張衛(wèi)國，李國強(qiáng)，李棟，車兵輝，顧藝，吳霖鑫

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073 3. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

0 引 言

旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速是一種非定常[1]、非線性[2]氣動(dòng)現(xiàn)象，其機(jī)理十分復(fù)雜。動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生通常被視為直升機(jī)飛行的“硬邊界”[3]，精確預(yù)測(cè)翼型動(dòng)態(tài)失速特性有利于進(jìn)行旋翼氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[4]、氣動(dòng)彈性響應(yīng)和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算等[5-7]。翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)是改進(jìn)和發(fā)展CFD 數(shù)值模擬技術(shù)的標(biāo)準(zhǔn)依據(jù)和支撐基礎(chǔ)[8]。旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)主要利用正弦振蕩的翼型模型在自由來流中模擬槳葉段的俯仰/沉浮運(yùn)動(dòng)[9]。

美、俄等國家持續(xù)利用風(fēng)洞試驗(yàn)完成高性能旋翼翼型研發(fā)工作。除精準(zhǔn)的靜態(tài)試驗(yàn)?zāi)芰ν?，還在風(fēng)洞中建立了專門研究直升機(jī)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的試驗(yàn)裝置和技術(shù)[10-13]。旋翼翼型試驗(yàn)技術(shù)通常須達(dá)到或超過真實(shí)直升機(jī)的減縮頻率（約0.030～0.200），國外主要研究機(jī)構(gòu)的試驗(yàn)裝置或研究都符合這一要求[14-15]。另外，來流馬赫數(shù)通常要求接近真實(shí)直升機(jī)槳葉馬赫數(shù)，側(cè)重研究后行槳葉大迎角分離的來流馬赫數(shù)一般約0.3～0.4，而側(cè)重研究前行槳葉激波誘導(dǎo)失速的來流馬赫數(shù)一般要達(dá)到0.7～0.8[16]。目前國際上對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的研究仍在不斷深入。在試驗(yàn)技術(shù)研究方面，主要集中在以天平測(cè)力、快速響應(yīng)壓敏漆（fast-response pressure sensitive paint）和傳感器測(cè)壓等試驗(yàn)手段準(zhǔn)確預(yù)測(cè)判定翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力和邊界層轉(zhuǎn)捩特性[17-19]、精細(xì)測(cè)試動(dòng)態(tài)失速細(xì)節(jié)流動(dòng)結(jié)構(gòu)變化[20-24]，采用三維數(shù)字圖像互相關(guān)技術(shù)（DIC）等非接觸測(cè)量手段測(cè)量流固耦合模型的位移變形[25]，以及采用新技術(shù)抑制動(dòng)態(tài)失速[26-28]等方面。

中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（以下簡(jiǎn)稱氣動(dòng)中心）[29]、西北工業(yè)大學(xué)[30-32]、南京航空航天大學(xué)[1,33]、上海交通大學(xué)[5]等在旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速研究方面開展了一些工作，由模擬翼型俯仰單自由度振蕩向模擬俯仰/沉浮/擺振多自由度振蕩發(fā)展[33]，由模擬定常來流向模擬非定常來流發(fā)展[34]?？偟膩碚f，我國在旋翼翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究上起步較晚，關(guān)注固定翼翼型多，關(guān)注旋翼翼型少，技術(shù)發(fā)展水平明顯落后于國外。很長一段時(shí)間內(nèi)，我國沒有成熟的旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置和技術(shù)可用，航空工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所林永峰等[35]只能在俄羅斯TsAGI SVS–2風(fēng)洞進(jìn)行CH–9.5 旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速特性試驗(yàn)。

分析國內(nèi)外現(xiàn)狀，差距集中體現(xiàn)在以下2 個(gè)方面：1）國內(nèi)現(xiàn)有試驗(yàn)裝置模擬參數(shù)不足以覆蓋旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速范圍，試驗(yàn)裝置能力不能完全滿足旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速研究需要。2）測(cè)試試驗(yàn)技術(shù)不能滿足數(shù)據(jù)高精準(zhǔn)度要求，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果受到測(cè)試手段、同步采集、模型變形等多個(gè)因素影響，國內(nèi)對(duì)這些因素尚未開展系統(tǒng)研究，難以對(duì)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度給出明確的評(píng)價(jià)結(jié)論。以上差距直接帶來的問題是：國內(nèi)開展的旋翼翼型試驗(yàn)較少且模擬參數(shù)不足，獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)不能支撐旋翼翼型的設(shè)計(jì)和評(píng)估，也難以給數(shù)值模擬方法的改進(jìn)提供基礎(chǔ)，在開展自主翼型動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)[36]時(shí)缺少較為豐富和全面的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為支撐。

旋翼翼型的設(shè)計(jì)優(yōu)化及性能確定亟須發(fā)展旋翼翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。本文在低速和高速風(fēng)洞中設(shè)計(jì)研制了3 套旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置并建立了精準(zhǔn)測(cè)試方法：其在 FL–11 低速風(fēng)洞（閉口式）中具備旋翼翼型兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)芰?，為更全面精?zhǔn)地模擬旋翼翼型動(dòng)態(tài)過程奠定了技術(shù)基礎(chǔ)；其在 FL–20連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中具備高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)芰?，為精確重構(gòu)旋翼翼型非定常氣動(dòng)力（需要更高雷諾數(shù)和更高階氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)）提供了技術(shù)條件；其在FL–14低速風(fēng)洞（開口式）中具備大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)芰?，為研究旋翼翼型縮比模型的尺度效應(yīng)提供了技術(shù)支撐。

表1 列出了國內(nèi)外主要?dú)鈩?dòng)研究機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)M能力。氣動(dòng)中心的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置驅(qū)動(dòng)能力和模擬參數(shù)包線滿足真實(shí)直升機(jī)參數(shù)要求（以我國某型直升機(jī)典型前飛工況為例，在滿足減縮頻率相似和馬赫數(shù)相似的前提下，需要能夠模擬的第一階振蕩頻率為12 Hz。目前氣動(dòng)中心研制的高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置在10°振幅時(shí)的振蕩頻率為17 Hz，可以滿足該試驗(yàn)條件）。

表1 國內(nèi)外主要?dú)鈩?dòng)研究機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)M能力對(duì)比表Table 1 Comparison of dynamic test simulation capabilities of major international aerodynamic research institutes

1 旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置研制

為解決動(dòng)態(tài)裝置仿真優(yōu)化設(shè)計(jì)、動(dòng)力驅(qū)動(dòng)同步控制、大尺寸及高頻高速振蕩裝置抑振等關(guān)鍵技術(shù)難題，本文在低速和高速風(fēng)洞中設(shè)計(jì)研制了3 套旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置，以提升旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性測(cè)試能力。

1.1 兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置

旋翼翼型兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置（基于氣動(dòng)中心FL–11 低速風(fēng)洞）主要用于準(zhǔn)確模擬旋翼槳葉片段的復(fù)雜運(yùn)動(dòng)，以研究耦合振蕩翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性。

模型采用橫跨安裝方式，如圖1 所示。裝置主要由俯仰運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、沉浮運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和機(jī)械支撐框架等構(gòu)成。其中俯仰運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)由伺服電機(jī)、行星減速器和支座等構(gòu)成，可實(shí)現(xiàn)模型俯仰運(yùn)動(dòng)；沉浮運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)由大功率、大推力、高動(dòng)態(tài)的直線電機(jī)和滑軌支座等構(gòu)成，可實(shí)現(xiàn)模型沉浮運(yùn)動(dòng)。俯仰運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)整體安裝在直線電機(jī)上，隨沉浮機(jī)構(gòu)一起上下運(yùn)動(dòng)，可實(shí)現(xiàn)模型俯仰/沉浮耦合運(yùn)動(dòng)。由于沉浮機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)慣量較大，為避免滑落，在直線電機(jī)的兩端安裝緩沖器和氣壓式制動(dòng)器以防止“飛車失控”。

圖1 低速風(fēng)洞兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置Fig. 1 Dynamic test device of two degree of freedom in low speed wind tunnel

在俯仰/沉浮運(yùn)動(dòng)和氣動(dòng)力的耦合影響下，模型及支撐系統(tǒng)將產(chǎn)生較大幅度的振動(dòng)。當(dāng)振動(dòng)頻率與裝置的固有頻率重合時(shí)，還會(huì)產(chǎn)生劇烈的共振現(xiàn)象，嚴(yán)重影響試驗(yàn)的質(zhì)量和安全。本文在滿足強(qiáng)度、剛度和動(dòng)態(tài)性能要求的前提下，對(duì)裝置結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。采用有限元法對(duì)裝置進(jìn)行了計(jì)算，得到其前五階固有頻率，如表2 所示?；贚ANCZOS 方法對(duì)裝置進(jìn)行了模態(tài)分析，得到其第一階模態(tài)振型如圖2 所示?？梢钥吹?，第一階固有頻率為18.5 Hz（大于裝置的最高振蕩頻率5 Hz，且遠(yuǎn)離裝置的外載頻率），可避免裝置結(jié)構(gòu)在振蕩過程中發(fā)生共振。

表2 裝置前五階固有頻率Table 2 The first five order inherent frequency

圖2 裝置第一階模態(tài)振型Fig. 2 Frequency modes of first order for the device

控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3 所示。軟硬件設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了功能層次化和結(jié)構(gòu)模塊化，并具有功能擴(kuò)充能力。選用SIMOTION D 運(yùn)動(dòng)控制器和S120 伺服驅(qū)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)直線電機(jī)和伺服電機(jī)的運(yùn)動(dòng)控制，配置工控機(jī)及控制軟件來實(shí)現(xiàn)人機(jī)對(duì)話。系統(tǒng)可設(shè)置相應(yīng)的速度、角度、位移、頻率和相位差等運(yùn)動(dòng)參數(shù)，還可反饋系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)及電流、位置等實(shí)際值。1FN3 直線電機(jī)導(dǎo)軌和光柵尺均垂直安裝，光柵尺輸出CLIQ 信號(hào)反饋給S120 伺服驅(qū)動(dòng)，1FT7 伺服電機(jī)（CLIQ 信號(hào)輸出）編碼器信號(hào)直接進(jìn)入S120 伺服驅(qū)動(dòng)。高精度多軸運(yùn)動(dòng)控制中心、動(dòng)態(tài)性能優(yōu)異的直線電機(jī)、伺服電機(jī)、光柵尺、絕對(duì)值編碼器構(gòu)成裝置的全閉環(huán)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)，有效地保證了整個(gè)測(cè)試系統(tǒng)的控制精度；同時(shí)，還利用基于龍門軸鎖定增益補(bǔ)償算法的同步控制技術(shù)提升了電機(jī)同步精度，利用基于主從軸同步運(yùn)動(dòng)的電子凸輪技術(shù)實(shí)現(xiàn)了振幅和頻率的無級(jí)調(diào)節(jié)。裝置運(yùn)行性能測(cè)試結(jié)果表明：俯仰角度精度和同步精度≤3′，沉浮位移精度和同步精度≤1 mm。

圖3 低速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig. 3 Control system structure of low speed wind tunnel dynamic test device

1.2 高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置

旋翼翼型高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置（基于氣動(dòng)中心FL–20 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，如圖4 所示）主要用于研究高馬赫數(shù)和高減縮頻率下振蕩翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，可使模擬的來流參數(shù)和非定常運(yùn)動(dòng)參數(shù)更加接近真實(shí)直升機(jī)旋翼的實(shí)際運(yùn)行工況。

圖4 旋翼翼型高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置Fig. 4 High frequency and high speed rotor airfoil dynamic test device

裝置主要由俯仰運(yùn)動(dòng)組件、天平（或假天平）及支撐座等構(gòu)成。翼型模型橫跨式安裝，通過兩端天平、聯(lián)軸器與俯仰運(yùn)動(dòng)組件連接，采用雙端驅(qū)動(dòng)，兩側(cè)傳動(dòng)軸具有對(duì)稱的結(jié)構(gòu)，兩臺(tái)天平左右對(duì)稱布置。俯仰運(yùn)動(dòng)組件由激勵(lì)器、膜片聯(lián)軸器和軸承等構(gòu)成。激勵(lì)器由伺服電機(jī)、減速器和曲柄搖桿機(jī)構(gòu)等組成，伺服電機(jī)為永磁同步伺服電機(jī)，減速器為兩端同步輸出的T 型高精度減速器，曲柄搖桿機(jī)構(gòu)采用無急回特性構(gòu)型設(shè)計(jì)。通過改變減速器輸出軸連接的主動(dòng)桿撥盤方式，實(shí)現(xiàn)模型振幅調(diào)節(jié)；通過改變伺服電機(jī)的轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)模型振蕩頻率調(diào)節(jié)；通過改變翼型裝置從動(dòng)桿連接方式，實(shí)現(xiàn)俯仰平衡迎角調(diào)節(jié)。裝置可實(shí)現(xiàn)俯仰單自由度運(yùn)動(dòng)，可在來流馬赫數(shù)（Ma）為0.6、壓力為2 atm（1 atm ≈ 101.325 kPa）下穩(wěn)定運(yùn)行。

控制系統(tǒng)采用上位機(jī)和下位機(jī)的控制方式，兩者之間通過TCP/IP 通訊。上位機(jī)采用工業(yè)控制計(jì)算機(jī)，在上位機(jī)上通過NI LabView 編寫人機(jī)界面，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)零位、控制參數(shù)、運(yùn)動(dòng)角度和速度、運(yùn)動(dòng)振幅和頻率等參數(shù)的設(shè)置。下位機(jī)采用SIMOTION 運(yùn)動(dòng)控制器，實(shí)現(xiàn)對(duì)伺服驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的控制。

1.3 大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置

大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置（基于氣動(dòng)中心FL–14 低速風(fēng)洞）主要用于研究較大弦長的旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，能夠以較小的縮比模擬更大尺度的直升機(jī)旋翼槳葉。

該試驗(yàn)裝置為Π 形結(jié)構(gòu)，如圖5 所示，在兩端支撐立柱上安裝低轉(zhuǎn)速、大扭矩伺服電機(jī)，配合專用變頻器直接驅(qū)動(dòng)橫梁及安裝在橫梁上的翼型模型做正弦振蕩。為確保伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)能力滿足要求，對(duì)翼型模型和橫梁整體進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真設(shè)計(jì)，仿真結(jié)果如圖6 所示。兩臺(tái)伺服電機(jī)同步可輸出的扭矩為3000 N·m，轉(zhuǎn)速為150 r/min，滿足試驗(yàn)要求。

圖5 大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置示意圖Fig. 5 Schematic diagram of dynamic test device for large scale airfoil model

圖6 動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果Fig. 6 Dynamic simulation results

翼型橫梁跨度較大（約4.6 m），翼型最大厚度約72 mm，強(qiáng)度符合要求（安全系數(shù)4.4）。但其剛度不足，翼型與橫梁在驅(qū)動(dòng)力、氣動(dòng)力、慣性力和重力的交互作用下易產(chǎn)生上下振動(dòng)，發(fā)生變形（最大變形26 mm）。為減小橫梁與翼型在動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)的變形，避免振動(dòng)發(fā)散，采取上下隨動(dòng)拉張線的辦法抑振（圖7）。張線經(jīng)滑輪組轉(zhuǎn)向后吊掛砝碼，經(jīng)驗(yàn)證，抑振效果明顯。

圖7 FL–14 低速風(fēng)洞旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)張線抑振Fig. 7 Vibration suppression of rotor airfoil dynamic test in FL–14 low-speed wind tunnel

經(jīng)測(cè)試，基于FL–11 低速風(fēng)洞研制的旋翼翼型兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置的最高沉浮頻率為5 Hz，最大沉浮振幅為150 mm（根據(jù)常規(guī)直升機(jī)旋翼槳葉一般的揮舞和彎曲變形幅值折算），試驗(yàn)雷諾數(shù)（Rec，以弦長c 為參考長度）達(dá)3 × 106；基于FL–20 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞研制的高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置的最高頻率為17 Hz，試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)5 × 106；基于FL–14 低速風(fēng)洞研制的大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置的模型弦長為800 mm，試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)4 × 106。3 套旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置的詳細(xì)技術(shù)指標(biāo)如表3 所示。其中，α為翼型俯仰振蕩迎角，h 為翼型轉(zhuǎn)動(dòng)中心垂直方向位置，α1為俯仰振蕩幅度，h1為沉浮振蕩幅度，fpi為俯仰振蕩頻率，fpl為沉浮振蕩頻率，α0為平衡迎角。

表3 旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置技術(shù)指標(biāo)Table 3 Technical specifications of rotor airfoil dynamic test device

2 旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)精準(zhǔn)測(cè)試技術(shù)

2.1 基于智能算法的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化

為追求更高的模擬運(yùn)動(dòng)參數(shù)和氣動(dòng)測(cè)量精度，需要在滿足模型結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、固有頻率和穩(wěn)定性等前提下，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)使模型質(zhì)量盡可能輕。本文在實(shí)現(xiàn)模型精密加工的前提下（模型加工后，采用三坐標(biāo)儀檢測(cè)模型外形，前緣的測(cè)量值和數(shù)模值平均誤差小于0.02 mm），著重在模型結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)等方面拓展嘗試。

首先，建立有限元分析模型，分析模型質(zhì)量、強(qiáng)度、剛度、固有頻率和穩(wěn)定性情況；其次，運(yùn)用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（Radial Basis Functions, RBF）模型和全局優(yōu)化、梯度優(yōu)化兩種智能算法組合對(duì)翼型模型法蘭、前橫梁厚度和復(fù)合材料鋪層厚度等進(jìn)行優(yōu)化；再次，利用NSGA–Ⅱ多目標(biāo)優(yōu)化算法對(duì)蒙皮復(fù)合材料鋪層角度進(jìn)行優(yōu)化，獲得Pareto 最優(yōu)解集；最后，選擇最合適優(yōu)化結(jié)果制作翼型模型，對(duì)模型進(jìn)行模態(tài)分析。

1）初始模型

翼型模型（圖8）由前橫梁（厚8.0 mm）、后橫梁（厚4.8 mm）、前縱梁（厚4.4 mm）、后縱梁（厚4.4 mm）、蒙皮（厚2.4 mm）和法蘭（厚12.0 mm）等構(gòu)成。模型質(zhì)量為15.67 kg。前橫梁和法蘭材料為7075 鋁合金，其余均為T800 碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料。前、后縱梁共有8 組。蒙皮由12 層T800 碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料鋪設(shè)組成，每層厚度為0.2 mm；鋪層角度包括0°、±45°、90°。

圖8 翼型模型結(jié)構(gòu)圖Fig. 8 Structural diagram of airfoil model

為確保計(jì)算精度，采用4 節(jié)點(diǎn)四邊形網(wǎng)格劃分各個(gè)部件，有限元模型共劃分57833 個(gè)網(wǎng)格，如圖9所示。

圖9 翼型網(wǎng)格劃分圖Fig. 9 Grid division of airfoil

2）優(yōu)化算法

本文采用的代理模型為RBF 模型。RBF 是基于人腦細(xì)胞對(duì)外界反應(yīng)的局部性原理提出的，有很強(qiáng)的函數(shù)逼近能力，可以生成高精度的近似模型。RBF 模型由輸入層、隱含層和輸出層組成，徑向基函數(shù)Y(X)的基本形式為：

本文采用全局優(yōu)化算法和梯度優(yōu)化算法進(jìn)行組合優(yōu)化，在計(jì)算初期采用多島遺傳算法（MIGA）進(jìn)行全域搜索，避免計(jì)算陷入局部最優(yōu)的困境，然后將全局優(yōu)化得到的結(jié)果作為序列二次規(guī)劃算法（SQP）的初值，保證計(jì)算收斂，得到最優(yōu)解。

3）優(yōu)化結(jié)果

優(yōu)化結(jié)果如表4 所示，優(yōu)化設(shè)計(jì)使得模型質(zhì)量下降34.05%，受載最大等效應(yīng)力減小9.91%，最大位移減小23.06%，第一階固有頻率提高12.80%，失效指標(biāo)（復(fù)合材料的主要性能）提高56.18%，大幅提高了材料安全裕度。

表4 翼型模型結(jié)構(gòu)優(yōu)化結(jié)果Table 4 Optimization results of airfoil model structure

2.2 動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷測(cè)試

旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷測(cè)試主要包括升力、阻力和俯仰力矩3 個(gè)縱向分量的測(cè)試，綜合采用脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量技術(shù)和雙天平動(dòng)態(tài)同步測(cè)力技術(shù)獲取縱向分量隨迎角和位移的變化曲線。雙天平動(dòng)態(tài)同步測(cè)力為直接測(cè)試方式，可直接得到翼型模型整體的3 個(gè)縱向分量，并對(duì)動(dòng)態(tài)失速后的三維流動(dòng)結(jié)構(gòu)引起的翼型模型整體載荷變化有所感應(yīng)，但其精準(zhǔn)度受雙天平組合、翼型模型端面和支撐桿等影響，特別是運(yùn)動(dòng)翼型端面需與風(fēng)洞洞壁之間留有縫隙，該縫隙對(duì)氣動(dòng)載荷有一定影響，且其影響量隨著振蕩頻率和振幅的變化而變化。脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量為間接方式，通過對(duì)測(cè)試所得的翼型模型表面壓力分布積分獲取3 個(gè)縱向分量，其精準(zhǔn)度受翼型端面、支撐桿等影響較小，但受到測(cè)壓點(diǎn)數(shù)量及測(cè)壓管道等影響，且積分獲取的阻力為壓差阻力，不包括摩擦阻力。測(cè)壓管道（從翼型模型表面測(cè)壓孔至動(dòng)態(tài)壓力傳感器之間的壓力傳遞管道）的長度、內(nèi)徑等對(duì)運(yùn)動(dòng)翼型實(shí)時(shí)迎角與同步采集的壓力之間的相位偏差存在影響，模型高速運(yùn)動(dòng)時(shí)捕獲不到峰值，致使精準(zhǔn)度降低。針對(duì)上述影響因素，可研究確定最佳測(cè)壓管路參數(shù)，基于頻響函數(shù)進(jìn)行脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)修正[43]。對(duì)于測(cè)力與測(cè)壓兩種方式，可先以靜態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為標(biāo)準(zhǔn)，考核測(cè)力與測(cè)壓兩種方式測(cè)試結(jié)果精準(zhǔn)度，再對(duì)比分析動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度，綜合給出精準(zhǔn)度較高的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果。

2.2.1 脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量

動(dòng)態(tài)測(cè)壓管路的設(shè)計(jì)對(duì)翼型表面脈動(dòng)壓力測(cè)量的精準(zhǔn)度有直接的影響。選取翼型中間段布置測(cè)壓剖面（通常位于模型中心剖面或者關(guān)于中心剖面對(duì)稱），布置若干個(gè)測(cè)壓孔。測(cè)壓孔在前緣附近較密，在后緣附近較疏，在吸力面比在壓力面更密。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷g接測(cè)壓通道為由測(cè)壓孔、測(cè)壓過渡銅管和測(cè)壓軟管等組成的過渡通道，如圖10（a）所示。測(cè)壓孔垂直于當(dāng)?shù)匦兔?，其出口按?dāng)?shù)匦兔嫘扌?。測(cè)壓銅管與測(cè)壓孔用膠粘接牢固無間隙。傳感器置于模型內(nèi)部，通過軟管與測(cè)壓銅管相連。值得注意的是，若關(guān)注高頻部分的壓力信號(hào)（例如進(jìn)行邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)試），應(yīng)采用脈動(dòng)壓力傳感器直接嵌入翼型表面的方式，如圖10（b）所示。部分無法直接嵌入的傳感器采用軟管和銅管過渡連接，但其信號(hào)會(huì)存在高頻信號(hào)畸變，需進(jìn)行基于頻響函數(shù)的脈動(dòng)壓力管路修正[43]。

圖10 旋翼翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)傳感器安裝布置示意圖Fig. 10 Installation layout of sensors for dynamic wind tunnel test of rotor airfoil

低速風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)壓元件采用ENDVECO 8510B系列差壓式脈動(dòng)壓力傳感器，量程為1 psi（1 psi≈6895 Pa）。單個(gè)傳感器需連接4 根電纜，并引入?yún)⒖級(jí)很浌芗皽y(cè)量端壓力軟管。壓力傳感器的參考?jí)海赐饨绱髿鈮海┯啥鄠€(gè)傳感器共用的參考?jí)很浌茌斎?。高速風(fēng)洞測(cè)壓元件采用頻響高、精度高、尺寸小的Kulite XCE–062 系列絕壓式脈動(dòng)壓力傳感器，量程為25 psi。

針對(duì)不同試驗(yàn)對(duì)象進(jìn)行脈動(dòng)壓力測(cè)量管路優(yōu)化設(shè)計(jì)，測(cè)壓孔位置分布設(shè)計(jì)有3 種：Ⅴ形、Ⅲ形和Ⅰ形方案，如圖11 所示。吸力面測(cè)壓剖面和壓力面測(cè)壓剖面組合構(gòu)成Ⅴ形積分測(cè)量剖面，測(cè)壓點(diǎn)從前緣開始分別沿上下翼面呈Ⅴ形布置，Ⅴ形夾角24°（與中線夾角各12°），Ⅴ形兩條線端距離20 mm，以保證后緣測(cè)壓孔加工的便利性。Ⅴ形方案充分利用有限空間布置更多的傳感器，且可減小上一測(cè)壓孔對(duì)下一測(cè)壓孔的影響，多用于高速風(fēng)洞試驗(yàn)，可有效削減洞壁干擾帶來的三維效應(yīng)。Ⅲ形方案多用于小尺度模型低速風(fēng)洞試驗(yàn)，由中間測(cè)壓剖面和分別距離中間測(cè)壓剖面3%弦長距離的兩側(cè)測(cè)壓剖面組成，可以增加動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量孔的數(shù)量，提高壓力積分精度。Ⅰ形方案多用于大尺度（弦長400 mm 以上）模型低速風(fēng)洞試驗(yàn)，布置在翼型模型的正中間剖面位置。

圖11 翼型模型測(cè)壓孔分布圖Fig. 11 Pressure tap distribution of airfoil model

脈動(dòng)壓力信號(hào)畸變會(huì)引起幅值、相位和頻譜等產(chǎn)生誤差。幅值誤差直接影響脈動(dòng)量的大小，導(dǎo)致動(dòng)載荷誤差；在對(duì)多個(gè)測(cè)點(diǎn)壓力積分求解宏觀氣動(dòng)力/力矩時(shí)，相位誤差會(huì)使分析結(jié)果產(chǎn)生致命錯(cuò)誤；頻譜誤差會(huì)導(dǎo)致某些頻段幅值放大，某些頻段縮小，導(dǎo)致載荷譜失真。研究分析管路特征參數(shù)對(duì)脈動(dòng)壓力信號(hào)的影響規(guī)律，并對(duì)管路長度、內(nèi)徑、規(guī)格和限制器規(guī)格等進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。最終優(yōu)選內(nèi)徑1.5 mm、外徑2.0 mm 的金屬銅管（長10 cm）與內(nèi)徑1.7 mm、外徑2.2 mm 的PVC 軟管（長15 cm）的混合管路；不關(guān)注高頻脈動(dòng)信號(hào)時(shí)，可采用壓扁管限制器對(duì)高頻脈動(dòng)信號(hào)進(jìn)行過濾。

2.2.2 分體式并聯(lián)雙天平動(dòng)態(tài)同步測(cè)力

目前的翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)通常采用單端驅(qū)動(dòng)和單天平測(cè)量方式，以往試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)表明，在高頻振蕩時(shí)單端驅(qū)動(dòng)會(huì)引起翼型模型非對(duì)稱大變形。針對(duì)這一問題，本文采用兩端驅(qū)動(dòng)、雙天平同步測(cè)試[42]的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)構(gòu)布局，提出了一種分體式并聯(lián)雙天平動(dòng)態(tài)同步測(cè)力方案，即構(gòu)型相同的雙天平分體以并聯(lián)的方式分別從兩端支撐試驗(yàn)?zāi)Ｐ停M合完成模型氣動(dòng)力/力矩的測(cè)量，單個(gè)天平可承受5500 N 升力、1300 N 阻力、250 N·m 俯仰力矩。

高速風(fēng)洞旋翼翼型雙天平動(dòng)態(tài)同步測(cè)力裝置包括轉(zhuǎn)窗底板、傳動(dòng)軸、雙天平、軸承、膜片聯(lián)軸器和平衡迎角選擇器等。天平置于傳動(dòng)軸法蘭和模型法蘭之間，膜片聯(lián)軸器、軸承位于天平和驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)之間，轉(zhuǎn)窗底板與天平連接。天平固定端與浮動(dòng)端為半剛性連接，當(dāng)受到氣動(dòng)載荷和慣性載荷后，翼型變形引起的位移通過天平、從動(dòng)桿傳導(dǎo)到連桿機(jī)構(gòu)上，會(huì)使連桿的圓周運(yùn)動(dòng)不能穩(wěn)定在一個(gè)平面上，導(dǎo)致運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)失穩(wěn)，天平測(cè)量的精準(zhǔn)度無法保證。為了滿足試驗(yàn)需求，對(duì)天平進(jìn)行了隔振與解耦設(shè)計(jì)，消除了失穩(wěn)對(duì)天平的影響。如圖12 所示，在裝置中設(shè)計(jì)了軸承和膜片聯(lián)軸器，使得從俯仰運(yùn)動(dòng)組件傳遞來的動(dòng)力只有扭矩，將翼型固接的天平解耦，翼型振蕩產(chǎn)生的載荷均傳遞到天平上，同時(shí)翼型穿過轉(zhuǎn)窗底板，僅與天平接觸，確保天平測(cè)量的精準(zhǔn)度。

圖12 高速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)天平與翼型連接方式Fig. 12 Connection between dynamic balance and airfoil in high speed wind tunnel

低速風(fēng)洞翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)天平的固定端與俯仰電機(jī)減速器輸出接口之間用法蘭連接、螺釘拉緊；天平的浮動(dòng)端與模型間也采用法蘭連接，如圖13 所示，模型端部和側(cè)壁之間采用隨動(dòng)密封。天平浮動(dòng)端面與模型端面之間裝有蝶形彈簧，使天平具有軸向自由度，可沿著旋轉(zhuǎn)軸線作微量平移。天平測(cè)量元件為三柱梁組合彈性元件，可測(cè)量5 個(gè)分量。天平測(cè)量電橋?yàn)榛菟诡D全橋電路，選用常溫應(yīng)變計(jì)，共6 個(gè)電橋。

圖13 低速風(fēng)洞翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)天平安裝連接圖Fig. 13 Installation and connection diagram of airfoil dynamic test balance in low speed wind tunnel

2.3 數(shù)據(jù)同步采集及處理

要提高動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度，必須解決表面動(dòng)態(tài)壓力分布及天平載荷實(shí)時(shí)測(cè)量、來流速壓高精度測(cè)量以及動(dòng)態(tài)位移實(shí)時(shí)精確測(cè)量等關(guān)鍵問題。為了準(zhǔn)確分析翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷，需要實(shí)現(xiàn)翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷和模型的角度、位移、起始相位、速壓等信號(hào)同步采集。為了研究不同起始相位下的翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)還需具備任意相位信號(hào)觸發(fā)采集功能。

2.3.1 PXI 總線同步采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用PXI 總線的多通道同步數(shù)據(jù)采集平臺(tái)。SCXI–1143 信號(hào)調(diào)理模塊安裝在SCXI–1001 機(jī)箱內(nèi)，完成信號(hào)的耦合、放大和濾波；調(diào)理后的信號(hào)通過線纜傳輸至高精度數(shù)據(jù)采集模塊PXI–6123，PXI–6123 安裝在PXI–1045 機(jī)箱內(nèi)，通過機(jī)箱背板星形總線共享采樣時(shí)鐘和開始觸發(fā)信號(hào)，實(shí)現(xiàn)各通道數(shù)據(jù)同步采集，如圖14 所示。使用安裝在PXI–1045 機(jī)箱內(nèi)的遠(yuǎn)程控制卡PXI–8336實(shí)現(xiàn)信號(hào)傳輸。通過MXI 遠(yuǎn)程控制套件和光纖將PXI–1045 機(jī)箱與測(cè)量分析工作站相連，實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程控制和數(shù)據(jù)傳輸。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖15 所示。

圖14 同步采集原理Fig. 14 Principle of synchronous acquisition

圖15 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig. 15 Structure of data acquisition system

2.3.2 動(dòng)態(tài)信號(hào)同步采集

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)角度和位移信號(hào)是重要的試驗(yàn)參數(shù)，采集時(shí)要與對(duì)應(yīng)的動(dòng)態(tài)壓力、天平載荷同步記錄。角度和位移信號(hào)采用電位計(jì)和光柵尺測(cè)量，與傳感器和天平信號(hào)一起接入動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。PXI 總線同步采集系統(tǒng)可將任一模擬輸入信號(hào)或脈沖信號(hào)作為開始采集觸發(fā)信號(hào)，因此，將角度或位移傳感器信號(hào)作為觸發(fā)信號(hào)，實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)參數(shù)同步采集，并嚴(yán)格保證試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系。傳感器和天平信號(hào)經(jīng)增益放大器放大、可編程8 階巴特沃斯低通濾波處理。

2.3.3 數(shù)據(jù)采集軟件

數(shù)據(jù)采集軟件基于LabWindows/CVI 軟件平臺(tái)編寫開發(fā)。通過調(diào)用DAQmx 數(shù)據(jù)采集驅(qū)動(dòng)程序，實(shí)現(xiàn)對(duì)PXI 數(shù)據(jù)采集卡的控制和數(shù)據(jù)采集。數(shù)據(jù)采集軟件運(yùn)行于測(cè)量分析工作站中，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)采集、傳輸、存儲(chǔ)、顯示等功能。參數(shù)配置主要有以下功能：

1）設(shè)置通道參數(shù)（放大倍數(shù)，同步方式，濾波頻率）；

2）采樣頻率在采集卡的允許范圍內(nèi)可選；

3）采樣數(shù)據(jù)長度根據(jù)需要可選；

4）數(shù)據(jù)采集文件存儲(chǔ)格式兼容后續(xù)處理；

5）采集數(shù)據(jù)的曲線顯示設(shè)置與曲線顯示；

6）數(shù)據(jù)采集和保存。

2.3.4 數(shù)據(jù)處理

試驗(yàn)的氣動(dòng)系數(shù)按照風(fēng)軸系給出。風(fēng)軸系定義為：原點(diǎn)為翼型模型對(duì)稱剖面弦線1/4 位置，x 軸沿來流反方向，y 軸垂直向上，z 軸按照右手法則確定。俯仰和沉浮振蕩運(yùn)動(dòng)方程為：

式中：t 為振蕩時(shí)間，α(t)為翼型俯仰振蕩實(shí)時(shí)迎角，h(t)為翼型轉(zhuǎn)動(dòng)中心實(shí)時(shí)垂直方向位置，f 為振蕩頻率，Ф為俯仰和沉浮振蕩運(yùn)動(dòng)相位差。不同振蕩頻率下，每個(gè)周期對(duì)翼型的迎角、沉浮位移、脈動(dòng)壓力和天平載荷均采樣256 個(gè)點(diǎn)，共采集16 個(gè)周期，去掉前后各半周期，用15 個(gè)完整周期數(shù)據(jù)進(jìn)行平均。將平均后1 個(gè)周期數(shù)據(jù)進(jìn)行六階最小二乘多項(xiàng)式擬合，按等相位角輸出80 個(gè)點(diǎn)。對(duì)翼型表面壓力分布進(jìn)行光順處理后，采用式（4）～（8）進(jìn)行壓力系數(shù)計(jì)算和壓力積分，獲取翼型升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)等。

式中：Cpi為測(cè)壓點(diǎn)壓力系數(shù)；pi為測(cè)壓點(diǎn)靜壓；p0、p∞、ρ、v、q∞分別為來流總壓、靜壓、密度、速度、動(dòng)壓；CN為法向力系數(shù)；CC為軸向力系數(shù)；Cp,u、Cp,l分別為翼型上、下表面壓力系數(shù)；Cp,be、Cp,af分別為翼型最大厚度之前和最大厚度之后的壓力系數(shù)；=x/c、=y/c分別為x、y坐標(biāo)相對(duì)于弦長c的無量綱量；分別為翼型上、下表面最大縱坐標(biāo)相對(duì)于弦長c 的無量綱量；CL為翼型的升力系數(shù)；Cm為翼型繞1/4 弦點(diǎn)的俯仰力矩系數(shù)。

在翼型動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)中，天平不僅采集翼型氣動(dòng)載荷，還采集翼型與天平本身的慣性載荷，該數(shù)據(jù)應(yīng)從試驗(yàn)數(shù)據(jù)中扣除。設(shè)(Fy, Fx, Mz)表示翼型所受到的縱向氣動(dòng)載荷，其中，F(xiàn)y為升力，F(xiàn)x為阻力，Mz為俯仰力矩，(Fy1, Fx1, Mz1)、(Fy2, Fx2, Mz2)分別表示天平1、2 測(cè)量的縱向氣動(dòng)載荷。動(dòng)態(tài)雙天平測(cè)力數(shù)據(jù)處理流程包括初讀數(shù)的扣除、天平公式計(jì)算、力矩中心轉(zhuǎn)換、氣動(dòng)系數(shù)轉(zhuǎn)換、數(shù)據(jù)軸系轉(zhuǎn)換、雙天平數(shù)據(jù)使用等，即：

1）試驗(yàn)前對(duì)天平進(jìn)行校準(zhǔn)，得到天平的校準(zhǔn)系數(shù)，進(jìn)一步處理確定天平載荷數(shù)據(jù)。

2）設(shè)置裝置運(yùn)動(dòng)參數(shù)，在翼型振蕩、風(fēng)洞無來流條件下進(jìn)行初讀數(shù)測(cè)量，得到初始縱向氣動(dòng)載荷(Fy0, Fx0,Mz0)，以排除試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭亓亢蛻T性載荷的影響。

3）天平測(cè)量振蕩翼型的氣動(dòng)載荷，得到Fy1、Fy2、Fx1、Fx2、Mz1、Mz2等。

4）去除慣性載荷的影響，得到翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷為：

2.4 模型位移實(shí)時(shí)測(cè)量

翼型模型在動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過程中，由于機(jī)構(gòu)間隙和結(jié)構(gòu)變形等原因，在較大氣動(dòng)載荷和自身慣性載荷下，會(huì)產(chǎn)生一定的位移偏差，后端電位計(jì)或光柵尺測(cè)試位移方式也會(huì)造成位移測(cè)量偏差。為解決以上問題，本文采用基于線陣CCD 的OptotrakTM光學(xué)非接觸測(cè)量技術(shù)對(duì)氣動(dòng)測(cè)量剖面的當(dāng)?shù)貙?shí)時(shí)位移進(jìn)行測(cè)量。OptotrakTM系統(tǒng)主要由位移傳感器、系統(tǒng)控制單元（SCU）、標(biāo)志點(diǎn)（marker）和集線器（strober）等組成，如圖16 所示。標(biāo)志點(diǎn)（本文采用主動(dòng)發(fā)光二極管）最大發(fā)光頻率為4600 Hz，系統(tǒng)最高采樣頻率為4600/(N+2) Hz（N 為標(biāo)志點(diǎn)個(gè)數(shù)）。通過兩兩垂直的3 個(gè)線陣CCD 重構(gòu)三維空間，捕捉標(biāo)志點(diǎn)的空間位置坐標(biāo)。測(cè)量模型整體位移時(shí)，在模型剛性較好的位置粘貼不少于3 個(gè)標(biāo)志點(diǎn)構(gòu)建模型剛體，與PXI 總線同步采集系統(tǒng)通過主從站方式共享同一采集時(shí)鐘，實(shí)現(xiàn)同步采集。模型俯仰角度和沉浮位移采用2 種方式獲?。?）利用位移翼型兩端的電位計(jì)（GL–100）和光柵尺（LC185）測(cè)量，其測(cè)量值為名義值；2）利用OptotrakTM系統(tǒng)測(cè)量模型標(biāo)志點(diǎn)（圖17）數(shù)據(jù)，其測(cè)量值為實(shí)測(cè)值。對(duì)比2 種方式測(cè)量的結(jié)果，獲得模型真實(shí)角度和位移數(shù)據(jù)，并對(duì)電位計(jì)和光柵尺數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

圖16 OptotrakTM 系統(tǒng)典型構(gòu)成圖Fig. 16 Typical composition of OptotrakTM system

圖17 旋翼翼型動(dòng)態(tài)振蕩位移變形測(cè)量試驗(yàn)照片F(xiàn)ig. 17 Test photo of oscillation displacement and deformation measurement for rotor airfoil

先后開展了模型位移姿態(tài)（俯仰角度和沉浮位移）靜態(tài)測(cè)量、俯仰/沉浮單自由度振蕩測(cè)量、俯仰/沉浮耦合振蕩測(cè)量等試驗(yàn)內(nèi)容。表5 給出了位移姿態(tài)靜態(tài)測(cè)量精準(zhǔn)度結(jié)果，可以看到，位移姿態(tài)的名義值與實(shí)測(cè)值較為一致，二者偏差基本可忽略，這表明該旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置具有較高的控制精準(zhǔn)度。

表5 靜態(tài)測(cè)量精準(zhǔn)度結(jié)果Table 5 Results of static measurement

表6 給出了俯仰–沉浮兩自由度耦合振蕩（f =1.0 Hz）方式下，有風(fēng)/無風(fēng)及不同風(fēng)速下的實(shí)測(cè)結(jié)果。有風(fēng)后，模型存在一定風(fēng)載變形，模型中心區(qū)域位移實(shí)測(cè)值與名義值偏差有所增大，受慣性力和風(fēng)載耦合影響，俯仰和沉浮兩自由度耦合振蕩時(shí)位移偏差達(dá)到2 mm?；贠ptotrakTM光學(xué)非接觸測(cè)量技術(shù)可以彌補(bǔ)傳統(tǒng)接觸式測(cè)量技術(shù)的不足，能夠更準(zhǔn)確地測(cè)量翼型模型的實(shí)際角度和位移數(shù)據(jù)，為下一步開展旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果的不確定性分析提供數(shù)據(jù)支撐。

表6 俯仰–沉浮兩自由度耦合振蕩動(dòng)態(tài)測(cè)量結(jié)果Table 6 Dynamic measurement results of pitching and plunging coupled oscillation

3 風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果分析

基于CRA309 旋翼翼型模型，在FL–11 低速風(fēng)洞、FL–14 低速風(fēng)洞和FL–20 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中開展了驗(yàn)證試驗(yàn)。

3.1 FL–11 低速風(fēng)洞典型試驗(yàn)結(jié)果

3.1.1 俯仰–沉浮耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果

圖18 為v = 34 m/s、Rec= 9.3 × 105、α0= 10°、α1= 5°、h1= 30 mm、fpi= fpl時(shí)，不同振蕩頻率（0.5～3.0 Hz，對(duì)應(yīng)減縮頻率k = πf′c/v = 0.018～0.111，其中f′為旋轉(zhuǎn)頻率）下的耦合試驗(yàn)結(jié)果?？梢钥闯觯S著振蕩頻率增大，升力系數(shù)和力矩系數(shù)在上升沿和下降沿之間的變化幅度逐漸減小。

圖18 耦合振蕩試驗(yàn)頻率影響結(jié)果對(duì)比Fig. 18 Comparison of frequency influence results of coupled oscillation test

3.1.2 同步測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果

采用雙天平兩端同步動(dòng)態(tài)測(cè)力方式測(cè)量翼型的氣動(dòng)載荷，并實(shí)現(xiàn)測(cè)力測(cè)壓同步采集，典型試驗(yàn)結(jié)果如圖19 所示（v = 34 m/s、α0= 5°、α1= 5°、f =2 Hz），其中CD為阻力系數(shù)。可以看出，測(cè)力、測(cè)壓兩種試驗(yàn)手段獲得的翼型靜態(tài)和動(dòng)態(tài)CL～α曲線在失速之前一致性良好，可互相驗(yàn)證和補(bǔ)充。由于測(cè)壓手段積分得到的CD～α曲線只包含壓差阻力，在部分工況下，曲線在小迎角范圍（約7°以內(nèi)）會(huì)出現(xiàn)了“負(fù)阻力”現(xiàn)象。通過測(cè)力手段獲得的阻力系數(shù)包含了壓差阻力和摩擦阻力，則不會(huì)出現(xiàn)“負(fù)阻力”現(xiàn)象，測(cè)量值較為合理。試驗(yàn)綜合評(píng)估考核了脈動(dòng)壓力測(cè)量、雙天平測(cè)力兩種動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)給定方法，結(jié)果表明試驗(yàn)系統(tǒng)及相關(guān)測(cè)試技術(shù)具有較高的可靠性。

圖19 旋翼翼型靜態(tài)/動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)力結(jié)果和測(cè)壓結(jié)果對(duì)比Fig. 19 Comparison of static and dynamic wind tunnel test results of rotor airfoil

3.2 FL–14 低速風(fēng)洞典型試驗(yàn)結(jié)果

Ma = 0.1、α0= 15°、變振蕩頻率（f = 0.25～2.00 Hz，對(duì)應(yīng)k = 0.018～0.148）的試驗(yàn)結(jié)果如圖20 所示。當(dāng)α1= 5°時(shí)，CL～α、Cm～α遲滯環(huán)面積隨振蕩頻率增大而增大；當(dāng)α1= 10°時(shí)，遲滯環(huán)面積及最大升力系數(shù)較α1= 5°時(shí)明顯增大。

圖20 變振蕩頻率的翼型氣動(dòng)曲線Fig. 20 Aerodynamic curve of airfoil with varying oscillation frequency

3.3 FL–20 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞典型試驗(yàn)結(jié)果

在Ma = 0.3、α1= 8°、f = 10 Hz（對(duì)應(yīng)k =0.065）工況下，變平衡迎角（α0= –5°、0°、5°、10°）試驗(yàn)結(jié)果如圖21 所示?？梢钥吹?，CL～α、Cm～α曲線基本以平衡迎角為中點(diǎn)形成遲滯環(huán)，隨著平衡迎角的增大，翼型的最大升力系數(shù)和力矩負(fù)峰值均有增大的趨勢(shì)。遲滯環(huán)面積在α0= 10°時(shí)最大，在α0=–5°時(shí)次之。

圖21 不同平衡迎角下振蕩翼型氣動(dòng)曲線Fig. 21 Aerodynamic curves of oscillating airfoil at different balanced angles of attack

在Ma = 0.2、α1= 10°、α0= 0°工況下，新研制的高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置的最高振蕩頻率可達(dá)17 Hz（圖22（a）），在國際同類試驗(yàn)裝置中處于先進(jìn)水平。為使風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)接近或達(dá)到真實(shí)直升機(jī)槳葉的相似參數(shù)水平，需要在較高馬赫數(shù)下開展增壓試驗(yàn)。在風(fēng)洞壓力2 atm、Ma = 0.6、α1=8°、α0= 5°、f = 10 Hz 工況下，雷諾數(shù)為5 × 106（圖22（b）），達(dá)到了真實(shí)直升機(jī)動(dòng)態(tài)失速槳葉雷諾數(shù)范圍。

圖22 高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置運(yùn)動(dòng)能力考核試驗(yàn)結(jié)果Fig. 22 Test results of motion ability assessment of high frequency and high speed dynamic test device

4 結(jié)論與展望

1）基于FL–11 低速風(fēng)洞研制了旋翼翼型俯仰/沉浮兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置，可實(shí)現(xiàn)俯仰/沉浮單自由度或兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)，振蕩頻率為0～5 Hz，最高試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)到3 × 106。

2）基于FL–20 連續(xù)跨聲速風(fēng)洞研制了旋翼翼型高頻高速動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置，最大振蕩頻率達(dá)到17 Hz，最大振幅為10°，最高來流馬赫數(shù)為0.6，最高試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)到5 × 106。

3）基于FL–14 低速風(fēng)洞研制了一套大尺度旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置，翼型模型弦長為800 mm，最高試驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)到4 × 106。

4）完善了旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)精準(zhǔn)測(cè)試相關(guān)技術(shù)，并開展了驗(yàn)證性試驗(yàn)，試驗(yàn)數(shù)據(jù)規(guī)律合理、量值可靠，表明試驗(yàn)系統(tǒng)及相關(guān)測(cè)試技術(shù)具有較高的可靠性。此外，還發(fā)展了動(dòng)態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)優(yōu)化、雙天平動(dòng)態(tài)測(cè)力、同步控制采集參數(shù)、動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)過濾光滑、模型實(shí)時(shí)位移測(cè)量等關(guān)鍵技術(shù)。

5）本文研制的 3 套旋翼翼型動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置模擬的參數(shù)包線達(dá)到了真實(shí)直升機(jī)的參數(shù)要求，可為旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速問題研究提供技術(shù)支撐，為建立直升機(jī)旋翼翼型設(shè)計(jì)評(píng)估技術(shù)體系和實(shí)現(xiàn)高性能自主翼型研發(fā)提供可靠的設(shè)備平臺(tái)和技術(shù)保障。

未來還可在以下幾個(gè)方面開展工作：研制旋翼翼型高階振蕩試驗(yàn)裝置，繼續(xù)完善針對(duì)旋翼翼型高階動(dòng)態(tài)特性的高精準(zhǔn)度測(cè)試技術(shù)，開展翼型小振幅極限環(huán)振蕩下的非線性氣動(dòng)彈性影響研究，獲得旋翼翼型高階振蕩氣動(dòng)阻尼特性，為旋翼槳葉動(dòng)力學(xué)分析和考慮動(dòng)態(tài)特性的翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支撐。