涡桨飞机螺旋桨风洞测力的实验研究

2020-05-08李盛文徐传宝

黑龙江科技大学学报 2020年2期

徐越，李聪，李盛文，徐传宝

(1.中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨 150001； 2.低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，哈尔滨 150001)

0 引言

螺旋桨会对飞机产生较大的动力影响，这种动力影响包括直接影响和间接影响。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指桨后产生的滑流与飞机各部件之间的干扰作用，这种影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、稳定性及舵面效率均受影响。这种影响的极端情况发生在飞机小速度、大拉力和偏转襟翼状态[1]。间接影响对于以涡桨发动机为动力装置的飞机设计成败，起到非常重要的作用。如果设计不合理，螺旋桨滑流可以在很大程度上降低飞机的气动效率；相反，如果处理恰当，螺旋桨滑流则可以大大提高飞机的气动效率。旋转轴天平用于测量螺旋桨的气动力，安装在涡轮空气马达(驱动装置)与螺旋桨之间，直接与螺旋桨相连并高速同步旋转。在单独螺旋桨实验时采用螺旋桨旋转轴天平可以准确测量螺旋桨的拉力和扭矩，从而获得螺旋桨的性能和为全机带动力实验选定桨叶角数值；在全机带动力实验时采用螺旋桨旋转轴天平测量螺旋桨气动力，可以将螺旋桨气动力与全机气动力进行分离，从而获得准确的螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响量[2]。旋转轴天平作为一种涡桨飞机螺旋桨的测力技术手段，具有测力精度高、设备集成度高、数据可靠性高等特点，成为最引人注目的研究和应用热点。因此，笔者研究旋转轴天平的相关技术，并将其应用于相关模型的螺旋桨风洞测力实验。

1 国内外技术现状

1.1 国内

目前，国内具备螺旋桨滑流实验能力的生产型风洞约有4座：航空工业气动院和中国空气动力研究与发展中心各2座低速风洞。航空工业气动院高雷诺数低速风洞于2018年完成了我国首个基于旋转轴天平的变雷诺数影响螺旋桨动力模拟风洞实验。

国内，基于常规测力天平的螺旋桨飞机全机带动力实验通常采用腹部支撑，电机安装在发动机短舱中，由外式天平完成包括螺旋桨气动力和滑流影响在内的全机气动力的测量[3]。螺旋桨气动力既可以采用单桨实验装置测量，也可以通过在全机带动力模型的发动机短舱中安装螺旋桨天平与全机气动力同时测量，两种方法可根据模型尺寸和实现的难易程度酌情选择。但这两种测量方法对于大功率、前置式发动机布局的涡桨飞机来说，得到的螺旋桨气动力都存在一定误差。采用第一种方法测量螺旋桨气动力时，测量结果没有考虑发动机短舱和机翼等部件对螺旋桨的影响，而且单桨实验与全机带动力实验的风速和模型姿态角也很难保证完全一致；采用第二种方法测量螺旋桨气动力时，螺旋桨天平安装在发动机短舱内电机的后部，天平受电机振动、冷却水管等因素的干扰较大，测量时会产生误差；而且螺旋桨天平测量的数据包括电机的重力和螺旋桨的气动力，用于螺旋桨气动力测量的有效载荷只占天平总量程的一小部分，不利于螺旋桨气动力的精确测量；再者螺旋桨天平的刚度和量程都比较大，导致天平的体积也比较大，这样，对于体积较小的发动机短舱，只有将发动机短舱局部放大后才能进行风洞实验，也会给实验数据带来一定的误差[4-5]。

1.2 国外

欧美国家早期的螺旋桨飞机滑流风洞实验也采用小尺寸的高频电机作为螺旋桨驱动装置。随着螺旋桨滑流实验对螺旋桨驱动装置要求的不断提高。国外从20世纪80年代开始，陆续在增压风洞、大尺寸高/低速风洞等雷诺数较高的风洞中开展了基于涡轮空气马达的螺旋桨滑流实验技术研究，突破了涡轮空气马达控制、旋转轴天平设计与校准、旋转轴天平数据传输与处理、空气桥天平设计与校准等关键技术，完善了螺旋桨滑流风洞实验洞壁干扰修正方法，建立了较为完善的涡轮空气马达螺旋桨滑流风洞实验体系，使得涡桨飞机的带动力风洞实验可以在较高的风速和雷诺数下进行，有力支撑了A400M和E-2D等新一代涡桨飞机的研制[6-7]。目前，法宇航、DNW、美国的NASA等，已经掌握了基于旋转轴天平的飞机螺旋桨气动力测力装置及方法。

2 旋转轴天平测量的基本原理

2.1 旋转轴天平结构

研究螺旋桨与飞机各部件之间的相互影响，需要研制能够精确测量螺旋桨气动力的螺旋桨旋转轴天平，旋转轴天平需要安置在驱动装置与螺旋桨之间，图1为旋转轴天平及桨叶安装示意图，螺旋桨桨叶安装在桨毂上，桨毂具有可调节桨叶角功能，桨毂后端安装在旋转轴天平的测量端，可以随着驱动马达同步高速旋转，且不受螺旋桨驱动装置和发动机舱房空间的限制，准确测量螺旋桨的气动力[8]。

图1 螺旋桨桨叶测力装置Fig. 1 Propeller force measurement device structure

螺旋桨旋转轴天平按照6分量天平设计，对螺旋桨旋转轴天平的设计要求是天平精度高、体积小、量程适中、质量分布均匀、引线方便和高速旋转[9]。根据图2设计计算应变云图，在旋转轴天平上合理布置6元载荷测力电桥(图3)，螺旋桨受气动力载荷后，各电桥信号电压发生变化，根据电压变化相对量计算气动载荷大小。

图2 旋转轴天平设计计算应变云图Fig. 2 Rotating shaft balance design calculation

图3 旋转轴天平电桥Fig. 3 Rotating shaft balance strain-gauge bridge

2.2 旋转轴天平电桥原理

每个测量电桥由4片电阻应变片组成，即粘贴在应变梁根部上下表面的R1、R2、R3、R44片应变片组成测量载荷的惠斯顿电桥。Us为供桥电压，ΔU为电压输出信号增量，ΔR为电阻增量。各自由度载荷变化后，电桥内的电阻应变片R1、R2、R3、R4的电阻值会产生微小的变化，应变片的电阻由电桥平衡时的Rx变为Rx+ΔR，信号输出端电压信号Uout会产生相应的变化ΔU[10]。

根据电桥平衡原理

(1)

当电桥的输出电压为0时，电桥处于平衡状态。电桥的平衡条件是

R1R3=R2R4,

即当电桥两个相对桥臂电阻值乘积相等时，电桥处于平衡状态。若旋转轴天平在力F作用下产生弯曲变形，则各桥臂应变计产生ΔR增量，这时电桥将失去平衡。由于R1=R2=R3=R4=R，|ΔR1|=|ΔR2|=|ΔR3|=|ΔR4|=ΔR，则式(1)经简化最后为

(2)

应变天平的设计应变一般为ε的10-4～10-3，因此灵敏度系数K=2的应变计ΔR/R为0.000 2～0.002 0，此值可以忽略，所以式(2)可以写成

(3)

由式(3)可知，ΔR与ΔU成正比关系。

根据同样道理可推导出半桥和单臂电桥工作公式:

应变天平大多采用全桥测量电路，其原因是全桥测量既可以增加电压输出信号，又可以有效地消除天平各分量之间的相互干扰和获得温度自补偿效果。

测量电桥的电压信号输入计算机A/D变换器进行转换,并以数字量Δn显示，ΔU与Δn呈线性转换关系，因此，可由天平校准公式计算出天平测量拉力、升力、扭矩、偏航等的气动载荷Fm和Mm。用这种方法同样可以测量应变、振动频率等[11-13]。

3 螺旋桨风洞实验

旋转轴天平测量飞机螺旋桨气动力的风洞实验，如图4所示。模型采用全机缩比模型，支撑方式为腹部单支杆支撑，实验时能够模拟飞机俯仰角度、偏航角度的变化，且可以进行4发螺旋桨带动力模拟实验。

图4 旋转轴天平测量螺旋桨的气动力Fig. 4 Rotary axis balance to measure propeller aerodynamics

4发旋转轴天平需要实现天平动态信号及静态信号同步连续采集及旋转轴天平载荷的实时监控。风洞实验需要进行旋转轴天平的信号数据采集及数据处理工作，如图5所示，由数据采集系统得到旋转轴天平在每旋转1圈时固定角度下的气动力载荷信号值，将多周的数据平均值经过天平公式计算,得到在固定角度下的螺旋桨桨叶的载荷，按需要的坐标系进行投影，得到相应坐标系下的气动力载荷值。经过风洞实验验证，采用上述数据采集方案与数据处理方法,能够得到可靠、稳定且快速响应的旋转轴天平载荷数据。同时考虑到旋转轴天平高速旋转时，由于螺旋桨气动载荷及实验设备自身旋转、振动等原因带来的复杂工况，需要对旋转轴天平进行动态载荷监控，以保证设备的安全及测量数据可靠性。

图5 旋转轴天平的数据处理Fig. 5 Rotating shaft balance data processing

旋转轴天平信号及桨叶应变信号经过滑环引电器传输到采集系统。滑环设计转速最高10 000 r/min，为了保证滑环工作可靠性，需要对滑环进行冷却及润滑。滑环引电器结构如图6所示，左侧为转子部分，右侧为定子部分，能够将旋转轴天平的旋转数据信号引出至外部计算机上，实现旋转轴天平信号的数据采集。

图6 高速滑环引电器Fig. 6 High speed slip ring

图7为采用旋转轴天平测量的某飞机风洞实验曲线。

图7 旋转轴天平测量的风洞实验曲线Fig. 7 Wind tunnel test curves of wind tunnel test model use rotating shaft balance

图7表明，在相同雷诺数下，随着拉力系数Tc增加(0～0.20)，飞机模型的气动力系数增加，即由于螺旋桨滑流存在，增加了滑流区机翼附面层能量，可有效抵抗机翼后缘的逆压梯度，从而推迟失速迎角，提高模型的最大升力系数，同时由于滑流的存在增加了平尾的下洗角，降低了飞机的纵向安定性，为飞机设计研制提供了重要有效数据保障。