cè)，風(fēng)速越高，產(chǎn)生的渦量值越大。另外，同一風(fēng)速條件下，拉力系數(shù)越大，前行槳葉一側(cè)的渦量值越大，而后行槳葉一側(cè)的渦量值動(dòng)態(tài)變化的規(guī)律性不夠明顯。

圖11給出了在不同試驗(yàn)條件下，方位角30°時(shí)，徑向(X向)尾跡邊界隨流向(Z)位置的變化關(guān)系。可以看出:前飛狀態(tài)下，旋翼尾跡沿徑向的收縮很急劇，并且兩側(cè)的收縮范圍不同，前行槳葉一側(cè)最大收縮至0.65 R，后行槳葉一側(cè)最大收縮至0.78R處。另外，在相同試驗(yàn)條件下，徑向邊界隨拉力系數(shù)的增大而收縮范圍變小，而且，風(fēng)速越大，收縮范圍越大。

圖12給出了在不同試驗(yàn)條件下，方位角60°時(shí)，軸向(Y向)尾跡邊界隨流向(Z)位置的變化關(guān)系。可以看出:前飛狀態(tài)下，旋翼尾跡沿流向逐漸下降，下降距離與流向距離成線性關(guān)系。在相同試驗(yàn)條件下，前行槳葉一側(cè)的下降距離比后行槳葉一側(cè)的要大，其次，拉力系數(shù)越大，軸向邊界的下降距離越大。另外，風(fēng)速越大，軸向邊界的下降距離越小。

3 結(jié)論

1)懸停狀態(tài)下，隨著旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增加，誘導(dǎo)速度和槳尖渦的強(qiáng)度逐漸增大。隨著軸向距離的增加，誘導(dǎo)速度先增大，之后相對(duì)穩(wěn)定，然后逐漸減小，槳尖渦逐步耗散，渦的強(qiáng)度逐漸減弱。

2)懸停狀態(tài)，旋翼下洗誘導(dǎo)速度分布較規(guī)則，槳尖渦尾跡邊界分明，收縮明顯。隨著渦齡角的增加，槳尖渦向下移動(dòng)，強(qiáng)度逐漸減弱。旋翼槳尖渦形成螺旋線，螺距與下洗速度相關(guān)。

3)前飛狀態(tài)，旋翼兩側(cè)的尾跡渦量值基本相當(dāng)，尾跡的渦齡角越大，尾跡越耗散。前飛狀態(tài)下，風(fēng)速越高，前行槳葉一側(cè)的渦量值越小，后行槳葉一側(cè)的渦量值越大;拉力系數(shù)越大，前行槳葉一側(cè)的渦量值越大。

4)前飛狀態(tài)，旋翼槳尖渦會(huì)沿徑向收縮。試驗(yàn)結(jié)果表明:隨拉力系數(shù)的增大，徑向尾跡邊界收縮變小，而風(fēng)速越大，收縮范圍越大;前行側(cè)最大收縮至0.65R，而后行側(cè)最大收縮至0.78R處。

5)前飛狀態(tài)，旋翼尾跡受下洗誘導(dǎo)速度影響會(huì)向下運(yùn)動(dòng)，下降的高度與流向距離呈近似線性關(guān)系。拉力系數(shù)越大，下洗速度越大，尾跡下降高度也越大;風(fēng)速越大，下洗速度相對(duì)來(lái)流的比值越小，同樣流向位置測(cè)量的尾跡下降距離也越小。

［1］Johnson W.Helicopter Theory［M］.Princeton:Princeton University Press.1980.

［2］Santiago J G.PIV Measurements of a Microchannel Flow［J］.Exp Fluids.1999(05).

［3］Elliot J W，Althoff S L，Sailey R H.Inflow Measurements Made with a Laser Velocimeter on a Helicopter Model in Forward Flight，Volume III:Rectangular Planform at an Advance Ratio of 0.30［R］.NASA TM 100545，1988.

［4］Vatistas G H.New Model for Intense Self－Similar Vortices［J］.Journal of Propulsion and Power，1998，14(4):462–469.

［5］Swanson A，Light J S.Shadowgraph Flow Visualization of Isolated Tiltrotor And Rotor/Wing Wakes［C］.Proceedings of the American Helicopter Society 48th Annual Forum，1992.

［6］Leishman J G，Bagai A.Challenges in Understanding the Vortex Dynamics of Helicopter Rotor Wakes［J］.AIAA Journal，1998，36(7):1130–1140.

［7］Bhagwat M J，Leishman J G.Correlation of Helicopter Tip Vortex Measurements［J］.AIAA Journal，2000，38(2):301–308.

［8］Jain R，Conlisk A T.Interaction of Tip－Vortices in the Wake of a Two － Bladed Rotor in Axial Flight［J］.Journal of the American Helicopter Society，2000，45(3):157–164.

［9］楊永東，武杰.懸停旋翼槳尖渦的試驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2008(09).