旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置研制

張衛(wèi)國，李國強，宋奎輝，閻 旭，趙亮亮

（1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安 710072；2.國防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院，湖南 長沙 410073；3.中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000；4.四川同人精工科技有限公司，四川 綿陽 621000）

直升機憑借垂直起降、懸停等優(yōu)勢，在民用和軍用領(lǐng)域被廣泛應(yīng)用。但在高速前飛和機動飛行狀態(tài)下，前行槳葉激波分離和后行槳葉大迎角導(dǎo)致的動態(tài)失速［1-4］會使旋翼產(chǎn)生非線性氣動載荷，并引起高槳葉振動、顫振等問題［5-6］，從而限制了直升機的承載能力、前飛速度和機動性能［7-8］。深入研究旋翼翼型動態(tài)失速的機理，有利于精確預(yù)測旋翼的氣動力以及動態(tài)失速對旋翼載荷和性能的影響。風(fēng)洞試驗作為研究旋翼翼型動態(tài)失速特性的主要手段，對于提升直升機的飛行性能，推動民用和軍用直升機向高任務(wù)載荷、高飛行速度、高機動性能發(fā)展有重要的支撐作用。

旋翼翼型動態(tài)失速研究是目前直升機空氣動力學(xué)研究領(lǐng)域的熱點［9］。國外學(xué)者依托所研制的動態(tài)試驗裝置，針對旋翼翼型的動態(tài)氣動力預(yù)測［10］、動態(tài)失速流動結(jié)構(gòu)變化［11-13］以及動態(tài)失速抑制［14-16］等開展了深入研究。在旋翼翼型動態(tài)試驗裝置研制方面［17-18］，國內(nèi)學(xué)者也開展了一些工作。例如：西北工業(yè)大學(xué)的王瑩等［19］基于NF-6風(fēng)洞研制了跨聲速風(fēng)洞翼型動態(tài)失效試驗裝置。該裝置利用電機驅(qū)動曲柄連桿機構(gòu)，從試驗段單側(cè)驅(qū)動翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼袷帲囼烋R赫數(shù)為0.3，翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼袷庮l率最高達8 Hz，折算頻率為0.05，但該裝置不便使用天平測力，只能通過測量翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻鎵毫慝@得其動態(tài)試驗數(shù)據(jù)，且單側(cè)驅(qū)動限制了翼型試驗?zāi)Ｐ偷淖畲笳袷庮l率，導(dǎo)致其振蕩頻率較低。南京航空航天大學(xué)的史志偉等［20］研制了俯仰/沉浮兩自由度電控液壓旋翼翼型動態(tài)試驗裝置，其俯仰機構(gòu)和沉浮機構(gòu)均使用液壓伺服驅(qū)動，其中俯仰振蕩頻率達4 Hz，運動范圍為-60°～60°，沉浮振蕩頻率達 2 Hz，運動范圍為-125～125 mm。但該裝置無天平測力機構(gòu)，只能測量旋翼翼型表面的動態(tài)壓力，而無法準(zhǔn)確測量其阻力，且存在試驗馬赫數(shù)低和液壓系統(tǒng)故障率高、維護不便等不足。

國內(nèi)外研究表明，影響旋翼翼型動態(tài)失速的因素主要有折算頻率和馬赫數(shù)。從總體上看，國外主要的旋翼翼型動態(tài)試驗裝置都符合要求，但目前國內(nèi)在該類動態(tài)試驗裝置的研制方面還存在以下不足：1）試驗馬赫數(shù)通常不超過0.3，且現(xiàn)有裝置的振蕩頻率不高，難以兼顧馬赫數(shù)和折算頻率的要求；2）測試技術(shù)不能滿足數(shù)據(jù)的高精度要求，僅采用表面測壓方式無法獲得更全面和更精確的動態(tài)試驗數(shù)據(jù)。因此，目前國內(nèi)的試驗?zāi)芰Σ荒軡M足旋翼翼型動態(tài)失速研究向高馬赫數(shù)、高精度發(fā)展的需求，難以為數(shù)值模擬方法提供可靠的數(shù)據(jù)支撐。

針對國內(nèi)在旋翼翼型動態(tài)試驗裝置研究上的不足，筆者基于FL-20連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞（簡稱FL-20風(fēng)洞），設(shè)計了一套高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置。該裝置采用單臺伺服電機和曲柄連桿機構(gòu)從旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ蛢啥诉M行同步驅(qū)動，以提高其振蕩頻率和試驗馬赫數(shù)；使用雙天平動態(tài)載荷測量結(jié)合表面動態(tài)壓力測量的方式，以提升動態(tài)試驗數(shù)據(jù)的測量精度。

1 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置設(shè)計

1.1 動態(tài)試驗裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計

基于FL-20風(fēng)洞，配套研制旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置。FL-20風(fēng)洞的試驗段尺寸為1.85 m（長）×0.60 m（寬）×0.60 m（高），包含四壁孔壁試驗段，上下孔壁、左右實壁試驗段，四壁槽壁試驗段和上下槽壁、左右實壁試驗段四種不同的組合形式。FL-20風(fēng)洞試驗段的馬赫數(shù)為0.2～1.6，其控制精度小于0.001，雷諾數(shù)為0.10×106～2.25×106（旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷膮⒖奸L度為0.06 m）；穩(wěn)定段總壓為0.15×105～2.50×105Pa，其控制精度小于0.1%。

為滿足旋翼翼型動態(tài)失速研究向高馬赫數(shù)、高精度發(fā)展的需求，所研制的高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置應(yīng)具備表1所示的技術(shù)指標(biāo)。

表1 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置技術(shù)指標(biāo)要求Table 1 Technical index requirements of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

圖1所示為旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置在FL-20風(fēng)洞試驗段的安裝結(jié)構(gòu)，其主要由雙端同步運動控制機構(gòu)、雙天平動態(tài)載荷測量機構(gòu)、旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ秃蜋C械支撐座等構(gòu)成。FL-20風(fēng)洞試驗段兩側(cè)的運動控制機構(gòu)各自通過天平與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ拖噙B接，實現(xiàn)雙天平動態(tài)載荷測量。

圖1 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置安裝結(jié)構(gòu)Fig.1 Installation structure of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

1.1.1 雙端同步運動控制機構(gòu)設(shè)計

雙端同步運動控制機構(gòu)的結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要由伺服電機、T型減速器和左右對稱的曲柄連桿機構(gòu)等構(gòu)成。其中，位于頂部的T型減速器用于實現(xiàn)兩側(cè)同步運動控制。結(jié)合現(xiàn)場安裝尺寸的要求，將伺服電機偏向一側(cè)安裝；曲柄連桿機構(gòu)、旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ秃吞炱接蓛蓚?cè)的支撐座支撐；支撐座固定在FL-20風(fēng)洞試驗段外部殼體上。采用雙端同步驅(qū)動的方式，以便實現(xiàn)雙天平動態(tài)載荷測量，并提高旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼w安裝剛度，從而可獲得較高的振蕩頻率和馬赫數(shù)。

圖2 雙端同步運動控制機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Structure diagram of dual-end synchronous motion control mechanism

1）無急回曲柄連桿機構(gòu)設(shè)計。

研究旋翼翼型作正弦振蕩運動時的氣動特性是考察其動態(tài)特性的主要方式。若采用伺服電機直接驅(qū)動的方式來使旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ吞幱诟哳l正弦俯仰振蕩狀態(tài)，則要求伺服電機在圓周內(nèi)作急回往復(fù)運動，需要足夠大的驅(qū)動扭矩和足夠高的控制精度，實現(xiàn)難度較大，而通過曲柄連桿機構(gòu)將伺服電機的圓周運動轉(zhuǎn)化為旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼腋┭稣袷庍\動，能夠避免急回往復(fù)運動對電機的沖擊，且振蕩頻率的控制精度也更高。

如圖3所示，在設(shè)計曲柄連桿機構(gòu)時，使伺服電機驅(qū)動桿旋轉(zhuǎn)中心與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ托D(zhuǎn)中心保持一定距離；鑒于轉(zhuǎn)窗底板與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ统手行膶ΨQ，且兩側(cè)的驅(qū)動方式相同，可將伺服電機驅(qū)動桿旋轉(zhuǎn)中心、旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ托D(zhuǎn)中心以及曲柄連桿機構(gòu)中的主動桿和從動桿視作處于同一平面。圖中：A為伺服電機驅(qū)動桿旋轉(zhuǎn)中心；AB為主動桿，其與從動桿BC鉸接；翼型搖桿DC與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷男D(zhuǎn)中心固接，使得旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ屠@D點作俯仰振蕩運動；a為主動桿AB的等效長度，b為從動桿BC的等效長度，c為翼型搖桿DC的長度，d為伺服電機驅(qū)動桿旋轉(zhuǎn)中心與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ托D(zhuǎn)中心的直線距離，e為伺服電機驅(qū)動桿旋轉(zhuǎn)中心與旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ托D(zhuǎn)中心在水平面上的投影距離。當(dāng)c>>a和d>>a時，在伺服電機的勻速驅(qū)動下，旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ桶凑乙?guī)律俯仰振蕩，通過改變伺服電機的轉(zhuǎn)速即可實現(xiàn)其振蕩頻率的調(diào)節(jié)。本文所設(shè)計的旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷母┭稣袷庮l率范圍為0.2～15.0 Hz，頻率精度高于0.1 Hz。

圖3 無急回曲柄連桿機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡圖Fig.3 Structure diagram of crank linkage rod mechanism without snapback

2）平衡迎角調(diào)節(jié)機構(gòu)設(shè)計。

為實現(xiàn)旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ推胶庥堑恼{(diào)節(jié)，設(shè)計了由平衡迎角轉(zhuǎn)換器和翼型搖桿組成的平衡迎角調(diào)節(jié)機構(gòu)，其結(jié)構(gòu)如圖4所示。平衡迎角轉(zhuǎn)換器和翼型搖桿由螺栓和銷連接，通過改變兩者組合時的相位角來實現(xiàn)旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ推胶庥堑倪x擇，可選平衡迎角為-5°，0°，5°和10°。

圖4 平衡迎角調(diào)節(jié)機構(gòu)示意Fig.4 Schematic diagram of balance attack angle adjustment mechanism

3）振蕩幅值調(diào)節(jié)機構(gòu)設(shè)計。

旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ透┭稣袷幏档恼{(diào)節(jié)可通過改變從動桿BC的B端在主動桿撥盤上的安裝位置來實現(xiàn)。為此，設(shè)計了振蕩幅值調(diào)節(jié)機構(gòu)，其結(jié)構(gòu)如圖5所示。從動桿B端距離主動桿撥盤中心越遠，則主動桿AB的有效長度a越長，即對應(yīng)的振蕩幅值越大。在距離主動桿撥盤中心22，36，58和72 mm處分別設(shè)置安裝孔，以實現(xiàn)3°，5°，8°和10°振蕩幅值的調(diào)節(jié)。

圖5 振蕩幅值調(diào)節(jié)機構(gòu)示意Fig.5 Schematic diagram of oscillation amplitude adjustment mechanism

1.1.2 雙天平動態(tài)載荷測量機構(gòu)設(shè)計

旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻鎵毫Φ恼袷幣c其自身的振蕩有關(guān)。為實現(xiàn)動態(tài)試驗數(shù)據(jù)的高精度測量，須解決旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻鎰討B(tài)氣動力和振蕩角度、天平動態(tài)載荷以及風(fēng)洞試驗段來流速度精確測量的關(guān)鍵問題。

在風(fēng)洞試驗中，動態(tài)壓力測量是一種常用的間接測力方式：先利用動態(tài)壓力傳感器采集旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻娴膲毫Γ偻ㄟ^積分獲得其軸向和法向的氣動力，進而間接計算得到其升力、阻力和俯仰力矩等。該結(jié)果基本不受旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ投嗣妗⒅屋S等的影響。

本文旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻娴臏y壓元件為27個XCE-062-1.7 BAR系列和5個XCEL-100-1 BAR系列的絕壓式動態(tài)壓力傳感器（Kulite公司生產(chǎn)），其參數(shù)如表2所示。各動態(tài)壓力傳感器均連接4根電纜，其既可測量靜態(tài)壓力，又可測量動態(tài)壓力，具有頻響高、精度高和尺寸小等特點。

表2 動態(tài)壓力傳感器參數(shù)Table 2 Parameters of dynamic pressure sensors

但是，動態(tài)壓力測量忽略了旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷哪Σ磷枇Γ瑥亩鴮?dǎo)致測量結(jié)果的精度不足。而天平測力作為一種直接測力方式，可直接測量旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ驮诟鞣较蛏系臍鈩虞d荷分量，能反映旋翼翼型動態(tài)失速后其表面三維流動結(jié)構(gòu)改變所引起的載荷變化。雖然該測量結(jié)果的精度在一定程度上會受到天平組合、旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ妥笥叶嗣媾c風(fēng)洞壁面之間縫隙的影響，且影響程度還會隨旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ驼袷庮l率和振蕩幅值的變化而變化，但通過與動態(tài)壓力測量方式組合，能有效實現(xiàn)優(yōu)勢互補，進而提高測量精度。

現(xiàn)有的旋翼翼型動態(tài)試驗裝置采用單天平測力方式居多。為進一步提高動態(tài)試驗裝置的技術(shù)指標(biāo)和測試精度，本文創(chuàng)新性地提出了一種雙端同步測量旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ蜌鈩恿土氐姆椒āＫO(shè)計的雙天平動態(tài)載荷測量機構(gòu)如圖6所示。該機構(gòu)采用對稱設(shè)計，主要包含從動桿、翼型搖桿、傳動軸法蘭、膜片聯(lián)軸器、天平和軸承等部件。天平安裝在旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷膬蓚?cè)，位于傳動軸法蘭和旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ头ㄌm之間，其主要參數(shù)如表3所示。由于所用的天平為應(yīng)變天平，屬于半剛性元件，若旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ驮跉鈩虞d荷作用下產(chǎn)生變形，則該變形會直接通過天平傳遞到曲柄連桿機構(gòu)，導(dǎo)致曲柄連桿機構(gòu)不能穩(wěn)定在一個平面上，從而影響測量精度。為避免這種失穩(wěn)現(xiàn)象，設(shè)計了如圖6（b）所示的隔振和解耦結(jié)構(gòu)，即利用軸承和膜片聯(lián)軸器，使得翼型搖桿僅可傳遞扭矩；旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ痛┻^轉(zhuǎn)窗底板上的孔與天平直接連接，使得其氣動載荷均可傳遞到天平上，實現(xiàn)對氣動載荷的同步測量和解耦，保證了測量精度。

表3 天平的主要參數(shù)Table 3 Main parameters of balance

圖6 雙天平動態(tài)載荷測量機構(gòu)示意Fig.6 Schematic diagram of dual-balance dynamic load measuring mechanism

1.2 動態(tài)試驗裝置模態(tài)分析

旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的安全性和可靠性是開展風(fēng)洞試驗的前提。該動態(tài)試驗裝置各組成部分的動力學(xué)特性都會對整機產(chǎn)生影響。其中，結(jié)構(gòu)共振是影響動態(tài)試驗裝置安全性和可靠性的重要因素之一。因此，針對動態(tài)試驗裝置開展模態(tài)分析是其設(shè)計過程中必不可少的環(huán)節(jié)。

1.2.1 旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ湍B(tài)分析

旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ妥鳛樾硪硇透咚亠L(fēng)洞動態(tài)試驗中的關(guān)鍵部件，其固有模態(tài)不能與試驗振蕩頻率重疊或接近。圖7所示為OA309旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷慕Y(jié)構(gòu)，其上片和下片均選用高強度鋁合金制作，支撐軸選用高強度材料30CrMnSiA制作，以滿足高頻振蕩試驗的需求。此外，支撐軸上開有安裝動態(tài)壓力傳感器的槽位，使用螺栓固定旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ蜕掀罂蓪討B(tài)壓力傳感器固定安裝在支撐軸上；旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ蛢?nèi)部留有空腔，用于布置動態(tài)壓力傳感器的氣路和線路。

圖7 OA309旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)示意Fig.7 Structure diagram of OA309 rotor airfoil test model

固定旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ蛢啥说妮S承安裝面，采用有限元仿真得到其模態(tài)。圖8所示為旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ鸵浑A模態(tài)仿真結(jié)果。

圖8 旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ鸵浑A模態(tài)仿真結(jié)果Fig.8 Simulation result of first-order mode of rotor airfoil test model

旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ湍B(tài)仿真結(jié)果顯示，其前4階模態(tài)的固有頻率分別為137.28，316.76，359.76和481.71 Hz，均遠離動態(tài)試驗的振蕩頻率，即動態(tài)試驗裝置滿足避免結(jié)構(gòu)共振的動力學(xué)設(shè)計要求。

1.2.2 整機模態(tài)分析

在對整個旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置進行模態(tài)分析時，先對其三維模型進行簡化并添加約束：固定上、下基準(zhǔn)柱的底面，分別在軸承的接觸面添加軟彈簧接觸；將平衡迎角轉(zhuǎn)換器處的連接設(shè)置為柱連接，銷連接設(shè)置為粘合接觸；T型減速器設(shè)置為轉(zhuǎn)動約束。通過有限元仿真得到整個裝置的模態(tài)，圖9所示為其一階、二階模態(tài)。

圖9 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置一階、二階模態(tài)仿真結(jié)果Fig.9 Simulation results of first and second order modes of dynamic test equipment of rotor airfoil in high speed wind tunnel

旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置模態(tài)仿真結(jié)果顯示，其前4階模態(tài)的固有頻率分別為85.26，87.90，104.78和138.78 Hz，均高于動態(tài)試驗的振蕩頻率，說明整個裝置滿足動力學(xué)設(shè)計要求。

2 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)設(shè)計

2.1 控制系統(tǒng)軟、硬件設(shè)計

旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的控制系統(tǒng)采用上位機/下位機控制方式，其框架如圖10所示。上位機使用工業(yè)控制計算機，基于LabVIEW平臺開發(fā)控制程序，下位機為西門子Simotion D運動控制器。上位機與下位機之間通過傳輸控制協(xié)議（transmission control protocol/internet protocol，TCP/IP）通信。

圖10 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)框架Fig.10 Control system framework of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

下位機通過運動控制器實現(xiàn)對永磁同步伺服電機的控制，多個運動控制器的功能直接被集成到工控機上的驅(qū)動系統(tǒng)SINAMICS S120軟件中，可同時實現(xiàn)多個伺服電機的運動控制及相應(yīng)功能。上位機的軟件結(jié)構(gòu)如圖11所示，主要包括數(shù)據(jù)管理模塊、運動控制模塊和人機交互界面。用戶通過在人機交互界面上進行操作來完成系統(tǒng)零位、控制參數(shù)和運動參數(shù)（振蕩幅值、振蕩頻率）等的設(shè)定，還可實時監(jiān)控動態(tài)試驗裝置的運行狀態(tài)，以及將旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷倪\行角度，伺服電機的溫度、扭矩等反饋給操作人員。此外，在運動超限、過載及設(shè)備劇烈振動等情況時還可顯示報警信息。圖12所示為所開發(fā)的旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)的人機交互界面。

圖11 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)上位機軟件結(jié)構(gòu)Fig.11 Upper computer software structure of control system of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

圖12 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置控制系統(tǒng)人機交互界面Fig.12 Human-machine interface of control system of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

2.2 控制精度驗證

為確保旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的精度，在旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷钠D(zhuǎn)軸上安裝電位計，通過電位計實時反饋的電壓來測量旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷钠D(zhuǎn)角度。電位計選用德國公司生產(chǎn)的Novotechnik角位移傳感器，其主要參數(shù)如表4所示。圖13所示為旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ透┭稣袷幏禐?°、振蕩頻率為2 Hz、平衡迎角為0°時電位計反饋的電壓隨時間的變化曲線。由圖可知，電壓的變化曲線平滑連續(xù)且諧波分布均勻，波形重復(fù)性良好。將圖13所示的電壓信號轉(zhuǎn)換為旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷慕俏灰疲傻闷湔袷幏档目刂凭葍?yōu)于0.1°，振蕩頻率的控制精度優(yōu)于0.05 Hz，平衡迎角的控制精度高于0.1°，說明該動態(tài)試驗裝置具有較高的控制精度。

表4 Novotechnik角位移傳感器的主要參數(shù)Table 4 Main parameters of Novotechnik angular displacement sensor

圖13 電位計反饋電壓隨時間的變化曲線Fig.13 Change curve of potentiometer feedback voltage with time

3 風(fēng)洞試驗

基于弦長為0.21 m的CRA309旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ停贔L-20風(fēng)洞中開展相關(guān)試驗。

3.1 性能考核試驗

為考核所研制的旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的運動性能，在馬赫數(shù)為0.2、旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ透┭稣袷幏禐?0°、平衡迎角為0°和振蕩頻率不同的工況下開展試驗。圖14所示為振蕩頻率為17 Hz時旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷纳ο禂?shù)CL隨迎角α的變化曲線。結(jié)果顯示：當(dāng)振蕩頻率為17 Hz時，該動態(tài)試驗裝置仍能較好地控制旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼袷巺?shù)，其升力系數(shù)的變化趨勢正常，符合預(yù)期。由此說明，該動態(tài)試驗裝置的最大振蕩頻率可達到17 Hz，超過設(shè)計所要求的15 Hz，這在國際同類試驗裝置中處于領(lǐng)先水平，可為旋翼翼型非定常動態(tài)氣動特性的研究提供有力的設(shè)備支撐。

圖14 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置運動性能考核結(jié)果（振蕩頻率為17 Hz）Fig.14 Motion performance assessment result of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel(with oscillation frequency of 17 Hz)

為考核旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的增壓性能，在風(fēng)洞增壓2.0倍、馬赫數(shù)為0.6，旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ透┭稣袷幏禐?°、振蕩頻率為10 Hz、平衡迎角為5°的工況下開展試驗，結(jié)果如圖15所示。此時的風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)達到5×106（以旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷南议L為參考長度），已滿足真實直升機旋翼后行槳葉區(qū)域動態(tài)失速對雷諾數(shù)的要求，從而進一步擴展了動態(tài)試驗裝置的模擬能力。

圖15 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置增壓性能考核結(jié)果Fig.15 Pressurization performance assessment result of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

3.2 同步測力測壓試驗

為對比表面動態(tài)壓力測量和雙天平動態(tài)載荷測量的差異，并驗證結(jié)合2種測量手段的可行性，分別在靜態(tài)和動態(tài)試驗條件下開展了旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ屯綔y力測壓試驗，對比其在不同迎角α下的升力系數(shù)CL。其中，動態(tài)試驗是在旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ透┭稣袷幏禐?°、振蕩頻率為2 Hz和平衡迎角為5°的工況下開展的。典型的試驗結(jié)果如圖16所示，結(jié)果顯示，通過表面測壓和雙天平測力所獲得的旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷撵o、動態(tài)升力系數(shù)變化曲線在失速前的一致性良好，說明2種測量方式可互為驗證和補充。

圖16 旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ屯綔y力測壓結(jié)果對比Fig.16 Comparison of synchronous force measurement and pressure measurement results of rotor airfoil test model

靜態(tài)試驗結(jié)果顯示，當(dāng)旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷挠浅^靜態(tài)失速迎角后，基于靜態(tài)測壓獲得的升力系數(shù)較基于靜態(tài)測力獲得的有大幅度的下降，這是因為當(dāng)發(fā)生流動分離時，旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ捅砻娴臍饬餮卣瓜蚍较虻姆植汲霈F(xiàn)不均現(xiàn)象，使得測壓結(jié)果與測力結(jié)果出現(xiàn)一定程度的偏差。

綜合旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的性能考核結(jié)果以及同步測力測壓試驗結(jié)果可知，其性能滿足要求，且試驗數(shù)據(jù)可靠、規(guī)律合理；旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷恼袷庮l率達國際領(lǐng)先水平。旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的實際技術(shù)指標(biāo)如表5所示。

表5 旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的實際技術(shù)指標(biāo)Table 5 Actual technical indexes of dynamic test equipment for rotor airfoil in high speed wind tunnel

4 結(jié) 論

1）創(chuàng)新性地提出了采用雙端同步驅(qū)動旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷姆绞剑⒃O(shè)計了特有的無急回曲柄連桿機構(gòu)、平衡迎角調(diào)節(jié)機構(gòu)、振蕩幅值調(diào)節(jié)機構(gòu)，提高了動態(tài)試驗中的振蕩頻率；開展了模態(tài)分析，確保了動態(tài)試驗裝置的安全可靠性；設(shè)計了高精度的控制系統(tǒng)，提升了動態(tài)試驗裝置的運動控制精度。

2）采用雙天平動態(tài)載荷測量結(jié)合表面動態(tài)測壓的方式，實現(xiàn)了旋翼翼型氣動載荷的精確測量。典型工況下的試驗數(shù)據(jù)顯示，測力、測壓結(jié)果的一致性良好，規(guī)律符合預(yù)期，結(jié)果精確可靠，表明所研制的動態(tài)試驗裝置滿足直升機旋翼翼型動態(tài)特性試驗評估的要求。

3）突破了國內(nèi)旋翼翼型動態(tài)試驗技術(shù)發(fā)展的瓶頸，對于所研制的動態(tài)試驗裝置，當(dāng)旋翼翼型試驗?zāi)Ｐ偷母┭稣袷幏禐?0°時，其最大振蕩頻率達到17 Hz，最高試驗馬赫數(shù)突破0.6，雷諾數(shù)突破5×106。

高速風(fēng)洞動態(tài)試驗裝置的研制提高了旋翼翼型動態(tài)試驗的能力，標(biāo)志國內(nèi)在旋翼翼型動態(tài)試驗研究領(lǐng)域達到國際領(lǐng)先水平，這可為旋翼翼型動態(tài)失速問題的深入研究提供重要技術(shù)支撐。