22-悬停状态三维桨尖旋翼模型桨叶表面动态压力测量试验(26室 林永峰)(7)
22-悬停状态三维桨尖旋翼模型桨叶表面动态压力测量试验(26室 林永峰)(7)
183 第二十六届(2010年)全国直升机年会论文
悬停状态三维桨尖旋翼模型桨叶表面动态压力测量试验
林永峰1 黄建萍1 严军2 陈文轩2
(1.中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室，江西景德镇，333001；
2.中国直升机设计研究所，江西景德镇，333001；)
摘 要：研制了抛物线后掠带下反的4m直径三维桨尖形状的旋翼模型，在一片桨叶的5个剖面上布置了微型压力传感器，开展了悬停状态下抛物线后掠桨尖和抛物线后掠带下反桨尖旋翼模型动态压力测量试验。采用动态信号的采集方法测量了桨叶表面压力，对试验结果进行了分析，给出了分析结论。
关键词：三维桨尖；旋翼；表面压力；试验
0 引言
桨尖形状对旋翼性能有着重大的影响。桨尖区域是一个非常敏感的区域。它既是桨叶的高动压区，又是桨尖涡的形成和逸出之处，桨尖形状小的改变就能导致桨尖涡的涡强和轨迹有大的变化，从而影响旋翼的流场、气动载荷和噪声。因此，采用合适的桨尖形状，能有效地改进旋翼的气动性能[1] [2] [3] [4] [5]，对直升机旋翼桨尖形状的理论和试验研究已成为当今旋翼气动研究的重要课题。 自70年代以来，美、英、法、德和俄国先后开始了各自的旋翼桨尖形状的研究。在80年代后新研制的直升机旋翼上，就很少使用矩形桨尖了。大量的非矩形桨尖在直升机旋翼上得到广泛的应用，特别是采用BERP桨尖的英国“山猫”直升机于1986年创造了400.87km/h的世界直升机速度记录[6]。使研究人员认识到桨尖形状的改进是改善旋翼气动特性的重要途径之一。 美国西科斯基公司还在旋翼台上用UH-60A旋翼模型试验了三种桨尖，桨尖长度为6%，三种桨尖分别是后掠桨尖、双后掠尖削桨尖（DST桨尖）和双后掠尖削带20°下反桨尖。 欧洲的法国和德国在三维桨尖的理论分析和试验方面也开展了许多研究工作，德国在三维桨尖的气动机理研究方面开展了流场显示和表面测压试验研究。 本次桨叶表面动态压力测量试验研制了抛物线后掠、抛物线后掠+下反桨尖形状的两付4m直径的旋翼模型，研究悬停状态下三维桨尖对旋翼气动特性的影响。
184 1 试验设备及旋翼模型
1.1 试验设备 试验设备包括旋翼模型试验台及动力、操纵控制、测量数采等系统。测量系统包括旋翼天平、扭矩天平、载荷应变片、动态压力传感器，分别测量旋翼载荷、变距拉杆载荷、桨叶表面动态压力。并且配备了监视报警系统和振动监视系统，实时监视旋翼模型及台体的运行和振动情况，确保试验设备和模型的安全。
1.2 试验模型 研制抛物线后掠桨尖形状和三维桨尖形状（抛物线后掠+下反）的4米直径的旋翼模型，三维桨尖形状旋翼模型桨叶在0.95R处下反20°，其桨叶平面形状见图1，三维CATIA外形见图2。
旋翼模型基本参数见表1。
表1模型旋翼基本参数
旋翼直径 4米 桨尖速度 216 米/秒
图 1 桨叶平面形状示意图
图 2 三维桨尖桨叶CATIA外形图
185 桨叶片数 4片 桨叶扭转角 -12°/R
桨叶基本弦长 0.1635
米 旋翼实度 0.104
翼型配置：0.26R～0.95R剖面，桨叶翼剖面25%弦长处的厚度中点均位于变距轴线上；0.95R～1.0R剖面，桨叶翼剖面25%弦长处的厚度中点均位于参考线上，参考线根据抛物线规律给出，桨叶配置了OA 系列的3种翼型。 桨尖形状及下反角： 抛物线后掠桨尖和抛物线后掠带下反桨尖。桨尖后掠并下反的起始位置为r=0.95R；桨尖各剖面后缘成直线，参考线根据抛物线规律在XZ平面向后掠，桨尖尖削比为1:2（1.0R剖面处弦长为0.08175m），桨尖各剖面的弦长由此确定；下反角为20°。 桨叶表面压力测试点： 模型桨叶分别在r=1300mm、1400mm、1500mm、1830mm、1950mm（r/R=0.65、0.7、0.75、0.915、0.975）剖面上布有测压点。 桨叶弦向测压点布置： r/R=0.7、0.915二个剖面的上表面布置有4个测压点，下表面布置有3个测压点。测压点位置为： 上表面从前往后依次为：x/C=0.03、0.10、0.30、0.58， 下表面从前往后依次为：x/C=0.04、0.18、0.60； r/R=0.65、0.75两个剖面为特征点测试剖面，仅在上表面x/C=0.02处布置一个测压点； r/R=0.975剖面上下表面各有一个测压点。测压点位置为： 上表面：x/C=0.10， 下表面：x/C=0.18。 x均为测压点距当地剖面前缘的距离。 为安装压力传感器和布置导线，需要在桨叶表面预压压坑和布线槽。 压力传感器安装在桨叶表面预留的压坑内, 用胶粘剂与桨叶粘接, 压力传感器导线从旁边预留的布线槽内引出, 再沿桨叶展向布线槽引至根部。
186 在布置压力传感器的剖面r=1400、1830处，需在上下表面压出一深（距表面）为0.2mm宽（径向）为40mm长为整个弦向长度的压槽。在布置压力传感器的剖面r=1300、1500、1950处，需压出一深为0.2mm宽为15mm长为整个弦向长度的压槽。 从r=480到r=1400，上表面展向布线槽宽为21mm，下表面为15mm；从r=1400到r=1830，上表面展向布线槽宽为15mm，下表面为9mm；其余布线槽宽为7.5mm。布线槽深均为1.2mm。 所有布置传感器的压坑，深均为1.2mm；在r=1400、1830剖面上表面x=0.03b0、下表面x=0.04b0处和在r=1300、1500剖面上表面x= 0.02b0处的压坑，直径为3mm，其它的压坑直径为7.5mm。 布线槽深、压坑深均以压槽底面为基准。研制的三维桨尖形状的旋翼模型见图3。
2 桨叶表面动态压力传感器安装布置
模型桨叶分别在r=1300mm、1400mm、1500mm、1830mm、1950mm（r/R=0.65、0.7、0.75、0.915、0.975）剖面上布有动态压力传感器，其中r/R=0.7、0.915两个剖面分别布置有7个压力测量点（上表面4个，下表面3个）。微型压力传感器从国外引进，考虑到在桨叶剖面前缘的特殊情况，引进了两种压力传感器（见图4），其中一种尺寸较小，适合布置在桨叶前缘或在小尺寸桨尖处。
LQ-062外形图（直径1.6mm，厚0.76mm，重量0.2g） LQ-47外形图（直径4.1mm，厚0.63mm，重量0.1g）
图4 两种微型压力传感器 在传感器布置粘贴方面，充分考虑传感器对旋翼图3 三维桨尖形状的旋翼模型
187 结构和气动外形的影响，改进了以往传感器直接粘贴在桨叶表面的传统方法，而是进行预埋，在桨叶展向留有压力传感器导线通过的压槽，使供电和信号导线都在桨叶的内部（见图5），布好压力传感器后可以很好地更好地维持桨叶的气动外形（见图6和图7），使测量结果更真实可靠。
图5 信号传输导线的布置图
图6 布置好动态压力传感器的桨叶模型 图7 桨叶模型动态压力传感器布置的局部图
3试验状态、测量及数据处理
3.1 试验状态 旋翼转速：900 r/min 和1032r/min两种转速； 周期变距： φs =0°，φc =0°； 总距角：旋翼转速为900 r/min时φ7 =1～8°，间隔为1°；而旋翼转速为1032r/min时φ7=2～12°，间隔为2°。
3.2 测量及数据处理 压力传感器供电由精密稳压电源通过引电器滑环传输到传感器，压力传感器输出信号未放大，通过引电器滑环传输到数采系统。 在进行试验数据采集时，采用动态信号的采集方
188 法。 试验台的数据采集系统具有96个通道同步采集的功能。试验时采样的触发信号采用旋翼模型的方位角信号，每转采集64个点。这样，采样频率达到fs=64×n/60。 对采集到的数据进行FFT变换和计算后，取旋翼旋转频率的0～10阶谐波量；保存平均后的8圈的原始数据，并计算其中5圈的时间历程数据。这样可以有效的捕捉桨叶表面压力的动态变化。
3.3 压力系数定义 压力系数定义如下：
2 v21ppCp (1)
式中，P — 翼型表面静压，P0 — 来流静压，ρ∞ — 来流空气密度，V∞ — 来流速度。 而对于直升机旋翼来说，由于它要旋转，因此桨叶各剖面的来流条件各不相同，为了得到较好的比较，我们采用如下的压力系数定义：
200PRR 21ppC
(2)
式中，P — 桨叶表面测压传感器所在位置处的静压，P0 — 环境气压，ρ0 — 空气密度，ΩR — 旋翼模型桨尖速度，试验中得到的桨叶表面测压传感器测得的压力即为相对量P-P0。
4 试验结果分析
4.1下反（三维）桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼性能的比较 图8给出了下反桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼悬停性能试验结果的比较，图例中的900和1032为旋翼转速，2是指采用第二个扭矩天平通道数据。从图上可看到，两种桨叶的旋翼悬停性能差别甚小，但在低拉力系数时非下反旋翼稍占
图 8 下反桨尖旋翼性能与非下反桨尖旋翼悬停性能比较
189 优，而高拉力系数时下反旋翼稍占优，中等拉力系数时基本相同。
4.2 三维桨尖旋翼模型桨叶表面压力测量试验结果分析 图9分别给出了旋翼转速为900r/min时，0.915R剖面各个测压点上的压力系数CPR随旋翼拉力系数CT的变化。图例中NO.1和NO.2表示两次试验的结果。 从图中可见到桨叶剖面各测压点压力系数CPR随旋翼拉力系数CT基本成线性变化，压力系数的规律性都很好。随旋翼拉力系数CT增大，上表面各点的压力系数CPR减小，即上表面的吸力增大；随旋翼拉力系数CT增大，下表面各点的压力系数CPR增大，即下表面的压力增大，各测压点都符合其应有的变化规律，压力系数两次试验的重复性也很好。
(a) 上表面，x/c=0.03 (b) 上表面，x/c=0.1
(c) 上表面，x/c=0.3 (d) 上表面，x/c=0.58
(e) 下表面，x/c=0.04 (f) 下表面，x/c=0.18
190
(g) 下表面，x/c=0.6
图9 桨叶剖面压力系数-旋翼拉力系数关系曲线（r/R=0.915,n=900 r/min）
4.3 剖面压力系数沿弦向变化的试验结果 图10（图10a和图10b）给出了0.915R剖面压力系数在总距角φ7=6°和φ7=8°时的弦向分布试验结果。从图中可以看出，随着总距角的增大，上表面的压力系数增大，特别是靠近前缘的压力峰值增大明显，剖面压力系数的试验结果符合弦向分布规律。
(a) φ7=6° (b)φ7=8°
图10剖面压力系数弦向分布试验结果（r/R=0.915）
5 结论
a） 试验表明，目前采用的桨叶表面压力传感器布埋和测量技术能较好地测量桨叶表面的动态压力，压力测量结果能反映旋翼桨叶压力分布规律； b）试验结果表明，抛物线后掠带下反桨尖与抛物线后掠桨尖相比，在较大拉力条件下提高性能具有一定的优势。 今后的研究工作改进：目前的传感器安装方式对工艺水平要求较高，有待今后进行改进；一个剖面上布置得测压点较少，不能较完整地反映桨叶上的压力
桨叶振频及振型测量实验报告
桨叶振频及振型测量实验报告
姓名：刘士明
学号：BX1201517
实验日期：2013年4月12日
实验地点：直升机国防重点实验室
1. 实验目的
桨叶动力特性是桨叶基本的振动特性。是判断桨叶是否发生振动、进行桨叶动
力设计的准则之一，也是进行桨叶动力响应及稳定性分析的必要基础。本实验的目
的就是要求掌握桨叶固有频率和相应振型测量的基本原理和方法，此外，还可以通
过对振动模型的目视观察增加感性认识，从而建立起固有频率和振型一一对应的正
确概念。
2. 实验原理
实验模态分析的目的是测量系统的模态参数，即共振频率，阻尼系数和模态矩
阵。这些参数描述了系统的振动特性。实验模态分析主要是通过模态实验，测量系
统的振动响应信号，或同时测量系统的激励信号、响应信号，从测量到的信号中，
识别描述系统动力特征的有关参数。
(1)、固有频率的测量:当激振力的频率等于，模型的某阶固有频率时，出现共振现
象，这时动态分析仪观察整个选择频率范围的频率峰值，峰值表示桨叶的频率与脉
冲力锤中的某阶频率一致，发生该阶频率共振。
(2)、振型的测量:按一定的规律在模型上选择加速度传感器的安装位置，当共振发
生时，模型便以该阶固有频率所对应的振型振动，这样，就可以根据加速度传感器
来感受整个桨叶的振动，在同一个点的作用力下，不同加速度的位置上的共振点的
峰值不相同，由此，可以判断整个桨叶的振型。
3. 实验装置、仪器、设备
1. 一端固支的桨叶；
2.加速度传感器，X:98.4mV/g, Y:101.1mV/g, Z:100.4mV/g；
3. 数据采集分析仪器和安装有 LMS. IMPACT 软件的电脑；
4. 灵敏度较高的激振锤（带力传感器: 26mV/N）；
5. 实验装置原理图
图1.实验装置原理图
4. 实验步骤
实验模态分析的目的是测量系统的模态参数，即共振频率，阻尼系数和模态矩
阵。这些参数描述了系统的振动特性。实验模态分析主要是通过模态实验，测量系
直升机旋翼桨叶载荷测量方法
电子技术Electronic Technology电子技术与软件工程Electronic Technology & Software Engineering
旋翼是直升机最重要的部件之一，是唯一的升力和拉力来源，
因此旋翼载荷的精确测量显得尤为重要，直接关系到旋翼这一部件
本身的寿命，关系到整个直升机的安全性、可靠性及寿命，是直升
机研制过程中的一个重要环节[2]。
电阻应变式传感器精度高，测量范围广，寿命长，结构简单，
频响特性好，能在恶劣的环境中工作，易于实现小型化、整体化和
品种多样化等，在应力测量技术中应用中十分广泛。基本电阻应变
片的诸多优点，适合应用在测量旋翼载荷复杂多变的测量环境，本
文介绍的就是某型直升机应用电阻应变片测量旋翼桨叶载荷。
1 测试原理及方案
1.1 电阻应变片的工作原理
电阻应变片是用于测量应变的元件，它能将机械构件上应变的
变化转换为电阻值的变化。常用的电阻应变片有箔式和丝式，由四
个部分组成：
（1）电阻丝( 敏感栅)，它是应变片的转换元件；
（2）基底与面胶，基底是将传感器弹性体表面的应变传递到
电阻丝栅上的中间介质．并起到电阻丝与弹性之间的绝缘作用，面
胶起着保护电阻丝的作用；
（3）粘合剂，它将电阻丝与基底粘贴在一起；
（4）引出线，作为连接测量导线用[3]。
将电阻应变片粘贴在桨叶本体表面上，当桨叶在运动中变形时，
电阻应变片的金属丝长度和横截面积也随之变化，阻值也发生变化。
安装有电阻应变片的直升机结构件在受到特定载荷作用时，应变片
电阻相对变化△R/R与结构的相对变形△l/l（定义为应变ε）有下
述线性关系：
△R/R=Ko△l/l= Koε （1）
式中Ko为电阻应变片的灵敏度系数。
1.2 旋翼桨叶载荷测试原理及方案
旋翼桨叶载荷的测量一般包括扭矩、挥舞弯矩、摆阵弯矩，在
测试中一般使用电阻应变片组成全桥测量，可以消除热输出带来的
影响。电桥的基本任务是把反映结构应变变化的应变片电阻的变化
转换成电压（电流）信号的变化，采集处理后转换为对应测点的载
螺旋桨动力系统测试平台设计研究
螺旋桨动力系统测试平台设计研究
席亮亮;王海峰;王亚龙
【摘 要】电动旋翼无人机因其便捷简单的操纵性、出色的安全性和可靠性,近年来成为无人机市场的发展热点,但航时较短是目前的主要弱势之一,改善这一问题有两种有效途径:一种是研发高储能的电池,但受制于技术的成熟度,现阶段该方法并不现实;另一种是提高无人机动力系统的效率.为此搭建了螺旋桨动力系统测试试验台,明确了测试方案和技术指标,然后对各采集单元进行了详细的工程方案设计,基于LabVIEW编写了试验台的多通道数据采集软件.试验台测试的结果与计算数据趋势吻合较好,数据偏差在10％以内,证明了计算方法的有效性,同时印证了试验台可以为动力系统研究提供可靠支持.
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2018(029)008
【总页数】6页(P17-22)
【关键词】电动旋翼无人机;螺旋桨;动力系统;数值计算;数据采集
【作 者】席亮亮;王海峰;王亚龙
【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西 西安710089;西北工业大学,陕西 西安
710072;中国飞行试验研究院,陕西 西安710089
【正文语种】中 文
【中图分类】V211.52
旋翼无人机是消费级无人机的主要类型，一般的旋翼无人机航时在半小时左右，这对于用户的使用体验有很大的影响，也限制了其应用领域的拓展。改善这一问题有两种有效途径：一种是研发高储能的电池，但受制于技术的成熟度，现阶段该方法并不现实；另一种是提高无人机动力系统的效率。
提高动力系统的效率，首先需要设计在常用状态高效率的螺旋桨，随后研究多旋翼无人机动力系统，分别对动力系统的电池、电子调速器和无刷电机建模，根据理论模型得到了电机效率、功率、转速等重要参数间的关系，开展动力系统电机和螺旋桨的参数匹配方法研究，在此研究基础之上为多旋翼无人机选择高效的螺旋桨与电机匹配方案。最后通过试验系统研究匹配方案的效果。
基于上述需求，本文着力于搭建一套螺旋桨动力系统试验台：主要进行了电动力螺旋桨测试试验台总体设计，介绍了试验台的主要功能、技术指标，以及试验台的采集方案，完成了试验台方案的搭建，并通过试验完成了对比分析。
倾转旋翼无人机倾转过渡态旋翼对机翼俯仰_横滚力矩干扰分析
倾转旋翼无人机倾转过渡态旋翼对机翼俯仰/横滚力矩干扰分析
发布时间：2022-07-27T01:33:01.519Z 来源：《科学与技术》2022年6期 作者： 王策 魏浩 周聿哲
[导读] 倾转旋翼飞行器具有垂直起降和高速前飞的优点，其发动机短舱倾转过程中气动耦合问题影
王策 魏浩 周聿哲
中航西安飞机工业集团股份有限公司 陕西西安 210016
摘要：倾转旋翼飞行器具有垂直起降和高速前飞的优点，其发动机短舱倾转过程中气动耦合问题影响纵向稳定性。本文以“十”字构型倾转四旋翼无人机为例，建立了基于CFD的网格分区和雷诺时均方程等高精度算法的流场数值模拟方法，并进行了实验验证。以此为基
础，进一步对倾转过渡态旋翼对机翼俯仰力矩和横滚力矩气动干扰进行了数值计算，以对倾转过渡态旋翼/机翼气动干扰规律进行了解，指
导倾转旋翼飞行器总体和气动设计。
关键词：倾转旋翼无人机；倾转过渡态；旋翼/机翼；CFD ；气动干扰
引言
倾转旋翼飞行器具有旋翼机垂直起降和固定翼高速前飞特性，在军用和民用领域有着广阔的应用前景。在垂直起降阶段利用旋翼产生升力，工作原理与直升机类似；在高速前飞阶段利用螺旋桨产生拉力，工作原理与涡桨或桨扇飞机类似；在倾转过渡阶段，随着旋翼桨盘
的倾转，飞行器前向速度增加，飞行器逐渐由直升机模式向固定翼模式转变。但是随着旋翼桨盘的倾转，会引起旋翼-机翼非定常非线性气
动耦合现象，导致升力不稳定高度降低，结合纵向角动量守恒引起飞行器纵向力矩不稳定和结构振动，进而导致操稳品质差甚至坠机。
美国Wayne Johnson[1]使用自由尾迹法计算了旋翼-机翼在悬停状态下的气动性能和气动载荷,通过对比实验发现计算结果良好。美国
Potsdam和Strawn[2]对倾转旋翼飞行器整机模型、单旋翼、半翼展和全翼展模型进行了气动计算，计算结果得到了对比实验较好的验证。南京航空航天大学徐国华、李春华[3]使用面元模型和耦合旋翼自由尾迹模型对悬停状态下的旋翼-机翼气动干扰进行了计算，结果显示，悬停
30旋翼机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究-兰波(5)
184 第二十八届（2012）全国直升机年会论文
Φ4m旋翼/机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究
兰 波 王 畅 杨永东 黄明其
（中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000）
摘 要：为获得某型直升机的旋翼/机身气动干扰风洞试验数据，需解决地面共振和强迫共振问题，中国空气动力研究与发展中心开展了Φ4m旋翼/机身组合模型试验台带某型旋翼模型的排振研究。通过对不同工况下的试验台动测试和共振分析，最终确定了用于风洞试验的试验台布局。本文采用的试验台排振措施对试验台结构和功能无影响，具有工程应用价值。
关键词：旋翼；机身；试验台；地面共振；振动特性
0 引言
与定翼机不同，直升机由旋翼来提供升力及前飞所需推力。在前飞时旋翼桨叶处于复杂的周期性变化的气动环境中。离心力场中细长的旋翼桨叶各个运动自由度存在着多种气动、惯性、结构及几何的耦合。而机身和旋转的旋翼之间也有复杂的耦合关系。这些多方面因素是直升机动力学问题的主要来源。直升机不仅有强迫振动现象，还有特有的地面共振现象。地面共振是一种旋翼和机身耦合的动不稳定性运动，实质上是一种自激振动，主要的自激振动源是旋翼后退型摆振运动与旋翼桨毂中心有水平运动的机身模态的耦合。地面共振的发散程度极大，往往在几秒钟内就会导致机身及旋翼的破坏。在强度规范和试航性条例中均规定直升机研制中必须对地面共振进行分析计算和试验[1]。作为直升机模拟装置的旋翼模型试验台也有类似的问题，必须先解决强迫共振和地面共振问题，才能开展旋翼模型的带动力试验。
为获得某型直升机的旋翼/机身气动干扰试验数据，2011年在Φ4m旋翼/机身组合模型试验台（以下简称试验台）上开展了其旋翼/机身组合模型试验，试验地点包括8m×6m风洞的悬停间、8m×6m试验段、12m×16m试验段，以满足悬停及不同前进比前飞的试验要求。
由于试验台采用了新旋翼天平改变了系统刚度，进而影响到了试验台动特性，为保证带动力试验安全可靠进行，避免出现地面共振、强迫共振等动力学问题，开展了试验台带某型旋翼模型的排振研究，通过开展多种工况下的试验台动态测试和地面共振分析，最终确定了用于风洞试验的试验台布局。
飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析
飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析
张扬; 张来平; 邓小刚; 孙海生
【期刊名称】《《气体物理》》
【年(卷),期】2018(003)005
【总页数】11页(P30-40)
【关键词】大攻角; 飞行器; 动力学模态分解; 本征正交分解; 数值模拟
【作 者】张扬; 张来平; 邓小刚; 孙海生
【作者单位】[1]中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室 四川绵阳621000; [2]中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 四川绵阳621000; [3]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 四川绵阳621000;
[4]国防科技大学 湖南长沙410073
【正文语种】中 文
【中图分类】V231.2
引 言
三角翼、 双三角翼或钻石翼布局在现代战斗机中广泛应用,可以提高失速迎角,产生更大的升力,其气动特性主要与背风区流场的旋涡非定常运动有关,因此对旋涡运动特性的分析、 预测具有重要意义.
试验测量是旋涡运动研究中常用的方法,为了避免对旋涡特性产生干扰,试验须采用非接触式流场测量方法,其中应用最广泛的区域流场测量方法是粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)[1].然而对于工程外形复杂非定常流动测量应用,目前的PIV技术工作量大， 测量成本高， 测量范围有限[2],因此相关工作开展较少.另一方面,相比以往工程中常用的Reynolds平均(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方法[3]、 脱体涡模拟(detached eddy simulation,DES)[4]等湍流模拟方法使数值计算能够在一定程度上模拟工程问题中的复杂非定常流场,其优点是能够提供丰富多样的流场数据,便于旋涡运动等非定常特性的分析.
就非定常流动特征结构分析方法而言,本征正交分解(proper orthogonal
decomposition,POD)和动力学模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)方法是当前普遍采用的两种分析手段.POD方法是寻找一组最佳的标准正交基并通过其线性组合来描述任意瞬时流场.最早由Lumley将POD方法引入湍流研究[5],此方法已广泛应用于各种非定常流动的研究中.DMD方法是近年来由Schmid从Koopman分析基础上发展起来的一种低维系统分解技术[6],并衍化出了最优化DMD [7](opt-DMD),最优模态分解[8](OMD)和稀疏改进DMD[9] (SPDMD) 等形式,逐渐成为一种新的流体力学机理分析工具.
旋翼模型桨叶表面压力测量试验
总第155期2008年第3期直升机技术HELICOPTERTECHNIQUETotalNo．155No．32008
文章编号：1673．1220(2008)03—125-04
旋翼模型桨Ⅱ十表面压力测量试验
兰波，武杰，黄明其
(中国空气动力研究与发展中心低速所，绵阳，621000)
摘要采用“桨叶表面预先压槽，再粘贴片式压力传感器并粘胶带再开测量孔”的方法测量旋翼模型桨叶表面压力，在8m×6m风洞完成了地面悬停和风洞前飞试验，研究了桨叶表面压力测量技术和数据采集处理技术，获得了桨叶表面特征剖面的压力分布，建立了实用的旋翼模型桨叶表面压力测量试验技术。关键词旋翼模型；试验台；动态压力测量；风洞试验中图分类号：V211．74文献标识码：A
TheBladeSurfacePressureMeasurementTestofRotorModel
LANBo，WUJie，HUANGMing-qi(CARDCLowSpeedInstitute，Mianyang，621000)
AbstractThehovertestandwindtunnelforwardflig}lttestofpressuremeasurementrotormodelsWasconductedusingthemethodofsqueezingthebladesurfacetoformslots，thenpastingtheul
tarminiaturethinpressuretransducersandcoverssensorswithpaster．Thisarticleresearchedthe
techniqueofbladesurfacepressuremeasurement，dataacquiringandprocessing，andobtainedthe
pressuredistributionsofbladetypicalsections，andconstructedanappliedtechnique．oftheblade
一种桨叶表面压力测量方案的设计
一种桨叶表面压力测量方案的设计
廖会生;黄建萍;李新民;陈焕
【摘 要】针对4.2m直径旋翼模型试验桨叶表面压力测量中的问题,使用桨叶表面布置毛细管的方式进行测压.利用CFD技术完成表面压力的预估,指导毛细紫铜管布置,完成桨叶结构设计、测试系统设计等内容,并且通过一个标定试验对不同长度、不同内径毛细管的测压性能进行研究.这种测量方法具有成本低、可靠性高、测试精度高等优点,可以应用于后期的试验.
【期刊名称】《直升机技术》
【年(卷),期】2017(000)003
【总页数】6页(P50-54,59)
【关键词】表面压力测量;毛细管;直升机;旋翼模型试验;CFD技术
【作 者】廖会生;黄建萍;李新民;陈焕
【作者单位】中国直升机设计研究所,江西 德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西 德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西 德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西 德镇 333001
【正文语种】中 文
【中图分类】V211.7
旋翼是直升机的关键部件，是直升机的升力面、推进面和操纵面，其气动性能的好坏直接影响到直升机整体性能的优劣[1]。而直升机模型桨叶自身结构和工作条件的复杂性，限制了直升机桨叶表面压力的预估参数的设置和测压设备的安装，影响了桨叶表面压力的预估和测压试验的实施，使得直升机桨叶表面压力测量更复杂和困难。
直升机模型旋翼桨叶测压方式有多种，有通过在桨叶上布置金属毛细管与测压设备连接测压的，有在桨叶表面测压点上布置微型压力传感器的，也有在桨叶表面布置压力带的[2,3,8,9]。受限于经费、可重复性、试验稳定性和桨叶制作工艺复杂等因素，考虑使用金属毛细管结合测压设备进行桨叶表面压力的测量。该方法虽然在测压领域是比较传统，但是在直升机模型旋翼桨叶上的应用在国内尚属首次。而且在直升机模型桨叶这一结构复杂、运动形式复杂的部件上布置毛细管和测压设备进行测压试验，突破桨叶设计、试验标定、风洞试验、试验数据处理等关键技术，其研究意义比较重要，能提升我们旋翼试验及评估技术的水平，为自主研制先进旋翼系统奠定技术基础。
37直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究-林永峰(11)
223 第二十八届（2012）全国直升机年会论文
直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究
林永峰 黄建萍 黄水林 邓景辉 刘平安
(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)
摘 要：针对CH-9.5旋翼翼型，开展了不同马赫数、迎角及振动频率时的静态和动态气动特性实验，介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤，测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性，给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律，所获得的试验结果可为理论模型提供了验证依据。
关键词 旋翼翼型；动态失速；风洞试验
0 引言
旋翼翼型气动特性是旋翼气动特性分析的基础，直升机旋翼所处的气动环境非常复杂，当直升机前飞时，旋翼桨叶旋转一周，其瞬时动压会急剧变化，为了平衡旋翼，必须通过周期操纵调整不同方位的桨叶攻角。由于旋转速度与前飞速度的叠加，此时，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大攻角动态失速和气流分离，因此，美国、欧洲等国都在开展旋翼翼型的动态失速特性研究。旋翼翼型的动态失速特性风洞试验是摸清翼型气动特性、获得气动数据的重要手段。
旋翼翼型的动态失速特性研究包括理论及试验研究，理论研究包括基于试验数据的半经验模型（如Leishman- Beddoes模型、ONERA EDLIN模型、JOHNSON模型）[1] [2] [3] [4] [5] [6] [8]和基于CFD技术的数值方法[7] [9]。通过求解雷诺平均N-S方程模拟翼型定常和大攻角非定常振荡流场，进行翼型静、动态气动力CFD数值模拟。试验研究包括振荡机翼的测力、测压试验，采用PIV技术的动态失速流动细节测量。
目前对旋翼翼型气动特性的研究仍在不断深入，主要集中在详细测量翼型的动态气动力，准确预测旋翼翼型的静、动态气动力，以及采用各种新技术抑制动态失速等方面。
本文研究获国家科技部国际合作项目-“直升机流体动力学试验与分析技术研究”提供的经费支持，并在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）开展了旋翼翼型CH-9.5的静态和动态气动特性实验，得到了不同攻角、缩减频率下的翼型动态失速特性。
带后掠桨尖旋翼
第３５卷第２期中国机械工程Vol．３５ No．２
２０２４年２月CHINAMECHANICALENGINEERINGpp．１９１Ｇ２００
带后掠桨尖旋翼/螺旋桨的悬停气弹特性分析
黄 薇１ 池 骋２
１．南京理工大学机械工程学院,南京,２１００９４
２．马里兰大学航空工程学院,大学公园市,２０７４２
摘要:针对旋翼/螺旋桨的大负扭和后掠桨尖设计在桨叶内部所带来的严重应力应变集中问题,结
合三维结构动力学模型、旋翼气动模型和旋翼配平方法,对复合材料旋翼/螺旋桨进行了综合建模与气
弹载荷分析,并通过悬停实验验证了综合模型的准确性.对比分析了无负扭、大负扭和大负扭带后掠桨
尖的桨叶气弹特性,发现大负扭导致桨叶应力集中区域扩大,后掠桨尖使桨尖过渡区域的应力集中区域
扩大,集中程度加剧.
关键词:旋翼/螺旋桨;复杂几何外形桨叶;旋翼气弹耦合;三维桨叶力学模型;三维应力应变
中图分类号:V２１４．１
DOI:１０．３９６９/j．issn．１００４１３２X．２０２４．０２．００１开放科学(资源服务)标识码(OSID):
AnalysisforAeroＧelasticCharacteristicsofPropＧRotorinHoverwithaSweptTip
HUANGWei１ CHICheng２１．SchoolofMechanicalEngineering,NanjingUniversityofScienceandTechnology,
Nanjing,２１００９４２．DepartmentofAerospaceEngineering,UniversityofMaryland,CollegePark,USA,２０７４２
Abstract:TheissuesofsignificantstressandstrainconcentrationwithinthepropＧrotorbladescausedbylargenegativetwistandswepttipswereaddressedherein．By３DstructuraldynamicsmodＧel,rotoraerodynamicsmodel,androtortrimmethods,acomprehensivemodelofcompositepropＧrotorwasdeveloped,andtheaeroelasticloadsofcompositepropＧrotorwereanalyzed,andtheaccuraＧcyofthesynthesismodelwasvalidatedthroughhoverexperiments．TheanalysisofaeroＧelasticcharＧacteristicswasperformedforrotorbladeswithzerotwist,largenegativetwist,andlargenegativetwistwithswepttips．TheresultsindicatethatthelargenegativetwistenlargesthestressconcentraＧtionarea,whiletheswepttipmakesthestressconcentrationattheswepttransitionarealargerandthedegreeofconcentrationworsens．