基于升阻比特性翼型風洞試驗研究

基于升阻比特性翼型風洞試驗研究

0飛行翼型的研發(fā)飛機的飛行性能主要由旋轉(zhuǎn)的氣功能決定。從翼的開發(fā)過程分析，翼型的選擇是翼設(shè)計的第一步。如果有可用于旋轉(zhuǎn)的翼，它們可以進行槳葉運動的外觀設(shè)計，評估機翼的動態(tài)性能，并進行旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)的設(shè)計、動態(tài)設(shè)計和強度分析。因此，翼型是旋轉(zhuǎn)設(shè)計的噴泉。20世紀50年代以前,世界各國直升機都是采用定翼機的對稱翼型,如NACA0012等翼型,這些翼型不能很好地適應(yīng)旋翼復雜的氣動環(huán)境,限制了直升機性能的提高。20世紀60年代以后,世界主要直升機強國都紛紛根據(jù)直升機的氣動特點開發(fā)了旋翼翼型,如美國Boeing公司的VR系列、Hughes公司的HH系列、Sikorsky公司的SC系列,法國ONERA的OA系列,德國宇航院的DMH系列,俄羅斯的TsAGI系列等,并成功應(yīng)用于當代直升機上,大大提高了直升機的性能。中國在旋翼翼型研究方面一直比較滯后,研究主要停留在對已有國外翼型的應(yīng)用和分析上,尚未形成一套完整的旋翼翼型研發(fā)方法,也沒有形成國內(nèi)真正能在型號上運用的具有獨立知識產(chǎn)權(quán)的旋翼專用翼型。為打破這一尷尬的局面,“十一五”期間,中國空氣動力研究與發(fā)展中心對法國ONERA的OA3系列翼型開展反設(shè)計分析,基本摸清了先進旋翼翼型的設(shè)計特征,然后以典型的OA309翼型為參考翼型,開展了旋翼翼型的多目標綜合設(shè)計方法研究,設(shè)計出國內(nèi)的CH309旋翼翼型。為了驗證設(shè)計結(jié)果,分別在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-14風洞和和西北工業(yè)大學NF-6風洞中對OA309和CH309旋翼翼型進行了低、高速氣動特性對比試驗研究。1試驗原理和方法1.1翼型在體軸系的計算公式由翼型的表面壓力分布可以確定升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和不包括摩擦阻力的阻力系數(shù)。翼型在體軸系的法向力系數(shù)、軸向力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù),以及升力系數(shù)和阻力系數(shù)(不包括摩擦阻力)的計算公式詳見文獻。具體的方法是在模型翼展中部上下表面開靜壓孔,測壓管通過模型內(nèi)腔引出洞外,與電子掃描閥連接,測量獲得翼型表面的靜壓數(shù)值。1.2翼型的ue氣流流過翼型,由于空氣的粘性,在翼型后面形成尾跡,致使翼型產(chǎn)生阻力,翼型所受的阻力越大,尾跡內(nèi)氣流的機械能越小,通過試驗測出尾跡內(nèi)的流動參數(shù),根據(jù)動量法積分獲得翼型的阻力系數(shù),計算公式詳見文獻。具體的方法是在模型后緣處安裝尾流測壓耙,總壓管和靜壓管通過測壓耙內(nèi)腔引出洞外,與電子掃描閥連接,測量獲得模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓。2驗段最高風速及高度低速試驗在FL-14風洞中進行,如圖1所示。該風洞是一座開、閉兩用的回流式風洞,試驗段橫截面為圓形,直徑為3.2m,開口試驗段的最高風速可達115m/s,閉口試驗段最高風速可達145m/s,本次試驗風洞為開口狀態(tài)。試驗模型為全金屬結(jié)構(gòu),兩端帶端板,展長為2000mm,弦長為500mm,上下表面共布52個測壓孔。高速試驗在NF-6增壓連續(xù)式跨聲速風洞中進行,如圖2所示。該風洞二元試驗段尺寸為0.8m×0.4m×3m(高×寬×長),上下壁為開閉比6%的60°斜孔壁,左右壁為實壁。試驗段氣流總壓范圍為(0.5～5.5)×105Pa。試驗馬赫數(shù)為0.3～0.9,試驗模型為全金屬結(jié)構(gòu),展長為400mm,弦長為200mm,上下表面共布77個測壓孔。3ch309翼型與ua309翼型比較圖3為兩個翼型的幾何外形比較。可以看出,與OA309翼型相比較,CH309翼型下翼面有所減薄,上翼面有所增厚,兩翼型最大相對厚度相同,均為8.8%c。3.1氣動特性分析在-20°～25°試驗迎角范圍內(nèi),進行了OA309翼型和CH309翼型的低速對比試驗研究,試驗馬赫數(shù)為0.1和0.2,對應(yīng)的雷諾數(shù)分別為1.09×106和2.19×106。圖4給出了馬赫數(shù)為0.1,雷諾數(shù)為1.09×106時兩翼型的氣動特性對比曲線,從升力曲線對比可以看出:CH309翼型比OA309翼型的零升迎角增大了約0.8°,在失速范圍內(nèi),兩翼型升力系數(shù)隨迎角基本上呈線性變化,升力線斜率基本不變,CH309翼型相對OA309翼型向上平移,其最大升力系數(shù)為1.21,對應(yīng)的迎角為12.1°,OA309翼型的最大升力系數(shù)為1.10,對應(yīng)的迎角為11.5°;從力矩曲線對比可以看出:失速前,相對于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系數(shù)向低頭力矩方向增大,即焦點前移;從阻力曲線的對比可以看出:失速前,在正迎角區(qū)域,兩翼型的阻力系數(shù)基本相當。圖5給出了馬赫數(shù)為0.2,雷諾數(shù)為2.19×106時兩翼型的氣動特性對比曲線,從升力曲線對比可以看出:CH309翼型比OA309翼型的零升迎角增大了約0.6°,在失速迎角范圍內(nèi),兩翼型升力系數(shù)隨迎角基本上呈線性變化,升力線斜率基本不變,CH309翼型相對OA309翼型向上平移,其最大升力系數(shù)為1.237,比OA309翼型提高了約1.5%,兩翼型的失速迎角基本相當,約為12°;從力矩曲線對比可以看出:在失速迎角范圍內(nèi),整個正迎角區(qū)域,相對于OA309翼型,CH309翼型的零升力矩系數(shù)絕對值有所降低;從阻力曲線的對比可以看出:相對于OA309翼型,CH309翼型的阻力系數(shù)在迎角為-4.5°～2.5°范圍內(nèi)有所增大,在迎角為2.5°～12°范圍內(nèi)有所降低。3.2財務(wù)分類在升力曲線上的表現(xiàn)在-18°～20°試驗迎角范圍內(nèi),進行了OA309翼型和CH309翼型的高速對比試驗研究,試驗馬赫數(shù)為0.3、0.4、0.5,對應(yīng)的試驗風速分別為102、136、170m/s,對應(yīng)的雷諾數(shù)分別為1.32×106、1.73×106、2.1×106。圖6給出了馬赫數(shù)為0.3,雷諾數(shù)為1.32×106時兩翼型的氣動特性對比曲線,從升力曲線對比可以看出:相對于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角與其基本相當,升力線斜率略有增大,CH309翼型的升力線斜率為0.087,最大升力系數(shù)為1.266,對應(yīng)的迎角為14.2°,OA309翼型的升力線斜率為0.084,最大升力系數(shù)為1.24,對應(yīng)的迎角為14°;從力矩曲線對比可以看出:在失速迎角范圍內(nèi),相對于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系數(shù)向低頭力矩方向增大,即焦點前移;從阻力曲線的對比可以看出:兩翼型的阻力變化趨勢基本一致,CH309翼型阻力系數(shù)的絕對值與OA309翼型的阻力系數(shù)基本相當。圖7給出了馬赫數(shù)為0.4,雷諾數(shù)為1.73×106時兩翼型的氣動特性對比曲線,從升力曲線對比可以看出:相對于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角和升力線斜率與其基本相當,最大升力系數(shù)和失速迎角都有所增大,其中OA309翼型最大升力系數(shù)為1.134,對應(yīng)的迎角為12°,CH309翼型最大升力系數(shù)為1.246,對應(yīng)的迎角為14.2°;從力矩曲線對比可以看出:在失速迎角范圍內(nèi),相對于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系數(shù)向低頭力矩方向增大,即焦點前移;從阻力曲線的對比可以看出:兩翼型的阻力變化趨勢是基本一致,CH309翼型阻力系數(shù)的絕對值與OA309翼型的阻力系數(shù)基本相當。圖8給出了馬赫數(shù)為0.5,雷諾數(shù)為2.1×106時兩翼型的氣動特性對比曲線,從升力曲線對比可以看出:相對于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角和升力線斜率與其基本相當,最大升力系數(shù)和失速迎角都有所增大,其中OA309翼型在8°時,升力線斜率開始減小,其最大升力系數(shù)為1.12,對應(yīng)的迎角為12°,CH309翼型在10°時,升力線斜率開始減小,而且減小趨勢相對OA309翼型緩慢,其最大升力系數(shù)為1.17,對應(yīng)的迎角為14.2°;從力矩曲線對比可以看出:在失速迎角范圍內(nèi),相對于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系數(shù)向低頭力矩方向增大,即焦點前移;從阻力曲線的對比可以看出:兩翼型的阻力變化趨勢基本一致,CH309翼型阻力系數(shù)的絕對值與OA309翼型的阻力系數(shù)基本相當。4ch309翼型的動態(tài)圖9給出了在Ma=0.2,Re=2.19×106,迎角為3°,6°,9°時兩翼型的壓力分布對比。由圖中可以看出,迎角越大,兩翼型上表面的吸力峰值點越靠近翼型前緣。兩翼型下表面產(chǎn)生的推力面積基本相當,上表面產(chǎn)生的吸力面積CH309翼型明顯大于OA309翼型。因此,相同迎角下,CH309翼型的升力系數(shù)比OA309翼型要大。在靠近后緣的區(qū)域內(nèi),兩翼型上表面的壓力大于下表面產(chǎn)生抬頭力矩,這個力矩隨著迎角的增大,逐漸減小因而保持了力矩曲線很好的線性,相同迎角下,CH309翼型產(chǎn)生的抬頭力矩要小于OA309翼型。采用紅外成像,進行了OA309翼型轉(zhuǎn)捩測量試驗,圖10給出了在Ma=0.2,Re=2.19×106,迎角為3°、6°、9°時翼型轉(zhuǎn)捩位置對比溫度曲線。從圖中可以看出,翼型轉(zhuǎn)捩試驗結(jié)果與表面壓力分布結(jié)果在流動機理上相吻合,轉(zhuǎn)捩區(qū)域隨著迎角的增大向翼型前緣擴散,并且持續(xù)被壓縮,表明轉(zhuǎn)捩區(qū)域接