(1.中航工業(yè)直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.總參陸航部駐景德鎮(zhèn)地區(qū)軍事代表室，江西景德鎮(zhèn)， 333002)

李春華1，曹金華2，吳裕平1

0 引言

旋翼是直升機的關鍵部件，其流場特性與直升機性能、載荷、振動、品質和噪聲等密切相關［1］，是直升機空氣動力學必須解決的關鍵問題之一，也是直升機研制的基礎。在當前旋翼非定常理論分析存在困難的情況下，PIV試驗［2-3］是旋翼流場特性研究的關鍵技術手段之一。

歐美各國在旋翼流場試驗研究方面取得了較好的進展［4-5］，尤其是隨著激光測速技術的日益成熟，已發(fā)展成為復雜流動研究的重要手段。借助于LDV和PIV技術，國外開展了一系列旋翼流場試驗［5-6］，獲得了大量的旋翼槳尖渦結構和發(fā)展歷程的試驗數(shù)據，并以此修正和改進了自由尾跡、CFD等旋翼非定常分析方法［7-8］。而在國內，PIV技術目前主要應用在定常流方面的試驗研究［9］，對于旋翼非定常流場的試驗分析開展得相對較少。

本文針對高性能的模型旋翼開展了在懸停和前飛狀態(tài)下的旋翼PIV試驗研究，獲得了不同試驗條件下的旋翼誘導速度分布以及槳尖渦的運動軌跡，為旋翼非定常流動研究提供試驗支持。

1 試驗設備與模型

1.1 旋翼模型

模型旋翼槳葉的槳尖形狀為拋物線后掠型，4m直徑，實度0.1，槳葉平面形狀見圖1。

圖1 模型旋翼示意圖

1.2 主要試驗設備

1)PIV系統(tǒng):包括照明激光器、同步控制器和高速數(shù)字相機。

2)Φ4 m旋翼機身組合模型試驗臺［7］:由臺架系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、操縱控制系統(tǒng)、主軸傾斜系統(tǒng)、數(shù)據采集處理系統(tǒng)、監(jiān)視報警系統(tǒng)及振動監(jiān)視系統(tǒng)等組成。

3)粒子發(fā)生器［9］及粒子擴散裝置:粒子發(fā)生器主要由液體供應系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)、壓縮氣供應系統(tǒng)以及蒸發(fā)器組成［8］。粒子制備上采用技術成熟的乙二醇/丙二醇粒子制備方案。

4)粒子投放移測架:為Y、Z向兩自由度移測架，安裝電控系統(tǒng)，便于精確控制和定位，可滿足旋翼流場粒子投放要求。

5)六自由度移測架:由于測量位置變化，前飛試驗時用到六自由度移測架，激光器或攝像頭安裝在姿態(tài)調整機構上，可實現(xiàn)α、β、γ的變化。在安裝攝像頭的機構上，可適當調整攝像頭位置，以保證最佳的圖像捕獲效果，位置確定后，姿態(tài)調整機構在調整角度過程中保持激光器與攝像頭之間的相對位置不變。

1.3 試驗狀態(tài)

試驗分為懸停和前飛兩種狀態(tài)。

1)懸停試驗

懸停PIV測量試驗時，在地面懸停間，使用直升機尾槳試驗臺隨動系統(tǒng)作為PIV測量的支撐平臺，采用粒子投放移測架作為粒子發(fā)生器及粒子擴散裝置的支撐平臺，而模型安裝、試驗轉速及總距等參數(shù)的變化則是通過Φ4 m旋翼/機身組合模型試驗臺加以實現(xiàn)，試驗方案示意圖如圖2所示。

2)前飛試驗

前飛風洞試驗時，選用8m×6m風洞作為試驗研究平臺，使用六自由度移測架作為PIV測量的支撐平臺，采用粒子投放移測架作為粒子發(fā)生器及粒子擴散裝置的支撐平臺，而模型安裝、試驗轉速及總距等參數(shù)的變化則是通過Φ4 m旋翼/機身組合模型試驗臺加以實現(xiàn)，試驗方案示意圖見圖3。

圖2 地面懸停PIV流場測量試驗方案示意圖

圖3 風洞PIV流場測量試驗方案前視圖

2 試驗數(shù)據處理及分析

2.1 懸停狀態(tài)

圖4、圖5給出了懸停時不同測量剖面的流線圖?？梢钥闯鲂硐孪凑T導速度分布較為規(guī)則，表明旋翼獲得的升力比較穩(wěn)定。懸停狀態(tài)槳盤平面靠近槳尖位置有較大下洗流，尾跡邊界呈收縮趨勢，即槳尖渦不但有向下運動趨勢，且受徑向指向槳轂中心的誘導速度的影響，并逐漸收縮成一個半徑比槳盤半徑小的螺旋形渦柱面。在較強槳尖渦作用下，在槳尖以外的區(qū)域，會誘導氣流上洗。流線圖也清楚地顯示了槳尖渦的形狀和變化過程，由于受槳尖附近形成的強集中槳尖渦影響較大，槳尖附近的誘導速度隨槳尖渦變化的趨勢較敏感。

圖 4 懸停狀態(tài) θ0.7=4°、H=0.2 時剖面流線分布(Φ=0°)

圖 5 懸停狀態(tài) θ0.7=4°、H=0.8 時剖面流線分布(Φ=0°)

表1給出了測量中心點距槳盤0.2 m、0.8 m時，在不同轉速、方位角和總距時測量得到的誘導速度及渦量，可以看出在旋翼轉速877 rpm、測量高度(測量中心與槳盤的距離)H=0.2 m、方位角φ=0°位置，當總距 θ0.7=6°，10°時，產生的誘導速度分別為 16.6 m/s，36.9 m/s，槳尖渦最大渦量為 401/s，1546/s。而旋翼轉速增加到1032 rpm、測量高度H=0.8 m、方位角 φ =0°，當總距 θ0.7=6°，10°的情況下，產生的誘導速度分別為 16.8 m/s，29.2 m/s，槳尖渦的最大渦量為200/s，606/s。表明隨總距的增加，誘導速度和槳尖渦的強度也逐漸增大。

在同一試驗狀態(tài)下，隨著測量高度的降低，即旋翼尾跡距離槳盤越遠，誘導速度會逐漸變小，并且槳尖渦開始逐步耗散，強度逐漸減弱。如總距θ0.7=6°、測量高度 H=0.2m、方位角 φ =0°，在旋翼轉速為877 r/min，1032 r/min時，產生的誘導速度分別為16.6 m/s，20.5 m/s，最大槳尖渦渦量分別為401/s，597/s。因此，隨著轉速的增加，誘導速度和槳尖渦強度逐漸增大。

圖6和圖7給出了誘導速度和槳尖渦強度隨方位角的變化情況，隨著方位角的增大，槳尖渦逐步向下移動，強度逐漸減弱，旋翼尾跡螺旋線的螺距約為200 mm。

表1 懸停旋翼試驗狀態(tài)及PIV測量結果

2.2 前飛狀態(tài)

圖8、圖9分別給出了前飛試驗時，后行、前行側測量剖面的流線圖?？梢钥闯銮帮w時，在槳尖附近渦的卷起集中趨勢明顯，受來流與誘導速度影響，槳尖集中渦向后向下運動，且會逐漸耗散。

圖10給出了在不同試驗條件下，方位角φ=0°時渦量值隨流向(Z)位置的變化關系?？梢钥闯?相同試驗條件下，旋翼兩側產生的渦量值基本相當。尾跡距離越遠，兩側產生的渦的絕對值就會越小，并且在超出槳盤半徑后(即Z≥2 m)，產生的渦量約為一定值。在前行槳葉一側，風速越高，產生的渦量值越小;在后行槳葉一側，風速越高，產生的渦量值越大。另外，同一風速條件下，拉力系數(shù)越大，前行槳葉一側的渦量值越大，而后行槳葉一側的渦量值動態(tài)變化的規(guī)律性不夠明顯。

圖11給出了在不同試驗條件下，方位角30°時，徑向(X向)尾跡邊界隨流向(Z)位置的變化關系?？梢钥闯?前飛狀態(tài)下，旋翼尾跡沿徑向的收縮很急劇，并且兩側的收縮范圍不同，前行槳葉一側最大收縮至0.65 R，后行槳葉一側最大收縮至0.78R處。另外，在相同試驗條件下，徑向邊界隨拉力系數(shù)的增大而收縮范圍變小，而且，風速越大，收縮范圍越大。

圖12給出了在不同試驗條件下，方位角60°時，軸向(Y向)尾跡邊界隨流向(Z)位置的變化關系。可以看出:前飛狀態(tài)下，旋翼尾跡沿流向逐漸下降，下降距離與流向距離成線性關系。在相同試驗條件下，前行槳葉一側的下降距離比后行槳葉一側的要大，其次，拉力系數(shù)越大，軸向邊界的下降距離越大。另外，風速越大，軸向邊界的下降距離越小。

3 結論

1)懸停狀態(tài)下，隨著旋翼轉速和總距的增加，誘導速度和槳尖渦的強度逐漸增大。隨著軸向距離的增加，誘導速度先增大，之后相對穩(wěn)定，然后逐漸減小，槳尖渦逐步耗散，渦的強度逐漸減弱。

2)懸停狀態(tài)，旋翼下洗誘導速度分布較規(guī)則，槳尖渦尾跡邊界分明，收縮明顯。隨著渦齡角的增加，槳尖渦向下移動，強度逐漸減弱。旋翼槳尖渦形成螺旋線，螺距與下洗速度相關。

3)前飛狀態(tài)，旋翼兩側的尾跡渦量值基本相當，尾跡的渦齡角越大，尾跡越耗散。前飛狀態(tài)下，風速越高，前行槳葉一側的渦量值越小，后行槳葉一側的渦量值越大;拉力系數(shù)越大，前行槳葉一側的渦量值越大。

4)前飛狀態(tài)，旋翼槳尖渦會沿徑向收縮。試驗結果表明:隨拉力系數(shù)的增大，徑向尾跡邊界收縮變小，而風速越大，收縮范圍越大;前行側最大收縮至0.65R，而后行側最大收縮至0.78R處。

5)前飛狀態(tài)，旋翼尾跡受下洗誘導速度影響會向下運動，下降的高度與流向距離呈近似線性關系。拉力系數(shù)越大，下洗速度越大，尾跡下降高度也越大;風速越大，下洗速度相對來流的比值越小，同樣流向位置測量的尾跡下降距離也越小。

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