廖會生，黃建萍，李新民，陳 煥

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 德鎮(zhèn) 333001)

一種槳葉表面壓力測量方案的設(shè)計

廖會生，黃建萍，李新民，陳 煥

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 德鎮(zhèn) 333001)

針對4.2m直徑旋翼模型試驗(yàn)槳葉表面壓力測量中的問題，使用槳葉表面布置毛細(xì)管的方式進(jìn)行測壓。利用CFD技術(shù)完成表面壓力的預(yù)估，指導(dǎo)毛細(xì)紫銅管布置，完成槳葉結(jié)構(gòu)設(shè)計、測試系統(tǒng)設(shè)計等內(nèi)容，并且通過一個標(biāo)定試驗(yàn)對不同長度、不同內(nèi)徑毛細(xì)管的測壓性能進(jìn)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(yōu)點(diǎn)，可以應(yīng)用于后期的試驗(yàn)。

表面壓力測量；毛細(xì)管；直升機(jī)；旋翼模型試驗(yàn)；CFD技術(shù)

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，其氣動性能的好壞直接影響到直升機(jī)整體性能的優(yōu)劣[1]。而直升機(jī)模型槳葉自身結(jié)構(gòu)和工作條件的復(fù)雜性，限制了直升機(jī)槳葉表面壓力的預(yù)估參數(shù)的設(shè)置和測壓設(shè)備的安裝，影響了槳葉表面壓力的預(yù)估和測壓試驗(yàn)的實(shí)施，使得直升機(jī)槳葉表面壓力測量更復(fù)雜和困難。

直升機(jī)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(xì)管與測壓設(shè)備連接測壓的，有在槳葉表面測壓點(diǎn)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(jīng)費(fèi)、可重復(fù)性、試驗(yàn)穩(wěn)定性和槳葉制作工藝復(fù)雜等因素，考慮使用金屬毛細(xì)管結(jié)合測壓設(shè)備進(jìn)行槳葉表面壓力的測量。該方法雖然在測壓領(lǐng)域是比較傳統(tǒng)，但是在直升機(jī)模型旋翼槳葉上的應(yīng)用在國內(nèi)尚屬首次。而且在直升機(jī)模型槳葉這一結(jié)構(gòu)復(fù)雜、運(yùn)動形式復(fù)雜的部件上布置毛細(xì)管和測壓設(shè)備進(jìn)行測壓試驗(yàn)，突破槳葉設(shè)計、試驗(yàn)標(biāo)定、風(fēng)洞試驗(yàn)、試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理等關(guān)鍵技術(shù)，其研究意義比較重要，能提升我們旋翼試驗(yàn)及評估技術(shù)的水平，為自主研制先進(jìn)旋翼系統(tǒng)奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

1 槳葉表面壓力預(yù)估

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

表1 試驗(yàn)槳葉主要參數(shù)

根據(jù)表1中的數(shù)據(jù)完成槳葉外形數(shù)模設(shè)計，如圖1所示。

采用4片上述氣動外形數(shù)模槳葉，利用CFD技術(shù)進(jìn)行槳葉表面壓力計算。首先，在ICEM中使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格分別完成旋翼旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格的劃分。為提高槳葉表面的計算精度，將模型表面的網(wǎng)格設(shè)置得較密，外圍的設(shè)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(shù)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(wǎng)格劃分如圖2(b)所示。

計算網(wǎng)格數(shù)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(jìn)行計算，控制方程為不可壓縮黏性N-S方程，使用二階迎風(fēng)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(jié)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(qū)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(shè)計

根據(jù)槳葉表面壓力預(yù)估的結(jié)果進(jìn)行槳葉設(shè)計，沿著槳葉徑向需要選擇氣動特性比較典型的截面進(jìn)行壓力的測量，又考慮到使用長毛細(xì)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(xì)管時，考慮氣動分布特點(diǎn)，前緣布置的點(diǎn)比后緣布置的點(diǎn)多，上表面布置的點(diǎn)比下表面布置的點(diǎn)多，如表2所示。這些測壓點(diǎn)上都要通過打孔與毛細(xì)管相連。

表2 測壓管徑向位置分布

使用毛細(xì)紫銅管與測壓設(shè)備連接進(jìn)行表面壓力測量，測壓設(shè)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(diǎn)距測壓模塊的長度，提高試驗(yàn)精度，又能夠使得測壓設(shè)備在一個離心場相對槳尖更弱的環(huán)境下進(jìn)行數(shù)據(jù)測量，減小外界干擾。槳葉設(shè)計如圖5所示，圖5(a)為槳葉總體結(jié)構(gòu)設(shè)計，圖5(b)為設(shè)備框處結(jié)構(gòu)設(shè)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(shè)備，其余白色部分為泡沫芯。

布置的毛細(xì)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(jié)構(gòu)的限制，選擇外徑1.6mm、內(nèi)徑1.2mm和外徑1.2mm、內(nèi)徑0.8mm兩種規(guī)格的毛細(xì)紫銅管進(jìn)行壓力測量試驗(yàn)，其試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。通過試驗(yàn)結(jié)果分析可知，在小壓力值的測量過程中內(nèi)徑更大的毛細(xì)管測量壓力的損耗更小，在壓力相對較大的測量時，兩者區(qū)別不大，但是整體分析，1.2mm內(nèi)徑的毛細(xì)管測量精度更高，故本文的研究采用外徑1.6mm、內(nèi)徑1.2mm的紫銅毛細(xì)管進(jìn)行研究。

測壓設(shè)備安裝在槳葉的設(shè)備框中，在槳葉上開框勢必影響槳葉的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，由于槳葉尺寸、開框位置、試驗(yàn)環(huán)境和試驗(yàn)狀態(tài)基本相似，故參考胡和平班組[10]有關(guān)后緣小翼的研究中槳葉強(qiáng)度的分析可知，槳葉強(qiáng)度完全滿足本文研究的要求。

3 測試系統(tǒng)設(shè)計及測試驗(yàn)證

測試系統(tǒng)主要是完成測量中壓力的測量和數(shù)據(jù)的采集，因此槳葉表面壓力測量采用毛細(xì)紫銅管+表面壓力傳感器+前置放大器+集流環(huán)+數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)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(zhuǎn)使得槳葉表面產(chǎn)生壓力，壓力通過測壓點(diǎn)的孔傳遞至毛細(xì)管中，然后毛細(xì)管將壓力傳遞至測壓設(shè)備中，測壓設(shè)備將壓力信號轉(zhuǎn)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(huán)傳遞至數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)中，進(jìn)行最后的數(shù)據(jù)采集與分析。

通過上述可知，測壓設(shè)備的研制相當(dāng)關(guān)鍵。測壓設(shè)備與一般的測壓裝置又有很大的不同。首先該測壓設(shè)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(shè)備必須足夠?。煌瑫r由于每個測壓剖面都有20個測壓點(diǎn)，所以該測壓設(shè)備通道數(shù)必須大于20個；從槳葉表面壓力預(yù)估的結(jié)果看，該設(shè)備的測量范圍至少得達(dá)到20psi。根據(jù)以上限制條件，完成測壓設(shè)備的研制，如圖8所示。該測壓設(shè)備主要是由金屬盒與傳感器組成。為保證測壓設(shè)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(shè)備尺寸為126×16×8mm，通道數(shù)為24個，量程為25psi，滿足設(shè)計要求。

通過標(biāo)準(zhǔn)壓力裝置，對該測壓設(shè)備與不同長度的外徑1.6mm、內(nèi)徑1.2mm的毛細(xì)管進(jìn)行壓力測量試驗(yàn)。獲得如圖9所示的結(jié)果。從圖9可以分析得出，由于導(dǎo)管傳輸壓力的衰減性，最終測得的壓力值相對于標(biāo)準(zhǔn)壓力偏小，而且隨著導(dǎo)管長度的增加，測量偏差增大，但是衰減控制在5%以內(nèi)，滿足最終測試要求。

測試系統(tǒng)中前置放大器和集流環(huán)的通道數(shù)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(shù)要大于100倍。根據(jù)上述需求，選擇現(xiàn)有的5953D前置放大器和88路通道的集流環(huán)。

4 結(jié)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(shè)計和試驗(yàn)方法研究上提出了新的難題。通過吸收多種試驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)，最終完成了自主模型槳葉表面壓力測試方法的研究。該設(shè)計具有以下優(yōu)點(diǎn)：

1)靈活性大，技術(shù)風(fēng)險低，全部采用成熟貨架產(chǎn)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(shù)據(jù)和表面應(yīng)變載荷的數(shù)據(jù)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(xù)可以進(jìn)行同步分析及等方位分析。而已知的壓力掃描閥是一套獨(dú)立的測試系統(tǒng)，它的信號無法和其它測試信號進(jìn)行時間同步采集及分析。

總體可行性比較高，研制的測壓設(shè)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(tài)測試效果等。后期的試驗(yàn)也將根據(jù)前期的研究展開，其中存在的問題將逐步完善。

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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(xiàng)目資助。

廖會生(1990-)，江西寧都人，男，直升機(jī)所碩士點(diǎn)研究生，主要研究方向：直升機(jī)試驗(yàn)技術(shù)。

1673-1220(2017)03-050-05

V211.7

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