直升机桨-涡干扰试验研究

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1、总第16l期2010年第1期直升机技术HELICOPTERTECHNIQUE7rotalNo．161No．12010文章编号：1673·1220(2010)01-001．14直升机桨一涡干扰试验研究陈文轩(中国直升机设计研究所，江西景德镇333001)摘要本文简要介绍了桨涡干扰试验研究中的桨叶表面压力测量、旋翼噪声测量、LLs和PIY技术，BVI情况下桨叶表面压力和旋翼噪声的特点，并以BerendG，vanderWall等采用的方法为例介绍了PIV试验数据的处理技术。关键词桨一涡干扰；直升机；旋翼中图分类号：V211．52

2、文献标识码：ATheExperimentStudeofHelicopterBlade-VortexInteractionCHEN骊knxuan(ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，Jingdezhen333001，China)AbstractThispaperbriefsthebladesurfacepressuresandrotornoisemeasuredtechniques．U§andPIVtechniques，andthecharacteristicofbl

3、adesui{acepressuresandrotornoiseinBVIcondi—tions．DescfibstheAnalysismethodologyofPIVdatausedbyBerendG．vanderWalletc．．Keywordsblade-vortexinteraction；helicopter；rotor1前言在诸如直升机和倾转旋翼等旋翼飞机下降飞行中，当一片旋翼桨叶靠近前面桨叶桨尖拖出的涡丝通过时，就发生桨一涡干扰(BVI)现象。特别是平行通过时，桨一涡干扰现象非常剧烈，桨叶上产生很高的压力脉冲，

4、发出很大的拍击声。噪声租振动是现代直升机发展仍存在的关键问题，过大的噪声限制在人口稠密区作商业飞行，也会增加军事飞行的可探测性。振动会引起机身和电子设备结构疲劳，也使乘员不舒服。图1给出了典型的直升机噪声频谱，可以看到BVI噪声占据着重要的位置。有许多因素影响BVI事件：1)前进比、下降率和旋翼角速度都会影响尾迹的几何形状，因此影响BVI的强度和形式；2)旋翼桨叶上压力脉动的大小对所产生的BVI噪声和振动大小有强烈影响；3)涡段和接近的旋翼桨叶之间的脱离距离(missdistance)越小BVI就越强；4)干扰角(涡段和接

5、近的旋翼桨叶之间在旋翼平面内的夹角)会改变BVI噪声的大小和传播效率。脱离距离和干扰角的定义如图2所示[2]。由此可以看出，桨一涡干扰现象预测的关键是旋翼远尾迹位置、强度、以及涡核内速度剖面的准确描述。下面我们将主要以HART(2000年2～3月)中的ATIC一2模型旋翼试验∞1和HARTII(2001年10收稿13期：2009-03．．01作者简介：陈文轩(1944·)，男，研究员，主要研究方向：直升机空气动力学。·2·直升机技术总第161期月)中的BO一105模型旋翼试验‘41为例介绍桨涡一干扰的试验研究。SPLSPk

6、dB83．O73．O63．O53．O43．033．O23．O波影响频率，￡-，kI"IzO510频率，f-，kFIz图1典型的直升机噪声频谱图2BVI事件中的脱离距离和干扰角AT一2旋翼是日本ATIC(AdvancedTechnologyInstituteofCommuter·helicopter，LTD．)在HART计划内设计的先进旋翼，旋翼半径2m、桨叶弦长110．7mill。全铰接式。ATIC的翼型剖面和桨尖形状。这种桨叶在95％．R外的桨尖部分有一20。的上反角，桨叶线性扭转一12。。研究的桨涡干扰状态为“=0．1

7、6。仪．=4．720，CT=0．0064，RQ=210m／s。BO一105模型旋翼是欧直BO一105直升机旋翼l：2．5的动力相似模型，旋翼直径4米，矩形桨叶、线性扭转一8。，2．5。预锥。翼型为NACA23012，有5．4mm(4．46％弦)后缘片修型，弦长0．121m。研究的桨涡干扰状态为斗：0．15，ot．=5．30，C，=0．0044，MtiD=0．641(1041rpm)，以下简称为BL情况。如前所述，桨一涡干扰现象严重时桨叶上产生很高的压力脉冲，发出很大的拍击声。桨一涡干扰现象预测的关键是旋翼远尾迹位置、强度、

8、以及涡核内速度剖面的准确描述。因此桨一涡干扰的试验研究一般进行桨叶表面压力测量、噪声测量，以及通过激光片(LLS)技术和粒子映像速度计(PIV)显示和测量尾迹位置、强度、以及涡核内速度剖面的准确描述。2桨叶表面压力测量在微型压力传感器出现以前，大多采用测量桨叶上下表面压差的方法来测量桨叶气动载荷。桨叶表