惠增宏，王 龍，徐 倩

（西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072）

0 引 言

動(dòng)態(tài)失速是一種強(qiáng)烈的非線性、非定?？諝鈩?dòng)力效應(yīng)，是指一個(gè)振蕩（或做其它非定常運(yùn)動(dòng)）過(guò)程中壓力面在超過(guò)其臨界迎角時(shí)繞流流場(chǎng)發(fā)生非定常分離和失速的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象普遍存在于大型風(fēng)力機(jī)葉片的旋轉(zhuǎn)顫振流動(dòng)中，導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)翼型的動(dòng)態(tài)失速流場(chǎng)與相同條件下的靜態(tài)流場(chǎng)有很大的差別［1］。由于風(fēng)力機(jī)翼型的動(dòng)態(tài)性能對(duì)風(fēng)力機(jī)整體性能有重要影響，國(guó)外對(duì)此進(jìn)行了廣泛的研究。Babbitt采用表面測(cè)壓和PIV顯示，研究了風(fēng)力機(jī)翼型的動(dòng)態(tài)性能［2］。Ramsay研究了粗糙度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)性能的影響［3］。Seddighi研究了湍流強(qiáng)度對(duì)翼型動(dòng)態(tài)性能的影響［4］。Oerlemans研究了風(fēng)力機(jī)翼型不同后緣形狀對(duì)噪聲的影響［5］。為了進(jìn)一步提高風(fēng)力機(jī)翼型的性能，Bak研究了自適應(yīng)后緣技術(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)性能的影響［6］。Cerretelli研究了非定常分離控制對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型性能的影響［7］。Sheng研究了半經(jīng)驗(yàn)的風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)失速模型［8］。Timmer則總結(jié)了Delft大學(xué)風(fēng)力機(jī)翼型的研究成果［9］。

國(guó)內(nèi)對(duì)風(fēng)力機(jī)專(zhuān)用翼型動(dòng)態(tài)性能的試驗(yàn)研究還不夠充分，相關(guān)成果較少。南京航空航天大學(xué)湯瑞源等采用測(cè)力法進(jìn)行了翼型動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)［10］，并采用PIV技術(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行測(cè)量［11］。西北工業(yè)大學(xué)周瑞興等采用測(cè)壓法研究了折合頻率、截止頻率、翼型厚度等因素對(duì)直升機(jī)旋翼翼型動(dòng)態(tài)性能的影響［12－14］。針對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型自身形狀（大厚度、鈍后緣）和工作環(huán)境（變風(fēng)速＼風(fēng)向、高湍流度來(lái)流、表面易污染等）的特點(diǎn)，該研究建立和發(fā)展了我國(guó)風(fēng)力機(jī)專(zhuān)用翼型的動(dòng)態(tài)測(cè)試設(shè)備，并采用S809翼型對(duì)測(cè)試技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)探討和驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)設(shè)備和儀器

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)NF－3大型低速翼型風(fēng)洞進(jìn)行。其主要技術(shù)指標(biāo)：試驗(yàn)段尺寸（寬×高×長(zhǎng)）為1.6m×3.0m×8.0m；最大風(fēng)速V＝130m／s，氣流湍流度≤0.045%，試驗(yàn)雷諾數(shù)可達(dá)6.0×106。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

以國(guó)外使用的經(jīng)典風(fēng)力機(jī)專(zhuān)用翼型S809作為驗(yàn)證用標(biāo)模。模型為鋼木混合結(jié)構(gòu)，弦長(zhǎng)b＝0.5m，展長(zhǎng)1.6m，相對(duì)厚度21%。模型表面達(dá)鏡面光，以保證模型的氣動(dòng)光滑性。整個(gè)模型在驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)下，可以輕松自由地繞1／4弦長(zhǎng)點(diǎn)作正弦振動(dòng)。

1.3 模型振動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)

模型驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)包括：直流電動(dòng)機(jī)（功率18.5kW）、飛輪、減速器（減速比1∶11）、偏心輪、連桿搖臂、直流電機(jī)調(diào)速系統(tǒng)等，與模型同軸安裝角度編碼器，測(cè)量模型振動(dòng)的實(shí)時(shí)角度位置，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 模型驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)示意圖Fig.1 Airfoil model oscillation system

圖1驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)中，通過(guò)控制直流電機(jī)的轉(zhuǎn)速改變模型振動(dòng)頻率f（f＝0～5Hz），根據(jù)翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的要求，該系統(tǒng)能夠正確實(shí)現(xiàn)如公式（1）的正弦規(guī)律迎角振蕩運(yùn)動(dòng)：

其中α0為平均迎角，α1為振幅角，ω為振動(dòng)角頻率（ω＝2πf）。

α0通過(guò)改變調(diào)節(jié)螺桿的長(zhǎng)度來(lái)實(shí)現(xiàn)，α1通過(guò)改變滑塊與偏心輪上不同的徑向連接位置來(lái)調(diào)節(jié)。翼型振動(dòng)時(shí)，受周期變化的氣動(dòng)力和力矩的作用，其振動(dòng)速度會(huì)產(chǎn)生波動(dòng)。因此在機(jī)械設(shè)計(jì)中采用了慣性很大的飛輪作為儲(chǔ)能元件，來(lái)平滑周期變化的氣動(dòng)力產(chǎn)生的脈動(dòng)，使機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)平穩(wěn)，從而保證試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。

1.4 測(cè)控系統(tǒng)及設(shè)備

測(cè)控系統(tǒng)的整體布局結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 測(cè)控系統(tǒng)的整體布局圖Fig.2 Hardware schematic for dynamic data acquisition

① 動(dòng)態(tài)壓力傳感器

為真實(shí)反映翼型上、下表面非定常氣流的瞬時(shí)變化情況，必須采用微型動(dòng)態(tài)壓力傳感器，將它們裝在模型內(nèi)，其壓力感受面與模型表面齊平，獲得模型振動(dòng)時(shí)的動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)。試驗(yàn)選用美國(guó)Kulite公司生產(chǎn)的XCQ－093、XCS－093系列帶溫度補(bǔ)償、高靈敏壓差式傳感器，外形尺寸為長(zhǎng)10mm，直徑2.4mm，固有頻率＞150kHz，量程范圍為2psi，5psi和15psi。在翼型上下表面各安裝了15個(gè)動(dòng)態(tài)壓力傳感器，因模型前緣曲率大，因此前5個(gè)測(cè)壓站位間隔20mm，從第6個(gè)開(kāi)始測(cè)壓站位間隔30mm。

② 角度傳感器

模型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)的瞬時(shí)迎角采用德國(guó)HEI－DENHAIN公司生產(chǎn)的絕對(duì)式旋轉(zhuǎn)編碼器測(cè)量，測(cè)量范圍±360°，測(cè)角精度＜6″。通過(guò)在PC機(jī)擴(kuò)展口上插入IK220專(zhuān)用計(jì)數(shù)卡，記錄角度編碼器的實(shí)時(shí)測(cè)量值。為保證高速采集，輸出為二進(jìn)制碼，作為同步信號(hào)與動(dòng)態(tài)壓力傳感器的輸出信號(hào)一起被VXI系統(tǒng)采集下來(lái)。

③ 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)的采集采用32通道VXI系統(tǒng)，采集速度100kHz／通道，可以方便地實(shí)現(xiàn)翼型動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)的實(shí)時(shí)采集、顯示與分析，其自動(dòng)化程度高，操作簡(jiǎn)便，動(dòng)態(tài)測(cè)量精度優(yōu)于0.1%FS。

2 試驗(yàn)方法與技術(shù)

2.1 試驗(yàn)方法

模型采用橫跨風(fēng)洞上下壁的二維測(cè)壓方法，驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)使翼型以給定的頻率繞1／4弦線點(diǎn)做正弦規(guī)律振動(dòng)，采用VXI系統(tǒng)同步測(cè)量翼型表面的動(dòng)態(tài)壓力和實(shí)時(shí)角度信號(hào)，試驗(yàn)在自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩條件下進(jìn)行。固定轉(zhuǎn)捩是通過(guò)在模型5%弦線位置粘貼ZZ（Zigzag）型粗糙帶的方式來(lái)模擬前緣粗糙度，進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩控制。試驗(yàn)條件為：振幅角α1＝±10°，±15°；平均迎角α0＝8°，14°，20°；振動(dòng)頻率f＝0.50Hz、1.05Hz、1.60Hz；試驗(yàn)雷諾數(shù)為0.75×106和1.4×106。

2.2 采樣頻率的選擇

在正式試驗(yàn)前，必須正確選擇采樣頻率，才能保證獲得最佳的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。根據(jù)采樣定律，采樣頻率Fs與被測(cè)信號(hào)最大頻率Fm之間必須滿(mǎn)足如下關(guān)系：

即只有采樣頻率大于被測(cè)信號(hào)頻譜中最高頻率的兩倍，采樣結(jié)果才能真實(shí)反映被測(cè)信號(hào)的特征。因此，在選擇采樣頻率時(shí)，必須對(duì)被測(cè)信號(hào)進(jìn)行預(yù)處理，確定信號(hào)中的最高次諧波頻率，然后根據(jù)采樣定理來(lái)確定采樣頻率。實(shí)際使用中一般采樣頻率為輸入信號(hào)最高頻率的3～5倍。

2.3 數(shù)據(jù)采集

試驗(yàn)采用的VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用并行采集方式，通過(guò)16位獨(dú)立A／D轉(zhuǎn)換器，對(duì)30路傳感器信號(hào)進(jìn)行獨(dú)立并行采樣，即采用多個(gè)A／D轉(zhuǎn)換器實(shí)現(xiàn)多個(gè)信號(hào)的數(shù)據(jù)采集技術(shù)，數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性和實(shí)時(shí)性得到了很大程度的改善。這種基于VXI總線的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，通過(guò)LabWindows／CVI開(kāi)發(fā)平臺(tái)，借助計(jì)算機(jī)將應(yīng)用軟件程序與功能化硬件結(jié)合起來(lái)，用戶(hù)可通過(guò)友好的圖形界面來(lái)操作，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)采集和存儲(chǔ)，并利用MATLAB程序?qū)崿F(xiàn)數(shù)據(jù)計(jì)算和結(jié)果顯示，從而為風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)特性研究提供可靠的原始數(shù)據(jù)。

3 數(shù)據(jù)處理與結(jié)果分析

3.1 預(yù)處理

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的特點(diǎn)是測(cè)量值隨時(shí)間歷程的推進(jìn)而快速變化，數(shù)據(jù)為一系列瞬時(shí)值。一方面由于系統(tǒng)性誤差等原因，動(dòng)態(tài)瞬時(shí)值有一定的隨機(jī)擾動(dòng)；另一方面，由于存在機(jī)械機(jī)構(gòu)間隙、模型剛度、風(fēng)洞支撐等的影響，會(huì)出現(xiàn)低頻的結(jié)構(gòu)振動(dòng)，動(dòng)態(tài)瞬時(shí)值較靜態(tài)瞬時(shí)值而言波動(dòng)更大，從而使原始數(shù)據(jù)中產(chǎn)生了更多的噪聲和干擾，所以需要對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理。其方法是：為消除干擾，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的前端配置硬件抗混濾波器，在系統(tǒng)采集軟件中采用了低通濾波器，能濾掉一些無(wú)用的高頻信號(hào)。為消除動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)中的噪聲，可對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換（FFT），在3個(gè)振動(dòng)頻率下，對(duì)傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析，均發(fā)現(xiàn)在50Hz附近存在一個(gè)強(qiáng)干擾信號(hào)，可以確認(rèn)是電源引起的交流干擾，試驗(yàn)最終選用了截止頻率為40Hz的低通濾波器進(jìn)行濾波。

3.2 數(shù)據(jù)處理

為保證采集信號(hào)的實(shí)時(shí)性，動(dòng)態(tài)壓力傳感器通過(guò)VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)輸出得到的是二進(jìn)制碼的壓力信號(hào)，再經(jīng)過(guò)系統(tǒng)軟件轉(zhuǎn)換為十進(jìn)制壓力值Pdi（單位：psi）。通過(guò)MATLAB將這些數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，并作預(yù)處理，對(duì)每周期相應(yīng)迎角下的壓力值進(jìn)行5次平均，最終得到相應(yīng)的結(jié)果，從而分析翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，并探索其試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律與翼型氣動(dòng)特性的聯(lián)系，進(jìn)一步驗(yàn)證振動(dòng)機(jī)構(gòu)和測(cè)試設(shè)備的精確度和可靠性。

使用公式（3）計(jì)算各個(gè)動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量點(diǎn)的壓力系數(shù)

式中：Pd∞為風(fēng)洞的試驗(yàn)段靜壓（單位：psi）；qd∞為來(lái)流動(dòng)壓，qd∞＝ρv2／2（單位：Pa）。

對(duì)于氣動(dòng)力的計(jì)算方法，按下列公式進(jìn)行處理，得到模型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)的升力系數(shù)和力矩系數(shù)，數(shù)據(jù)未做洞壁干擾修正。

式中：CP為翼面壓力系數(shù)；Cyt為法向力系數(shù)；Cxt為切向力系數(shù)；Cy為升力系數(shù)；Cm為俯仰力矩系數(shù)；x和y分別為翼型x坐標(biāo)和y坐標(biāo)與翼型弦長(zhǎng)比值；CPbe和CPof分別為翼型最大厚度之前和之后的壓力系數(shù)。

3.3 結(jié)果比較與分析

（1）翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果與靜態(tài)比較

圖3給出了α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106，f＝0.5Hz自然轉(zhuǎn)捩下動(dòng)態(tài)和靜態(tài)的升力系數(shù)曲線比較?？梢钥闯?，在小迎角下，翼型的遲滯回線存在升力線性段，并與靜態(tài)試驗(yàn)升力線接近。在較大迎角下，升力下降，升力系數(shù)隨迎角的變化形成明顯的遲滯回線。這主要是因?yàn)?，翼型在一個(gè)振動(dòng)周期內(nèi)，經(jīng)歷了渦的形成、發(fā)展、破裂和恢復(fù)過(guò)程，翼型氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角變化出現(xiàn)遲滯現(xiàn)象的主要原因是在下行程（˙α＜0）時(shí)翼型分離渦重建的遲延引起的。在迎角超過(guò)15°后，升力系數(shù)出現(xiàn)明顯上揚(yáng)，經(jīng)分析后確認(rèn)是由于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)到達(dá)上止點(diǎn)時(shí)的機(jī)械間隙造成的，并不是真實(shí)的流動(dòng)狀態(tài)，因此還需對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)。

圖3 靜態(tài)與動(dòng)態(tài)的升力系數(shù)比較Fig.3 Comparison of lift coefficient between unsteady and steady tests

（2）自然轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩對(duì)比

圖4和5分別給出了翼型在α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz，Re＝0.75×106自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下的升力系數(shù)變化曲線，并與文獻(xiàn)數(shù)據(jù)［3］的對(duì)比。在固定轉(zhuǎn)捩下，該試驗(yàn)與文獻(xiàn)數(shù)據(jù)吻合得更好。就該試驗(yàn)來(lái)看，固定轉(zhuǎn)捩下的最大升力系數(shù)較自然轉(zhuǎn)捩下的最大升力系數(shù)有所降低，但不是很明顯。

（3）不同雷諾數(shù)的對(duì)比

圖6和7分別是在自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下，α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz不同雷諾數(shù)對(duì)翼型升力系數(shù)的影響?？梢钥闯?，隨著雷諾數(shù)Re增大，曲線的遲滯環(huán)有變窄趨勢(shì)，而升力系數(shù)曲線的線性段基本重合。

圖5 固定轉(zhuǎn)捩俯仰振動(dòng)升力系數(shù)Fig.5 Comparison of lift coefficient between NF－3 wind tunnel and reference（fixed transition）

圖6 自然轉(zhuǎn)捩不同雷諾數(shù)俯仰振動(dòng)升力系數(shù)Fig.6 Comparison of lift coefficient at different Re（natural transition）

（4）不同折合頻率的對(duì)比

圖8是固定轉(zhuǎn)捩條件下迎角為α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106時(shí)不同折合頻率k的升力系數(shù)對(duì)比曲線。折合頻率k是表征動(dòng)態(tài)特性最重要的相似準(zhǔn)則，其定義為：

可以看出，折合頻率k值對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響較大，隨著k值的增加升力遲滯回路是增大的，這與國(guó)外資料也完全一致。試驗(yàn)結(jié)果表明，隨著折合頻率k的增加，動(dòng)態(tài)失速迎角和最大升力系數(shù)也有增大的趨勢(shì)，而對(duì)于下行程中某一迎角而言，則k值越大，升力系數(shù)越小。

圖8 固定轉(zhuǎn)捩下不同折合頻率的升力系數(shù)Fig.8 Lift coefficient at different reduced frequencies（fixed transition）

（5）不同平均迎角的對(duì)比

圖9是自然轉(zhuǎn)捩條件下振動(dòng)頻率為f＝0.5Hz，雷諾數(shù)Re＝0.75×106時(shí)不同平均迎角的升力系數(shù)比較。從試驗(yàn)曲線可知，隨平均迎角增加，翼型的動(dòng)態(tài)失速延遲，最大升力系數(shù)提高，升力曲線的遲滯環(huán)線增寬。

圖9 自然轉(zhuǎn)捩下不同平均迎角的升力系數(shù)Fig.9 Lift coefficient in different mean angles（natural transition）

（6）不同振幅的對(duì)比

圖10是自然轉(zhuǎn)捩條件下雷諾數(shù)Re＝0.75×106時(shí)，振幅分別為±10°和±15°的升力系數(shù)對(duì)比?？梢钥闯觯硇洼^大振幅俯仰振蕩比小振幅俯仰振蕩具有相對(duì)較高的最大升力系數(shù)，而且振幅較大時(shí)，遲滯回線也變大。

圖10 自然轉(zhuǎn)捩下不同振幅的升力系數(shù)Fig.10 Lift coefficient in different amplitude angles（natural transition）

4 結(jié) 論

通過(guò)研究，可以得到以下結(jié)論：

（1）通過(guò)動(dòng)態(tài)測(cè)壓試驗(yàn)，與靜態(tài)及國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果比較表明，S809翼型在NF－3風(fēng)洞中的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果較好，整個(gè)動(dòng)態(tài)測(cè)壓系統(tǒng)涉及的各個(gè)環(huán)節(jié)具有一定的精確度和可靠性；

（2）采用的試驗(yàn)方法、數(shù)據(jù)采集和處理方法都是成功的，在今后的風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究中有著重要的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，具有一定的指導(dǎo)性作用，也對(duì)后期驗(yàn)證新設(shè)計(jì)的風(fēng)力機(jī)翼型有指導(dǎo)意義；

（3）驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)在迎角15°后因間隙在一定程度上影響測(cè)試結(jié)果，故驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)還有改進(jìn)余地。

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［13］ 上官云信，周瑞興，郗忠祥，等.折算頻率對(duì)翼型動(dòng)態(tài)升力特性影響的初步研究［J］.實(shí)驗(yàn)力學(xué)，1997，12（3）：3－7.

［14］ 周瑞興，上官云信，解亞軍，等.兩種厚度翼型動(dòng)態(tài)失速特性的研究［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，1999，17（3）：475－479.