1、直升機空氣動力學基礎 第八章 直升機空氣動力學實驗,旋翼動力學國防科技重點實驗室 唐正飛,直升機空氣動力學試驗,試驗的重要作用 1 驗證理論 理論含有假定、推理、簡化 熱質、g、干擾 2 建立數據庫 理論尚不能預測的問題，靠試驗數據、經驗公式 翼型性能手冊 3 探索新領域、新問題 認識源自實踐（經歷觀察主動試驗） 居里鐳、夢 討論：正確認識理論與實踐的關系 糾正重理論輕實踐的偏向,直升機空氣動力學試驗內容,力、力矩、扭矩測量試驗 如旋翼、尾槳、機身等 誘導速度測量試驗 如旋翼、尾槳、機身附近誘導速度，槳尖渦等 表面壓力測量試驗 如機身表面、槳葉表面等 噪聲測量試驗 如旋翼噪聲、尾槳噪聲等,試驗

2、的相似性試驗與實際相似，試驗結果才有用。條件： 同類事物、幾何相似、運動相似、邊界條件相似、對應點的同名物理量同比例。 各相似準則數相等，分別代表滿足某一相似條件，如試驗模型與事物的： S數相等運動相似，M數相等空氣壓縮性作用相似， Re數相等空氣黏性力作用相似，Fr數相等重力場中的作用相似，Lo數相等質量慣性力相似，Ca數相等彈性力相似，等等。 除非用實物做試驗，模型試驗中完全相似是不可能的。 只能按試驗目的選定最關鍵的相似準則。,旋翼模型試驗常用的相似準則 幾何相似是前提： 槳轂型式及相對尺寸，如鉸偏置量等 翼型及其沿徑向配置 槳葉片數k、寬度 ，扭度 ，槳尖形狀 運動相似： 相等，即 相

3、等 動力學相似,相似準則根據試驗目的選定： 研究阻力或功率時，須雷諾數相等 研究高速特性及槳尖，馬赫數相等 關注重力作用時，弗魯德數相等,比例因子 模型與實物的各相應參數之比。三個基本（獨立）的物理量一般?。壕€尺寸、轉速、空氣密度。它們的比例因子： 一般是模型小于實物(受限于風洞或旋翼試驗臺的尺寸和功率）。線尺寸比例因子 轉速比例因子 空氣密度比例因子 ， 若試驗在常規(guī)大氣中（非變密度風洞中）進行，則 。 其他物理量的比例因子，都可由此三個導出。 旋翼試驗常用的有：,1 若要模型與實物的 數相等，即 得到 如果是在常規(guī)大氣（非增壓風洞）中試驗，則 模型與實物 數相等的條件是 若用 的縮比模型，

4、則轉速要增大到100 倍，難實施。 2 若要模型與實物的 數相等，則須 即模型與實物的 相等，可行。 3，若要模型與實物的 數相等，則須 討論：實驗條件宜利用自準區(qū)， 如 ，,重點實驗室部分試驗設施及試驗簡介,用于前飛相對氣流和旋翼尾流中的直升機 部件（旋翼、尾槳、機身、尾面）氣動試驗；國內唯一 。,H425型直升機涵道尾槳改型試驗 直8J直升機艦面甲板起降流場試驗 直升機環(huán)量控制尾梁試驗 剪刀式尾槳氣動試驗 無人直升機尾面布置試驗 ,低速風洞及反扭矩試驗系統,南航 “高新工程”項目和“211”國家重點學科建設項目的重要組成部分。風洞提速改造，最大風速由原來的30m/s提高到50m/s。,改造

5、后的風洞示意圖,綜合試驗系統 的安裝位置,863-705項目 國防基礎科研課題 重點實驗室基金課題,模型旋翼試驗臺,用于懸停和前飛狀態(tài)旋翼氣動和動力學試驗研究,旋翼/機身氣動特性試驗 旋翼懸停地面效應試驗 新型槳尖氣動特性試驗 天平動標定方法研究 旋翼氣彈穩(wěn)定性試驗 共軸雙旋翼干擾特性試驗 Z8A直升機旋翼特性試驗 ,傾轉旋翼試驗臺 南航 “211”國家重點學科建設 “新概念傾轉旋翼飛行器綜合試驗系統”項目的重要組成部分。建成了一套能夠進行傾轉旋翼飛行器及未來新一代高速旋翼飛行器技術研究的綜合試驗系統，拓展了實驗室的研究能力。2006年完成并通過了國家“211”建設項目的驗收。它的建成將為我國

6、研制傾轉旋翼飛行器提供技術基礎，并為武器裝備的發(fā)展提供技術支撐。,863-705項目 國防基礎科研課題 重點實驗室基金課題,可模擬模型旋翼的六自由度運動，為研究直升機機動飛行條件下的旋翼氣動和動力學特性創(chuàng)造了條件。該試驗系統的建成提升了我室在直升機空氣動力學、飛行力學和動力學方面的綜合科研能力，也為發(fā)展和試驗新一代旋翼飛行器提供了先進的試驗手段。,直升機飛行特性與動力學綜合試驗系統,旋臂式模型旋翼機動飛行試驗機,國際首創(chuàng)，獲國家技術發(fā)明三等獎,直升機渦環(huán)邊界試驗研究 直升機貼地飛行試驗 直升機盤旋試驗 直升機瞬態(tài)操縱響應試驗 旋翼/機翼氣動干擾試驗 傾轉機旋翼/機翼氣動干擾試驗 大機動旋翼非定

7、常氣動力試驗 ,立式水洞,用于直升機、旋翼或其它模型的流場顯示試驗,旋翼尾跡顯示試驗 旋翼槳/渦干擾試驗 ,實驗室現有測試設備,PIV 三維激光粒子測速系統 LMS 激光測振系統 高精度壓強測試系統 旋翼六自由度數據測試系統 ,渦環(huán)狀態(tài)邊界,直升機垂直下降或陡下降時， 旋翼尾流被阻，形成紊亂環(huán)流包圍旋翼， 使直升機失控，在顛簸振蕩中快速墜落。,美國 19821997年15 年中 直升機渦環(huán)事故共 42 起。 我國 1999年 Z-8 在三亞墜地事故 2000年長沙 Bell206 墜入湘江 臺灣警用 SA365 落水失事,研究目的：建立直升機渦環(huán)危險邊界的計算方法，使飛行員避免陷入渦環(huán)。,階段

8、2 理論分析 在試驗基礎上，建立了渦環(huán)邊界定義及計算方法,階段3 飛行試驗驗證 試驗機：安陽航空體育運動學校的R22直升機 改裝：艙外 - 前伸支架、3軸速度傳感器 艙內 - 振動傳感器、操作盤、計算機系統 測記：3向振動、3軸速度、試飛員感受,研究成果 直升機飛行速度域可計算出渦環(huán)安全區(qū)、過渡區(qū)和危險區(qū)。在過渡區(qū)，頂桿增速可改出渦環(huán)狀態(tài)；處置過遲或不當將墜毀，不會自行退出。,我國兩種新研直升機的渦環(huán)邊界計算 計算出我國現有全部民用直升機的渦環(huán) 邊界，提交給民航總局 渦環(huán)邊界計算方法已載入“飛機設計手冊” 美國海軍研究院以本計算方法為依據, 研制成功直升機渦環(huán)報警系統,2002年獲教育部科技進

9、步一等獎,研究成果應用,基于圓弧渦元， 提出彎曲渦系尾跡模型 建立了先進的自由尾跡 分析方法，可更好的計 算旋翼誘導速度場,旋翼自由尾跡,畸變的旋翼尾跡渦系,2000獲國家科技進步三等獎 全國優(yōu)秀博士論文,計算得出的旋翼揮舞角精度驗證,旋翼流場、空氣動力、機身 表面壓強試驗研究 基于南航自由尾跡法及機身 板元法，建立了氣動干擾 分析方法及計算軟件,旋翼/機身氣動干擾,2005年獲國防科技三等獎,實測的時均流速分布,機體表面的瞬時壓強分布計算值與試驗值比較,試驗測定誘導流場 建立了自由尾跡分析方法 共軸雙旋翼同單旋翼流場 對比分析,共軸雙旋翼空氣動力特性,獲中國航空工業(yè)總公司 科技進步三等獎,共

10、軸雙旋翼 單旋翼,懸停狀態(tài)實測的時均誘導速度矢量圖,懸停誘導速度軸向分量 紅色雙旋翼，藍色單旋翼,試驗測得剪刀尾槳氣動性能及誘導速度分布 建立了自由尾跡分析方法和計算軟件,剪刀式尾槳空氣動力特性,0.1R,upper location 1,lower location 2,2003年獲國防科技三等獎,實測的誘導速度分布 （剪刀角 30 度 ),Configuration L 下位槳葉導前 Configuration U 上位槳葉導前,scissors angles, deg,結論：剪刀角及前后布局對尾槳拉力有顯著影響； 對于扭矩影響很小,尾槳拉力,尾槳扭矩,scissors angles, deg,試驗研究：總距及周期變距快速輸入時，旋翼空氣動力的響應特性 基于試驗結果，利用非定常氣動模型及動態(tài)入流理論，創(chuàng)建了計算旋翼非定常氣動特性的分析方法,旋翼非定常氣動響應,獲中國航空工業(yè)總公司 科技進步二等獎,懸停狀態(tài) 旋翼總距快速增大或減小 時的拉力響應時間歷程,快速側向周期變距引起的滾轉力矩（實測值）,高速直升機概念研究,設計技術研究 原理試驗研究 參數影響研究,屬當前國際研究熱點,尾跡流場實驗,旋翼槳尖渦的PIV測量方法示意,PIV測量設備,尾跡渦顯示與測量,尾跡渦顯示,尾跡渦顯示與測量,