28-直升机风洞试验数据相关性研究综述(李萍)(5)

215第二十六届（2010年）全国直升机年会论文直升机风洞试验数据相关性研究综述李萍杨永东袁红刚（中国空气动力研究与发展中心低速所）摘要：直升机旋翼模型风洞试验是一项带动力大拉力试验，由于风洞洞壁、模型支架的存在，以及模型与实物的Re数差别等，使得风洞试验结果不能直接用于全尺寸旋翼。风洞试验结果与飞行结果的相关性研究，就是要解决由模型风洞试验结果预测全尺寸旋翼的性能以及气动载荷的问题。关键词：直升机；旋翼性能；模型试验；相关性0引言直升机旋翼或旋翼/机身组合模型的风洞试验是一项带动力高升力试验。由于风洞洞壁、模型支架的存在，以及模型与实物的Re数的差别等因素，使得风洞试验结果不能直接用于全尺寸旋翼。因此，必须开展风洞试验结果与飞行结果的相关性研究，使全尺寸旋翼的性能、载荷能由模型风洞试验结果预测，避免设计更改，从而大大降低型号研制费用和周期，减少飞行试验的风险和周期。CARDC在旋翼模型风洞试验数据相关性方面，开展了一些研究。开展过旋翼模型风洞试验洞壁干扰修正方法研究，Bo-105旋翼模型8米×6米风洞试验结果与DNW风洞试验结果相关性试验研究。根据某型Φ4m旋翼模型的风洞试验结果，对旋翼的气动性能进行了初步的Re数修正。其中，修正后的悬停性能与全尺寸旋翼试验结果接近，前飞性能还有待验证。美、俄、欧洲各国等技术发达国家，均对旋翼模型风洞试验结果相关性进行了大量的研究。美国NASA从六十年代起就专门成立了“相关性小组”来研究此项问题。美国波音公司、西科斯基公司、法国宇航公司、俄罗斯ЦАГИ及德国宇航院等均开展了此项工作，建立了包含大量的模型风洞试验及飞行试验数据的数据库，研制了各种类型的分析或数据修正软件系统。1991年以来，美国NASA、美国陆军和德国宇航院飞行力学研究所又共同开展了Bo-105旋翼模型和全尺寸旋翼风洞试验结果以及飞行试验结果的相关性研究，以改进分析预估方法。旋翼模型风洞试验数据相关性研究的目的，是要解决由模型风洞试验结果预测全尺寸旋翼性能和载荷的问题，涉及缩尺模型制造、相似律的满足和流场边界等问题。其中，缩尺模型的制造，随着复合材料涉及制造技术的进步，已经能够做到几何相似和动力相似，不仅能够较好地模拟真实旋翼的几何外形，而且能够模拟动态变形[8]。在运动相似方面，主要是模拟Ma数和Re数的矛盾，在常规风洞中进行缩尺模型试验时，不能同时满足Ma数和Re数的模拟。在需要考核旋翼的性能和载荷时，要模拟真实旋翼的Ma数，以便能够模拟压缩性影响；此时，模型的Re数就低于真实旋翼的。在流场边界方面，需要解决洞壁干扰和支架干扰的修正问题。因此，本文将重点介绍旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰、支架干扰和Re数影响修正方面的研究进展情况，提出下一步的研究方向。1直升机旋翼模型风洞试验洞壁干扰修正研究1.1国内直升机旋翼模型风洞试验洞壁干扰研究概况在洞壁干扰修正方面，国内的研究很有限。文献［1］参照Heyson的方法，详细推导了计算公式，给出了干扰因子的计算结果，并与国外资料的结果进行了比较。由于当时试验能力有限，未能给出合适的试验数据，无法验证修正计算结果。文献［2］利用Ф2m试验台在4米×3米风洞开展洞壁干扰的试验研究。研制了直径分别为1.4m和2.1m的两幅刚性旋翼模型，在风洞中进行对比试验；采用等效机翼经典修正方法对试验数据进行修正。通过对试验数据的修正和比较，表明在的情况216下，修正后两幅模型的结果基本一致。这是国内最早的旋翼模型风洞试验洞壁干扰修正试验验证。文献［3］参照J.E.Hackte等人发展的壁压信息修正法，结合旋翼模型试验时旋翼尾流轨迹明显偏向风洞地板的特点，改进了奇点涡线模型，完成了修正计算程序的调试，并进行了数字模拟计算和分析。该方法无需对模型及其流场做详细的数学模拟，而以由实测的洞壁压力分布算出的洞壁干扰速度来逼近真实的洞壁干扰速度分布。由于当时不具备旋翼模型试验能力，同样未进行试验验证。文献［4］对理论计算洞壁干扰因子法做了研究，改进了干扰因子的计算方法，推导了计算公式，计算比较了不同旋翼轴倾角下的干扰因子，并用该方法对一期旋翼模型试验数据进行了修正计算，得出了较合理的结果。图1～2给出了典型的研究结果。-0.100.10.20.30.40.50.60102030405060708090u,La=-15a=-10a=0a=10a=1500.511.522.533.544.5500.050.10.150.20.25等效机翼法Heyson法图1δu,L随γ的变化图2修正结果比较（CT-2º）1.2国外直升机旋翼模型风洞试验洞壁干扰研究概况在洞壁干扰修正方面，国外普遍采用的修正方法是Heyson的“理论计算洞壁干扰因子法”，对直升机模型风洞试验“可修正”的数据进行修正。由于这种修正方法用简单的有限条偶极子线来模拟旋翼的尾流，不能完全描述尾流的特性，所以修正准确度不高，且受到尾流斜角的影响。国外目前正在努力寻求更好的修正方法，例如美国的Hackett研究的“壁压信息法”和英国的Ashill研究的“壁压边界法”，都是利用实测洞壁的压力分布来计算洞壁干扰速度分布。这两种修正方法都可应用于V/STOL飞机模型试验的洞壁干扰修正，如何将其用于直升机模型试验的修正则有待于进一步的研究。文献[10]中介绍了近期研究的Brooks修正方法，它类似于Heyson的修正方法，采用涡而不是偶极子来模拟旋翼尾流，可以计算旋翼桨盘区域的洞壁干扰诱导速度分布。文献[10]利用Bo-105直升机模型风洞试验数据，分别采用经典等效机翼修正方法和Brooks修正方法对试验数据进行了修正，分析比较了两种修正方法。该论文结果表明，对于前进比大于0.15的试验状态，这两种方法都能给出适当的攻角修正。图3给出了典型的研究结果。图3DNW风洞8米×6米开、闭口试验段的修正结果2172直升机旋翼模型风洞试验Re数影响修正研究在常压风洞中进行旋翼缩尺模型试验，很难同时满足马赫数和Re数相似的条件，通常只保证马赫数相似。以桨尖处的Re数为例，在满足马赫数相似的条件下，4米直径旋翼模型约为2×106，2米直径旋翼模型约为1×106，而全尺寸旋翼约为6×106。因此，应用旋翼缩尺模型的风洞试验结果预估全尺寸旋翼性能时，要进行Re数影响的修正。2.1国内直升机旋翼模型风洞试验研究情况为了解决由旋翼模型风洞试验数据预估全尺寸旋翼性能的技术问题，“十五”期间，气动中心开展了旋翼模型风洞试验数据Re数影响修正研究。通过研究，初步建立了旋翼悬停性能的Re数影响修正方法[11]。文献[11]介绍了三种旋翼模型对比试验的情况，给出了旋翼的悬停效率比较结果；按照旋翼理论的有关公式和定义，参考粘性流体力学的研究结果，推导了对悬停效率进行Re数效应修正的公式；利用推导的公式，对模型试验结果的悬停效率进行了修正计算和比较。结果表明，该方法可以对旋翼模型试验的结果进行合理的Re数影响修正。图4给出了典型的研究结果。00.10.20.30.40.50.60.70.800.0020.0040.0060.0080.010.012CTFM直径4米模型Re数修正全尺寸旋翼图4某旋翼悬停效率Re数影响修正结果比较图5Re数对旋翼性能的影响2.2国外直升机旋翼模型风洞试验研究情况在欧美等国，各大研究机构，如NASA、西科斯基公司、Bell公司、Boeing-Vertol公司、ONEAR等，均开展了Re数影响修正方面的研究，利用大量的试验数据，研究掌握了比较成熟的修正技术。在NASA兰利，利用TDT风洞对旋翼模型试验的Re数影响进行了研究[13]，通过控制Freon-12的密度来改变同一副旋翼模型的Re数。为了达到与全尺寸旋翼相当的Re数，该试验模型的弦长被加大，导致旋翼实度较大（实度为0.11）。图5给出了试验的结果。图中结果表明，对于给定的拉力，Re数降低，需用功率增加；随着拉力的增加，影响增强；在较大的拉力情况下，Re数的影响很大。美国的Boeing-Vertol公司在研究了定常及非定常翼型数据的Re数效应的基础上，研究掌握了由缩尺模型的试验数据估计全尺寸旋翼性能的技术[12]。利用该方法，Boeing-Vertol对CH-47D旋翼模型悬停及前飞风洞试验的结果进行了Re数影响修正，修正结果与飞行试验结果的相关性很好，图6和图7给出了典型的结果。图6CH-47D旋翼悬停效率比较图7CH-47D旋翼前飞功率比较2183支架干扰修正研究对于旋翼模型风洞试验的支架干扰，由于旋翼试验本身的复杂性和危险性，无法采取试验方法扣除。目前，有少数研究机构采用计算方法对支架干扰进行修正。而多数试验研究机构的解决办法是对试验装置进行整流，尽量减小干扰。比如在TsAGI的T-101、T-104和T-105风洞，试验装置的支架均被设计成规则的形状并加以整流，对试验结果就不进行支架干扰修正。近期，法国宇航院（ONERA）利用CFD技术，研究了S1莫当风洞的直升机模型试验台的支架对旋翼的干扰[14]。计算结果表明，支架的存在，改变了旋翼附近的诱导速度分布，进而改变了桨叶的载荷分布，结果见图8和图9。图8有无支架的桨叶截面法向力载荷比较图9有无支架的桨叶截面力矩比较4结束语在对风洞试验数据的修正方面，主要研究对旋翼性能试验结果影响较大的Re数修正、洞壁干扰和支架干扰修正。研究的基础一是目前已有的Re数效应工程修正方法、Heyson的洞壁干扰修正方法和壁压信息修正法，二是通过直接求解欧拉或NS方程的办法，对真实飞行条件下的直升机流场和风洞试验条件下的模型流场进行模拟。随着计算机速度不断提高，内存不断扩大，通过直接求解欧拉和NS方程模拟直升机全机（包括旋翼）非定常流场近年来已成为可能[14,15,16]。该方法所需假设少，不受飞行器外形的尺度和复杂程度的限制，是计算流体力学（CFD）发展的最高阶段，代表了数值模拟的发展方向。利用该方法，可以对真实飞行条件下的直升机流场和风洞试验条件下的模型流场进行模拟，CARDC[17]采用欧拉或NS方程计算了单独旋翼悬停、前飞以及简单直升机模型和直9风洞模型全机干扰流场，计算时考虑了旋翼的挥舞与俯仰运动，计算得到的旋翼或机身上的压力分布动态或时均值与试验值吻合得较好。积极争取开展对外技术合作，充分借鉴国内外的成功经验，利用国内外的旋翼模型试验数据，开展相关研究。219参考文献[1]周亿裕.直升机旋翼洞壁干扰修正理论计算方法.气动中心低速所.1975[2]项正杰.直升机旋翼模型洞壁干扰修正实验研究.气动中心低速所.1980[3]杨永东.直升机旋翼试验壁压信息洞壁干扰修正方法.气动中心低速所.1989[4]杨永东.旋翼模型风洞试验的洞壁干扰修正研究.第十九届全国直升机年会.2003[5]HeysonHH.LinearizedTheoryofWind-TunnelJet-BoundaryCorrectionsandGroundEffectforVTOL-STOLAircraft.NASATRR一124.1962[6]范洁川等译.低速风洞试验.《空气动力实验与研究》编辑部.1988[7]恽起鳞.风洞实验数据的误差与修正.国防工业出版社.1996[8]HackettJE.DeterminationofwindTunn11ConstraintEffectsbyaUnifiedPressureSignaureMethod.NASACR-166186.1981[9]Ashil1PR.Ca1cu1ationofTunne1Wa11interferencefromWall-PressureMeasurements.TheAeronauticalJourna1，Jan.1988[10]LangerH-J,PetersonRLandMaierTH.AnExperimentalEvaluationofWindTunnelWallCorrectionMethodsforHelicopterPerformance.AHS52ndAnnualForum,June1996[11]杨永东，杨炯等.