懸停旋翼槳葉表面壓力測(cè)量方法

廖會(huì)生，黃建萍，李新民，陳衛(wèi)星，江露生

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

旋翼是直升機(jī)的關(guān)鍵部件，是直升機(jī)的升力面、推進(jìn)面和操縱面，其氣動(dòng)性能的好壞直接影響到直升機(jī)整體性能的優(yōu)劣。槳葉的自身結(jié)構(gòu)和工作環(huán)境復(fù)雜，限制了槳葉表面壓力測(cè)試設(shè)備的安裝，影響了槳葉測(cè)壓試驗(yàn)的設(shè)計(jì)，使得直升機(jī)槳葉表面壓力測(cè)量更復(fù)雜和困難。

國(guó)內(nèi)外對(duì)直升機(jī)模型旋翼槳葉表面壓力測(cè)量的研究開(kāi)展得比較早，許多機(jī)構(gòu)在20世紀(jì)中期就開(kāi)始通過(guò)在槳葉表面直接布置傳感器、布置壓力帶等方式進(jìn)行測(cè)壓研究。在槳葉表面測(cè)壓點(diǎn)上布置微型壓力傳感器進(jìn)行壓力測(cè)量的方式，測(cè)壓過(guò)程中微型壓力傳感器安裝在槳葉表面預(yù)設(shè)的槽中，槽的尺寸較大對(duì)測(cè)壓點(diǎn)處的流場(chǎng)影響較大，影響測(cè)量的準(zhǔn)確性；同樣，使用槳葉表面布置壓力帶的方式進(jìn)行壓力測(cè)量，為了采集更準(zhǔn)確的壓力數(shù)據(jù)，對(duì)壓力帶在槳葉表面的安裝要求很高。同時(shí)，上述兩種方法在槳葉復(fù)雜運(yùn)動(dòng)中，可靠性不足，傳感器幾乎不可重復(fù)利用。考慮測(cè)試精度、可重復(fù)性、試驗(yàn)穩(wěn)定性和槳葉制作工藝復(fù)雜程度等因素，本文使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測(cè)壓設(shè)備進(jìn)行槳葉表面壓力的測(cè)量。

懸停試驗(yàn)過(guò)程中，模型旋翼槳葉表面的壓力比較穩(wěn)定，但是毛細(xì)管中的空氣受離心力的影響，在管中產(chǎn)生壓力，影響試驗(yàn)精度。本文利用數(shù)值計(jì)算消除離心力的影響，最后通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算進(jìn)行對(duì)比分析，評(píng)估理論計(jì)算結(jié)果的有效性。

1 測(cè)量原理

本文研究的是一種使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測(cè)壓設(shè)備進(jìn)行壓力測(cè)量的新方法。該方法與傳統(tǒng)掃描閥測(cè)壓不同，其測(cè)壓方式如圖1所示。

圖1給出了使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測(cè)壓傳感器進(jìn)行壓力測(cè)量的簡(jiǎn)圖。毛細(xì)管可以預(yù)埋在試驗(yàn)件表面，一端封堵，一端通過(guò)橡皮軟管與測(cè)壓傳感器連接。根據(jù)測(cè)壓的需要在毛細(xì)管不同位置設(shè)置測(cè)壓孔，當(dāng)需要測(cè)量某個(gè)孔處的壓力時(shí)，將該孔打開(kāi)，封閉其它孔，進(jìn)行壓力測(cè)量。使用該方法的好處在于一個(gè)傳感器與一根毛細(xì)管連接，可以測(cè)量多個(gè)點(diǎn)的壓力；并且將毛細(xì)管預(yù)埋在槳葉表面對(duì)制造工藝的要求更低；測(cè)壓點(diǎn)處可以加工較小的氣孔，對(duì)該點(diǎn)周邊的流場(chǎng)影響小，提高了測(cè)量的準(zhǔn)確性。

圖1 測(cè)壓原理簡(jiǎn)圖

2 旋翼懸停試驗(yàn)

旋翼槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)是在直升機(jī)所風(fēng)洞中進(jìn)行(如圖2)。其中旋翼模型安裝在動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)臺(tái)短艙上，短艙安裝在風(fēng)洞機(jī)構(gòu)上。

圖2 直升機(jī)所風(fēng)洞試驗(yàn)段

圖4 測(cè)壓設(shè)備與毛細(xì)管連接

表1 測(cè)壓管弦向位置分布

圖3 旋翼槳葉試驗(yàn)件

圖5 測(cè)剖面壓力簡(jiǎn)圖

3 計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

通過(guò)懸停試驗(yàn)獲得了懸停狀態(tài)下9個(gè)剖面162個(gè)點(diǎn)的壓力數(shù)據(jù)，但是毛細(xì)管中的空氣受離心力的影響，氣體分布不均，沿徑向產(chǎn)生不同的壓力，影響試驗(yàn)精度。本文采用數(shù)值計(jì)算方法消除離心力對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響，并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析，確定該消除離心力方法的有效性；同時(shí)用該方法對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正，保證試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性和有效性；最后，槳葉表面壓力試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算進(jìn)行對(duì)比分析，評(píng)估理論計(jì)算結(jié)果的有效性。

3.1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

圖6 毛細(xì)管簡(jiǎn)圖

假設(shè)管中氣壓為不可壓縮。

(1)

=·(0.75+)

(2)

=

(3)

其中：，，，，分別為空氣密度，旋翼轉(zhuǎn)速，空氣質(zhì)量，管截面積，旋翼半徑。

將=750 rpm，管截面積，=2.1 m帶入公式(1)、(2)、(3)可得：

=7949.3·(1.575+)·

(4)

1.907 kPa

=3.418 kPa

=5.008 kPa

=5.960 kPa

=6.974 kPa

圖和0.98剖面離心力與總距的關(guān)系

將上述計(jì)算所得的離心力產(chǎn)生的壓力帶入表面壓力無(wú)量綱公式中，可得無(wú)量綱化的表面壓力數(shù)據(jù)。

=(-+)[0.5()]

(5)

其中，為測(cè)壓設(shè)備采集到的壓力數(shù)據(jù)，為懸停試驗(yàn)前的初讀數(shù)，為離心力產(chǎn)生的壓力。

3.2 理論計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析

本文采用CFD技術(shù)進(jìn)行懸停狀態(tài)旋翼槳葉表面壓力理論計(jì)算。根據(jù)上述旋翼數(shù)模參數(shù)，完成旋翼模型槳葉計(jì)算C-O型網(wǎng)格劃分，如圖8所示。通過(guò)控制方程求解計(jì)算得出旋翼槳葉表面壓力分布云圖，如圖9所示。對(duì)理論計(jì)算所得的旋翼槳葉表面壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行處理獲得各剖面的壓力分布曲線。

圖8 單片槳葉網(wǎng)格

圖9 旋翼槳葉表面壓力分布云圖

圖10 Ct=0.0136，θ0.7=6°理論計(jì)算與試驗(yàn)Cp對(duì)比

4 結(jié)論

本文使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測(cè)壓設(shè)備測(cè)量懸停狀態(tài)旋翼槳葉表面的壓力，并且利用數(shù)值計(jì)算消除離心力的影響，最后通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果與理論計(jì)算進(jìn)行對(duì)比分析，評(píng)估理論計(jì)算結(jié)果的有效性，得出如下結(jié)論：

1) 使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測(cè)壓設(shè)備測(cè)量懸停旋翼槳葉表面壓力，數(shù)據(jù)穩(wěn)定、可靠，能夠?yàn)楹笃谙嚓P(guān)課題研究提供技術(shù)支持；

2)利用數(shù)值計(jì)算消除離心力的影響，基本能夠滿足數(shù)據(jù)處理的需要，得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)可信度高；

3)理論計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比分析結(jié)果表明，旋翼懸停狀態(tài)表面壓力的理論計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確度較高，能夠?yàn)楹笃谛順~表面壓力的預(yù)估提供支撐。