18-某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验(兰波)(4).doc

第二十六届（2010）年全国直升机年论文某旋翼翼型动态压力测量Φ3.2米风洞试验兰波 彭先敏 章贵川（中国空气动力研究与发展中心低速所）摘 要：在Φ3.2米风洞使用旋翼翼型动态测压试验装置和动态压力传感器测量动态压力，完成了某旋翼翼型动态测压试验，建立并验证了翼型模型动态俯仰振动的测压方案、数据采集、数据处理方法，具备了在Φ3.2米风洞完成翼型模型动态俯仰的测压试验能力1 试验目的a．研究旋翼翼型表面压力分布测量试验技术，形成翼型动态压力测量试验能力；b．获得该翼型动态压力分布特性；c．获得该翼型动态失速的升力、俯仰力矩特性，研究折算频率、迎角正弦振动范围等因素对其影响2 试验设备与模型2.1 Φ3.2米风洞Φ3.2米风洞是一座开、闭两用的回流式风洞，该风洞开口试验段长5m，横截面为圆形，直径为3.2m，开口试验段的最高风速可达115m/s本试验在开口试验段进行2.2 翼型变迎角试验装置翼型变迎角试验装置见图1翼型变迎角试验装置不随模型运动，由试验装置两侧立柱上的轴承支撑模型绕转轴运动采用低转速、大扭矩的力矩电机配合专用变频器和控制器驱动模型，通过平行四边形机构带动模型以翼型1/4弦线为转轴正弦运动。

2.3 翼型试验模型翼型模型水平布置在风洞中央，采用相对厚度为9%的某旋翼翼型，弦长500mm，展长1500mm，下表面开盖板，内部布置差压式动态压力传感器为保证翼型模型风洞试验的流动二元性，在模型左右端分别连接端板，两块端板跟随翼型一起运动模型采用碳纤维结构，表面测压点处预埋铜管测压剖面位于模型展长中央位置，该剖面布置28个测压点测压点预埋铜管通过软管把压力传输到压力传感器的测量端压力传感器参考压由共用的参考压软管通过多通接头输入2.4 动态压力传感器图1 翼型变迎角试验装置测压元件采用ENDVECO公司的8510B差压式动态压力传感器除上表面前缘20%之前的测压孔采用量程5PSI的动态压力传感器，其余传感器量程均为2PSI2.5 迎角传感器迎角传感器采用电位器式传感器，该传感器的测量范围是0º～340º，测量精度优于0.1º，最大响应频率500Hz，最大速度200rpm迎角传感器安装在试验装置旋转轴轴端2.6 PXI总线数据采集系统试验数据采集采用Φ3.2米风洞配套的PXI总线数据采集系统1、试验内容翼型动态运动必须满足折算频率k相似准数折算频率定义为定常运动的时间c/2V与振荡运动时间1/ω之比：k=ωc/2V试验内容包括不同风速、不同正弦振动频率、不同振动初始角、不同振幅下的模型动态压力测量。

翼型模型正弦振荡，模型迎角正弦变化，规律为α=α0+α1sin2πft，振幅α1最大为10°，振动频率f最大为6Hz，试验最大风速85m/s，试验折算频率k范围为0.0154～0.1392、试验方法试验数据采用动态信号的采集方法将来流动压、模型迎角作为两个参数实时采集，保证来流动压、迎角和压力数据同时采集数据采集采用定时触发，根据模型不同振动频率，保证一个周期采样达到128点，采集20个周期根据迎角对8个周期原始信号进行插值、平均等预处理,最终得到定迎角下的翼型压力分布数据通过对翼型压力分布积分得到不同迎角下的翼型升力系数CL、俯仰力矩系数Cm1/4压力系数计算：法向力系数、切向力系数计算： 翼型升力系数CL计算： 翼型绕1/4弦线的俯仰力矩系数Cm1/4计算：翼型动态气动特性的迟滞程度用法向力亏损系数Kn来进行评价：3 试验结果3.1 不同迎角下的压力分布图2给出了同一试验状态（V=34m/s，α=15°+10°sin2π2t）不同迎角下的弦向压力分布该试验状态下迎角均为正值，弦向压力分布上表面主要为负压，下表面为正压，压力分布特性揭示了翼型升力的来源翼型剖面的负压（绝对值）最大值主要在上表面前缘，上升行程中，α=5.52°时Cp=-1.1，α=11.26°时Cp=-2.7，α=15.56°时Cp=-4.6，α=20.82°时Cp=-6.5，α=22.32°时Cp=-2.6，负压绝对值在迎角最高点附近突然减小；下降行程中，α=22.32°时Cp=－0.8，α=20.82°时Cp=－0.49，α=15.56°时Cp=-0.69，α=11.26°时Cp=-1.8，α=5.52°时Cp=-1.1。

上升和下降行程的压力分布完全不同，上升行程中上表面前缘的负压尖峰明显，且随迎角增大而增大，但到迎角最高点附近有所降低；下降行程在迎角最高点附近时，上表面前缘的负压尖峰完全消失，直到迎角减小到16°附近负压尖峰才开始出现，其后更加明显，到迎角最小值时与上升行程基本重合，是翼型动态运动中空气流动分离和再附特性的典型表现α=15.56°，上升行程 α=15.56°，下降行程α=20.82°，上升行程 α=20.82°，下降行程α=23.32°，下降行程α=23.32°，上升行程 图2 不同迎角下的翼型弦向压力分布3.2 折算频率的影响图3、4分别给出了V=68m/s、振幅为10°时，不同折算频率k下的升力和俯仰力矩曲线，其中k=0是本试验装置及模型在V=68m/s得到的静态数据比较升力曲线和俯仰力矩曲线，在上升行程，小迎角时不同k值与k=0曲线接近，随着k值的增大，k=0的失速迎角α=17.8°，最大升力CL=1.12；k=0.023的失速迎角α=21.3°，最大升力CL=1.29；k=0.046的失速迎角α=22.7°，最大升力CL=1.39；k=0.069的失速迎角α=24.1°，最大升力CL=1.50。

但在下降行程尤其是10°以上迎角，曲线差异较大随k值增大，失速迎角有所延迟，升力迟滞回线面积显著增大，k=0.023、0.046、0.069的最大升力CL相比k=0分别增加了15%、24%、34%，k=0.023、0.046、0.069对应的法向力亏损系数Kn=0.22、0.37、0.46，反映了k值是影响翼型动态失速特性一个极为重要的因素图3 不同折算频率的升力曲线 图4 不同折算频率的俯仰力矩曲线3.3 迎角振幅的影响图中给出了V=68m/s，k=0.023时，不同迎角振幅下的升力和俯仰力矩曲线振幅为5°时在上升下降行程升力和俯仰力矩略有偏移但基本相同，其基本动态失速程度很小；而振幅为8°、10°时其上升下降行程升力和俯仰力矩出现明显差异，但二者规律相近，振幅为10°的动态失速迎角有所推迟，振幅分别为5°、8°、10°对应的法向力亏损系数Kn=0.02、0.13、0.22振幅决定了翼型动态运动是否穿过失速迎角及穿过失速迎角的程度，也是影响翼型动态失速特性的重要因素图5 不同迎角振幅的升力曲线 图6 不同迎角振幅的俯仰力矩曲线1. 结论a．通过本试验，建立并验证了翼型模型动态俯仰振动的试验方案、数据采集、数据处理方法，具备了在Φ3.2米风洞完成翼型模型动态俯仰的测压试验能力。

b．试验获得的翼型动态压力分布数据对于揭示翼型动态运动机理有重要意义c．试验获得的升力、俯仰力矩特性表明：翼型动态压力分布数据折算频率和迎角振幅是影响翼型动态失速特性的重要因素当翼型迎角超过翼型静态失速迎角后，更大的折算频率和迎角振幅使得翼型动态气动特性的迟滞程度增大Rotor Airfoil Dynamic Pressure Measurement Test in Φ3.2m Wind TunnelLan bo Peng xianmin Zhang guichuan（CARDC Low Speed Institute）Abstract：Rotor airfoil dynamic pressure measurement test was conducted in φ3.2m wind tunnel using a dynamic test device and dynamic pressure transducers. And the pressure measurement test scheme of airfoil dynamic pitching vibration, data acquiring and processing was validated through the test. So the test ability of pressure measurement of airfoil dynamic pitching vibration inΦ3.2m wind tunnel was established.166。