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1、第二十四届（2008）全国直升机年会论文自转旋翼气动特性试验朱清华 李建波 张呈林 （南京航空航天大学旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016）摘 要：为了验证自转旋翼气动特性理论计算模型，也从试验角度去研究自转旋翼气动工作规律，本文进行了自转旋翼气动特性试验研究和设计。通过分析和计算机辅助设计，本文从原理性到实用性对试验模型和方案进行了设计，并顺利进行了风洞吹风试验，既验证了理论计算方法和结果的正确可行，又发现了实践中存在的最小风速和最低预转速规律等问题。关键词：自转旋翼；气动特性；风洞试验；稳定自转1 引言旋翼自转使直升机具有在空中飞行时发动机突然失效仍可以安全着陆的能力，其自转性能
2、是直升机设计的一个重要指标。旋翼自转也是旋翼机（Gyroplane）空中正常飞行时的特征，自转旋翼气动特性是研究旋翼机各项飞行性能的基础1。自转旋翼与动力驱转的旋翼空气动力学特性不同，自转旋翼稳定工作时，气流是从下向上穿过桨盘的。自转旋翼稳定转速与总距、周期变距、桨盘迎角、来流速度等的关系，以及桨盘气动特性区域分布等，都与驱转旋翼不同2。旋翼自转可以提高旋翼飞行器安全性和生存力，所以研究自转旋翼气动特性，对于包括直升机和旋翼机在内的整个旋翼类飞行器都有重要意义。基于本文之前采用叶素理论、以数值积分的方法建立气动模型，计算分析了自转旋翼气动特性后3-5，为了验证气动特性理论研究结果，及探寻在自转
3、旋翼工程设计中可能遇到的问题，课题研究人员在南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室风洞新概念倾转旋翼综合试验台上进行了自转旋翼气动特性风洞吹风试验研究。2 试验目的和要求风洞吹风试验可以有效检验和发现自转旋翼运行规律6-8，通过试验主要可以验证：1）自转旋翼稳定转速与来流速度的关系；2）自转旋翼稳定转速与总距的关系；3）自转旋翼稳定转速与旋翼轴后倒角的关系；4）旋翼升力与来流速度的关系；5）旋翼升力与总距的关系；6）旋翼升力与旋翼轴后倒角的关系。为了达到以上试验目的，试验设计就提出以下要求：1）设计结构紧凑、重量轻的跷跷板式旋翼；2）旋翼桨叶总距、旋翼轴后倒角和来流速度可以调节变化；
4、3）计算出最大挥舞角，必须设计挥舞限动块。4）为防止旋翼自转起动阻力太大或在失速状态下自转，以免自转不起来或自转不到稳定转速，试验装置应考虑加装起动动力系统以及单向离合器。3 试验设备3.1试验设备 自转旋翼风洞试验设备包括：a）风洞：直升机试验风洞为串置开口回流风洞，开口段长宽高为 5m3.4m2.4m。b）旋翼台：旋翼试验台净高3.1m，可以俯仰偏转10，内部装有50kw的直流电机，可无级变频调速，天平安装于其顶部。c）天平：六分量机械-应变天平，70kg级。d）数据采集与处理系统：由一台主机和显示器组成，包括前置放大器、低通滤波器等。e）其它：激光测速仪，数字摄像头等。3.2 试验模型试
5、验模型为左旋旋翼，主要由桨叶（如图1）、桨毂和桨轴（带离合器，见图2）组成。自转旋翼半径R=1.25m、桨叶片数K=2片、弦长b=0.095m、OA212翼型，单片桨叶重0.772kg，洛克数为4.627。图1 试验桨叶 图2 带离合器的桨轴和桨毂试验件桨叶与桨毂通过桨毂套筒销连接。桨毂套筒与桨毂变距轴有四组八个孔插销连接，选择不同的销孔组，则桨叶安装角不同，以此设计可变总距(0、2、4、6)；变距轴向上预锥2.5角与桨毂夹板连接；通过中心铰螺栓和轴承，桨毂夹板与旋翼轴连接，可实现自由挥舞，但为防止挥舞角过大，在旋翼轴两侧安装了橡胶限位块（挥舞角限于15内）；旋翼轴通过一单向离合器与试验台动力
6、电机相连，以此实现预转功能；整个试验装置（试验台）可纵向倾斜，即实现旋翼轴后倒角可调，改变旋翼倾角。自转旋翼试验模型整体见图3。图3 试验模型设计图整套试验模型共重4.85kg，全部试验装置如图4。桨毂中心离地高度约3.5m，至天平中心0.72m。图4 自转旋翼风洞吹风试验 图5 某试验状态桨盘侧视视频截图3.3 试验方案1）不装桨叶，吹风测出旋翼桨毂的各气动力和力矩值； 2）装上桨叶，以试验台动力电机带动旋翼轴和桨叶预转到预定的转速，然后关闭电机，旋翼开始自转，等旋翼转速稳定后记录试验值。主要测定自转旋翼稳定转速与风速、旋翼轴后倾角（主要是针对桨盘平面迎角）、总距角的关系。同时通过视频头摄像
7、投影，可估算挥舞角。试验设计模型旋翼产生的最大气动拉力为50kg，最大自转转速为1500rpm。试验部分数据经计算机实时采集和处理，然后输出体轴系六力素试验结果并存盘（采样频率为500Hz）；部分数据由人工记录并处理，这包括旋翼稳定转速数值和稳定自转270方位垂直面侧视视频记录。最终提供的试验结果包括：1）实时记录的全部体轴系3个力和3个力矩数值；2）实时记录的对应各试验状态的旋翼稳定自转转速数据；3）实时拍摄的试验各状态桨盘侧视视频及截图。(此项效果不佳，如图5，后面不再叙述)4 试验过程及结果试验过程如下：1）吹风试验首先测量旋翼台后倒角为0、2、4和6（以左手坐标系参考，后倒为正）时不带
8、桨叶的旋翼气动数据（包括3个力和3个力矩），风速选择10m/s和40m/s,选择电机带动其转速为50、200、500、800及1000rpm；2）装上桨叶，测量组合旋翼台后倒角分为0、2、4、6，总距角为0、2、4，试验风速为5m/s、10m/s、15m/s、20m/s、25m/s、30m/s等状态的试验数据（包括3个力、3个力矩、挥舞角和旋翼转速）；3）以不装桨叶时测定的桨毂气动数据为基值，并折算出自转旋翼模型气动阻力参考面积，然后求得装上桨叶后的各组合状态纯气动数据，并进一步将以天平为中心的体轴系试验测量数据转换为以桨毂为中心的桨轴坐标系数据。数据处理后得到试验结果如下（注：试验中后倒角都
9、取后倒为正值）：a）总距固定后倒角，不同总距时速度与升力变化关系，稳定自转转速与升力的变化关系如图6、图7。（a）后倒角4度时 （b）后倒角6度时图6 不同总距时风速-升力曲线（a）后倒角4度时 （b）后倒角6度时图7 不同总距时风速-稳定转速曲线可以看出，随着总距的增加，旋翼升力和稳定转速都在增加，它们随着风速的增加也在增加。b）后倒角固定总距，不同速度下变化后倒角时，升力与稳定自转转速的变化如图8、图9。（a）总距0度 （b）总距2度（c）总距4度图8 不同风速时后倒角-升力曲线（a）总距0度 （b）总距2度（c）总距4度图9 不同风速时后倒角-稳定转速曲线可以看出，随着后倒角的增加，旋翼
10、升力和稳定转速都在增加，它们随着风速的增加也在增加。从图8及图9反映出，当后倒角和总距都较小时（曲线图前端部分）各曲线几乎没什么差别，甚至重合，这是因为此时整个桨盘自转驱动气动力矩和阻转气动力矩相差不多，数值也不大，而旋翼轴及桨毂旋转的摩擦力在此时影响就比较明显，加上本次试验模型中还有离合器的摩擦力，故此现象更明显。c）约束稳定自转约束稳定自转条件是：升力等于重力（试验取10kg），旋翼转速自转稳定。 （a）总距随风速变化曲线 （b）后倒角随风速变化曲线图10 稳定自转状态时后倒角及总距变化趋势图10表明，随着前飞速度的增加，要保持稳定自转飞行，总距或后倒角必须减小。d）旋翼预转试验反映在一定
11、的总距和后倒角，旋翼都对应一个最小预转速，只有达到或超过最小转速才能实现自转。这主要是因为两叶跷跷板旋翼，如果没有预转，那么在相对气流作用下桨叶将停在0/180位置，桨叶被气流强压住而保持上翘不动，而一味提高风速也徒劳，只会增加桨毂对挥舞限动块的压力。当旋翼在驱动电机的动力驱使下预转起来，这时实际上是直升机的驱转旋翼状态，前行桨叶侧与后行桨叶侧由于气流的不对称造成升力不对称，将产生挥舞运动。如果风速一定，则随着预转速加大，挥舞角将减小，当挥舞角减小到桨毂对限动块没有挤压而失去摩擦阻力时，这就达到了对应的最小预转速值。旋翼转速试验数据显示出对应一定的总距和后倒角，旋翼要实现自转，必须先预转到相对
12、应的最小转速以上。如果预转旋翼没有达到最小转速，则风速加大也不起作用；如果旋翼预转超过最小转速，则随着风速的变化，旋翼都可以自转并稳定，且总距和后倒角越小，对应最小预转速越小。转速试验数据还显示在相同条件下，随着总距的增加，旋翼能稳定自转所需的最小风速值越来越大；而随着后倒角的增加，需要的最小风速值越来越小。不达到最小风速，旋翼不能维持自转。5 结论本次试验数据与理论计算值进行了对比（该部分研究内容将另文发表），两者数据吻合较好，反映规律一致。本次试验可以得到以下结论：旋翼自由自转稳定转速随总距、桨盘迎角和来流速度的增加而增加；旋翼受约束的稳定自转转速随来流速度和桨盘迎角的增加而增加，但随总距
13、增加而减小。自转旋翼转速主要受总距、桨盘迎角和来流速度影响，变同样大小角度时操纵桨盘比总距更有效。故旋翼机飞行时，最佳方式是总距不变，只操纵驾驶杆去改变桨盘迎角。旋翼机要实现飞行，必须要在地面预转旋翼，而且对应一定总距和桨轴后倒角，预转速必须达到或超过其最小预转速要求。总距和后倒角小，对应最小预转速需求小。旋翼实现自由自转所需风速随总距增加而变大，随旋翼轴后倒角度值增加而减小。所以，地面预转时，最好把总距放低到零升力位置；桨盘要后倒，但不应过大，因为桨盘位置还受垂向合升力的约束。参 考 文 献1 HOLLMANN M. Modern Gyroplane Design M. Monterey:1
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