第二十八届（2012）全国直升机年会论文直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究林永峰黄建萍黄水林邓景辉刘平安（中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西景徳镇333001）摘要：针对CH-9.5旋翼翼烈，开展了不同马赫数、迎角及振动频率时的静态和动态气动特性实验，介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤，测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性，给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律，所获得的试验结果可为理论模型提供了验证依据。关键词旋翼翼型：动态失速：风洞试验0引言旋翼翼型气动特性是旋翼气动特性分析的基础，直升机旋翼所处的气动环境非常复杂，当直升机前飞时，旋翼桨叶旋转一周，英瞬时动压会急剧变化，为了平衡旋翼，必须通过周期操纵调整不同方位的桨叶攻介。由于旋转速度与前飞速度的叠加，此时，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大攻角动态火速和气流分离，因此，美国、欧洲等国都在开展旋翼翼型的动态火速特性研究。旋翼翼型的动态失速特性风洞试验是摸清翼型气动特性、获得气动数据的重要手段。旋翼翼型的动态失速特性研究包括理论及试验研究，理论研究包括基于试验数据的半经验模型（如Lcishman-Bcddocs模型、ONERAEDLIN模型、JOHNSON模型）⑴⑵⑶⑷⑸⑹国和基于CFD技术的数值方法⑺通过求解雷诺平均N・S方程模拟翼型定常和大攻角非定常振荡流场，进行翼型静、动态气动力CFD数值模拟。试验研究包括振荡机翼的测力、测压试验，采用PIV技术的动态失速流动细节测量。冃前对旋翼翼型气动特性的研究仍在不断深入，主要集中在详细测量翼型的动态气动力，准确预测旋翼翼型的静、动态气动力，以及采用各种新技术抑制动态失速等方而。本文研究获国家科技部国际合作项目•“直升机流体动力学试验与分析技术研究”提供的经费支持，并在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）开展了旋翼翼型CH-9.5的静态和动态气动特性实验，得到了不同攻角、缩减频率下的翼型动态失速特性。1试验设备及试验方法旋翼翼型动态失速特性试验是在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）的SVS-2风洞完成,该风洞可以进行翼型的静态和动态特性试验。SVS-2风洞的主耍技术指标：流速：标准空气条件下，马赫数0.3〜0.6模型长度：0.5m模型弦长：0.18m振动频率：0〜20Hz振幅:5°开展翼型动态失速特性试验的模型（机翼）谐波振荡规律如下：其中，am为平均倾角，屮（t）=0）t为机翼振荡角，（D=27tf[rad/s],为振荡角速度，f[Hz]为振荡频率（机翼振荡的角频率和频率），Aa与E是机翼振荡的振幅和初始相位角。机翼振荡振幅Aa变化范围为0。〜5。，振荡频率f变化范围为0〜20Hzo试验中将测出下列参数：机翼迎角a,机翼振动频率f,机翼的空气动力载荷：法向力Y、纵向力X和俯仰力矩Mzo试验模型（机翼）在风洞屮的安装见图1。图I试验模型（机翼）在风洞中的安装照片2试验模型试验翼型为CH-9.5翼型，动态失速特性风洞试验模型设计制造由中央空气流体动力研究院（TsAGI）完成。3试验状态试验包括静态特性试验和动态特性试验。3.1静态特性试验（1）没有上壁面试验试验模型长度0.5米，弦长0.18米，制造完成后的模型见图2。图2试验模世1）自由边界层转按试验马赫数％=0.3,0.35,0.4,0.45,0.5,0.55,0.617°,攻角a=-7°,-6°,-4°,-2°,18°,20°,22°,24°,26°,0°,2°,4°,6°,7°,8°,9°,10°,28°11°,12°,13°,14°,15°,16°,2）固定边界层转按试验马赫数Ma=0.3,0.4,0.5,0.6攻角a=-7°,-6°,-4°,-2°,0°,2°,4°,6°,7°,8°,9°,10°,11°,12°,13°,14°,15°,16°,17°,18°,20°,22°,24°,26°,28°（2）有上壁血的试验试验状态和没有上壁血试验和同。（3）带孔上壁血试验试验状态和没有-上壁血试验相同。3.2动态试验（1）自由边界层转按试验振幅Aa=5°马赫数Ma=0.3,0.35,0.4,0.45,0.5,0.55,0.6平均攻角：am=4°,8°,13°,15°,17°,20°,对应马赫数Ma=0.3,0.35,0.4,0.45,0.5am=4°,8°,14°,18°,20°,22°,对应马赫数Ma=0.5,0.55,0.6缩减频率k=0.02,0.025,0.03,0.035,0.04,0.045振荡频率：>5Hz,10Hz,15Hz,20Hz,对应马赫数Ma=0.3,0.35,0.4,0.45戶2.5H乙5...