基于PIV技術的縱列式雙旋翼尾跡特性實驗研究

黃水林，林永峰，黃建萍，李 明，劉平安

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

0 引 言

直升機旋翼尾跡幾何形狀隨操縱和流場參數復雜多變［1］，且旋翼各槳葉的槳尖渦互誘導和自誘導作用引起的尾跡畸變使得旋翼氣動特性難以準確計算。對于縱列式直升機，其旋翼尾跡中渦線之間的纏繞更為嚴重，兩旋翼之間相互誘導作用使其氣動特性比單旋翼情況更加復雜，要完全通過數值模擬來研究縱列式雙旋翼氣動特性是很困難的。正如文獻［2］指出的那樣，旋翼氣動性能計算的關鍵是旋翼尾跡的確定，因此，深入地開展縱列式直升機雙旋翼尾跡特性研究具有重要的意義。

國外基于PIV對單旋翼槳尖渦進行了不同程度的實驗研究。例如，文獻［3－4］采用PIV技術測量了懸停狀態旋翼的槳尖渦特性，文獻［5］則基于PIV技術對懸停時全尺寸和模型直升機旋翼尾跡進行了實驗測量。盡管國外在這方面做了比較多的研究，但大多是針對于單旋翼直升機的懸停狀態。國內在旋翼槳尖渦實驗研究方面也做了一些工作，但基本是對單旋翼尾跡進行了實驗測量，且主要是懸停狀態。

到目前為止，國內外公開文獻還沒有發表過有關縱列式雙旋翼情況時旋翼尾跡特性的文章。為研究雙旋翼干擾對其尾跡特性的影響及與單旋翼尾跡的差異，本文基于PIV技術，在縱列式雙旋翼模型實驗臺上，針對懸停和前飛狀態下的縱列式雙旋翼的槳尖渦特性進行了實驗研究。測量了不同氣動布局時縱列式旋翼的尾跡結構，并與單旋翼進行對比分析。本次基于PIV技術的縱列式雙旋翼槳尖渦尾跡實驗代表著該領域的首次嘗試，目的是為縱列式雙旋翼氣動特性理論計算模型提供依據。

1 實驗設備及模型

主要實驗設備及模型有：旋翼實驗臺（兩座）、模型槳葉及槳轂（兩套）、低速風洞、PIV測量系統等。

1.1 實驗臺及旋翼模型

實驗在南京航空航天大學直升機旋翼動力學重點實驗室的2米級旋翼實驗臺上進行。

實驗室原來的實驗臺（稱為主旋翼臺）只能用于單旋翼的實驗測量，為了適合于縱列式雙旋翼，本實驗在實驗室設備基礎上增加了一個簡易的旋翼實驗臺架（稱為副旋翼臺），構成了一個縱列式雙旋翼模型實驗系統。縱列式雙旋翼實驗臺如圖1所示。在保持轉速一致的情況下，調整主旋翼臺（后旋翼）的轉動方向為順時針，副旋翼臺（前旋翼）的轉動方向為逆時針，這樣就保證了兩旋翼的轉速一樣且旋向相反。根據風洞的吹風方向，實驗時，縱列式的后旋翼置于主旋翼臺上，而縱列式的前旋翼安裝在副旋翼臺上。

圖1 縱列式雙旋翼模型實驗臺Fig.1 Rotor model rig for tandem rotors

模型旋翼的槳轂形式是揮舞鉸接式、擺振柔性片。旋轉方向：后旋翼為左旋，前旋翼為右旋。轉速1200r／m，對應槳尖速度約為128.177m／s。旋翼槳葉主要參數如表1所示。

表1 旋翼槳葉主要參數Table 1 The parameters of rotor blade

1.2 旋翼流場PIV測量系統

PIV技術本質上是測量與圖像分析技術的一種，它采用時間間隔很短的兩個脈沖光源照亮所需要測量的流場，利用感光器（CCD）將所照明的流場中的示蹤粒子記錄下來，再使用計算機進行圖像處理得出速度場的信息。

圖2為PIV測量系統現場實物圖。圖2中，雙脈沖激光器通過導光臂將激光引導至所需測量區域的正下方，實驗測量時，發出扇形的片光，覆蓋整個測量區域，再通過PIV專用相機進行拍照采樣。

圖2 PIV測量系統實物圖Fig.2 PIV measurement system

2 實驗狀態及方法

旋翼尾跡測量實驗的狀態如表2所示。表中，dL／R代表縱向間距與旋翼半徑之比，而dV／R是軸向間距與旋翼半徑之比，δ表示兩旋翼的重合度，φ7為總距，μ為前進比。

表2 旋翼尾跡測量狀態Table 2 Measuring state of rotor wake

實驗中通過分別調整簡易旋翼臺的底座高度來滿足實驗狀態中垂向結構參數 的需要，調整簡易旋翼臺的縱向安裝位置來改變旋翼縱向間距dL。圖3是縱列式雙旋翼坐標系示意圖。實驗時，以后旋翼的槳轂中心定義為坐標中心，沿x方向為機體縱向，沿y方向為機體橫向，v代表風洞吹風方向。

圖3 縱列式雙旋翼坐標系示意圖Fig.3 Sketch of coordinate systems for tandem twin rotors

3 實驗結果及分析

本文給出了單旋翼和雙旋翼時A位置不同方位角（渦齡角）時的槳尖渦PIV測量圖像。測量位置A如圖4所示，A位置的測量范圍為：x方向（從0.65R至1.05R），z方向（從－0.2R 至0.1R）。單旋翼情況時，只有后旋翼，沒有前旋翼。為簡單起見，直接用（）來代表實驗時的雙旋翼氣動布局狀態，如（1.5－0.2）表示兩旋翼的縱向間距為1.5R，軸向間距為0.2R。

3.1 旋翼瞬態槳尖渦測量

圖5給出了懸停狀態、總距為9°時，測量的縱列式雙旋翼（1.5－0.2）與單旋翼不同渦齡角時的旋翼槳尖渦位移的對比。左邊一列是單旋翼槳尖渦在渦齡角（ΨW）為25.7°、77.1°、128.6°和180°時的測量圖像，右邊一列是這些渦齡角位置的雙旋翼槳尖渦的測量圖像。

由圖5可見，對于單旋翼的槳尖渦，隨著渦齡角的增大，每片槳葉的槳尖渦的徑向位置會越來越向里移動（圖中從渦齡角25.7°、77.1°、128.6°對比可以看出）。注意，實驗中的旋翼有兩片槳葉，因此測量圖像中包括了兩個槳尖渦。圖中還可看出，在渦齡角180°時，圖5中測量圖像對應于另外一片槳葉的槳尖渦。從槳尖渦的軸向位置對比可以看出，隨著渦齡角的增大，每片槳葉的槳尖渦的軸向位置會越來越向下。這是因為懸停旋翼尾跡的軸向誘導速度所導致的，與實際［6－7］相符。

圖5中也可以看出，縱列式雙旋翼情況槳尖渦的徑向和軸向運動變化規律與單旋翼時基本一致。與單旋翼不同的是，雙旋翼時，其槳尖渦的軸向位移要大于單旋翼（圖中對比左右圖像的槳尖渦軸向位置），即縱列式前后旋翼的相互干擾引起尾跡的下降速度更大，而徑向收縮不如單旋翼（見渦齡角為25.7°和180°時）大。

前飛時，和懸停時一樣，槳尖渦在旋翼尾跡中仍然占主導地位。與懸停相比，至目前對前飛狀態的旋翼尾跡的PIV實驗研究進行得還不多，主要原因是因為前飛時旋翼的尾跡比懸停要復雜許多，且隨流場參數變化敏感［1］。

圖6是前飛狀態（μ＝0.1）總距為9°時，縱列式雙旋翼（1.5－0.2）與單旋翼不同方位角下的旋翼槳尖渦位移的比較，圖中ΨV表示PIV對A區域的槳尖渦進行采樣時槳葉所處的方位角。由圖可見，對于前飛時單旋翼的槳尖渦，隨著方位角的增大，每片槳葉的槳尖渦在測量的A區域的徑向位置會越來越向里移動（圖中ΨV從25.7°至180°對比可以看出）。圖中還可看出，沿軸向，槳尖渦仍向下移動，但相對懸停時要慢。

對于縱列式雙旋翼，前飛時，其槳尖渦的徑向和軸向運動規律與單旋翼是類似的。但其向下的軸向運動速度都比單旋翼時更快。而徑向收縮也略大于單旋翼的情況（后面的尾跡邊界對比圖將更清楚地示出）。

3.2 旋翼尾跡邊界

本節給出了單旋翼和雙旋翼不同狀態、不同總距時測量的尾跡邊界，并進行了對比分析。該尾跡邊界通過對實驗中獲得的旋翼槳尖渦煙流圖轉化而來。

圖7是懸停狀態下，軸向間距0.2R、總距為9°時不同縱向間距對縱列式后旋翼槳尖渦位移影響的對比。由圖可知，縱列式雙旋翼時，旋翼尾跡徑向收縮不如單旋翼那么嚴重，從圖中還可以發現，縱向間距的變化對槳尖渦的運動有很大影響，尤其是徑向時。而且，徑向位移并不是隨縱向間距的變化而規律變化，如圖所示，當縱向間距為1.8時，徑向收縮很小，而當縱向間距為1.3或1.5時收縮程度基本一致。這一現象可以從雙旋翼重疊區域的尾跡邊界來解釋，當縱向間距為1.8R附近時，后（上）旋翼的尾跡邊界剛好處于下旋翼槳尖附近，此時會產生一個類似于雙旋翼橫列式排列時的有利干擾［8］。由圖7（b）可以看出，縱向間距對軸向位移具有一定影響，且隨兩旋翼縱向間距的增大，槳尖渦的軸向位移越來越大。

圖8是懸停狀態下，縱向間距1.3R、總距為9°時不同軸向間距對縱列式后旋翼槳尖渦位移影響的對比。由圖可知，雙旋翼時，軸向間距的變化對徑向和軸向位移具有一些影響，但都不是很大。

圖7 不同縱向間距時后旋翼槳尖渦位移隨渦齡角的變化（φ7＝9°，μ＝0）Fig.7 The displacement of aft rotor blade tip vortices with wake age in different longitudinal distances（φ7＝9°，μ＝0）

圖8 不同軸向間距時后旋翼槳尖渦位移隨渦齡角的變化（φ7＝9°，μ＝0）Fig.8 The displacement of aft rotor blade tip vortices with wake age in different axial distances（φ7＝9°，μ＝0）

圖9為不同縱向間距時旋翼槳尖渦位移隨方位角的變化。圖中對應的軸向間距為0.2R，前進比μ＝0.1，總距為9°。由圖可見，前飛狀態下，雙旋翼時的槳尖渦徑向收縮比單旋翼時要更大些，這與前飛尾跡的偏斜有關。而槳尖渦軸向位移比單旋翼時要大。

圖9 不同縱向間距時旋翼槳尖渦位移隨方位角的變化（φ7＝9°，μ＝0.1）Fig.9 The displacement of aft rotor blade tip vortices with wake age in different longitudinal distances（φ7＝9°，μ＝0.1）

圖10給出的是縱向間距1.3R、總距9°，不同軸向間距時的旋翼槳尖渦位移隨方位角的變化。對應的前進比為μ＝0.1。可見，不同軸向間距對縱列式旋翼的槳尖渦位移有一定的影響，且在方位角大時影響更為明顯。

圖10 不同軸向間距時旋翼槳尖渦位移隨方位角的變化（φ7＝9°，μ＝0.1）Fig.10 The displacement of aft rotor blade tip vortices with wake age in different axial distances（φ7＝9°，μ＝0.1）

4 結 論

（1）懸停狀態，無論是縱列式雙旋翼還是單旋翼情況，隨著渦齡角的增大，槳尖渦的徑向位置都會越來越向里移動，軸向運動越來越向下。雙旋翼時槳尖渦的軸向位移要大于單旋翼，但徑向收縮不如單旋翼明顯。

（2）前飛時單旋翼的槳尖渦隨著方位角的增大，徑向位置會越來越向里移動，沿軸向仍向下移動，但相對懸停時要慢。雙旋翼情況時，其向下的軸向運動速度都比單旋翼時更快，徑向收縮也略大于單旋翼的情況。

（3）懸停狀態，槳尖渦軸向位移隨兩旋翼縱向間距的增加而不斷增大，但徑向位移并不是隨縱向間距的變化而規律變化，在縱向間距為1.8R附近時最小；軸向間距的變化對槳尖渦的徑向和軸向位移都有影響，但變化都不是很大。

（4）前飛時不同氣動布局對縱列式旋翼的槳尖渦位移有一定的影響，且在方位角大時影響更為明顯。

［1］BHAGWAT M J，LEISHMAN J G.Stability analysis of helicopter rotor wakes in axial flight［J］.Journal of the American Helicopter Society，2000，45（2）：165－178.

［2］LORBER P F，STAUTER R C，LANDGREBE A J.A Comprehensive hover test of the airloads and airflow of an extensively instrumented model helicopter rotor［A］.Proceedings of the American Helicopter Society 45th Annual Forum［C］.1989.

［3］MARTIN P B，PUGLIESE G J，LEISHMAN J G.Stereoscopic PIV measurements in the wake of a hovering rotor［A］.Proceedings of the American Helicopter Society 56th Annual Forum［C］.2000.

［4］HEINECK J T，YAMAUCHI G K，WADCOCK A J，et al.Application of three－component piv to a hovering rotor wake［A］.56th Annual National Forum of the A－merican Helicopter Society［C］.Virginia Beach，VA，2000.

［5］RICHARD H，RAFFEL M.Rotor wake measurements：fullscale and model tests［A］.Proceedings of the American Helicopter Society 58th Annual Forum［C］.2002.

［6］JOHNSON W.Helicopter theory［M］.Princeton University Press，1980.

［7］LEISHMAN J G.Principles of helicopter aerodynamics［M］.New York：Cambridge University Press，2000.

［8］郭才根，郭士龍.直升機總體設計［M］.航空工業出版社，1993.