1 试验装置与试验方法
1.1 试验设备及模型
1.1.1 ø3.2 m风洞
ø3.2 m风洞（图5）是一种开、闭口试验段两用的回流式风洞，试验段横截面为圆形，直径为3.2 m；开口试验段的试验风速最高可达100 m/s，本次试验在开口试验段进行。
1.1.2 2 m直径共轴刚性双旋翼分离式试验台
试验台由台架系统、动力系统、测量系统、操纵控制系统以及主轴倾斜系统等组成见图 6。试验台主要性能参数：最大输出功率： 120 kW；侧滑角范围： -90°~+90°；旋翼主轴转速范围： 0~2 100 r/min；攻角范围： -20°~+20°；操纵系统角度控制精度：0.1°。
1.1.3 ø2 m共轴刚性旋翼模型
2 m刚性旋翼模型挥舞一阶刚度为1.7Ω，模型桨叶见图 7。旋翼模型主要参数如下：旋翼直径：2 m，桨毂直径：0.15 m，桨叶片数：共8片（上、下旋翼各4片），桨叶弦长：0.07 m，桨叶扭转角：-12°(线性)。
1.1.4 PIV数据测量设备
测量设备采用PIV测量系统，由高速数字相机、照明激光器（图8（a））、同步控制器、高性能计算机及采集处理软件组成。图 8为该PIV测量系统的示意图。激光系统：由激光器、导光臂和片光头组成。记录系统：数字相机的像素为2 048×2 048，采集频率2 Hz，见图 8（b）。同步控制器：7个同步控制通道，每通道延时可分别设置，延时控制精度优于10 ns，见图 8（c）。数据采集系统：PIV数据采集服务器1台，配置如下：P4双核2.4 Hz，4 GB内存，250 GB硬盘。粒子发生器：示踪粒子采用乙二醇/丙二醇的混合液体，粒径2~5 μm。此次试验中采用加热型的粒子发生器和粒子扩散管。粒子发生器由液体供应系统、温度控制系统、压缩气供应系统以及蒸发器组成。根据试验情况以及PIV设备的情况，预计粒子发生器需要加热功率最大为8 kW。由此，设计采用3片加热片、2个蒸发腔的方案。采用粒子扩散喷管，将粒子喷射于回流式开口风洞的进口，通过风洞中气流的不断循环，将粒子均匀地充满整个流场区域，确保测量截面流场的均匀性，其次根据测量面PIV成像品质，可适当调节粒子浓度。
图像处理软件：CCD相机拍摄的截面PIV数据图片由MicroVec软件处理。将识别到的图像信息转换成.dat文件，采用tecplot绘制速度矢量和涡量云图等。涡量表达式为
式中：v为y方向的速度；u为x方向的速度。
1. 2 PIV试验方法及数据处理
1.2.1 试验方法
在进行共轴刚性旋翼悬停及前飞状态气动干扰研究时，通过桨尖涡的运动轨迹以及诱导速度分布来分析上下旋翼气动干扰规律。PIV试验主要通过流场中测量截面上跟随流体运动的示踪粒子的运动速度和流动趋势反映旋翼流场特性规律。
图 9为PIV测量示意图，在已知的时间间隔Δt内，跟随流体运动的示踪粒子被脉冲激光器发出，经过透镜组作用的片光照射，将粒子的瞬间位置记录在CCD芯片上。如果知道在t1 与t2 这2个时刻同一颗粒微团的位移变化Δs，从记录所得颗粒图1,2中，根据速度的定义式就可以获得颗粒群在t1时刻的运动速度，曝光时间Δt根据测量点最大相对速度以及分辨率等参数调节。
1.2.2 PIV成像标定及跨帧时间标定
（1）方位角触发采集
此次试验采用方位角触发，以上旋翼2号桨叶为基准桨叶， 2号桨叶位于0°方位角默认触发0°方位角。采用同步控制器以方位角5°开始触发，同一位置拍摄100张照片再求平均速度矢量。每隔10°拍摄1次，直到方位角85°。桨叶剖面绕流仅拍桨叶当前方位桨叶剖面的流动规律，因此方位角触发到桨叶该方位时只拍1次，拍摄100张。此次试验采用大视场低频PIV设备，相机的拍摄频率为2 Hz。
（2)PIV成像标定及跨帧时间选择
PIV成像标定目的是保证成像区域定位准确、成像清晰并且满足视场尺寸要求。硬件系统调节步骤如下：将镜头和相机法线方向调整重合并且正对成像区域；调整相机相对成像区域的距离测量视场尺寸覆盖550 mm×550 mm的面积，调整镜头像距使得成像清晰；校准测量区域倾斜度、校准测量区域中心相对位置。
相机像素2 048×2 048，视场为L mm×L mm,令查询窗为N×N ，则
式中：
对每个跨帧时间，选取信噪比较高、示踪粒子分布区域较均匀的试验图片分别进行处理，选取最优的跨帧时间作为正式试验的跨帧时间。
本试验在风速V=11 m/s时，选取的跨帧时间为140 μs，风速V=20 m/s时，选取的跨帧时间为90 μs，风速V=23 m/s时，选取的跨帧时间为70 μs，风速V=34 m/s时，选取的跨帧时间为60 μs，风速V=38 m/s时，选取的跨帧时间为50 μs。
1.2.3 测量截面选择
PIV不同方位测量区域的选择以不同方位旋翼尾迹特征以及大致流动趋势为依据。图10为2 m直径共轴刚性旋翼PIV风洞试验测试图。
（1） 悬停PIV测量试验
悬停时，桨尖尾迹因诱导速度向内收缩，选择包含桨尖向内向下的区域作为PIV测量范围，为充分包含旋翼尾迹区域，而且必须拍摄到桨尖涡的生成发展过程，由于测量剖面的视场尺寸为550 mm×550 mm，以上旋翼桨尖为基准，选择向外向上延伸0.1R（R为旋翼半径）为测量范围的边界。悬停状态旋翼流场是周期性的，任意方位角可做测量面，为了减少支架干扰，选择垂直于台架方向的截面拍摄，即风洞中0方位角截面见图 11。
（2） 前飞PIV测量试验
前飞状态，桨叶尾迹随着来流向后发展，不同方位，不同截面上的流场形态是不同的。此次试验选取两个典型截面进行流场测量，测量0°方位角和180°方位角截面的流场特征，0°方位角尾迹向后向下发展，以上旋翼桨尖为基准，选择向内向上延伸0.1R为测量范围的边界。180°方位角尾迹在向后发展过程中先向上然后向下发展，因此以上旋翼桨尖为基准，选择向外向上延伸0.1R为测量范围的边界，前飞状态测量范围见图 12。
大前进比状态桨叶剖面流场测量试验，桨叶位于0°和180°方位角附近的时的桨叶表面的径向流动比较强，如果测量截面选取0°和180°方位角，相机处于流场中，示踪粒子凝结液极易覆盖镜头，使得流场失真，此次试验选取桨叶处于210°方位角作为强径向流的测试方位，径向位置选取0.5R，0.7R，0.9R。270°方位角附近为后行侧大反流区的突出方位，因台体干涉，选取240°方位角作为大反流区的测试方位，径向位置选取0.35R，0.5R，如图 13所示。桨叶上翼面流动是剖面绕流的主要特征，因桨叶遮挡，PIV无法同时采集桨叶上下表面的流场信息，此次试验采取激光从桨叶剖面后缘斜上方打光，尽可能较大程度的覆盖桨叶剖面主要流动区域。
2 试验结果及分析
2. 1 悬停状态流场测量分析
图 图,14,15,16,17,18,19为悬停状态额定转速（1 860 r/min）单双旋翼桨尖涡运动轨迹对比，桨尖涡自桨尖扰动生成，形成逆时针（左视）旋转的旋涡向内收缩发展，旋翼在桨盘下方0.2R以内向内收缩较快，离桨盘平面越远桨尖涡向内收缩越慢；同一触发方位角下，双/上旋翼桨尖涡向内收缩速度明显比单旋翼的快，单旋翼桨尖涡向内收缩速度比双/下旋翼快，且双/上旋翼桨尖涡垂向间距大于单旋翼涡间距，表明上旋翼的尾迹处于下旋翼诱导速度场，垂向诱导速度增大，涡向下发展速度加快；上旋翼桨尖涡逆时针旋转，涡核外侧速度上反，上旋翼尾涡外侧诱导速度的扩张作用阻滞了下旋翼涡尾迹向下向内收缩，而且，下旋翼涡尾迹处于上下旋翼诱导速度流场之外，下旋翼桨尖涡向内收缩最慢；桨尖涡随着向下游的发展运动逐渐耗散。转速1 860 r/min，总距10°，触发方位角5°时，单旋翼尾迹分别收缩于0.88R，上旋翼尾迹收缩于0.8R，下旋翼尾迹收缩于0.9R。转速1 100 r/min，总距10°，触发方位角5°时，单旋翼尾迹收缩于0.88R，上旋翼尾迹收缩于0.76R，下旋翼尾迹收缩于0.89R。
图14 悬停状态单/双旋翼桨尖涡核轨迹（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
Fig.14 Single/dual rotor blade vortex wake in hover（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
图15 悬停状态单/双旋翼桨尖涡轨迹对比（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
Fig.15 Single/dual rotor blade vortex wake comparison in hover（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
图16 悬停状态单/双旋翼桨尖涡核轨迹（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=15°）
Fig.16 Single/dual rotor blade vortex wake in hover（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=15°）
图17 悬停状态单/双旋翼桨尖涡轨迹对比（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
Fig.17 Single/dual rotor blade vortex wake comparison in hover（θ7=10°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
图18 悬停状态双旋翼测试截面速度矢量（θ7=8°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
Fig.18 Velocity vector on dual rotor test region in hover（θ7=8°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
图19 悬停状态双旋翼测试截面流线（θ7=8°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
Fig.19 Streamline on dual rotor test region in hover（θ7=8°，ω=1 860 r/min，Ψ=5°）
图 18和图 19为悬停状态双旋翼中截面上速度矢量及流线图，可以看出在桨尖涡周围形成清晰可辨的尾迹边界，诱导流场的集中区域位于上旋翼涡尾迹边界内侧。图 20为悬停状态不同总距桨尖涡运动轨迹对比，总距越大，诱导速度越大，桨尖涡的垂向运动速度越大。
2. 2 前飞状态桨尖涡尾迹气动特性
图 图,21,22,23为0º方位角单双旋翼不同转速不同前进比下的尾迹对比曲线。前进比越大，尾迹水平方向运动速度加快，涡尾迹愈趋于旋翼平面，尾迹边界倾斜角δ越小（涡尾迹与水平面夹角,δ1>δ2>δ3），单双旋翼尾迹趋势越接近，上下旋翼干扰越小。图 21为0º方位角单双旋翼尾迹边界倾斜角，相同前进比下，上旋翼尾迹倾斜角大于下旋翼，下旋翼大于单旋翼尾迹边界倾斜角。表明，双旋翼垂向诱导速度大，使上下旋翼的尾迹垂向偏移增大（δ3>δs3>δd3） ,见图 图,22,23。
图21 单/双旋翼0°方位角桨尖涡运动轨迹 (ω=1 100 r/min，μ=0.1)
Fig.21 Single/dual rotor blade vortex wake on 0° azimuth in forword flight (ω=1 100 r/min，μ=0.1）
图22 不同前进比双旋翼0°方位角桨尖涡尾迹(ω=1 100 r/min）
Fig.22 Dual rotor blade vortex wake on 0° azimuth in different forword ratio (ω=1 100 r/min）
图23 不同前进比单旋翼0°方位角桨尖涡尾迹(ω=1 100 r/min）
Fig.23 Single rotor blade vortex wake on 0° azimuth in different forword ratio (ω=1 100 r/min）
图 24， 25为前进比μ=0.1,180º方位角单双旋翼桨尖涡运动轨迹。在来流作用下桨尖涡自桨尖位置脱出后逆时针向后运动，因桨尖压差，气流从桨尖下翼面向上翼面流动，桨尖涡螺旋向后上升运动，当进入双旋翼诱导速度场，转入向后下降运动。下旋翼桨尖涡上升阶段在自身涡诱导和上旋翼桨尖涡的上洗诱导作用下加速向上运动；当下旋翼桨尖涡沿横向进入双旋翼诱导速度场转入下降运动，下旋翼涡尾迹加速下降；前进比μ=0.1，下旋翼桨尖涡随来流运动过程中较单旋翼上升位移高，单旋翼较上旋翼桨尖涡上升位移高，涡尾迹下降过程，下旋翼较单旋翼桨尖涡下降的快，单旋翼较上旋翼下降的快。随着前进比进一步增大，上下旋翼干扰减小，单双旋翼尾迹趋势接近。
2. 3 大前进比状态旋翼剖面流场测量分析
（1） 强径向流下桨叶剖面流场测量
刚性旋翼以大前进比飞行时，方位角0°，180°附近因来流引起桨叶近壁面展向速度增加产生强径向流动。强径向流动使得桨叶表面气流附着性增强，延迟气流分离，提升了旋翼的气动特性。图 图,26,27,28,29为桨叶处于方位角Ψ=210°时，来流限制速度v=30 m/s（因测量设备处于旋翼流场中，更大速度会引起测试设备抖动或导致危险），前进比μ=0.64及μ=0.53下0.5R及0.9R剖面绕流对比，可以看出桨叶上表面的流线在前进比μ=0.64比μ=0.53时更贴附于桨叶剖面表面沿翼剖面向后缘流动。图 30为前进比μ=0.64及μ=0.53时,方位角Ψ=210°翼剖面0.9R上气流分离点的对比：可以看出μ=0.53时，翼剖面气流分离点约为0.51C；μ=0.64时，翼剖面气流分离点约为0.62C；μ=0.64比μ=0.53时当地剖面的气流分离点延迟了约17.7%，表明前进比越大，强径向流引起桨叶表面流动附着性越强，气流分离点越延迟。因此，强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离以及延迟失速的特性。
（2） 大反流区翼剖面流场测量
刚性旋翼大前进比飞行时，旋翼桨盘后行侧（方位角270°附近）出现较大区域反流，导致桨叶动态失速、阻力增大等现象。大前进比下，共轴旋翼的反流区增大。图 31， 32为方位角240°前进比μ=0.53及μ=0.64下0.35R剖面绕流流场，可以看出μ=0.53时，反流区桨叶剖面流动畸变严重，桨叶上翼面气流自后缘向前缘流动，前缘小范围内气流自前向后流动，在中间产生流场畸变。随着前进比进一步增大，反流强度越强，畸变消弱，反流区翼剖面气流完全自后缘向前缘流动；图 33， 34为方位角240°前进比0.53及0.64下0.9R翼剖面绕流流场，可以看出，大反流区域靠近桨尖，反流基本消失，表明相同前进比下，径向位置越小，反流强度越强，前进比越小，靠近桨尖附近气流贴附性越好。
图31 方位角240° 0.35R剖面绕流（μ=0.53）
Fig.31 Flow around 0.35R blade section in reverse flow region on 240° azimuth(μ=0.53）
图33 方位角240° 0.9R剖面绕流（μ=0.53）
Fig.33 Flow around 0.9R blade section in reverse flow region on 240° azimuth(μ=0.53）
3 结论
本文利用PIV技术，开展了共轴刚性旋翼悬停及前飞状态气动机理试验研究，获得了以下结论：
（1）悬停状态。桨尖涡在桨盘下方0.2R以内向内收缩较快，离桨盘平面越远桨尖涡向内收缩越慢。同一触发方位角，双/上旋翼桨尖涡向内收缩速度快于单旋翼，单旋翼涡收缩速度快于下旋翼。上旋翼的尾迹处于下旋翼诱导速度场，轴向诱导速度大，上旋翼桨尖涡轴向间距大于单旋翼。
（2）前飞状态。180°方位角，下旋翼桨尖涡随来流螺旋上升，比单旋翼上升位移高，进入上旋翼诱导速度场，比单旋翼下降速度快；0°方位角，相同前进比，双旋翼垂向诱导速度大，双旋翼尾迹倾斜角大于单旋翼。
（3）大前进比引起的强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离和延迟失速的特性，方位角Ψ=210°翼剖面0.9R时，前进比μ=0.64比μ=0.53后缘分离点延迟了约17.7%；共轴刚性旋翼后行侧反流区前进比越大反流强度越强，相同前进比下，径向位置越小，反流强度越强。
参考文献
- 1
BURGESS R K. The ABC™ rotor—A historical perspective[C]//American Helicopter Society 60th Annual Forum. Baltimore, MD:AHS, 2004: 7⁃10.
- 2
CHENEY M C. The ABC helicopter[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1969, 14(4): 10⁃19.
- 3
PAGLINO V M, BENO E A. Full⁃scale wind tunnel investigation of the advancing blade concept rotor system[R].SER⁃50705,1971.
- 4
BURGESS R K. Development of the ABC Rotor[C]//Proceedings of the 27th American Helicopter Society Forum. Washington, D C:AHS, 1971： 15⁃18.
- 5
ARENTS D N. An assessment of the hover performance of the XH⁃59A advancing blade concept demonstration helicopter[R].USAAMRDL⁃TN⁃25, 1977.
- 6
PHELPS III A E, MINECK R E. Aerodynamic characteristics of a counter⁃rotating coaxial hingeless rotor helicopter model with auxiliary propulsion[R]. NASA⁃TM⁃78705,1978.
- 7
RUDDELL A J, GROTH W, MCCUTCHEON R. Advancing blade concept (ABC) technology demonstrator[R].USAAVR ADCOM⁃TR⁃81⁃D⁃5, 1981.
- 8
COLEMAN C P.A survey of theoretical and experimental coaxial rotor aerodynamic research[R].NASA TP 3675, 1997.
- 9
LIM J W, MCALISTER K W, JOHNSON W. Hover performance correlation for full⁃scale and model⁃scale coaxial rotors[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2009, 54(3): 32005.
- 10
HIRSCHBERG M. Sikorsky pushes forward with X2 technology demonstrator[J]. Vertiflite, 2005, 51(3): 12⁃14.
- 11
李建波.复合式直升机技术发展分析[J]. 南京航空航天大学学报,2016,48(2): 149⁃158.
LI Jianbo. Progress of compound helicopter technology[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2016,48(2): 149⁃158.
- 12
邓景辉. 高速直升机前行桨叶概念旋翼技术[J]. 航空科学技术, 2012(3): 9⁃14.
DENG Jinghui.The ABC rotor technology for high speed helicopter[J].Aeronautical science & Technology， 2012(3): 9⁃14.
- 13
吴希明. 高速直升机发展现状、趋势与对策[J]. 南京航空航天大学学报, 2015, 47(2): 173⁃179.
WU Ximing.Current status,development trend and countermeasure for high⁃speed rotorcraft[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics,2015, 47(2): 173⁃179.
- 14
邓彦敏, 陶然, 胡继忠. 共轴式直升机上下旋翼之间气动干扰的风洞实验研究[J]. 航空学报, 2003, 24(1): 10⁃14.
DENG Yanmin, TAO Ran, HU Jizhong. Experimental investigation of the aerodynamic interaction between upper and lower rotors of a coaxial helicopter[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2003, 24(1): 10⁃14.
- 15
马杨超, 于世美, 邓彦敏. 共轴式双旋翼悬停诱导速度场的PIV试验研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(1): 16⁃20.
MA Yangchao, YU Shimei, DENG Yanmin. PIV experimental investigation of coaxial rotor induced velocity field in hover[J]. Journal of Experimental in Fluid Mechanics, 2012, 26(1): 16⁃20.
- 1
摘要
利用粒子图像测速（Particle image velocimetry，PIV）试验技术，开展了共轴刚性旋翼桨尖涡尾迹以及桨叶周围流场的测量试验，获得了单/双旋翼桨尖涡的运动轨迹以及桨尖诱导速度分布，研究了旋翼前进比对尾迹边界倾斜角的影响规律，进行了大前进比下强径向流对桨叶周围流场的影响机理研究。结果表明：强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离以及延迟失速的特性，前进比μ=0.64比μ=0.53后缘分离点延迟了约18%；后行侧反流区前进比越大反流强度越强；悬停状态双/上旋翼涡收缩性最快，单旋翼尾迹涡收缩性次之，下旋翼尾迹涡收缩性最慢。测量结果合理可信，为开展旋翼流动机理理论研究及提高CFD分析精度奠定了基础。
Abstract
The particle image velocimetry（PIV）experimental technology is used in the experiments to measure the co⁃axial rigid rotor blade vortex wake and flow field around the blade. From these experiments, the blade vortex trajectory and the blade tip induction velocity distribution of the single/dual rotor are obtained. The influence rule of the rotor forward ratio on the offset angle of trail boundary is revealed. The influence mechanism of the strong radial flow on the flow field around the blade is researched. The results show that the strong radial flow can enhance airflow adhesion, delay airflow separation and stalling. Besides, the trailing edge separation piont is dalayed about 18% at the 0.64 forward ratio compared to 0.53.The greater the forward ratio of the rear side reverse flow region is, the stronger the reflow intensity is. In hover, the upper⁃rotor vortex of the dual rotor vortex contract fastest, the single rotor vortex contract second, and the lower⁃rotor vortex of the dual rotor contract slowest. The measurement result is reasonable and reliable, which lays the foundation for theoretical research of rotor flow mechanism and improvement of CFD analysis accuracy.
共轴刚性旋翼采用前行桨叶概念(Advancing blade concept，ABC)旋翼方
共轴刚性旋翼高速直升机具有飞行速度快、机动性好、悬停效率高和噪声低等特点，是未来最具发展前景的高速直升机之一。然而，在高速前飞时，共轴刚性旋翼会出现桨叶附面层强径向流、后行侧大反流、前行侧产生的强压缩性等复杂的气动问
国外在共轴刚性旋翼气动测量研究方面取得了较大的进展，开展了大量的风洞试验。1970年在NASA⁃AMES 40 ft×80 ft风洞中进行了全尺寸直径40 ft共轴刚性旋翼试
本文采用PIV技术测量了共轴双旋翼桨尖涡的运动轨迹和发展过程，也对大前进比下桨叶剖面绕流特征进行了测量。试验表明悬停状态，上旋翼桨尖涡在下旋翼流场中，因诱导速度叠加，涡的轴向运动加速，上旋翼尾涡外侧的诱导速度的扩张作用阻滞了下旋翼桨尖涡向下向内收缩，下旋翼桨尖涡向内收缩较慢；大前进比引起的强径向流使得桨叶剖面绕流粘附性更好，具有减缓气流分离、延迟失速的特性。
