7CARDC的直升机气动力研究与展望-杨永东(12)

7CARDC的直升机气动力研究与展望-杨永东(12) 7CARDC的直升机气动力研究与展望-杨永东(12) 第二十八届(2012)全国直升机年会论文 CARDC的直升机气动力研究与展望 杨永东 杨 炯 黄明其 袁红刚 (中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳，621000) 摘要: CARDC自1990年建成12m×16m,8m×6m低速风洞直升机旋翼模型试验台以来，完成了多种直升机旋翼模型的试验，为我国的直升机研制做出了贡献。“十五”以来，相继建成了2m旋翼模型试验台、尾桨及旋翼/机身组合模型试验台、以及立式风洞直升机垂直升降试验台，配套研制了高性能的专用设备，大大增强了直升机风洞试验能力;开展了直升机试验技术研究、直升机试验数据修正方法研究，掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术、悬停地面效应试验技术、旋翼尾流测量技术，初步建立了旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法和Re数影响修正方法，进一步提高了低速所的直升机风洞试验技术水平;开展了直升机旋翼翼型的气动特性及优化设计技术研究，建立了翼型动态试验技术、翼型气动 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 与优化设计技术。目前，CARDC具备了较强的直升机风洞试验研究能力，可以为新型直升机的研究和发展提供技术支持。当前，我国直升机事业迎来了很好的发展机遇，将要研制多型军、民用直升机，这对直升机风洞试验和气动力研究提出了更高的要求。CARDC将开展直升机气动噪声试验技术、旋翼结冰试验技术、旋翼动态气动力测量、桨叶压力分布测量以及桨叶——————————————————————————————————————————————— 运动与变形测量技术等方面的研究，以及先进旋翼翼型优化设计、旋翼气动噪声控制方面的研究。 关键词:直升机;气动力;风洞试验 0 引言 直升机工作时的周围环境，不仅要产生复杂的空气动力特性，而且要引起严重的振动问题。由于存在气动弹性耦合作用，研究上述问题存在很大的难度。目前的直升机空气动力和动力学分析计算软件的可靠性远不及固定翼飞机的高，许多重要的问题必须通过试验来解决。因此，发展直升机旋翼模型风洞试验装置及相应的试验技术，为新型直升机的研制和旋翼空气动力学、动力学及气-弹稳定性的研究提供技术基础，就变得十分重要。 CARDC低速所从组建初期就开始进行直升机风洞试验的研究，经过几代科技人员的努力，从无到有，逐步建立了大小配套的能够开展直升机模型风洞试验研究的专用装置和设备，并研究掌握了一些先进的试验技术，具备了为我国新型直升机研制提供风洞试验研究服务的能力。 自1990年建成12米×16m,8m×6m低速风洞直升机旋翼模型试验台以来，在12m×16m,8m×6m低速风洞进行了多种直升机旋翼模型的试验，为我国的直升机研制做出了贡献。“十五”期间，相继建成了2m旋翼模型试验台、尾桨及旋翼/机身组合模型试验台，配套研制了高性能的专用设备，大大提高了低速所的直升机气动力试验能力;开展了直升机试验技术研究、直升机试验数据修正方法研究——————————————————————————————————————————————— 和旋翼/机身/尾桨干扰试验技术研究等项目，掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术、悬停地面效应试验技术，初步建立了旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法、悬停试验数据的Re数影响修正方法，进一步提高了低速所的直升机风洞试验技术水平。 “十一五”以来，完成了直升机旋翼翼型的气动特性及优化设计技术研究，初步掌握了典型旋翼专用翼型的气动力特性，建立了旋翼翼型多目标优化设计方法并设计了一种高性能旋翼翼型;完成了直径4m旋翼模型的悬停和前飞尾流测量，为研究旋翼的流动机理提供了数据基础;成功研制了直升机旋翼垂直升降试验台，为研究旋翼涡环状态的特性及确定涡环边界提供了试验设备基础。 31 1 直升机风洞试验设备发展 CARDC具有较强的直升机风洞试验能力，建有亚洲最大的低速风洞群、大小配套的旋翼试验装置和专用测试设备，研究掌握了一些先进的试验技术和方法，分别介绍如下。 1.1 风洞 目前，CARDC建有4座可以进行直升机试验的风洞，分别是8m×6m大型低速风洞、4m×3m低速风洞、Φ3.2m低速风洞和Φ5.5m立式风洞。正在建设的多功能结冰和声学风洞，可以开展直升机结冰试验和噪声试验。 8m×6m风洞是一座直流式、闭口、串列双试验段大型低速风洞，第一试验段宽12m，高16m，长25m，常用风速2.5m/s~25m/s;第二试验段宽8m，高6m，长15m，常用风速20m/s~85m/s。 ——————————————————————————————————————————————— 4m×3m风洞是一座回流式、闭口试验段低速风洞， 试验段宽4m，高3m，长8m，常用风速10m/s~100m/s。 Φ3.2m风洞是一座回流式、开口试验段低速风洞，试 验段喷口直径3.2m，长5m，常用风速10m/s~115m/s。 Φ5.5m立式风洞是一座回流式、开口试验段低速风 洞，试验段喷口直径5.5m，长7m，常用风速5m/s~50m/s。 1.2 直升机试验装置及设备 1.2.1 4m直径直升机旋翼/机身组合模型试验台 “十五”以来，为满足我国研制专用武装直升机的风洞 试验需要，开展了专项技改工程。通过技改，建成了新的 4m直径直升机旋翼/机身组合模型试验台(简称新4m试 验台，见图1)，具备了开展4m直径旋翼/机身/尾桨全机 模型风洞试验的能力，进一步扩大了我国的直升机风洞试 验范围。 该试验台的主要性能参数包括:最大输出功率150 Kw;旋翼转速范围0,1400rpm;侧滑角范围-90?,+90?;攻角范围-25?,+15?;操纵系统角度控制精度优于0.1?。试验台采用“动力电机外置”的优化布局 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 ，具有阻塞度小、功率大、支架干扰小、 试验数据精准度高等优点。2011年，利用该试验台，完 成了某型直升机的旋翼性能考核试验和旋翼/机身组合 气动干扰试验，为型号研制提供了可靠数据。 1.2.2 2m直径直升机旋翼模型试验台 ——————————————————————————————————————————————— “十五”以来，通过专项技改工程，低速所建成了 2m直径旋翼模型试验台(简称2m试验台，见图2)， 扩大了直升机风洞试验范围。 该试验台主要性能参数包括:旋翼额定转速为 2100rpm;最大输出功率为65kW;主轴倾角控制精度优 于0.1%;桨距角控制精度优于0.1%;转速控制精度优 于0.1%。 该试验台配备了六分量旋翼天平和机身天平、单分 32 图2 2m直径旋翼模型试验台 图1 新4m直升机试验台 量扭矩天平、变距拉杆天平、旋翼模型操纵控制系统、旋翼轴倾斜系统和数据采集与监视报警系统。试验台的研制，使我国具备了Φ2m旋翼模型桨尖马赫数相 似的风洞试验能力，具有远程实时精确控制和试验数据精度 高等特点。 1.2.3 尾桨模型试验台 “十五”以来，通过专项技改工程，低速所建成了尾桨 模型试验台，具备了开展4m直径旋翼/机身/尾桨全机模型 风洞试验的能力(见图3)。 尾桨试验台主要性能参数包括:最大输出功率20Kw; 转速范围0,7500rpm;额定转速5424rpm ;转速控制精度 为?6rpm。 1.2.4 直升机垂直升降试验台 ——————————————————————————————————————————————— 在“十一五”期间，研制了直升机旋翼垂直升降试验台 (见图4)，为研究旋翼涡环状态的特性及确定涡环边界提 供试验设备基础。 该试验台主要性能参数包括:旋翼额定转速为 2100rpm;最大输出功率为150kW;主轴倾角控制精度优于 0.1%;桨距角控制精度优于0.1%;转速控制精度优于0.1%。 试验台应用2m直径旋翼模型开展垂直升降试验，能够 承担型号研制中的直升机垂直升降性能试验及机理性研究 试验，如直升机上升、低速下降、涡环、自转等状态的性能 研究;直升机垂直升降状态的武器外挂发射与投放研究;直 升机垂直运动状态的下洗流场测量等。 1.2.5 配套设备 通过专项技改工程，还配套研制了高性能的数据采集和 监视报警系统，较好地解决了直升机风洞试验的模型气动力 载荷实时监视和数据采集的问题，进一步提高了配平前飞试 验数据的质量。此外，还配备了频闪仪、动态信号 记录 混凝土 养护记录下载土方回填监理旁站记录免费下载集备记录下载集备记录下载集备记录下载 仪等 专用试验设备。 目前，还配套了大视场PIV测量系统，可以开展旋翼的尾流测量。 图4 直升机垂直升降试验台 图3 尾桨模型试验台 2 直升机风洞试验技术和试验数据修正方法研究 低速所相继开展了直升机试验技术和试验数据修正方法的研究，掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术，初步建立了旋翼试验数据库、——————————————————————————————————————————————— 旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法和悬停试验数据的Re数影响修正方法，进一步提高了低速所的直升机风洞试验技术水平，增强了为新型直升机型号研制提供技术支持的能力。 2.1 配平前飞试验技术 早期直升机(旋翼)模型风洞试验技术沿袭类似飞机的方法，即定姿态角的方法。目前有些国家仍是如此(包括俄罗斯等)。但是，由于直升机主要升力面— 旋翼为一动部件，试验中不允许或者 33 要尽量避免产生过大的桨毂力矩，因而产生了按给定载荷配平飞行的试验参数，同时调整叶片角度，使桨毂力矩或一些特定的参数为零的试验方法。实现配平前飞试验的前提是能够实时控制旋翼模型的姿态角和实时监视旋翼模型的气动力，还要有正确的试验步骤。经过研究，CARDC掌握了这类试验技术， 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 1给出了某期试验所进行的配平试验方法和参数。 与给定姿态角的试验方法相比较，经济性、安全性明显提高。下面是CARDC已能达到的水平。 ? 功率配平试验法:以旋翼主轴扭矩值为试验参数，配平旋翼俯仰、滚转力矩为零。 ? 桨毂力矩配平法:调整旋翼拉力系数和桨毂力矩系数至给定值。 ? 桨叶挥舞力矩一阶量配平法:以旋翼的拉力系数为试验参数，配平桨叶的一阶挥舞力矩至零。 ? 旋翼挥舞角一阶量配平:以旋翼的垂直分力和水平分力为试验参数，配平桨叶的一阶挥舞角至零。 表1 直升机模型风洞试验的配平方法及其参数 ——————————————————————————————————————————————— 2.2 旋翼尾流场测量技术 旋翼的尾流场异常复杂，对它的研究虽然已经持续了近一个世纪，目前仍在不断地探索和发展之中。旋翼流场分析是直升机空气动力学必须解决的关键问题之一，它是研究直升机的飞行特性、旋翼载荷、振动及噪声、操纵性及稳定性的基础，也是深入研究直升机的气动干扰问题的重要手段。为了提高旋翼气动性能、气动载荷预估的精确度，改善直升机性能、飞行品质，降低振动载荷及噪声，需要对旋翼的尾流场进行详细的研究。 CARDC在旋翼尾流的测量和显示方面开展了一些研究，从最初采用热线风速仪测量[3]，发展到采用PIV对尾流场进行详细测量[4 、5] 图5 旋翼尾流测量试验 。研究解决了用PIV测量旋翼动态 流场的技术，测量了悬停和前飞状态旋翼尾迹的横向速度分布及桨尖涡在横向剖面里的运动轨迹，得到了前飞状态旋翼两侧的尾迹边界及桨尖涡在运动过程中的耗散特性等。图5为8m×6m风洞旋翼尾流测量试验的照片。 2.3 旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法 旋翼模型的风洞试验包括小速度前飞和大速度前飞状态，由于旋翼下洗流和试验段边界的限制，试验结果存在复杂的洞壁干扰。尤其是在小速度前飞状态下，干扰作用较为严重。为了提高旋翼模型风洞试验数据的准确度，需进行洞壁干扰修正。 ——————————————————————————————————————————————— 2001年采用一副直径4m的动力相似全铰接旋翼模型，分别在8m×6m风洞的第一、二试验段进行对比试验，获得了能够反映洞壁干扰影响的试验数据。通过对试验数据分析可知，在小前进比试 34 验状态下，洞壁干扰作用与前进比、拉力系数及主轴倾角等参数密切相关。这表明，要对小前进比状态下的试验结果进行准确的修正，需要在修正中考虑上述参数的影响。此后，对Heyson修正方法进行了研究和改进，在计算干扰因子时考虑了主轴倾角的影响。这样，在修正计算时，首先要根据每一试验点的前进比、拉力系数和主轴倾角计算对应的干扰因子，然后根据干扰因子计算修正量。 为了研究改进的修正方法的特点，对2001年的风洞试验结果进行了修正计算，同时按照等效机翼法计算了修正量[6]。图6给出了两种方法计算的在前进比小于0.1的试验状态下的洞壁干扰诱导上洗角??。从图中可以看到，在小前进比情况下，等效机翼法得出的修正角远远大于Heyson法的结果。这主要是因为在小前进比情况下，旋翼的尾流偏角较大，与等效机翼修正法中假设尾流基本不偏离的条件差别较大，使得修正结果不可信。相反地，Heyson法的修正，考虑了尾流偏角的影响，修正结果相对合理。同时图中的曲线表明，随着前进比的增加，两种修正方法的修正结果趋于接近。图7给出了8m×6m试验段的修正结果。同样可以看到，当前进比较小时，等效机翼法的修正量偏大。随着前进比的增加，两种修正方法的修正结果趋于接近。当前进比大于0.1后，两种修正方法的修正结果基本相同。 ——————————————————————————————————————————————— 在此基础上，对部分Bo-105旋翼模型风洞试验的结果，用Heyson法修正程序计算了洞壁干扰扰诱导上洗角;并与用旋翼模型功率配平试验方法求得的洞壁干扰诱导上洗角进行了比较。典型结果见图8。由图中可见，计算的旋翼轴倾角修正量(诱导上洗角)，与用功率配平试验方法获得的修正角很接近。 2.4 旋翼模型风洞试验数据的Re数影响修正方法 为了解决由旋翼模型风洞试验结果预测全尺寸旋翼气动性能的关键技术，我们开展了旋翼模型试验结果的Re数影响修正工程计算方法的研究[7]。选择悬停效率(FM)和等效升阻比(L/D)这两个分别反映旋翼悬停和前飞性能的参数作为研究对象。从它们的定义出发，分析了其中受Re数影响最大的因素，并利用一些简化和假设，推导得出了相应的修正公式。利用得出的修正公式，对某型旋翼模型的试验结果进行了修正计算，得出全尺寸旋翼的FM和L/D。修正后的FM与全尺寸旋翼的试验结果相比，具有良好的一致性。这表明，所推导的修正方法是基本可信的，可以用于对旋翼试验结果进行初步的Re数修正。 利用前面推导的悬停效率修正计算公式，对原理样机4m直径旋翼模型的试验结果进行了Re数影响修正，并与全尺寸试验结果进行了比较，见图9。结果表明，对模型试验结果进行Re修正后， 35 其悬停效率与全尺寸的结果很接近。这说明采用的修正方法可以对4m量级的旋翼模型试验结果进行比较合理的Re数影响修正。 ——————————————————————————————————————————————— 图8 大前进比下的洞壁干扰修正结果比较 图9 原理样机旋翼模型悬停效率修正比较 3 直升机风洞试验与研究 3.1 气动性能试验 3.1.1 悬停性能 悬停和垂直飞行是直升机的特有飞行状态，是直升机区别于固定翼飞机的主要特征。因此，悬停性能是直升机的重要性能指标之一。目前，评估直升机悬停性能的主要手段仍然是旋翼或旋翼/机身组合模型的地面悬停试验。现在，低速所可以完成2m直径和4m直径的旋翼或旋翼/机身组合模型的悬停性能试验，还可以开展垂直飞行状态下的气动特性研究。 利用2m直径旋翼模型试验台完成了两副研究性旋 翼模型的悬停试验，获得了桨尖马赫数为0.62的旋翼模型悬停性能试验数据，如图10。图中比较了两副旋翼的悬停效率，由图中结果可见，在拉力系数与旋翼实度之比( )相同的状态下，桨叶 图12 2m直径旋翼模型在Φ3.2m风洞试验 36 弦长为90mm的旋翼模型较弦长为60mm的旋翼模型有较高的悬停效率(FM)。该试验结果表明，旋翼模型试验的Re数对悬停效率试验结果有影响。 利用Φ4m直升机试验台，完成了多型直升机旋翼和旋翼/机身组合模型的悬停性能试验。作为典型结果，图11给出了Bo-105直升机——————————————————————————————————————————————— 旋翼的悬停性能曲线。图中把单独旋翼模型的悬停气动效率与DLR-FM的4m直径旋翼模型在DNW风洞的结果，以及NASA-Ames全尺寸风洞试验结果进行了对比。 3.1.2 前飞性能 风洞试验是研究直升机旋翼前飞气动性能的重要手段。随着与风洞试验相关的测量、控制技术的发展，旋翼模型风洞试验技术也得到了较大的提高。其中，旋翼模型的远距离实时操纵控制技术以及状态参数实时显示技术的成熟及应用，使得前飞试验可以按照各种配平方法进行。这不仅大大提高了风洞试验的效率，也增强了试验过程中的安全监视能力。采用先进的试验技术，可以根据试验任务的需要，采取相应的配平方式，准确控制旋翼模型的状态参数，从而获得准确的数据。 通过多年的研究，低速所已经具备了进行直径2m和4m的旋翼模型风洞试验的能力，并掌握了先进的旋翼模型配平前飞试验技术，为我国的直升机气动力研究和型号研制提供了宝贵数据。 3.1.2.1 2m直径旋翼模型前飞性能试验 利用直径2m的旋翼模型风洞试验台，可以对直升机旋翼的气动力特性进行广泛的研究，在新型直升机的预研和选型阶段发挥重要的作用。 2005年，在Φ3.2m风洞完成了两副直径2m的旋翼模型的前飞性能试验，试验的最大桨尖马赫数达到0.63，最大拉力系数达到0.010。图12为风洞试验时的照片。图13给出了旋翼模型定拉力系数配平前飞试验的典型结果，比较了不同拉力系数下旋翼功率随前进比变化的——————————————————————————————————————————————— 情况。 3.1.2.2 4m直径旋翼模型前飞性能试验 4m直径旋翼模型的前飞试验主要在8m×6m试验段进行，这一试验段在有模型的情况下，最大风速可达85m/s。新研制的尾桨及旋翼/机身组合模型试验台，可以完成4m直径旋翼模型、旋翼/机身组合模型和旋翼/机身/尾桨组合模型的风洞试验，进一步扩大了试验范围，增强了直升机气动力试验研究的能力。图14为某型直升机的4m直径旋翼模型风洞试验照片。 风洞试验评估旋翼前飞性能有多种试验方法，通常采用的配平前飞试验方法包括定拉力系数、桨毂力矩最小配平或桨毂力矩给定配平，以及给定升力和阻力系数、桨毂力矩最小配平。 1999年，我们掌握了按照给定升力和阻力系数 图14 某4m直径旋翼模型在8m×6m风洞试验 37 配平试验的技术，并在某旋翼模型的前飞性能考核中发 挥了重要的作用。2005年，我们研制了一套先进的数据 采集与监视报警系统，采用同一套硬件设备实现了实时 监视报警和采集数据的功能，提高了配平试验状态参数的控制精度。图15给出了采用新系统获得的某型直升机旋翼模型的前飞性能曲线。 3.2 旋翼/机身/尾桨气动干扰特性试验研究 直升机的部件间存在着复杂的气动干扰，研究气动干扰在直升机设计研制过程中占有很重要的地位。在过 去的几十年中，研究人员利用新发展的先进的试验设备， ——————————————————————————————————————————————— 在地面和风洞内不断开展气动干扰特性的研究。 CARDC旋翼模型试验台建成后，先后进行了多次 旋翼/机身组合模型风洞试验。利用五台天平分别测量旋 翼、机身及平尾的气动载荷，利用压力扫描阀测量机身 力系数21 0-1-2-3-4 -5 -6 -7 -8 4812 前进比(E-2)模型表面的压力分布，利用丝线显示机身周围的流动特性，从而获得了正确的气动干扰概念和合理的试验结果。 图16给出Bo-105旋翼在定常拉力系数配平前飞状态下对Z-9机身的影响曲线。从图中可以看出，旋翼对机身后向力(Cfx)的影响很小。旋翼下洗干扰对其他系 数的影响规律是随前进比的增加而逐渐变小。 图17给出不同前进比前飞状态有和没有旋翼干扰 的机身横截面压力分布曲线。图中显示旋翼尾迹带来的 影响在机身表面产生了一个不对称的横向气动载 荷，并且前进比越小这种干扰影响越大。 众所周知，在一些前飞状态，主旋翼尾迹会显 ——————————————————————————————————————————————— 过比较有无主旋翼时的机身及平尾气动载荷，清楚 地表示了主旋翼尾迹对机身和平尾气动力的影响。 压力系数1620图16 前飞状态下旋翼对机身气动力的影响(CT=0.010，321-5?) 著改变尾面的载荷，从而影响机身的平衡。图18通0 3.3 旋翼尾流特性研究 2009年，低速所利用PIV技术，对悬停和前飞 状态下直升机旋翼的尾迹进行了全面的测量，获得 了在不同旋翼转速、不同总距、不同测量高度等条 件时旋翼的诱导速度分布以及桨尖涡的运动轨迹， 为开展旋翼流动机理研究及提高CFD分析精度奠定 了基础。图19给出了悬停状态的典型测量结果。 -1-2090180 方位角(deg)270360图17 前飞状态下旋翼对机身表面压力分布的影响(CT=0.008，X=0.8m) 通过试验研究，进一步提高了国内在旋翼尾流场测量研究方面的技术水平，并加深了对旋翼涡系的认识，对改善理论分析模型具有一定的帮助。研究结果对于分析和解决直升机的气动问题具有重要的意义。 38 3.4 旋翼翼型气动特性与优化设计研究 直升机飞行性能主要由旋翼的气动特性所决 定，从旋翼的研制 流程 快递问题件怎么处理流程河南自建厂房流程下载关于规范招聘需求审批流程制作流程表下载邮件下载流程设计 分析，翼型选择是旋翼设计 的第一步，有了可供旋翼设计使用的翼型，才能进行桨叶气动外——————————————————————————————————————————————— 形设计，评估旋翼的气动性能，进而开展旋翼的结构设计、动力学设计和强度分析等工作，所以说翼型是旋翼设计的源头。 我国在旋翼翼型研究方面一直比较滞后，研究主要停留在对已有国外翼型的应用和分析上，尚未形成一套完整的旋翼翼型研发方法，也没有形成国 内真正能在型号上运用的具有独立知识产权的旋翼 专用翼型。为打破这一尴尬的局面，“十一五”期 间，CARDC负责完成了“直升机旋翼翼型设计”课题 研究，开展了旋翼翼型流动机理研究、先进旋翼翼 型的多目标综合设计技术研究、旋翼专用翼型高精 度静动态试验技术研究及验证，取得了以下主要研 究成果: a. 国内首次在大型风洞中将红外热成像技术成 功地应用于翼型流动转捩区域测量，获得了转捩区 域随迎角和速度变化的特征;利用高精度PIV技术， 成功获得了旋翼翼型非定常流态演变过程;提升了 旋翼翼型动态风洞试验能力，在低速风洞中解决了 大振幅(20?)、高频率(6Hz)的动态风洞试验技术 难题，试验结果与国外的试验数据一致性较好; 度明显提高，为进行旋翼翼型的优化设计奠定了基础; 图19 悬停状态旋翼尾流测量结果 b. 通过旋翼翼型的流动机理试验研究，建立了先进的翼型转捩计算模型，翼型气动性能计算精 ——————————————————————————————————————————————— c. 建立了基于非均匀有理B样条(NURBS)的翼型参数化表示方法，结合CFD性能分析工具、Kriging代理模型以及改进的遗传算法，建立了实用的旋翼翼型多目标优化设计方法及软件，经验证，该方法效率高，结果可信，具有开发第三代旋翼翼型的能力; d. 自主设计了第三代旋翼翼型CH309，经过计算和风洞试验的考核，其综合性能与法国先进的OA309翼型相当，部分指标优于OA309翼型，为建立我国新一代旋翼翼型系列打下了基础。 4 展望 当今，直升机研制越来越受到重视，将要研制多型军、民用直升机，这对直升机风洞试验和气动力研究提出了更高的要求。而CARDC低速所目前的直升机风洞试验技术，仅能够满足初步考核旋翼气动性能、研究旋翼/机身气动力干扰和旋翼气动布局的需要。按照我国自行研制新型高性能直升机对风洞试验技术和气动分析与设计技术的要求，我们还存在较大的差距，主要表现在以下方面: 39 翼型壁面温度(?) 翼型弦向无量纲坐标 图21 翼型动态绕流PIV测量结果 图20 翼型上表面温度曲线 图22 翼型动态升力系数曲线 图23 翼型阻力系数比较 图25 CH309翼型阻力 一是没有解决桨叶局部气动力载荷测量的关键技术，包括桨叶表——————————————————————————————————————————————— 面压力分布、表面摩阻、附面层等详细测量技术，使我们不能获得新型旋翼设计和优化所需的详细气动载荷分布信息，也不能给检验理论计算方法提供翔实的试验数据。 二是没有掌握旋翼噪声的测量技术，未进行旋翼噪声特性研究，不能考核新型旋翼的噪声水平，不利于我国研制低噪声旋翼布局。 三是没有掌握直升机结冰试验技术，不利于直升机结冰特性及防/除冰技术发展。 4.1 进一步增强试验能力 为了进一步提高我国的直升机风洞试验研究能力和技术，更好地为型号研制提供服务，CARDC将进一步夯实设备、技术基础，积极拓展研究空间，发展与直升机研制密切相关的试验设备和试验技术。 近几年，CARDC将研制结冰风洞直升机试验台和声学风洞直升机试验台，开展旋翼噪声测量 40 技术、桨叶表面压力测量技术、旋翼复杂流场测量技术以及桨叶位移与变形测量技术的研究。 考虑到我国自行研制新型高性能直升机的需要，在技术和经济条件允许的情况下，应建立直升机的大尺寸或全尺寸模型风洞试验技术，为准确评估旋翼气动性能、振动特性和稳定性提供支持。 4.2 提高气动分析、设计与评估能力 在提高风洞试验能力的同时，将进一步开展直升机旋翼气动设计和噪声控制技术方面的研究，逐步实现: ——————————————————————————————————————————————— (1)优化设计出高性能旋翼专用翼型，为新型旋翼的研究提供基础技术支持; (2)掌握旋翼噪声特性，研究噪声控制技术，为研制高性能、低噪声旋翼提供参考; (3)建立评估、预测系统，为型号研制提供评估服务。 参 考 文 献 [1] 孙正荣，黄明其，杨永东. 中国空气动力研究与发展中心12m×16m,8m×6m低速风洞中的直升机空气动力实验. 第十八届全国直升机年会论文，2002. [2] 杨永东，兰波. 直升机悬停状态地面效应试验研究. 空气动力学研究文集第十三卷，2004. [3] 杨永东 . 悬停及前飞状态下旋翼尾迹的显示与测量. 第十八届(2002)全国直升机年会论文集，2002. [4] 袁红刚、李进学、杨永东. 悬停状态下旋翼尾迹测量试验研究. 空气动力学学报，2010.06 [5] 袁红刚、李进学、杨永东. 前飞状态下旋翼尾迹测量试验研究. 实验流体力学，2010.08 [6] 杨永东. 旋翼模型风洞试验的洞壁干扰修正研究. 第十九届全国直升机年会论文，2003. [7] 杨永东，杨炯，袁红刚. 旋翼悬停性能的Re数影响研究. 实验流体力学，Vol.22 No.4，2008. The State of Art and Expectation of Helicopter Aerodynamic ——————————————————————————————————————————————— Research at CARDC YANG Yongdong YANG Jiong HUNG Mingqi YUAN Honggang (China Aerodynamics Research and Development Center, Sichuan Mianyang 621000, China) Abstract: Since the CARDC helicopter rotor model test stand for 12m×16m,8m×6m low speed wind tunnel was established in 1990， many sorts of helicopter rotor model tests have been conducted. Since 2000, the 2m diameter rotor model test stand, the tail and main rotor and fuselage combined model test rig and helicopter model vertically flight test stand were established, and the data acquire and monitor system was developed. The rotor test technique and test result correlation were studied, the techniques of trimmed forward flight test and hover ground effect test were developed, the elementary test result correction methods of wind tunnel wall effect and Re number effect were established. The research of the rotor airfoil aerodynamic characteristic and optimization design technique were conducted. The dynamical test technique of airfoil model and airfoil optimization design technique were developed. Presently, CARDC is capable of carrying out helicopter aerodynamic tests and the relative research projects for the development of new type helicopter. In the future, the technique of helicopter aero-acoustic test, rotor icing test, rotor dynamic aerodynamic measurement, rotor blade deformation and pressure distributing ——————————————————————————————————————————————— measurement should be studied in CARDC, and the optimization design of advanced rotor airfoils will be conducted. Key Word: helicopter; aerodynamics; wind tunnel test 41 ———————————————————————————————————————————————