傾轉(zhuǎn)旋翼/機身/尾面組合模型風(fēng)洞試驗設(shè)計技術(shù)研究

劉正江，李尚斌，陳衛(wèi)星，黃建萍

(中國直升機設(shè)計研究所 直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

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傾轉(zhuǎn)旋翼/機身/尾面組合模型風(fēng)洞試驗設(shè)計技術(shù)研究

劉正江，李尚斌，陳衛(wèi)星，黃建萍

(中國直升機設(shè)計研究所 直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

采用系統(tǒng)工程的方法對傾轉(zhuǎn)旋翼、機身及尾面組合模型風(fēng)洞試驗進行了試驗設(shè)計，根據(jù)試驗任務(wù)書進行需求分析，對組合模型及協(xié)調(diào)運動結(jié)構(gòu)進行了介紹，同時對機翼和平垂尾測力、測壓方法進行了闡述，對懸停和過渡狀態(tài)PIV布局進行了規(guī)劃，最后給出了部分典型的試驗結(jié)果。

傾轉(zhuǎn)旋翼；系統(tǒng)工程；組合模型；試驗設(shè)計

0 引言

傾轉(zhuǎn)旋翼機自20世紀70年代開始交付使用以來，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。其獨特而復(fù)雜的結(jié)構(gòu)和范圍寬大的飛行包線帶來了總體布局、氣動性能、飛行控制、旋翼參數(shù)、操穩(wěn)特性等一系列技術(shù)問題。這些基礎(chǔ)而前沿的技術(shù)問題需要依靠有效的分析方法和試驗手段來解決，其中通過試驗不僅可以獲取第一手的性能和特性數(shù)據(jù)，更能夠驗證氣動和動力學(xué)理論相關(guān)計算方法的有效性，對于提高傾轉(zhuǎn)旋翼的技術(shù)成熟度具有重要的作用。國外如美國NASA、德國DNW等研究機構(gòu)早在20世紀50年代即開展傾轉(zhuǎn)旋翼機的研究，通過大量的縮比和全尺寸試驗積累了豐富的試驗數(shù)據(jù)，在此基礎(chǔ)上攻克了許多的關(guān)鍵技術(shù)[1-3]。國內(nèi)如直升機所、南京航空航天大學(xué)、中國空氣動力研究中心等單位曾結(jié)合十一五、十二五課題開展過相關(guān)課題研究，但整體還停留在縮比模型試驗研究階段[4-6]。

本文采用系統(tǒng)工程方法論述了傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型氣動特性風(fēng)洞試驗總體設(shè)計的幾個階段，包括試驗需求分析、試驗臺布局設(shè)計、旋翼機翼和尾翼測力方法設(shè)計、機翼和平垂尾測壓設(shè)計以及懸停及噴泉PIV布置規(guī)劃，最后給出幾個具有代表性的試驗結(jié)果。

1 試驗需求分析

1.1 試驗總體需求分析

傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型氣動特性風(fēng)洞試驗的目的是通過傾轉(zhuǎn)旋翼機縮比模型風(fēng)洞試驗，測量在懸停、前飛、過渡及巡航(傾轉(zhuǎn))狀態(tài)下旋翼、機翼和尾翼的六力素(Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz)，機翼、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)旋翼機氣動特性的理論研究提供試驗依據(jù)，同時進行傾轉(zhuǎn)旋翼機縮比模型試驗技術(shù)研究。

1.2 詳細需求分析

根據(jù)試驗?zāi)康倪M行詳細需求分析，可以知道整個試驗需要進行哪些科目的試驗，對應(yīng)科目需要進行哪些狀態(tài)的試驗，而每個試驗狀態(tài)又需要獲取哪些試驗參數(shù)，相應(yīng)地需要那些試驗設(shè)備，對應(yīng)地需要配套那些輔助設(shè)施，最重要的是通過詳細需求分析提取出關(guān)鍵技術(shù)點及相應(yīng)的技術(shù)成熟度等級。

有了詳細需求分析，后續(xù)的試驗方案和試驗大綱的制定就有了充分的依據(jù)，試驗實施也就不會出現(xiàn)部分科目無法進行甚至推倒重來的風(fēng)險。表1、表2是詳細需求分析表(節(jié)選示例)。

表1 試驗狀態(tài)需求分析表(節(jié)選示例)

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

2 試驗設(shè)計

2.1 試驗臺布局及協(xié)調(diào)運動設(shè)計

本項目試驗在直升機所8m×6m開口風(fēng)洞進行，試驗臺各系統(tǒng)布局見圖1。

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼組合模型風(fēng)洞試驗總體布局圖

傾轉(zhuǎn)旋翼為傾轉(zhuǎn)旋翼(短艙)模式，為最大限度簡化設(shè)計，采用旋翼和機翼/機身分離結(jié)構(gòu)設(shè)計，這種型式的特點是在傾轉(zhuǎn)過程中整個試驗臺短艙(內(nèi)有傳動軸、旋翼槳轂、自動傾斜器等部件)繞傾轉(zhuǎn)電機軸傾轉(zhuǎn)，而旋翼/機翼/機身的協(xié)調(diào)運動則可以通過計算機來完成。

傾轉(zhuǎn)旋翼安裝在動導(dǎo)數(shù)試驗臺短艙上，短艙通過傾轉(zhuǎn)機構(gòu)和風(fēng)洞α機構(gòu)相連。機翼、半模機身通過隨動控制機構(gòu)支撐在專門設(shè)計的臺架上。機翼和機身通過二維移測架可以實現(xiàn)上下、前后運動。機翼和機身可以和試驗臺旋翼短艙傾轉(zhuǎn)機構(gòu)協(xié)調(diào)運動，從而保證機翼中心和傾轉(zhuǎn)旋翼槳轂中心始終保持在同一高度。

2.2 機翼/平垂尾測力/測壓設(shè)計

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

圖2 機翼天平、機翼控制系統(tǒng)電機、平垂尾天平布局圖

機翼設(shè)計在5個剖面布有測壓孔，平尾設(shè)計有2個剖面布在測壓孔，每個剖面都有46個測壓孔，其中上表面25個，下表面21個。機翼測壓孔位置見圖3。

圖3 機翼測壓孔截面位置圖

2.3 懸停及過渡狀態(tài)PIV設(shè)計

懸停噴泉PIV試驗主要是獲取半模機身風(fēng)擋到機翼上方這個區(qū)域的流場，因此設(shè)計將雙脈沖激光發(fā)生器、導(dǎo)光臂安裝在與來流方向垂直的遠端二維移測架上，激光器片光透過機身擋板的有機玻璃投射到機翼上方。攝像機固定在出風(fēng)口處的支撐臺架上，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身支撐臺架上，其發(fā)煙筢出煙口位于機翼的側(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拍攝的機翼上表面區(qū)域。

過渡狀態(tài)PIV試驗的目標(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)口處的支撐臺架上，攝像機則固定在與來流方向垂直的遠端二維移測架上，粒子投放裝置布置在進風(fēng)口，發(fā)煙機布置在進風(fēng)口洞壁下沿，煙筢支架垂直跨裝在進風(fēng)口，粒子直接投放到來流中。過渡狀態(tài)PIV布置圖參見上文圖1。

3 主要試驗結(jié)果

3.1 孤立旋翼懸停性能對比試驗

對傾轉(zhuǎn)旋翼I型和II型槳葉進行了懸停效率對比試驗，試驗轉(zhuǎn)速為1736rpm，從懸停效率和拉力系數(shù)關(guān)系對比曲線可以看出，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)系的對比曲線

3.2 過渡及傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下機身/機翼/平垂尾氣動干擾試驗

試驗研究了機身/機翼/平垂尾在懸停狀態(tài)、5°和10°軸傾角前飛、30°及60°過渡以及傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的氣動干擾特性，以下是部分試驗結(jié)論：

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

圖5 帶第1、2副機身/機翼/平垂尾過渡試驗縱向力系數(shù)隨功率系數(shù)變化關(guān)系曲線

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

3.3 帶機身/機翼/平垂尾過渡PIV試驗

試驗數(shù)據(jù)分析表明，總距越大，槳尖渦的位置越往槳盤中心靠，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)展過程，槳尖渦在槳尖部位產(chǎn)生，并向下流動，基本上是槳葉轉(zhuǎn)過30°方位，槳尖渦向下移動半個槳尖渦的位置。

圖6 帶第1、2副機身/機翼/平垂尾巡航試驗功率系數(shù)隨總距變化關(guān)系曲線

圖7 過渡狀態(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)旋翼試驗主要是對懸停、前飛、過渡和巡航等不同飛行姿態(tài)的氣動和動力學(xué)特性開展系統(tǒng)性的試驗研究。本文從系統(tǒng)工程的角度出發(fā)對傾轉(zhuǎn)旋翼試驗設(shè)計方法進行了探討，從獲取的試驗結(jié)果來看，系統(tǒng)的試驗設(shè)計最終達到了課題研究設(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

基金項目：863先進直升機技術(shù)(課題編號:2012AA112201)資助項目。

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

1673-1220(2015)03-045-04

V211.7

A