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图 5～ 图 7分别为变侧滑角的机身滚转力矩 系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数变化规律。
且侧滑角变为正值后其增加速度减缓。 而机身俯 仰力矩曲线随侧滑角变化并不单调下降 ,总的变 化范围从 0. 22～ 0. 07,相对于其量值各条曲线的 起伏较小 ,表明侧滑角对机身俯仰力矩系数影响 较小。 不同 Ct 下机身俯仰力矩系数曲线层次明 显 ,同一侧滑角下更大的 Ct 有更大的机身俯仰力 矩系数。
本文在 1995年风洞试验的基础上 ,利用原研 究 型 马赫 数 相 似旋 翼 模 型和 Z9 机 身模 型 , 于 2000年在 C ARDC 8 m× 6 m低速风洞中进行了 旋翼 /机身组合模型的带侧滑角试验 ,并着重讨论 侧滑角对旋翼 /机身、平尾及垂尾气动干扰特性的 影响。
本试验利用 C ARDC 12 m× 16 m / 8 m× 6 m 风洞直升机旋翼 /机身组合模型试验台 (简称试验 台 )在 8 m× 6 m试验段中进行。 主要测量设备除 试验台测量系统中的旋翼天平、扭矩天平外 ,还有 机身天平、平尾天平、垂尾天平及用于机身表面动 态压力分布测量的压力传感器。 旋翼模型是一副 研究型全铰接式马赫数相似模型 ,半径 2 m。机身 模型为 Z9金属框架加玻璃钢壳体结构的刚性模 型 ,缩比尺寸为 1∶ 3。 相应比例的 Z9旋翼模型 , 半径为 1. 99 m,与所用研究型旋翼模型的半径十 分接近。图 1为桨毂中心、旋翼天平、机身模型、机
4 结论
由以上分析 ,可以得到如下结论: ( 1)小速度前飞状态下 ,侧滑角对旋翼 /机身 干扰在机身的六个力素上均有表现 ,但对机身俯 仰 力矩 系数影 响相 对较 小。机 身侧 向力、 机身 滚转 力矩随侧滑角变化曲线的线性度很好 , 侧滑角对 机身阻力、偏航力矩和俯仰力矩作用呈现一定的 非线性 ,对于机身升力的影响则比较复杂。
3 试验结果及讨论
在以下的图中 , CA , CN , CY , Cl , Cn , Cm 分别表 示 机 身的 轴 向 力 系 数、 法 向 力系 数 、侧 向 力 系 数、 滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。符 号 Cf h表示平尾的法向力系数 ,其后的 r表示右平 尾 , l 表示左平尾。 Cf v表示垂尾的法向力系数 , Ct 为旋翼的拉力系数 ,Ts 为旋翼主轴倾角 ,Us 为试验 台侧滑角 ,从上往下看以逆时针方向为正。系数前 的 Δ 表示该系数扣除了不带桨叶试验的结果。 系 数后的 1, 2, 3, 4分别表示用旋翼、机身、平尾、垂 尾相应的因子作归一化计算。
Rotor /Fuselage Compound Model Wind Tunnel Test with Sideslip Angle
L AN Bo , CHAN G Ji ng -li
( Low Speed Insti tute , China Aerodynamics Research & Development Center, Mianyang 622662, China )
图 2 变侧滑角的机身阻力系数
图 3为变侧滑角的机身升力系数变化规律 , 图中给出了 Ct= 0. 012和 Ct= 0. 008下的曲线。由 图 3 可知 , 机身 升力 系数变 化 范围 在 - 0. 25～ 0. 42之间 ,两条曲线具有接近的变化趋势 , 随侧 滑角增加 ,机身升力系数变化并不单调 ,尤其在侧 滑角由 8°增加到 10°时 ,机身升力系数下降显著。 由于机身处在旋翼的高能下洗涡流之中 ,其绕流 特性十分复杂 ,出现非定常、非对称、非线性气动 载荷 ,可以在今后的试验中进行进一步的研究 ,为 理论计算提供依据。
本研究主要关心在小速度前飞 ( 10～ 25 m /s) 变 侧 滑角 情 况 下 机 身、 平 尾、 垂 尾 上各 个 力 、力 矩 等的规律 ,以下给出的主要是风速为 20 m / s ,Ts = - 5°下的曲线 , 其余风速下曲线有着近似的规 律。以下按照旋翼 /机身、旋翼 /平尾、旋翼 /垂尾的
试验结果均采用固连直角坐标系 ,桨毂载荷 采用桨毂坐标系 ,机身模型载荷采用机身天平坐 标系。试验结果未进行台架干扰、洞壁干扰和流场 品质等项修正。 所有静态量皆扣除了不带桨叶试 验的初始值。 旋翼气动力和力矩系数采用桨尖速 压及桨盘面积 (旋翼半径 )来计算。机身及平尾、垂 尾的气动系数分 别用来流速压和相 应的机身面 积、半平尾翼面面积、垂尾翼面面积计算。 机身力 矩的参考中心为机身天平轴系的坐标中心。
( 2)小速度前飞状态下 ,旋翼对平尾的干扰受 侧滑角影响不大 ,相同拉力系数下旋翼尾流对右 平尾力的贡献更显著。
( 3)小速度前飞状态下 ,旋翼对垂尾的干扰受 侧滑角影响显著 ,而且随侧滑角变化的曲线具有 良好的线性关系 ,不同拉力系数下的载荷接近。
参考文献:
[1 ] Leishman J G, Bi N P. Aer odynamic inte ractio ns betw een a ro tor a nd a fuselag e in fo r wa rd fligh t [ J]. Jour nal o f the Ame rican Helipco pter Socie ty, 1990, 35( 3): 22-31.
直升机旋翼 /机身组合模型的 带侧滑角风洞试验
兰 波 , 常景丽
(中国空气动力研究与发展中 心 低速所 ,四川 绵阳 622662) 摘 要: 介绍了一副研究型马赫数相似旋翼和 Z9机身组合模型低速风洞的试验概 况 , 着重讨论了侧滑 角对旋翼 /机身、 平尾及垂尾气动干扰特性的影响。 试验结果表明: 小速度前飞情况下 , 侧滑角对旋翼 /机身 干扰的影响在机身的六个力素上均 有表现 , 但对机身俯仰力矩系数影响相对较小 ; 平尾力受侧滑角变化的影 响较小 ; 旋翼 /垂尾干扰受侧滑角影响显著 , 且随侧滑角的变化曲线具有良好的线性关系。 关 键 词: 风洞试验 ; 气动干扰 ; 侧滑角 ; 小速度前飞 中图分类号: V 211. 52; V 211. 7; 文献标识码: A
引言
1 试验设备与模型
以往的研究结果表明 ,在直升机旋翼 /机身气 动力干扰中 ,只要旋翼 /机身不是短间距布局 ,则 机身对旋翼的气动特性影响较小 ,而主要是旋翼 对机身的气动力干扰 [ 1]。 特别是小速度前飞状态 下 ,机身及其尾翼处于旋翼的高能下洗涡流之中 , 其绕流特性十分复杂 ,出现较严重的非定常、非对 称、非线性气动载荷 [1 ]。 1995年中国空气动力研 究与发展中心 ( Chi na Aerodynamics Research & Dev elo pm ent Cent er, CARDC)低 速所 利用 一副 研究型马赫数相 似旋翼模型和 Z9机身 模型 ,在 CARDC 8 m× 6 m 低速风洞中进行了单独旋翼 和旋翼 /机身组合模型试验 ,研究了悬停及小速度 前飞状态下旋翼对机身气动特性的影响 ,着重讨 论了水平尾翼对机身纵向气动特性的贡献。
3. 1 侧滑角对旋翼 /机身气动干扰的影响 图 2给出了变侧滑角的机身阻力系数变化规
律。可以看出 ,机身阻力系数变化范围在 - 0. 02～ 0. 14之间 ,并且随侧滑角变化 ,曲线并 不单调变 化。 三个不同 Ct 下机身阻力系数曲线层次明显 , 量值最大 Ct = 0. 012曲线的机身阻力系数变化范 围为 0. 04～ 0. 12,机身阻力系数最大出现在 Us= - 4°。
图 3 变侧滑角的机身升力系数
图 4给出了变侧滑角的机身侧向力系数变化 规律。 曲线表明 ,机身侧向力基本呈线性单调下 降 ,各个 Ct 下 ,机身侧向力系数曲线接近 ,具有基 本相同的斜率 ,但层次明显 ,同一侧滑角下 ,大拉 力系数具有大的机身侧向力。
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飞 行 力 学
第 20卷
图 4 变侧滑角的机身侧向力系数
3. 2 侧滑角对旋翼 /平尾气动干扰的影响
图 8给出了机身平尾力系数的变化规律 ,为 左右平尾在三个不同 Ct 下的对比曲线。 由图可 知 ,相对于其量值各条曲线的起伏较小 ,表明侧滑 角对机身的平尾力系数只造成有限的影响。 根据 三个 Ct 下左右平尾力的对比 ,相同拉力系数下右 平尾力系数较左平尾系数大 0. 03左右 ,表明旋翼 下洗流场对右平尾力的贡献更显著。 但不论左右 平尾 ,大拉力系数下平尾力系数绝对值更大。
CARDC. It 's the ef f ect of sidesli p a ng le on aerodynami c i nteracti ons bet w een rot or /f uselag e, ro to r /horizo nt al t ail and ro to r / v ertical tai l t ha t is especia lly di scussed. In lo w speed f o rw ard f lig ht , t he ef fect of sidesli p angle o n rot or / fuselage aerodyna mic i nt eractio ns is sho w n i n all t he six f orce co mponent s of the fuselage. It aff ect s t he f uselag e pi tchi ng mom ent
DOI : 10. 13645 /j . cnki . f . d. 2002. 03. 014
第 20卷 第 3期 2002年 9月
文章编号: 1002-0853( 2002) 03-0048-04
飞 行 力 学 F LI G HT DY N AM ICS
V o l. 20 No . 3 Sep. 2002
图 5 变侧滑角的机身滚转力矩系数
图 6 变侧滑角的机身偏航力矩系数
图 8 变侧滑角的平尾力系数
3. 3 侧滑角对旋翼 /垂尾气动干扰的影响 图 9给出了变侧滑角的垂尾力系数变化
![复合式常规旋翼高速直升机组合模型风洞试验装置及方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s1/m/d7657ce78ad63186bceb19e8b8f67c1cfad6ee92.png)
