基于升阻比特性翼型风洞试验研究

基于升阻比特性翼型风洞试验研究

0飞行翼型的研发飞机的飞行性能主要由旋转的气功能决定。从翼的开发过程分析，翼型的选择是翼设计的第一步。如果有可用于旋转的翼，它们可以进行桨叶运动的外观设计，评估机翼的动态性能，并进行旋转结构的设计、动态设计和强度分析。因此，翼型是旋转设计的喷泉。20世纪50年代以前,世界各国直升机都是采用定翼机的对称翼型,如NACA0012等翼型,这些翼型不能很好地适应旋翼复杂的气动环境,限制了直升机性能的提高。20世纪60年代以后,世界主要直升机强国都纷纷根据直升机的气动特点开发了旋翼翼型,如美国Boeing公司的VR系列、Hughes公司的HH系列、Sikorsky公司的SC系列,法国ONERA的OA系列,德国宇航院的DMH系列,俄罗斯的TsAGI系列等,并成功应用于当代直升机上,大大提高了直升机的性能。中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,中国空气动力研究与发展中心对法国ONERA的OA3系列翼型开展反设计分析,基本摸清了先进旋翼翼型的设计特征,然后以典型的OA309翼型为参考翼型,开展了旋翼翼型的多目标综合设计方法研究,设计出国内的CH309旋翼翼型。为了验证设计结果,分别在中国空气动力研究与发展中心FL-14风洞和和西北工业大学NF-6风洞中对OA309和CH309旋翼翼型进行了低、高速气动特性对比试验研究。1试验原理和方法1.1翼型在体轴系的计算公式由翼型的表面压力分布可以确定升力系数、俯仰力矩系数和不包括摩擦阻力的阻力系数。翼型在体轴系的法向力系数、轴向力系数、俯仰力矩系数,以及升力系数和阻力系数(不包括摩擦阻力)的计算公式详见文献。具体的方法是在模型翼展中部上下表面开静压孔,测压管通过模型内腔引出洞外,与电子扫描阀连接,测量获得翼型表面的静压数值。1.2翼型的ue气流流过翼型,由于空气的粘性,在翼型后面形成尾迹,致使翼型产生阻力,翼型所受的阻力越大,尾迹内气流的机械能越小,通过试验测出尾迹内的流动参数,根据动量法积分获得翼型的阻力系数,计算公式详见文献。具体的方法是在模型后缘处安装尾流测压耙,总压管和静压管通过测压耙内腔引出洞外,与电子扫描阀连接,测量获得模型尾迹区的总压分布和静压。2验段最高风速及高度低速试验在FL-14风洞中进行,如图1所示。该风洞是一座开、闭两用的回流式风洞,试验段横截面为圆形,直径为3.2m,开口试验段的最高风速可达115m/s,闭口试验段最高风速可达145m/s,本次试验风洞为开口状态。试验模型为全金属结构,两端带端板,展长为2000mm,弦长为500mm,上下表面共布52个测压孔。高速试验在NF-6增压连续式跨声速风洞中进行,如图2所示。该风洞二元试验段尺寸为0.8m×0.4m×3m(高×宽×长),上下壁为开闭比6%的60°斜孔壁,左右壁为实壁。试验段气流总压范围为(0.5～5.5)×105Pa。试验马赫数为0.3～0.9,试验模型为全金属结构,展长为400mm,弦长为200mm,上下表面共布77个测压孔。3ch309翼型与ua309翼型比较图3为两个翼型的几何外形比较。可以看出,与OA309翼型相比较,CH309翼型下翼面有所减薄,上翼面有所增厚,两翼型最大相对厚度相同,均为8.8%c。3.1气动特性分析在-20°～25°试验迎角范围内,进行了OA309翼型和CH309翼型的低速对比试验研究,试验马赫数为0.1和0.2,对应的雷诺数分别为1.09×106和2.19×106。图4给出了马赫数为0.1,雷诺数为1.09×106时两翼型的气动特性对比曲线,从升力曲线对比可以看出:CH309翼型比OA309翼型的零升迎角增大了约0.8°,在失速范围内,两翼型升力系数随迎角基本上呈线性变化,升力线斜率基本不变,CH309翼型相对OA309翼型向上平移,其最大升力系数为1.21,对应的迎角为12.1°,OA309翼型的最大升力系数为1.10,对应的迎角为11.5°;从力矩曲线对比可以看出:失速前,相对于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系数向低头力矩方向增大,即焦点前移;从阻力曲线的对比可以看出:失速前,在正迎角区域,两翼型的阻力系数基本相当。图5给出了马赫数为0.2,雷诺数为2.19×106时两翼型的气动特性对比曲线,从升力曲线对比可以看出:CH309翼型比OA309翼型的零升迎角增大了约0.6°,在失速迎角范围内,两翼型升力系数随迎角基本上呈线性变化,升力线斜率基本不变,CH309翼型相对OA309翼型向上平移,其最大升力系数为1.237,比OA309翼型提高了约1.5%,两翼型的失速迎角基本相当,约为12°;从力矩曲线对比可以看出:在失速迎角范围内,整个正迎角区域,相对于OA309翼型,CH309翼型的零升力矩系数绝对值有所降低;从阻力曲线的对比可以看出:相对于OA309翼型,CH309翼型的阻力系数在迎角为-4.5°～2.5°范围内有所增大,在迎角为2.5°～12°范围内有所降低。3.2财务分类在升力曲线上的表现在-18°～20°试验迎角范围内,进行了OA309翼型和CH309翼型的高速对比试验研究,试验马赫数为0.3、0.4、0.5,对应的试验风速分别为102、136、170m/s,对应的雷诺数分别为1.32×106、1.73×106、2.1×106。图6给出了马赫数为0.3,雷诺数为1.32×106时两翼型的气动特性对比曲线,从升力曲线对比可以看出:相对于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角与其基本相当,升力线斜率略有增大,CH309翼型的升力线斜率为0.087,最大升力系数为1.266,对应的迎角为14.2°,OA309翼型的升力线斜率为0.084,最大升力系数为1.24,对应的迎角为14°;从力矩曲线对比可以看出:在失速迎角范围内,相对于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系数向低头力矩方向增大,即焦点前移;从阻力曲线的对比可以看出:两翼型的阻力变化趋势基本一致,CH309翼型阻力系数的绝对值与OA309翼型的阻力系数基本相当。图7给出了马赫数为0.4,雷诺数为1.73×106时两翼型的气动特性对比曲线,从升力曲线对比可以看出:相对于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角和升力线斜率与其基本相当,最大升力系数和失速迎角都有所增大,其中OA309翼型最大升力系数为1.134,对应的迎角为12°,CH309翼型最大升力系数为1.246,对应的迎角为14.2°;从力矩曲线对比可以看出:在失速迎角范围内,相对于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系数向低头力矩方向增大,即焦点前移;从阻力曲线的对比可以看出:两翼型的阻力变化趋势是基本一致,CH309翼型阻力系数的绝对值与OA309翼型的阻力系数基本相当。图8给出了马赫数为0.5,雷诺数为2.1×106时两翼型的气动特性对比曲线,从升力曲线对比可以看出:相对于OA309翼型,CH309翼型的零升迎角和升力线斜率与其基本相当,最大升力系数和失速迎角都有所增大,其中OA309翼型在8°时,升力线斜率开始减小,其最大升力系数为1.12,对应的迎角为12°,CH309翼型在10°时,升力线斜率开始减小,而且减小趋势相对OA309翼型缓慢,其最大升力系数为1.17,对应的迎角为14.2°;从力矩曲线对比可以看出:在失速迎角范围内,相对于OA309翼型,CH309翼型的俯仰力矩系数向低头力矩方向增大,即焦点前移;从阻力曲线的对比可以看出:两翼型的阻力变化趋势基本一致,CH309翼型阻力系数的绝对值与OA309翼型的阻力系数基本相当。4ch309翼型的动态图9给出了在Ma=0.2,Re=2.19×106,迎角为3°,6°,9°时两翼型的压力分布对比。由图中可以看出,迎角越大,两翼型上表面的吸力峰值点越靠近翼型前缘。两翼型下表面产生的推力面积基本相当,上表面产生的吸力面积CH309翼型明显大于OA309翼型。因此,相同迎角下,CH309翼型的升力系数比OA309翼型要大。在靠近后缘的区域内,两翼型上表面的压力大于下表面产生抬头力矩,这个力矩随着迎角的增大,逐渐减小因而保持了力矩曲线很好的线性,相同迎角下,CH309翼型产生的抬头力矩要小于OA309翼型。采用红外成像,进行了OA309翼型转捩测量试验,图10给出了在Ma=0.2,Re=2.19×106,迎角为3°、6°、9°时翼型转捩位置对比温度曲线。从图中可以看出,翼型转捩试验结果与表面压力分布结果在流动机理上相吻合,转捩区域随着迎角的增大向翼型前缘扩散,并且持续被压缩,表明转捩区域接