一种桨叶表面压力测量方案的设计

廖会生，黄建萍，李新民，陈 焕

(中国直升机设计研究所，江西 德镇 333001)

一种桨叶表面压力测量方案的设计

廖会生，黄建萍，李新民，陈 焕

(中国直升机设计研究所，江西 德镇 333001)

针对4.2m直径旋翼模型试验桨叶表面压力测量中的问题，使用桨叶表面布置毛细管的方式进行测压。利用CFD技术完成表面压力的预估，指导毛细紫铜管布置，完成桨叶结构设计、测试系统设计等内容，并且通过一个标定试验对不同长度、不同内径毛细管的测压性能进行研究。这种测量方法具有成本低、可靠性高、测试精度高等优点，可以应用于后期的试验。

表面压力测量；毛细管；直升机；旋翼模型试验；CFD技术

0 引言

旋翼是直升机的关键部件，是直升机的升力面、推进面和操纵面，其气动性能的好坏直接影响到直升机整体性能的优劣[1]。而直升机模型桨叶自身结构和工作条件的复杂性，限制了直升机桨叶表面压力的预估参数的设置和测压设备的安装，影响了桨叶表面压力的预估和测压试验的实施，使得直升机桨叶表面压力测量更复杂和困难。

直升机模型旋翼桨叶测压方式有多种，有通过在桨叶上布置金属毛细管与测压设备连接测压的，有在桨叶表面测压点上布置微型压力传感器的，也有在桨叶表面布置压力带的[2,3,8,9]。受限于经费、可重复性、试验稳定性和桨叶制作工艺复杂等因素，考虑使用金属毛细管结合测压设备进行桨叶表面压力的测量。该方法虽然在测压领域是比较传统，但是在直升机模型旋翼桨叶上的应用在国内尚属首次。而且在直升机模型桨叶这一结构复杂、运动形式复杂的部件上布置毛细管和测压设备进行测压试验，突破桨叶设计、试验标定、风洞试验、试验数据处理等关键技术，其研究意义比较重要，能提升我们旋翼试验及评估技术的水平，为自主研制先进旋翼系统奠定技术基础。

1 桨叶表面压力预估

根据本课题的研究目的，选择形状相对比较简单的矩形桨叶进行研究，具体的参数如表1所示。

表1 试验桨叶主要参数

根据表1中的数据完成桨叶外形数模设计，如图1所示。

采用4片上述气动外形数模桨叶，利用CFD技术进行桨叶表面压力计算。首先，在ICEM中使用结构网格分别完成旋翼旋转域网格的划分。为提高桨叶表面的计算精度，将模型表面的网格设置得较密，外围的设置得较疏，如图2(a)所示。

考虑到计算时间和计算资源，在满足数值计算要求的前提下，选取圆柱体作为计算域，其中圆柱上顶面距桨盘平面为5R，下底面距桨盘平面为10R，即圆柱高为15R，圆柱半径为5R。最终的网格划分如图2(b)所示。

计算网格数量为335万，使用ANSYS软件中FLUENT模块，采用Spalart-Allmaras方程模型作为湍流模型进行计算，控制方程为不可压缩黏性N-S方程，使用二阶迎风格式的动量、湍流动能和湍流耗散率来提高计算精度，最终获得的计算结果如图3所示。

从图中可以看出，桨叶弦向前端的压力变化相对后端压力变化更剧烈，后端变化相对平缓，并且随着旋翼总距的变化，密度较大的区域面积变大；桨叶径向靠近桨尖部分压力变化比较剧烈，靠近桨根部分相对比较平缓。桨叶压力分布沿弦向如图4所示。

从图中可以看出，越靠近桨叶的前缘，压力的变化越剧烈，桨叶弦向中段压力变化相对平缓，后缘压力变化也较剧烈。而且在桨叶弦向中段上表面压力变化比下表面剧烈。

2 桨叶设计

根据桨叶表面压力预估的结果进行桨叶设计，沿着桨叶径向需要选择气动特性比较典型的截面进行压力的测量，又考虑到使用长毛细管测压的压力衰减和传输滞后性，将测压截面选择为0.5R、0.6R、0.7R、0.82R、0.92R和0.98R六个截面；沿桨叶径向布置毛细管时，考虑气动分布特点，前缘布置的点比后缘布置的点多，上表面布置的点比下表面布置的点多，如表2所示。这些测压点上都要通过打孔与毛细管相连。

表2 测压管径向位置分布

使用毛细紫铜管与测压设备连接进行表面压力测量，测压设备是含有测压模块的金属盒。由于受到桨叶尺寸和离心场的影响，将测压模块安装在所有测压截面的中间位置，这样既能够缩短测压点距测压模块的长度，提高试验精度，又能够使得测压设备在一个离心场相对桨尖更弱的环境下进行数据测量，减小外界干扰。桨叶设计如图5所示，图5(a)为桨叶总体结构设计，图5(b)为设备框处结构设计，其中10与15为大梁带，11和13为上下板盖，14为橡皮带，12为测压设备，其余白色部分为泡沫芯。

布置的毛细管受桨叶制造工艺的影响，尽量采用外径小的尺寸，但更小的外径对测量精度有影响。本文受桨叶结构的限制，选择外径1.6mm、内径1.2mm和外径1.2mm、内径0.8mm两种规格的毛细紫铜管进行压力测量试验，其试验结果如图6所示。通过试验结果分析可知，在小压力值的测量过程中内径更大的毛细管测量压力的损耗更小，在压力相对较大的测量时，两者区别不大，但是整体分析，1.2mm内径的毛细管测量精度更高，故本文的研究采用外径1.6mm、内径1.2mm的紫铜毛细管进行研究。

测压设备安装在桨叶的设备框中，在桨叶上开框势必影响桨叶的结构强度，由于桨叶尺寸、开框位置、试验环境和试验状态基本相似，故参考胡和平班组[10]有关后缘小翼的研究中桨叶强度的分析可知，桨叶强度完全满足本文研究的要求。

3 测试系统设计及测试验证

测试系统主要是完成测量中压力的测量和数据的采集，因此桨叶表面压力测量采用毛细紫铜管+表面压力传感器+前置放大器+集流环+数据采集系统的方式，布局见图7。

表面压力测量的压力信息传递路径是：首先桨叶旋转使得桨叶表面产生压力，压力通过测压点的孔传递至毛细管中，然后毛细管将压力传递至测压设备中，测压设备将压力信号转换成电信号，再通过桨毂处的前置放大器将信号放大，通过集流环传递至数据采集系统中，进行最后的数据采集与分析。

通过上述可知，测压设备的研制相当关键。测压设备与一般的测压装置又有很大的不同。首先该测压设备必须在大离心场中使用；然后受限于桨叶的尺寸，该测压设备必须足够小；同时由于每个测压剖面都有20个测压点，所以该测压设备通道数必须大于20个；从桨叶表面压力预估的结果看，该设备的测量范围至少得达到20psi。根据以上限制条件，完成测压设备的研制，如图8所示。该测压设备主要是由金属盒与传感器组成。为保证测压设备的尺寸和量程，选择将量程为25psi的24枚LQ-062微型压力传感器埋入金属盒中，这样使得整个测压设备尺寸为126×16×8mm，通道数为24个，量程为25psi，满足设计要求。

通过标准压力装置，对该测压设备与不同长度的外径1.6mm、内径1.2mm的毛细管进行压力测量试验。获得如图9所示的结果。从图9可以分析得出，由于导管传输压力的衰减性，最终测得的压力值相对于标准压力偏小，而且随着导管长度的增加，测量偏差增大，但是衰减控制在5%以内，满足最终测试要求。

测试系统中前置放大器和集流环的通道数要超过24个，由于传感器输出电压为几十微伏级，因此放大倍数要大于100倍。根据上述需求，选择现有的5953D前置放大器和88路通道的集流环。

4 结论

本研究使用的模型旋翼的直径为4.2m，桨尖速度为216m/s，在桨叶设计和试验方法研究上提出了新的难题。通过吸收多种试验的经验，最终完成了自主模型桨叶表面压力测试方法的研究。该设计具有以下优点：

1)灵活性大，技术风险低，全部采用成熟货架产品。

2)成本相对最低，只需要采购表面压力传感器。

3)相对采用压力扫描阀的采集方式，该方法采集的表面压力数据和表面应变载荷的数据可以时间同步，同时也可以和旋翼天平、扭矩、振动等信号时间同步，后续可以进行同步分析及等方位分析。而已知的压力扫描阀是一套独立的测试系统，它的信号无法和其它测试信号进行时间同步采集及分析。

总体可行性比较高，研制的测压设备在测试精度上也满足要求，但也存在不少有待探索的问题，例如桨叶制造工艺、测压模块动态测试效果等。后期的试验也将根据前期的研究展开，其中存在的问题将逐步完善。

[1] 王适存.直升机空气动力学[Z].航空专业材料编审组，1983.

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[3] Summa J M,Clark D R.A Lifting-Surface Method for Hover/Climb Loads[C].Presented at the 35th Annual National Forum of the American Helicopter Society,Reprint No.79-1,May 1979.

[4] Strawn R C,Caradonna F X.Numberical Modeling of Rotor Flows with a Conservetive Form of Full-Potential Equations[R].AIAAPaper 86-0079,January 1985.

[5] Caradonna F X,Isom M P.Subsonic and Transonic Potential Flow over Helicopter Rotor Blades[J].AIAA Journal,1972,10(12):1606-1612.

[6] Steger J L,Caradonna F X.A Conservation Implicit Finite Difference Algorithm for the Unsteady Transonic Full Potential Equation[R].AIAA 80-1368,1980.

[7] 高丽敏，高 杰，王 欢，等.PSP技术在叶栅叶片表面压力测量中的应用[J].工程热物理学报.2011.3，32(3).

[8] 李 萍，乔宝英，汪 洋，桨叶表面压力测量技术综述[J].直升机技术，2006(2)：58-61.

[9] 林永峰，刘平安，陈文轩，等.三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验[J].南京航空航天大学学报，2011，43(3).

[10] 徐 林，胡和平.后缘小翼桨叶静强度设计[Z].中国直升机设计研究所，2012.

DesignofBladeSurfacePressureMeasurement

LIAO Huisheng,HUANG Jianping,LI Xinming,CHEN Huan

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

According to the 4.2 meters diameter rotor mode test of blade surface pressure measurement,used a capillary tube on the surface of the blade completed blade surface pressure measurement.Firstly,using CFD technique arranged on blade surface pressure prediction,guide capillary arrangement,completed blade structure design,equipment layout,pressure test system design,strength analysis etc..And through a calibration test on the different length and diameter of the capillary pressure measurement the capillary pressure measurement,obtained the performance of the capiliary pressure measurement.The measuring method had the advantages of low cost,high reliability and high test precision,which can be used in the later period experiment.

surface pressure measurement；capillary tube； helicopter；rotor model test；CFD technique

2016-12-06

本论文由国家国际科技合作——对俄合作项目资助。

廖会生(1990-)，江西宁都人，男，直升机所硕士点研究生，主要研究方向：直升机试验技术。

1673-1220(2017)03-050-05

V211.7

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