傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)身/尾面組合模型風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)研究

劉正江，李尚斌，陳衛(wèi)星，黃建萍

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

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傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)身/尾面組合模型風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)研究

劉正江，李尚斌，陳衛(wèi)星，黃建萍

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

采用系統(tǒng)工程的方法對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼、機(jī)身及尾面組合模型風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了試驗(yàn)設(shè)計(jì)，根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)書(shū)進(jìn)行需求分析，對(duì)組合模型及協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了介紹，同時(shí)對(duì)機(jī)翼和平垂尾測(cè)力、測(cè)壓方法進(jìn)行了闡述，對(duì)懸停和過(guò)渡狀態(tài)PIV布局進(jìn)行了規(guī)劃，最后給出了部分典型的試驗(yàn)結(jié)果。

傾轉(zhuǎn)旋翼；系統(tǒng)工程；組合模型；試驗(yàn)設(shè)計(jì)

0 引言

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)自20世紀(jì)70年代開(kāi)始交付使用以來(lái)，雖然因事故頻出一直為世人所詬病，但它卻是迄今為止唯一裝備使用的高速構(gòu)型旋翼機(jī)。其獨(dú)特而復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和范圍寬大的飛行包線帶來(lái)了總體布局、氣動(dòng)性能、飛行控制、旋翼參數(shù)、操穩(wěn)特性等一系列技術(shù)問(wèn)題。這些基礎(chǔ)而前沿的技術(shù)問(wèn)題需要依靠有效的分析方法和試驗(yàn)手段來(lái)解決，其中通過(guò)試驗(yàn)不僅可以獲取第一手的性能和特性數(shù)據(jù)，更能夠驗(yàn)證氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)理論相關(guān)計(jì)算方法的有效性，對(duì)于提高傾轉(zhuǎn)旋翼的技術(shù)成熟度具有重要的作用。國(guó)外如美國(guó)NASA、德國(guó)DNW等研究機(jī)構(gòu)早在20世紀(jì)50年代即開(kāi)展傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研究，通過(guò)大量的縮比和全尺寸試驗(yàn)積累了豐富的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，在此基礎(chǔ)上攻克了許多的關(guān)鍵技術(shù)[1-3]。國(guó)內(nèi)如直升機(jī)所、南京航空航天大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究中心等單位曾結(jié)合十一五、十二五課題開(kāi)展過(guò)相關(guān)課題研究，但整體還停留在縮比模型試驗(yàn)研究階段[4-6]。

本文采用系統(tǒng)工程方法論述了傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)的幾個(gè)階段，包括試驗(yàn)需求分析、試驗(yàn)臺(tái)布局設(shè)計(jì)、旋翼機(jī)翼和尾翼測(cè)力方法設(shè)計(jì)、機(jī)翼和平垂尾測(cè)壓設(shè)計(jì)以及懸停及噴泉PIV布置規(guī)劃，最后給出幾個(gè)具有代表性的試驗(yàn)結(jié)果。

1 試驗(yàn)需求分析

1.1 試驗(yàn)總體需求分析

傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)的目的是通過(guò)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)，測(cè)量在懸停、前飛、過(guò)渡及巡航(傾轉(zhuǎn))狀態(tài)下旋翼、機(jī)翼和尾翼的六力素(Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz)，機(jī)翼、尾翼的表面壓力，旋翼尾跡，并獲得模型的懸停和前飛性能，為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動(dòng)特性的理論研究提供試驗(yàn)依據(jù)，同時(shí)進(jìn)行傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型試驗(yàn)技術(shù)研究。

1.2 詳細(xì)需求分析

根據(jù)試驗(yàn)?zāi)康倪M(jìn)行詳細(xì)需求分析，可以知道整個(gè)試驗(yàn)需要進(jìn)行哪些科目的試驗(yàn)，對(duì)應(yīng)科目需要進(jìn)行哪些狀態(tài)的試驗(yàn)，而每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)又需要獲取哪些試驗(yàn)參數(shù)，相應(yīng)地需要那些試驗(yàn)設(shè)備，對(duì)應(yīng)地需要配套那些輔助設(shè)施，最重要的是通過(guò)詳細(xì)需求分析提取出關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)及相應(yīng)的技術(shù)成熟度等級(jí)。

有了詳細(xì)需求分析，后續(xù)的試驗(yàn)方案和試驗(yàn)大綱的制定就有了充分的依據(jù)，試驗(yàn)實(shí)施也就不會(huì)出現(xiàn)部分科目無(wú)法進(jìn)行甚至推倒重來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)。表1、表2是詳細(xì)需求分析表(節(jié)選示例)。

表1 試驗(yàn)狀態(tài)需求分析表(節(jié)選示例)

表2 試驗(yàn)參數(shù)及測(cè)試設(shè)備需求分析表(節(jié)選示例)

2 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

2.1 試驗(yàn)臺(tái)布局及協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)設(shè)計(jì)

本項(xiàng)目試驗(yàn)在直升機(jī)所8m×6m開(kāi)口風(fēng)洞進(jìn)行，試驗(yàn)臺(tái)各系統(tǒng)布局見(jiàn)圖1。

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型風(fēng)洞試驗(yàn)總體布局圖

傾轉(zhuǎn)旋翼為傾轉(zhuǎn)旋翼(短艙)模式，為最大限度簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)，采用旋翼和機(jī)翼/機(jī)身分離結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，這種型式的特點(diǎn)是在傾轉(zhuǎn)過(guò)程中整個(gè)試驗(yàn)臺(tái)短艙(內(nèi)有傳動(dòng)軸、旋翼槳轂、自動(dòng)傾斜器等部件)繞傾轉(zhuǎn)電機(jī)軸傾轉(zhuǎn)，而旋翼/機(jī)翼/機(jī)身的協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)則可以通過(guò)計(jì)算機(jī)來(lái)完成。

傾轉(zhuǎn)旋翼安裝在動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)臺(tái)短艙上，短艙通過(guò)傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)和風(fēng)洞α機(jī)構(gòu)相連。機(jī)翼、半模機(jī)身通過(guò)隨動(dòng)控制機(jī)構(gòu)支撐在專門設(shè)計(jì)的臺(tái)架上。機(jī)翼和機(jī)身通過(guò)二維移測(cè)架可以實(shí)現(xiàn)上下、前后運(yùn)動(dòng)。機(jī)翼和機(jī)身可以和試驗(yàn)臺(tái)旋翼短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)協(xié)調(diào)運(yùn)動(dòng)，從而保證機(jī)翼中心和傾轉(zhuǎn)旋翼槳轂中心始終保持在同一高度。

2.2 機(jī)翼/平垂尾測(cè)力/測(cè)壓設(shè)計(jì)

考慮到測(cè)力和測(cè)壓設(shè)備安裝需要，機(jī)身設(shè)計(jì)采用玻璃鋼框架結(jié)構(gòu)，在其內(nèi)部布置了機(jī)翼姿態(tài)角控制電機(jī)、6分量機(jī)翼天平、6分量平垂尾天平以及用于測(cè)量機(jī)翼和平垂尾表面壓力的壓力掃描閥及導(dǎo)壓軟管。其中機(jī)翼天平布置在機(jī)身內(nèi)部機(jī)翼控制電機(jī)下方，機(jī)翼天平的浮動(dòng)框和機(jī)翼控制電機(jī)機(jī)座相連，天平的固定框和機(jī)身支撐機(jī)構(gòu)相連(機(jī)翼天平、平垂尾天平布置示意圖見(jiàn)下圖2)。

圖2 機(jī)翼天平、機(jī)翼控制系統(tǒng)電機(jī)、平垂尾天平布局圖

機(jī)翼設(shè)計(jì)在5個(gè)剖面布有測(cè)壓孔，平尾設(shè)計(jì)有2個(gè)剖面布在測(cè)壓孔，每個(gè)剖面都有46個(gè)測(cè)壓孔，其中上表面25個(gè)，下表面21個(gè)。機(jī)翼測(cè)壓孔位置見(jiàn)圖3。

圖3 機(jī)翼測(cè)壓孔截面位置圖

2.3 懸停及過(guò)渡狀態(tài)PIV設(shè)計(jì)

懸停噴泉PIV試驗(yàn)主要是獲取半模機(jī)身風(fēng)擋到機(jī)翼上方這個(gè)區(qū)域的流場(chǎng)，因此設(shè)計(jì)將雙脈沖激光發(fā)生器、導(dǎo)光臂安裝在與來(lái)流方向垂直的遠(yuǎn)端二維移測(cè)架上，激光器片光透過(guò)機(jī)身?yè)醢宓挠袡C(jī)玻璃投射到機(jī)翼上方。攝像機(jī)固定在出風(fēng)口處的支撐臺(tái)架上，攝像頭的方向與片光源形成的平面垂直。粒子投放裝置放置在機(jī)身支撐臺(tái)架上，其發(fā)煙筢出煙口位于機(jī)翼的側(cè)前方，這樣可保證投放的粒子能夠被旋翼下洗氣流下洗到試驗(yàn)拍攝的機(jī)翼上表面區(qū)域。

過(guò)渡狀態(tài)PIV試驗(yàn)的目標(biāo)是獲取槳尖下洗渦，因此將雙脈沖激光發(fā)生器、導(dǎo)光臂安裝在出風(fēng)口處的支撐臺(tái)架上，攝像機(jī)則固定在與來(lái)流方向垂直的遠(yuǎn)端二維移測(cè)架上，粒子投放裝置布置在進(jìn)風(fēng)口，發(fā)煙機(jī)布置在進(jìn)風(fēng)口洞壁下沿，煙筢支架垂直跨裝在進(jìn)風(fēng)口，粒子直接投放到來(lái)流中。過(guò)渡狀態(tài)PIV布置圖參見(jiàn)上文圖1。

3 主要試驗(yàn)結(jié)果

3.1 孤立旋翼懸停性能對(duì)比試驗(yàn)

對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼I型和II型槳葉進(jìn)行了懸停效率對(duì)比試驗(yàn)，試驗(yàn)轉(zhuǎn)速為1736rpm，從懸停效率和拉力系數(shù)關(guān)系對(duì)比曲線可以看出，II型槳葉最大懸停效率接近0.8，比I型槳葉最大懸停效率明顯要高。

圖4 I、II型槳葉懸停效率和拉力系數(shù)關(guān)系的對(duì)比曲線

3.2 過(guò)渡及傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下機(jī)身/機(jī)翼/平垂尾氣動(dòng)干擾試驗(yàn)

試驗(yàn)研究了機(jī)身/機(jī)翼/平垂尾在懸停狀態(tài)、5°和10°軸傾角前飛、30°及60°過(guò)渡以及傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的氣動(dòng)干擾特性，以下是部分試驗(yàn)結(jié)論：

1)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析表明，過(guò)渡狀態(tài)下，相同功率系數(shù)下，主軸傾角30°時(shí)，第一副機(jī)翼/平垂尾的縱向力系數(shù)比第二副機(jī)翼/平垂尾的縱向力系數(shù)要大；在主軸傾角60°時(shí)則是第二副機(jī)翼/平垂尾的縱向力系數(shù)大；垂向力系數(shù)始終是第二副機(jī)翼/平垂尾更大，從而表明在大主軸傾角情況下，裝第二副機(jī)翼/平垂尾的旋翼效能更高。

圖5 帶第1、2副機(jī)身/機(jī)翼/平垂尾過(guò)渡試驗(yàn)縱向力系數(shù)隨功率系數(shù)變化關(guān)系曲線

2)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析表明，巡航狀態(tài)下，對(duì)于相同的風(fēng)速，大總距時(shí)，第一副機(jī)翼/平垂尾的功率系數(shù)明顯比第二副機(jī)翼/平垂尾的功率系數(shù)要大，而在小總距時(shí)，兩者差別不明顯。

3.3 帶機(jī)身/機(jī)翼/平垂尾過(guò)渡PIV試驗(yàn)

試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析表明，總距越大，槳尖渦的位置越往槳盤(pán)中心靠，從不同相位觸發(fā)獲取的槳尖渦煙流圖可以看出槳尖渦的發(fā)展過(guò)程，槳尖渦在槳尖部位產(chǎn)生，并向下流動(dòng)，基本上是槳葉轉(zhuǎn)過(guò)30°方位，槳尖渦向下移動(dòng)半個(gè)槳尖渦的位置。

圖6 帶第1、2副機(jī)身/機(jī)翼/平垂尾巡航試驗(yàn)功率系數(shù)隨總距變化關(guān)系曲線

圖7 過(guò)渡狀態(tài)下洗槳尖渦煙流圖(主軸傾角30°，總距18°，0°相位[上左]，30°相位[上右]，60°相位[下左]，90°相位[下右])

4 結(jié)論

傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)主要是對(duì)懸停、前飛、過(guò)渡和巡航等不同飛行姿態(tài)的氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)特性開(kāi)展系統(tǒng)性的試驗(yàn)研究。本文從系統(tǒng)工程的角度出發(fā)對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了探討，從獲取的試驗(yàn)結(jié)果來(lái)看，系統(tǒng)的試驗(yàn)設(shè)計(jì)最終達(dá)到了課題研究設(shè)定的目標(biāo)。

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Research on Tiltrotor, Fuselage and Tail-Plane Compound Model Wind Test Design

LIU Zhengjiang, LI Shangbin, CHEN Weixing, HUANG Jianpin

(National Defense Science & Technology Key Laboratory of Rotorcraft Aerodynamics, CHRDI, Jingdezhen 333001, China)

This paper introduced the test design of the tiltrotor, fuselage and tail-plane by system engineering method. First, it gave out the requirements analysis according to the test task report, represented the configuration and the composition of the compound model and corresponding movement between the fuselage and tiltrotor, and introduced the method of the airfoil and the tail-plane force and pressure, then showed the PIV scheme of the hovering and transition status, final provided some typical test results.

tiltrotor; system engineering; compound model; test design

2015-06-10

基金項(xiàng)目：863先進(jìn)直升機(jī)技術(shù)(課題編號(hào):2012AA112201)資助項(xiàng)目。

劉正江(1974-),男,江西上饒人,碩士,高級(jí)工程師,主要研究方向：旋翼模型試驗(yàn)技術(shù)研究。

1673-1220(2015)03-045-04

V211.7

A