低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法转让专利
申请号 : CN202011461313.9
文献号 : CN112268684B
文献日 : 2021-03-19
发明人 : 魏春华 , 张卫国 , 梁磊 , 岳廷瑞 , 左承林 , 尹熹伟
申请人 : 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
摘要 :
本发明公开了一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法，该系统包括激励光源和测量装置，所述测量装置包括扩束单元、相机和反光镜；所述扩束单元包括依次布置的凹透镜、第一柱面透镜和第二柱面透镜，所述激励光源输出的点光源经过凹透镜进行扩束，而后经过第一柱面透镜和第二柱面透镜在两个正交的维度进行扩束，根据待测部件的尺寸来确定扩束后光斑的尺寸；光源经过扩束单元扩束后，再经过一个反射镜将光反射至待测部件，然后通过相机进行图像采集。本方法是基于上述系统来实施的。本发明具有可实现旋翼可变方位角、上下表面实时测量、提高测量效率等优点。
权利要求 :
1.一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，包括激励光源和测量装置，所述测量装置包括扩束单元、相机和反光镜；所述扩束单元包括依次布置的凹透镜、第一柱面透镜和第二柱面透镜，所述激励光源输出的点光源经过凹透镜进行扩束，而后经过第一柱面透镜和第二柱面透镜在两个正交的维度进行扩束，根据待测部件的尺寸来确定扩束后光斑的尺寸；光源经过扩束单元扩束后，再经过一个反射镜将光反射至待测部件，然后通过相机进行图像采集；所述相机安装在相机角度调节架上；所述反射镜安装在反射镜角度调节架上。
2.根据权利要求1所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述相机角度调节架为电动角度调节架。
3.根据权利要求1所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述相机角度调节架为二维电动角度调节架。
4.根据权利要求1所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述反射镜角度调节架为电动角度调节架。
5.根据权利要求1所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述反射镜角度调节架为三维电动角度调节架。
6.根据权利要求1‑5中任意一项所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述激励光源、凹透镜、第一柱面透镜、第二柱面透镜、相机、反射镜均固定在一块光学面包板上。
7.根据权利要求1‑5中任意一项所述的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其特征在于，所述测量装置为两组，一组测量装置位于待测部件的上方，另一组测量装置位于待测部件的下方，通过一个分光单元和第二反光镜将激励光源输出的光等分为上下两路，分别用于上下表面的扩束单元。
8.一种基于上述权利要求1‑7中任意一项所述测量系统的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量方法，其特征在于，步骤包括：步骤S1：相机拍摄暗背景；
步骤S2：升至试验转速，转速稳定后风洞起风；
步骤S3：同步触发相机和激励光源拍摄PSP图像；转速和风速稳定后，通过试验台的光电编码器给激励光源和相机同步触发信号，采集压敏漆图像；
步骤S4：同步触发相机和激励光源拍摄TSP图像；压敏漆图像拍摄完成后，更改触发信号至温敏漆，采集TSP图像；
步骤S5：判断所有待测方位角是否采集完成；若没有全部完成，则控制相机和激励光源的角度调节架至待测方位角区域，更改同步触发信号后，重复步骤S3和S4，直至所有方位角测量完毕；
步骤S6：风洞和试验台停车，试验结束；
步骤S7：计算、实验结果显示。
说明书 :
低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法
技术领域
[0001] 本发明主要涉及到风洞试验技术领域，特指一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法。
背景技术
[0002] 直升机具有垂直起降、飞行和悬停能力，在军事战争、灾难营救、空中监察等领域具有不可替代的地位。从理论角度分析，测量旋翼桨叶表面压力分布是获取旋翼桨叶气动
载荷分布及其时间变化历程的根本手段，也一直是国内外研究者所采取的最主要方法。
载荷分布及其时间变化历程的根本手段，也一直是国内外研究者所采取的最主要方法。
[0003] 桨叶上的压力分布测量结果可以提供桨叶各处的局部流动结构信息，是分析噪声根源的直接依据；沿弦向进行足够多的压力测量，也能获得较好的局部升力和俯仰力矩载
荷历程，是分析振动问题的直接依据。但由于直升机旋翼高速旋转，即使在相对稳定的悬停
状态下，旋翼桨叶表面的压力分布也呈非定常状态，再加上旋翼桨叶的细薄外形对布置压
力传感器有较高工艺要求，以及柔性结构引起的桨叶位移和变形对测试数据的影响等因
素，致使测量桨叶表面脉动压力具有较大的难度，需要采用特殊的技术手段。
荷历程，是分析振动问题的直接依据。但由于直升机旋翼高速旋转，即使在相对稳定的悬停
状态下，旋翼桨叶表面的压力分布也呈非定常状态，再加上旋翼桨叶的细薄外形对布置压
力传感器有较高工艺要求，以及柔性结构引起的桨叶位移和变形对测试数据的影响等因
素，致使测量桨叶表面脉动压力具有较大的难度，需要采用特殊的技术手段。
[0004] 测量旋翼桨叶表面脉动压力的主要手段是：风洞和飞行试验。风洞试验主要在低速风洞中进行，可行的技术方法有两种：传统的桨叶表面布置动态压力传感器、以及快响应
压敏漆（PSP）方法。传统压力传感器方法需要在保持桨叶外形的前提下内嵌昂贵的动态压
力传感器，测试点有限，桨叶需要特制，周期长，工艺复杂且造价贵。与之相比，快响PSP可以
直接在常规旋翼上喷涂使用，不需要额外制造内嵌压力传感器的桨叶模型，测试面积大，获
取结果快，费用低，是目前主要的测量手段。
压敏漆（PSP）方法。传统压力传感器方法需要在保持桨叶外形的前提下内嵌昂贵的动态压
力传感器，测试点有限，桨叶需要特制，周期长，工艺复杂且造价贵。与之相比，快响PSP可以
直接在常规旋翼上喷涂使用，不需要额外制造内嵌压力传感器的桨叶模型，测试面积大，获
取结果快，费用低，是目前主要的测量手段。
[0005] 现有的快响PSP旋翼表面压力测量系统通常采用固定式结构，使用200mJ‑500mJ的脉冲激光器，通过凹透镜或毛玻璃将点光源扩束为一个圆形光斑，将此圆形光斑照射在旋
翼待测的方位角上进行测量。现有的方法，测量效率较低，测量不同方位角时需要搬移激光
器，该调整时间通常要数小时，不能做到不同方位角实时测量。测量上下表面时需要在风洞
上下方移动激光器、或安装大型龙门架，试验效率低下。现有方案的500mJ激光器只能勉强
满足3米直径旋翼的单独表面测量，如进行更大尺寸旋翼试验（如4米直径旋翼模型），则无
法实现，需要购买更大功率的脉冲激光器，投入成本巨大。主要原因在于现有试验方案存在
缺陷，扩束系统存在功率浪费严重的问题，具有较大的优化提升空间。
翼待测的方位角上进行测量。现有的方法，测量效率较低，测量不同方位角时需要搬移激光
器，该调整时间通常要数小时，不能做到不同方位角实时测量。测量上下表面时需要在风洞
上下方移动激光器、或安装大型龙门架，试验效率低下。现有方案的500mJ激光器只能勉强
满足3米直径旋翼的单独表面测量，如进行更大尺寸旋翼试验（如4米直径旋翼模型），则无
法实现，需要购买更大功率的脉冲激光器，投入成本巨大。主要原因在于现有试验方案存在
缺陷，扩束系统存在功率浪费严重的问题，具有较大的优化提升空间。
[0006] 例如图1和图2所示的两种传统方案的示例，包括激励光源1、旋翼2、凹透镜3、相机4、第一反光镜7、同步控制器11及计算机12。532nm激光器输出的光经过一个反射镜和一个
扩束透镜（反射镜和扩束透镜固定在一个光学面包板上）后照射到旋翼待测方位角，测量不
同方位角时，需要重新调整激光器和光学面包板，耗时较长，不能做到多方位角实时测量，
也不能做到上下表面同时测量。
扩束透镜（反射镜和扩束透镜固定在一个光学面包板上）后照射到旋翼待测方位角，测量不
同方位角时，需要重新调整激光器和光学面包板，耗时较长，不能做到多方位角实时测量，
也不能做到上下表面同时测量。
[0007] 如图3所示，给出了旋翼风洞试验常需要测量的a、b、c、d、e、f、g和h这8个方位角（如果测量方便，可以测量更多方位角），用现有方法，测量旋翼一个表面压力时，需要移动
所有的光路硬件设备8次，如需要测量上下表面，则需要移动16次，此过程需要数天至十数
天时间，耗时很长，且不可能做到同时测量。
所有的光路硬件设备8次，如需要测量上下表面，则需要移动16次，此过程需要数天至十数
天时间，耗时很长，且不可能做到同时测量。
发明内容
[0008] 本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种可实现旋翼可变方位角、上下表面实时测量、提高测量效率的低速风洞旋翼模型可变方
位角表面压力测量系统及方法。
位角表面压力测量系统及方法。
[0009] 为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
[0010] 一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，其包括激励光源和测量装置，所述测量装置包括扩束单元、相机和反光镜；所述扩束单元包括依次布置的凹透镜、第
一柱面透镜和第二柱面透镜，所述激励光源输出的点光源经过凹透镜进行扩束，而后经过
第一柱面透镜和第二柱面透镜在两个正交的维度进行扩束，根据待测部件的尺寸来确定扩
束后光斑的尺寸；光源经过扩束单元扩束后，再经过一个反射镜将光反射至待测部件，然后
通过相机进行图像采集。
一柱面透镜和第二柱面透镜，所述激励光源输出的点光源经过凹透镜进行扩束，而后经过
第一柱面透镜和第二柱面透镜在两个正交的维度进行扩束，根据待测部件的尺寸来确定扩
束后光斑的尺寸；光源经过扩束单元扩束后，再经过一个反射镜将光反射至待测部件，然后
通过相机进行图像采集。
[0011] 作为本发明系统的进一步改进：所述相机安装在相机角度调节架上。
[0012] 作为本发明系统的进一步改进：所述相机角度调节架为电动角度调节架。
[0013] 作为本发明系统的进一步改进：所述相机角度调节架为二维电动角度调节架。
[0014] 作为本发明系统的进一步改进：所述反射镜安装在反射镜角度调节架上。
[0015] 作为本发明系统的进一步改进：所述反射镜角度调节架为电动角度调节架。
[0016] 作为本发明系统的进一步改进：所述反射镜角度调节架为三维电动角度调节架。
[0017] 作为本发明系统的进一步改进：所述激励光源、凹透镜、第一柱面透镜、第二柱面透镜、相机、反射镜均固定在一块光学面包板上。
[0018] 作为本发明系统的进一步改进：所述测量装置为两组，一组测量装置位于待测部件的上方，另一组测量装置位于待测部件的下方，通过一个分光单元和第二反光镜将激励
光源输出的光等分为上下两路，分别用于上下表面的扩束单元。
光源输出的光等分为上下两路，分别用于上下表面的扩束单元。
[0019] 本发明进一步提供一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量方法，其步骤包括：
[0020] 步骤S1：相机拍摄暗背景；
[0021] 步骤S2：升至试验转速，转速稳定后风洞起风；
[0022] 步骤S3：同步触发相机和激励光源拍摄PSP图像；转速和风速稳定后，通过试验台的光电编码器给激励光源和相机同步触发信号，采集压敏漆图像；
[0023] 步骤S4：同步触发相机和激励光源拍摄TSP图像；压敏漆图像拍摄完成后，更改触发信号至温敏漆，采集TSP图像；
[0024] 步骤S5：判断所有待测方位角是否采集完成；若没有全部完成，则控制相机和激励光源的角度调节架至待测方位角区域，更改同步触发信号后，重复步骤S3和S4，直至所有方
位角测量完毕；
位角测量完毕；
[0025] 步骤S6：风洞和试验台停车，试验结束；
[0026] 步骤S7：计算、实验结果显示。
[0027] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0028] 本发明的低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统及方法，结构简单、成本低廉，通过优化光斑形状和尺寸，设计分光和扩束系统，增加三维角度调节机构，从而实
现旋翼可变方位角、上下表面实时测量，极大的提高了测量效率。
现旋翼可变方位角、上下表面实时测量，极大的提高了测量效率。
附图说明
[0029] 图1是现有技术中测量桨叶上表面实验装置的示意图。
[0030] 图2是现有技术中测量桨叶下表面实验装置的示意图。
[0031] 图3是试验测量不同方位角的原理示意图。
[0032] 图4是本发明测量系统在实施例1中的结构原理示意图。
[0033] 图5是本发明测量系统在实施例2中的结构原理示意图。
[0034] 图6是本发明测量方法在实施例中的流程示意图。
[0035] 图例说明：
[0036] 1、激励光源；2、旋翼；3、凹透镜；4、相机；5、第一柱面透镜；6、第二柱面透镜；7、第一反光镜；8、反射镜角度调节架；9、相机角度调节架；10、分光棱镜；11、同步控制器；12、计
算机；13、第二反光镜。
算机；13、第二反光镜。
具体实施方式
[0037] 以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。
[0038] 实施例1：以待测部件为旋翼2为例，如图4所示，本发明的一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量系统，包括：激励光源1和测量装置，该测量装置包括扩束单元、相
机4和第一反光镜7；其中，激励光源1，为大功率脉冲激光器（通常为输出功率500mJ，输出波
长为532nm的脉冲激光器）；当试验仅需测量旋翼2上、下表面中的一侧时，采用图4的方案。
激励光源1输出的点光源首先经过一个圆形的凹透镜3进行扩束，而后经过第一柱面透镜5
和第二柱面透镜6在两个正交的维度进行扩束，根据旋翼2尺寸来确定扩束后光斑的尺寸。
如2米直径旋翼试验，扩束后的矩形光斑面积为‑1200mm×200mm；如3米直径旋翼试验，扩束
后的矩形光面积为‑1800mm×300mm，扩束后的矩形光面略大于旋翼2的面积；在具体应用
时，根据风洞具体的开口尺寸，以及激励光源1距离试验光面的距离选取合适的第一柱面透
镜5和第二柱面透镜6的透镜焦距，通常焦距f范围为‑20mm ‑ ‑400mm之间。
机4和第一反光镜7；其中，激励光源1，为大功率脉冲激光器（通常为输出功率500mJ，输出波
长为532nm的脉冲激光器）；当试验仅需测量旋翼2上、下表面中的一侧时，采用图4的方案。
激励光源1输出的点光源首先经过一个圆形的凹透镜3进行扩束，而后经过第一柱面透镜5
和第二柱面透镜6在两个正交的维度进行扩束，根据旋翼2尺寸来确定扩束后光斑的尺寸。
如2米直径旋翼试验，扩束后的矩形光斑面积为‑1200mm×200mm；如3米直径旋翼试验，扩束
后的矩形光面积为‑1800mm×300mm，扩束后的矩形光面略大于旋翼2的面积；在具体应用
时，根据风洞具体的开口尺寸，以及激励光源1距离试验光面的距离选取合适的第一柱面透
镜5和第二柱面透镜6的透镜焦距，通常焦距f范围为‑20mm ‑ ‑400mm之间。
[0039] 光源经过三个透镜整形扩束后，再经过一个第一反光镜7将光反射至旋翼桨平面，相机4安装在相机角度调节架9上，第一反光镜7安装在反射镜角度调节架8上，相机角度调
节架9和反射镜角度调节架8均可以采用电控角度调节架，从而实现试验中旋翼不停转、风
洞不停风状态下旋翼测量方位角的实时变化与测量。
节架9和反射镜角度调节架8均可以采用电控角度调节架，从而实现试验中旋翼不停转、风
洞不停风状态下旋翼测量方位角的实时变化与测量。
[0040] 在具体应用实例中，相机角度调节架9可以为二维电动角度调节架，反射镜角度调节架8可以为三维电动角度调节架。
[0041] 在具体应用实例中，相机4应选取合适的镜头，使相机4的视场覆盖整个旋翼2且略大于旋翼2的尺寸（相机4的镜头焦距通常为30mm‑160mm）。
[0042] 在具体应用实例中，激励光源1、凹透镜3、第一柱面透镜5、第二柱面透镜6、相机4、第一反光镜7和各角度调节架均固定在一块光学面包板上，方便整体调试、安装与移动。
[0043] 实施例2：本实例主要适用于试验需要对旋翼上下表面压力同时测量时，如图5所示，本实施例的结构激励光源1、两组测量装置、第二反光镜13和分光棱镜10，测量装置的结
构与实施例1基本一致，一组测量装置位于旋翼2的上方，另一组测量装置位于旋翼2的下
方，通过分光单元和第二反光镜13将激励光源1输出的光等分为上下两路，分别用于上下表
面的扩束单元。此时上下表面的压力测量可以根据试验需要将扩束光面和相机视场调整至
旋翼2的同一个方位角进行上下表面同步测量；或调整至不同的方位角进行独立测量。
构与实施例1基本一致，一组测量装置位于旋翼2的上方，另一组测量装置位于旋翼2的下
方，通过分光单元和第二反光镜13将激励光源1输出的光等分为上下两路，分别用于上下表
面的扩束单元。此时上下表面的压力测量可以根据试验需要将扩束光面和相机视场调整至
旋翼2的同一个方位角进行上下表面同步测量；或调整至不同的方位角进行独立测量。
[0044] 如图6所示，本发明进一步提供一种低速风洞旋翼模型可变方位角表面压力测量方法，其步骤包括：
[0045] 步骤S1：CCD拍摄暗背景。
[0046] 相机4和激励光源1架设于模型待测压力面（旋翼2）的正上方，试验现场应尽量处于暗室环境，首先需要通过相机4（CCD）拍摄环境暗背景图，用于后期扣除背景噪声干扰。
[0047] 步骤S2：旋翼2升至试验转速，转速稳定后风洞起风。
[0048] 试验通常模拟真实直升机的桨尖马赫数，对于2米直径旋翼2，转速约为2100rpm（转/分钟）；3米直径旋翼2，转速约为1400rpm。旋翼2的直径升高，转速降低，逐渐接近真实
直升机转速。
直升机转速。
[0049] 步骤S3：同步触发相机4和激励光源1拍摄PSP图像。转速和风速稳定后，通过旋翼试验台的光电编码器给激励光源1和相机4同步触发信号，采集压敏漆（PSP）旋翼图像。
[0050] 步骤S4：同步触发相机4和激励光源1拍摄TSP图像。
[0051] 压敏漆图像拍摄完成后，更改触发信号至温敏漆（TSP）旋翼2，采集TSP旋翼图像。其中，温敏漆旋翼用于温度补偿，通常和压敏漆旋翼喷涂在两个相邻或对称旋翼2的桨叶
上。
上。
[0052] 步骤S5：判断所有待测方位角是否采集完成。
[0053] 若没有全部完成，则控制相机4和激励光源1的电控角度调节架至待测方位角区域（调节时间小于5秒），更改同步触发信号后，重复步骤S3和S4，直至所有方位角测量完毕。
[0054] 步骤S6：风洞和旋翼2停车，试验结束。
[0055] 风洞风速逐渐降低为零，而后停止旋翼2转动。
[0056] 步骤S7：计算、实验结果显示。
[0057] 将喷涂于模型表面的涂料，在校准箱中进行校准，得到校准曲线后对实验拍摄的图像进行计算、显示实验结果。
[0058] 以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的
普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护
范围。
普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护
范围。