齊中陽(yáng), 張衛(wèi)國(guó), 潘 翀

(1. 旋翼空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川綿陽(yáng) 621000; 2. 北京航空航天大學(xué)寧波創(chuàng)新研究院, 浙江寧波 315800; 3. 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191)

引 言

直升機(jī)因?yàn)槠涮厥獾娘w行性能, 在軍事和民事領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[1]. 旋翼作為直升機(jī)的主要?dú)鈩?dòng)力部件, 對(duì)直升機(jī)的飛行性能和可靠性等有直接的影響[2]. 但旋翼的尾流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性十分復(fù)雜, 具有非定常性、槳-渦干擾(blade-vortex interaction, BVI)特性以及槳尖渦流動(dòng)等, 針對(duì)其流場(chǎng)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量十分困難, 尤其現(xiàn)代直升機(jī)正朝著整體布局更緊湊、槳盤載荷更大、更靈活、機(jī)動(dòng)性更高的趨勢(shì)發(fā)展[3], 機(jī)身和旋翼之間的氣動(dòng)干擾問題也隨之更加嚴(yán)重, 準(zhǔn)確獲知干擾下流場(chǎng)的信息也就變得更具難度和挑戰(zhàn)性. 然而直升機(jī)流場(chǎng)分析是研究直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的重要方法和關(guān)鍵問題之一, 既是研究直升機(jī)氣動(dòng)特性的橋梁, 又是進(jìn)一步研究直升機(jī)各種氣動(dòng)干擾現(xiàn)象的基礎(chǔ). 其中旋翼流動(dòng)作為影響直升機(jī)流場(chǎng)和氣動(dòng)力特性的主要流動(dòng), 定量刻畫旋翼流場(chǎng)、特別是尾流中旋渦運(yùn)動(dòng)的時(shí)空演化特性, 不僅是研究直升機(jī)的飛行性能、旋翼載荷、振動(dòng)及噪聲、操縱性及穩(wěn)定性的基礎(chǔ), 也是深入分析直升機(jī)氣動(dòng)干擾特性的重要手段[4].

在旋翼流動(dòng)研究中, 槳尖渦作為流動(dòng)的主要特征之一, 是旋翼尾流中需要刻畫的主要流動(dòng)結(jié)構(gòu), 其形成機(jī)制以單片槳葉懸停狀態(tài)的尾跡模型為例(見圖 1), 在滑流假設(shè)下, 流動(dòng)被旋翼加速, 增加了軸向的誘導(dǎo)速度, 導(dǎo)致滑流邊界隨著軸向距離的增加向旋翼軸方向收縮[5]. 另外, 槳葉旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致翼型上下表面附面層從槳葉后緣分離后形成了一個(gè)黏性層, 被稱為渦面(vortex sheet), 而槳尖處由于翼展方向靜壓梯度和弦向逆壓梯度的共同作用, 卷起并拖出一個(gè)很強(qiáng)的渦, 即為槳尖渦(tip vortex). 因?yàn)闃鉁u是旋翼尾跡三維非定常流動(dòng)十分重要的現(xiàn)象, 顯示、測(cè)量旋翼尾跡流場(chǎng)的槳尖渦就成為非常重要的研究?jī)?nèi)容. 目前研究者已經(jīng)針對(duì)旋翼尾流中槳尖渦的研究總結(jié)了大量的定性和定量的流動(dòng)顯示及測(cè)量實(shí)驗(yàn)方法. 例如: 煙線顯示及陰影攝像等方法測(cè)定旋翼滑流邊界的收縮和槳尖渦的運(yùn)動(dòng)軌跡[6]; Pitot管、熱線[7]、激光Doppler測(cè)速[8-9]和PIV[10]隨著實(shí)驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展依次用于旋翼尾跡速度分布的測(cè)量.

圖1 槳尖渦和渦面模型[5]Fig. 1 Models of blade tip vortex and vortex sheet[5]

在流場(chǎng)顯示方面, 20世紀(jì)50年代Dingeldein等[11]最先通過木屑進(jìn)行旋翼尾跡的流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn). Berenger等[12]進(jìn)行了旋翼尾流的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)的對(duì)比研究, 并以此研究了旋翼尾流的形狀. Sullivan等[13]通過在旋翼的槳尖部分設(shè)置噴煙孔進(jìn)行了流顯實(shí)驗(yàn), 研究了直升機(jī)在懸停和前飛狀態(tài)下的槳尖渦形狀. Hilton等[14]首先成功地將陰影法應(yīng)用到了旋翼槳尖渦的顯示實(shí)驗(yàn)上, Tangler[15]通過紋影法也實(shí)現(xiàn)了槳尖渦結(jié)構(gòu)顯示. 之后, 紋影法被Parthasarathy等[16], Norman等[17], Leishman等[18]廣泛應(yīng)用于旋翼的尾跡測(cè)量, 取得了豐富的成果. Leishman等[18]的研究結(jié)果揭示了旋翼尾跡邊界在經(jīng)歷從懸停到前飛狀態(tài)過程中的變化, 并指出當(dāng)前方槳葉的尾跡逐漸接近槳尖平面時(shí)會(huì)發(fā)生槳-渦干擾現(xiàn)象.

在流場(chǎng)測(cè)量方面, Boatwright[19]首先利用Pitot管測(cè)量了旋翼的流場(chǎng). 到20世紀(jì)80年代, Caradonna等[20]、陳仁良等[21]和Tung等[22]都分別利用熱線法對(duì)旋翼流場(chǎng)信息進(jìn)行了測(cè)量. 之后, 激光Doppler測(cè)速儀(laser Doppler velocimeter， LDV)測(cè)量技術(shù)以非介入測(cè)量特點(diǎn)在旋翼流場(chǎng)的測(cè)量中得到了廣泛應(yīng)用. Maryland大學(xué)和Ames研究中心[23]都做了十分深入的研究, 通過LDV技術(shù)測(cè)量了槳尖渦沿直徑方向的速度分布. Mahalingam等[24]利用LDV技術(shù)測(cè)量了小速度前飛狀態(tài)下旋翼槳尖渦的結(jié)構(gòu)和發(fā)展過程. 隨著測(cè)試技術(shù)的發(fā)展, PIV技術(shù)開始運(yùn)用到直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域. 2000年, Maryland大學(xué)的Martin等[25]首次利用PIV技術(shù)測(cè)量了模型直升機(jī)旋翼的槳尖渦. NASA[26]開展了在懸停狀態(tài)下旋翼尾跡的三維PIV測(cè)速實(shí)驗(yàn), 研究了槳尖渦位置不穩(wěn)定的現(xiàn)象, 并對(duì)槳尖渦的位置和渦量強(qiáng)度做了測(cè)量, 同時(shí)對(duì)比了單個(gè)測(cè)量結(jié)果的瞬時(shí)速度場(chǎng)與多次測(cè)量結(jié)果的平均速度場(chǎng)的不同. 此外, 上海交通大學(xué)的劉應(yīng)征和中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的張衛(wèi)國(guó)等通過在旋轉(zhuǎn)槳葉表面涂快反應(yīng)壓敏漆進(jìn)行了旋翼前飛和懸停狀態(tài)下的槳葉表面壓力非定常測(cè)量[27]. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的楊永東等[5]利用熱線風(fēng)速儀對(duì)懸停和前飛狀態(tài)下某旋翼模型的尾流場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)量. 唐正飛等[28]利用三維激光測(cè)速儀對(duì)共軸式雙旋翼懸停流場(chǎng)做了測(cè)量, 解釋了旋翼之間的干擾作用和機(jī)理. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的楊永東等[29-30]也對(duì)懸停及前飛狀態(tài)下的旋翼尾跡做了LDV和PIV流場(chǎng)測(cè)量.

綜上所述, 旋翼尾流流場(chǎng)被大量研究, 但槳尖渦的時(shí)空發(fā)展還存在欠缺, 而尾流流場(chǎng)的時(shí)空演化特性是深入理解旋翼噪聲產(chǎn)生機(jī)理和控制機(jī)理的基礎(chǔ). 因此本文針對(duì)旋翼尾流中的槳尖渦結(jié)構(gòu), 開展二維PIV測(cè)量研究, 通過鎖相測(cè)量, 獲得旋翼在典型工況下二維速度場(chǎng)的時(shí)空演化信息, 為分析氣動(dòng)噪聲提供基礎(chǔ)性的流場(chǎng)數(shù)據(jù).

1 模型與實(shí)驗(yàn)

1.1 模型和實(shí)驗(yàn)裝置

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槌Ｒ?guī)直升機(jī)槳葉的等比縮小模型, 其結(jié)構(gòu)如圖2(a)所示, 展長(zhǎng)為70 mm, 弦長(zhǎng)為20～30 mm, 旋轉(zhuǎn)槳盤直徑為150 mm, 實(shí)驗(yàn)繞旋轉(zhuǎn)軸等距布置4個(gè)相同槳葉. 槳盤直接安裝在一個(gè)直流電機(jī)上, 見圖2(b), 通過電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)槳葉旋轉(zhuǎn). 電機(jī)的額定電壓為12 V, 最大轉(zhuǎn)速為 4 000 r/m. 本研究使用的PIV設(shè)備采樣頻率較低, 限制了測(cè)量結(jié)果的時(shí)間解析能力, 因此本文在測(cè)量轉(zhuǎn)速能力范圍內(nèi), 選取最大的研究旋翼轉(zhuǎn)速為250 r/m. 為了避免周圍流動(dòng)干擾, 整個(gè)模型裝置安裝在如圖2(b)所示的觀察箱中, 觀察箱的框架由40 mm鋁型材搭建而成, 四周和上表面用亞克力板封裝, 下表面與地面之間留有縫隙, 保證流動(dòng)出口. 觀察箱的橫截面為邊長(zhǎng)1 200 mm的正方形, 尺寸遠(yuǎn)大于槳盤直徑, 減小觀察箱四周壁面對(duì)槳尖渦流動(dòng)的干擾. 觀察箱高度為2 000 mm, 槳盤安裝位置距離觀察箱上壁面300 mm, 距離地面大于1 700 mm, 保證槳尖渦流動(dòng)充分發(fā)展.

(a) Blade (b)Blade installation 圖2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c安裝Fig. 2 Experimental model and installation

1.2 PIV實(shí)驗(yàn)技術(shù)

圖3所示為PIV實(shí)驗(yàn)布置示意圖, 激光器為L(zhǎng)ABest公司生產(chǎn)的PIV-350雙脈沖 Nd:YAG 激光器系統(tǒng), 其光波的波長(zhǎng)為532 nm, 脈沖能量5檔可調(diào), 兩個(gè)脈沖的時(shí)間間隔及頻率均可調(diào)節(jié), 能量最高可調(diào)至350 mJ, 最高頻率為15 Hz. 此外, 一根長(zhǎng)1.8 m的導(dǎo)光臂用于光路引導(dǎo), 一個(gè)可調(diào)節(jié)片光厚度的片光頭使片光束腰處厚度在1～6 mm范圍內(nèi)可調(diào), 保證激光片與旋翼轉(zhuǎn)軸平行. CCD相機(jī)為B29M2高分辨率相機(jī), 分辨率為6 600 mm×4 400 mm. 實(shí)驗(yàn)過程中, 相機(jī)焦距為105 cm. PIV實(shí)驗(yàn)時(shí), 相機(jī)距離激光片70 cm, 觀測(cè)區(qū)域尺寸為210 mm×140 mm. 拍攝區(qū)間的激光厚度為5 mm, 兩束激光時(shí)間間隔為70 μs, 曝光時(shí)間為135 μs. 實(shí)驗(yàn)過程中, 采集頻率為1 Hz, 針對(duì)鎖定相位流場(chǎng)重復(fù)采集1 000次.

圖3 PIV測(cè)量實(shí)驗(yàn)布置示意圖Fig. 3 PIV layout diagram

1.3 相位鎖定技術(shù)

本研究通過PIV技術(shù)對(duì)旋翼尾流, 尤其是槳尖渦結(jié)構(gòu)進(jìn)行刻畫, 但旋翼轉(zhuǎn)速快, PIV時(shí)間解析能力受到限制, 無法準(zhǔn)確刻畫旋翼尾流特性. 因此將PIV技術(shù)融合相位鎖定功能, 發(fā)展鎖相PIV技術(shù), 保證在旋翼尾流測(cè)量過程中, 準(zhǔn)確捕捉到特定相位下的瞬時(shí)流場(chǎng)結(jié)構(gòu). 本文定義旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)過程中, 所拍攝槳尖渦的發(fā)生槳葉與激光片重合相位為0相位, 即為本文測(cè)量相位.圖4為相位鎖定系統(tǒng)示意圖, 確定旋翼拍攝相位角, 在該相位角狀態(tài)下, 固定位置設(shè)置觸發(fā)開關(guān), 通過Hall傳感器對(duì)觸發(fā)開關(guān)進(jìn)行捕捉, 在旋翼旋轉(zhuǎn)過程中, 每次Hall傳感器捕捉到觸發(fā)開關(guān), 即刻發(fā)出信號(hào), 通過示波器記錄傳感器發(fā)出的信號(hào), 同時(shí)同步器發(fā)出指令, 觸發(fā)激光和CCD相機(jī), 進(jìn)行PIV測(cè)量采集. 保證對(duì)旋翼運(yùn)動(dòng)過程中固定相位狀態(tài)下的瞬時(shí)流動(dòng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行相位準(zhǔn)確的多次采集. 實(shí)現(xiàn)了偽時(shí)間解析的二維速度場(chǎng)測(cè)量并抑制了瞬態(tài)PIV測(cè)量的較高誤差問題.

圖4 相位鎖定系統(tǒng)示意圖Fig. 4 Schematic of phase lock system

2 結(jié)果與討論

2.1 旋翼尾流速度場(chǎng)

圖5為旋翼尾流x和y方向的速度矢量分布云圖, 定義旋翼的展向?yàn)閤方向, 軸向?yàn)閥方向. 通過旋翼槳盤直徑D=150 mm, 對(duì)模型坐標(biāo)進(jìn)行無量綱化處理.圖5(a)為0相位下, 通過相位平均得到的x方向速度矢量分布云圖. 從圖中可以看出, 對(duì)稱槳葉槳尖位置x方向速度的方向相反, 速度接近200 mm/s. 隨著槳尖渦的發(fā)展, 發(fā)展到(0.1, 0.05)和(0.5, 0.05)位置的第1層渦面結(jié)構(gòu)的x方向速度變?yōu)?00 mm/s, 隨著槳尖渦向下發(fā)展, 速度呈現(xiàn)遞減趨勢(shì), 且渦面結(jié)構(gòu)向軸心移動(dòng), 且軸向被拉長(zhǎng), 主要因?yàn)闃P下出現(xiàn)真空區(qū)域, 誘導(dǎo)渦向中間發(fā)展.圖5(b)所示為相同條件下y方向速度矢量分布云圖.最大y方向速度400 mm/s 發(fā)生在槳盤下方(0, 0.2)和(0.6, 0.2)位置. 云圖呈現(xiàn)射流結(jié)構(gòu), 且隨著軸向距離增大, 兩個(gè)射流結(jié)構(gòu)向?qū)ΨQ軸發(fā)展并相互耦合. 因?yàn)樾硇D(zhuǎn)過程中, 氣流向下, 產(chǎn)生升力, 因此y方向速度主要表現(xiàn)為旋翼旋轉(zhuǎn)的下洗流動(dòng).

(a) Velocity vector in x-direction

(b) Velocity vector in y-direction圖5 速度矢量分布Fig. 5 Distribution of velocity vector

2.2 旋翼尾流速度場(chǎng)分析

根據(jù)Wang等[31]通過本征正交分解(proper orthogonal decomposition, POD)對(duì)PIV數(shù)據(jù)進(jìn)行分析的方法, 同時(shí)為了進(jìn)一步分析流場(chǎng)結(jié)構(gòu), 提取流場(chǎng)主要含能模態(tài), 本文選取包含第1層渦面結(jié)構(gòu)的區(qū)域進(jìn)行POD分析, 區(qū)域位置在圖5(a)框出, 其尺寸為400 mm×300 mm(2.7D×2D).

圖6所示為選定區(qū)域經(jīng)POD分解得到的模態(tài)能量分布曲線, 共分解出436階模態(tài).圖6(a)為相關(guān)能量累積曲線, 隨著模態(tài)階數(shù)的增加, 累積曲線上升至100%.圖6(b)為各階模態(tài)的相對(duì)能量變化曲線, 選取1～10階進(jìn)行能量展示. 從圖中可以看出, 第1階模態(tài)的相對(duì)能量為18%, 隨著階數(shù)增加, 模態(tài)相對(duì)能量迅速下降, 在第4階處便已下降至6%, 且前4階模態(tài)的含能總量達(dá)到了42%, 因此, 本文選取前4階模態(tài)進(jìn)行流場(chǎng)刻畫與分析.

(a) Relative energy accumulation

(b) Relative energy in each mode

圖7為對(duì)圖5(a)中x方向速度分量進(jìn)行POD分解得到的1～4階模態(tài)云圖.圖7(a)展示了第1階模態(tài)的特征, 在(50 mm, -40 mm)處體現(xiàn)了與全流場(chǎng)(見圖5(a))相同流向的脈動(dòng)流動(dòng)結(jié)構(gòu), 占整個(gè)流場(chǎng)湍動(dòng)能的18%, 為含能量最大、尺度最大的第1層渦面結(jié)構(gòu)展示.圖7(b)展示了第2階模態(tài)的特征, 其能量占整個(gè)湍動(dòng)能的11%, 在(55 mm, -45 mm)處也展現(xiàn)了與全流場(chǎng)(見圖5(a))相同流向的脈動(dòng)流動(dòng)結(jié)構(gòu), 同樣為清晰的第1層渦面結(jié)構(gòu). 此外, 在(95 mm, -5 mm)位置出現(xiàn)一個(gè)與第1層渦面方向相同的結(jié)構(gòu), 為槳尖渦結(jié)構(gòu).圖7(c)， (d)分別展示了第3， 4模態(tài)的特征, 結(jié)構(gòu)的不規(guī)則性增強(qiáng), 表現(xiàn)為多旋翼渦面之間的耦合影響.

圖8為對(duì)圖5(b)中y方向速度分量進(jìn)行POD分解得到的1～4階模態(tài)云圖.圖8(a)展示了第1階模態(tài)的特征, 該模態(tài)占整個(gè)流場(chǎng)湍動(dòng)能的18%, 因此與全流場(chǎng)相似, 展現(xiàn)了明顯的射流結(jié)構(gòu)(圖中左側(cè)), 且向旋轉(zhuǎn)軸心偏移.圖8(b)展示了第2階模態(tài)的特征, 發(fā)現(xiàn)在該模態(tài), 射流結(jié)構(gòu)減弱, 且在(95 mm, 0 mm)位置同樣出現(xiàn)明顯的槳尖渦結(jié)構(gòu), 說明在這個(gè)分析區(qū)域, 槳尖渦對(duì)湍動(dòng)能的貢獻(xiàn)弱于第1層渦面.圖8(c), (d)分別展示了第3, 4模態(tài)的特征, 同樣結(jié)構(gòu)的不規(guī)則性增強(qiáng), 表現(xiàn)為多旋翼渦面之間的耦合影響.

(a) Mode 1： velocity vector in x-direction

(b) Mode 2: velocity vector in x-direction

(c) Mode 3: velocity vector in x-direction

(d) Mode 4: velocity vector in x-direction

(a) Mode 1: velocity vector in y-direction

(b) Mode 2: velocity vector in y-direction

(c) Mode 3: velocity vector in y-direction

(d) Mode 4: velocity vector in y-direction

3 結(jié)論

本文通過PIV測(cè)量和鎖相技術(shù)相結(jié)合, 針對(duì)懸停狀態(tài)下的旋翼尾流速度場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量, 旋翼轉(zhuǎn)速為250 r/m, 并對(duì)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行POD降階分析, 揭示流場(chǎng)的主要含能模態(tài)和結(jié)構(gòu)特征, 主要結(jié)論為:

(1)旋翼尾流發(fā)展過程中向旋轉(zhuǎn)軸靠近, 二維結(jié)果呈現(xiàn)倒三角結(jié)構(gòu), 即擴(kuò)展到三維流動(dòng)中會(huì)呈現(xiàn)倒錐型結(jié)構(gòu)的特性;

(2)通過POD分析, 旋翼尾流中對(duì)湍動(dòng)能貢獻(xiàn)最大的為槳葉渦的結(jié)構(gòu), 其次是槳尖渦結(jié)構(gòu).

致謝本文受到旋翼空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放課題(RAL20200203-2)資助.