一種槳葉表面壓力測量方案的設計

廖會生，黃建萍，李新民，陳 煥

(中國直升機設計研究所，江西 德鎮 333001)

一種槳葉表面壓力測量方案的設計

廖會生，黃建萍，李新民，陳 煥

(中國直升機設計研究所，江西 德鎮 333001)

針對4.2m直徑旋翼模型試驗槳葉表面壓力測量中的問題，使用槳葉表面布置毛細管的方式進行測壓。利用CFD技術完成表面壓力的預估，指導毛細紫銅管布置，完成槳葉結構設計、測試系統設計等內容，并且通過一個標定試驗對不同長度、不同內徑毛細管的測壓性能進行研究。這種測量方法具有成本低、可靠性高、測試精度高等優點，可以應用于后期的試驗。

表面壓力測量；毛細管；直升機；旋翼模型試驗；CFD技術

0 引言

旋翼是直升機的關鍵部件，是直升機的升力面、推進面和操縱面，其氣動性能的好壞直接影響到直升機整體性能的優劣[1]。而直升機模型槳葉自身結構和工作條件的復雜性，限制了直升機槳葉表面壓力的預估參數的設置和測壓設備的安裝，影響了槳葉表面壓力的預估和測壓試驗的實施，使得直升機槳葉表面壓力測量更復雜和困難。

直升機模型旋翼槳葉測壓方式有多種，有通過在槳葉上布置金屬毛細管與測壓設備連接測壓的，有在槳葉表面測壓點上布置微型壓力傳感器的，也有在槳葉表面布置壓力帶的[2,3,8,9]。受限于經費、可重復性、試驗穩定性和槳葉制作工藝復雜等因素，考慮使用金屬毛細管結合測壓設備進行槳葉表面壓力的測量。該方法雖然在測壓領域是比較傳統，但是在直升機模型旋翼槳葉上的應用在國內尚屬首次。而且在直升機模型槳葉這一結構復雜、運動形式復雜的部件上布置毛細管和測壓設備進行測壓試驗，突破槳葉設計、試驗標定、風洞試驗、試驗數據處理等關鍵技術，其研究意義比較重要，能提升我們旋翼試驗及評估技術的水平，為自主研制先進旋翼系統奠定技術基礎。

1 槳葉表面壓力預估

根據本課題的研究目的，選擇形狀相對比較簡單的矩形槳葉進行研究，具體的參數如表1所示。

表1 試驗槳葉主要參數

根據表1中的數據完成槳葉外形數模設計，如圖1所示。

采用4片上述氣動外形數模槳葉，利用CFD技術進行槳葉表面壓力計算。首先，在ICEM中使用結構網格分別完成旋翼旋轉域網格的劃分。為提高槳葉表面的計算精度，將模型表面的網格設置得較密，外圍的設置得較疏，如圖2(a)所示。

考慮到計算時間和計算資源，在滿足數值計算要求的前提下，選取圓柱體作為計算域，其中圓柱上頂面距槳盤平面為5R，下底面距槳盤平面為10R，即圓柱高為15R，圓柱半徑為5R。最終的網格劃分如圖2(b)所示。

計算網格數量為335萬，使用ANSYS軟件中FLUENT模塊，采用Spalart-Allmaras方程模型作為湍流模型進行計算，控制方程為不可壓縮黏性N-S方程，使用二階迎風格式的動量、湍流動能和湍流耗散率來提高計算精度，最終獲得的計算結果如圖3所示。

從圖中可以看出，槳葉弦向前端的壓力變化相對后端壓力變化更劇烈，后端變化相對平緩，并且隨著旋翼總距的變化，密度較大的區域面積變大；槳葉徑向靠近槳尖部分壓力變化比較劇烈，靠近槳根部分相對比較平緩。槳葉壓力分布沿弦向如圖4所示。

從圖中可以看出，越靠近槳葉的前緣，壓力的變化越劇烈，槳葉弦向中段壓力變化相對平緩，后緣壓力變化也較劇烈。而且在槳葉弦向中段上表面壓力變化比下表面劇烈。

2 槳葉設計

根據槳葉表面壓力預估的結果進行槳葉設計，沿著槳葉徑向需要選擇氣動特性比較典型的截面進行壓力的測量，又考慮到使用長毛細管測壓的壓力衰減和傳輸滯后性，將測壓截面選擇為0.5R、0.6R、0.7R、0.82R、0.92R和0.98R六個截面；沿槳葉徑向布置毛細管時，考慮氣動分布特點，前緣布置的點比后緣布置的點多，上表面布置的點比下表面布置的點多，如表2所示。這些測壓點上都要通過打孔與毛細管相連。

表2 測壓管徑向位置分布

使用毛細紫銅管與測壓設備連接進行表面壓力測量，測壓設備是含有測壓模塊的金屬盒。由于受到槳葉尺寸和離心場的影響，將測壓模塊安裝在所有測壓截面的中間位置，這樣既能夠縮短測壓點距測壓模塊的長度，提高試驗精度，又能夠使得測壓設備在一個離心場相對槳尖更弱的環境下進行數據測量，減小外界干擾。槳葉設計如圖5所示，圖5(a)為槳葉總體結構設計，圖5(b)為設備框處結構設計，其中10與15為大梁帶，11和13為上下板蓋，14為橡皮帶，12為測壓設備，其余白色部分為泡沫芯。

布置的毛細管受槳葉制造工藝的影響，盡量采用外徑小的尺寸，但更小的外徑對測量精度有影響。本文受槳葉結構的限制，選擇外徑1.6mm、內徑1.2mm和外徑1.2mm、內徑0.8mm兩種規格的毛細紫銅管進行壓力測量試驗，其試驗結果如圖6所示。通過試驗結果分析可知，在小壓力值的測量過程中內徑更大的毛細管測量壓力的損耗更小，在壓力相對較大的測量時，兩者區別不大，但是整體分析，1.2mm內徑的毛細管測量精度更高，故本文的研究采用外徑1.6mm、內徑1.2mm的紫銅毛細管進行研究。

測壓設備安裝在槳葉的設備框中，在槳葉上開框勢必影響槳葉的結構強度，由于槳葉尺寸、開框位置、試驗環境和試驗狀態基本相似，故參考胡和平班組[10]有關后緣小翼的研究中槳葉強度的分析可知，槳葉強度完全滿足本文研究的要求。

3 測試系統設計及測試驗證

測試系統主要是完成測量中壓力的測量和數據的采集，因此槳葉表面壓力測量采用毛細紫銅管+表面壓力傳感器+前置放大器+集流環+數據采集系統的方式，布局見圖7。

表面壓力測量的壓力信息傳遞路徑是：首先槳葉旋轉使得槳葉表面產生壓力，壓力通過測壓點的孔傳遞至毛細管中，然后毛細管將壓力傳遞至測壓設備中，測壓設備將壓力信號轉換成電信號，再通過槳轂處的前置放大器將信號放大，通過集流環傳遞至數據采集系統中，進行最后的數據采集與分析。

通過上述可知，測壓設備的研制相當關鍵。測壓設備與一般的測壓裝置又有很大的不同。首先該測壓設備必須在大離心場中使用；然后受限于槳葉的尺寸，該測壓設備必須足夠小；同時由于每個測壓剖面都有20個測壓點，所以該測壓設備通道數必須大于20個；從槳葉表面壓力預估的結果看，該設備的測量范圍至少得達到20psi。根據以上限制條件，完成測壓設備的研制，如圖8所示。該測壓設備主要是由金屬盒與傳感器組成。為保證測壓設備的尺寸和量程，選擇將量程為25psi的24枚LQ-062微型壓力傳感器埋入金屬盒中，這樣使得整個測壓設備尺寸為126×16×8mm，通道數為24個，量程為25psi，滿足設計要求。

通過標準壓力裝置，對該測壓設備與不同長度的外徑1.6mm、內徑1.2mm的毛細管進行壓力測量試驗。獲得如圖9所示的結果。從圖9可以分析得出，由于導管傳輸壓力的衰減性，最終測得的壓力值相對于標準壓力偏小，而且隨著導管長度的增加，測量偏差增大，但是衰減控制在5%以內，滿足最終測試要求。

測試系統中前置放大器和集流環的通道數要超過24個，由于傳感器輸出電壓為幾十微伏級，因此放大倍數要大于100倍。根據上述需求，選擇現有的5953D前置放大器和88路通道的集流環。

4 結論

本研究使用的模型旋翼的直徑為4.2m，槳尖速度為216m/s，在槳葉設計和試驗方法研究上提出了新的難題。通過吸收多種試驗的經驗，最終完成了自主模型槳葉表面壓力測試方法的研究。該設計具有以下優點：

1)靈活性大，技術風險低，全部采用成熟貨架產品。

2)成本相對最低，只需要采購表面壓力傳感器。

3)相對采用壓力掃描閥的采集方式，該方法采集的表面壓力數據和表面應變載荷的數據可以時間同步，同時也可以和旋翼天平、扭矩、振動等信號時間同步，后續可以進行同步分析及等方位分析。而已知的壓力掃描閥是一套獨立的測試系統，它的信號無法和其它測試信號進行時間同步采集及分析。

總體可行性比較高，研制的測壓設備在測試精度上也滿足要求，但也存在不少有待探索的問題，例如槳葉制造工藝、測壓模塊動態測試效果等。后期的試驗也將根據前期的研究展開，其中存在的問題將逐步完善。

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[10] 徐 林，胡和平.后緣小翼槳葉靜強度設計[Z].中國直升機設計研究所，2012.

DesignofBladeSurfacePressureMeasurement

LIAO Huisheng,HUANG Jianping,LI Xinming,CHEN Huan

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

According to the 4.2 meters diameter rotor mode test of blade surface pressure measurement,used a capillary tube on the surface of the blade completed blade surface pressure measurement.Firstly,using CFD technique arranged on blade surface pressure prediction,guide capillary arrangement,completed blade structure design,equipment layout,pressure test system design,strength analysis etc..And through a calibration test on the different length and diameter of the capillary pressure measurement the capillary pressure measurement,obtained the performance of the capiliary pressure measurement.The measuring method had the advantages of low cost,high reliability and high test precision,which can be used in the later period experiment.

surface pressure measurement；capillary tube； helicopter；rotor model test；CFD technique

2016-12-06

本論文由國家國際科技合作——對俄合作項目資助。

廖會生(1990-)，江西寧都人，男，直升機所碩士點研究生，主要研究方向：直升機試驗技術。

1673-1220(2017)03-050-05

V211.7

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