擺線槳?dú)鈩?dòng)性能研究進(jìn)展

唐繼偉，胡 峪，宋筆鋒

（西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安 710072）

0 引 言

擺線槳是一種槳葉展向同旋轉(zhuǎn)軸軸向平行的推力裝置［1］（圖1a），通常由兩個(gè)以上槳葉組成，槳葉在繞擺線槳轉(zhuǎn)軸公轉(zhuǎn)的同時(shí)還繞鉸鏈作俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)。懸停狀態(tài)時(shí)，槳葉的運(yùn)動(dòng)軌跡為圓周，而在前飛狀態(tài)下槳葉運(yùn)動(dòng)軌跡為擺線（圖1b），故名擺線槳［2］。

與旋翼和螺旋槳相同，擺線槳也是一種通過(guò)數(shù)個(gè)槳葉繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生推力的旋轉(zhuǎn)翼推力裝置。不同之處在于：由于擺線槳槳葉在旋轉(zhuǎn)時(shí)展向與槳軸平行，槳葉展向的每個(gè)葉素都工作在相似的氣動(dòng)條件下（如相似的流速、雷諾數(shù)和迎角），因此槳葉氣動(dòng)力分布相對(duì)均勻，理論上槳葉能夠被優(yōu)化到最佳氣動(dòng)效率；由于槳葉周期性俯仰振蕩，槳葉產(chǎn)生的是非定常氣動(dòng)力，槳葉動(dòng)態(tài)失速過(guò)程可產(chǎn)生高升力；另外，由于擺線槳推力方向幾乎能在垂直于槳軸的任意方向進(jìn)行瞬時(shí)調(diào)節(jié)，其相比傳統(tǒng)螺旋槳和旋翼系統(tǒng)，在提高飛行器（特別是微型飛行器）的機(jī)動(dòng)性能方面具有很大優(yōu)勢(shì)［1］。因此，將其作為未來(lái)垂直起降飛行器、高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)、飛艇和艦船等諸多領(lǐng)域的推進(jìn)系統(tǒng)［3］具有很好的應(yīng)用前景。

擺線槳研究可以追溯到20世紀(jì)20年代［4］，美國(guó)海軍與華盛頓大學(xué)研究了擺線槳應(yīng)用在飛艇上的可能性，但最終失敗。Wheatley等人［5－6］完成了早期擺線槳?dú)鈩?dòng)力試驗(yàn)，由于缺少對(duì)擺線槳設(shè)計(jì)參數(shù)的系統(tǒng)性研究，他們完成的這些實(shí)驗(yàn)并沒(méi)有能夠證明其具備比旋翼、螺旋槳等升力和推進(jìn)裝置更優(yōu)越的氣動(dòng)性能。二戰(zhàn)以后，隨著旋翼等裝置的廣泛應(yīng)用，擺線槳研究一度中止。

20世紀(jì)90年代末，隨著材料和控制等相關(guān)學(xué)科發(fā)展，擺線槳重新引起了國(guó)外研究者的極大關(guān)注，美國(guó)海軍、Bosch Aerospace公司與密西西比州立大學(xué)［7－9］、馬里蘭大學(xué)［1，10－20］、韓國(guó)首爾大學(xué)［21－24］、日本筑波大學(xué)［25－27］和以色列宇航工程技術(shù)研 究中心（TITT）［28－29］等機(jī)構(gòu)已在擺線槳研 究領(lǐng)域取得了一系列成果。在國(guó)內(nèi)，西北工業(yè)大學(xué)近年開(kāi)展了擺線槳相關(guān)研究工作［30－34］，研制了擺線槳飛行器原理樣機(jī)并成功實(shí)現(xiàn)了可控飛行［35］。

氣動(dòng)性能是影響擺線槳應(yīng)用前景的關(guān)鍵因素，對(duì)于擺線槳?dú)鈩?dòng)性能及非定常流動(dòng)機(jī)理的研究具有十分重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。目前，國(guó)外研究雖然已經(jīng)取得了一些成果，但仍處于發(fā)展中，相關(guān)文獻(xiàn)并不多，還有許多關(guān)鍵問(wèn)題亟待解決；而國(guó)內(nèi)相關(guān)研究極少，有必要對(duì)其進(jìn)展和現(xiàn)狀給予關(guān)注，綜合評(píng)估其應(yīng)用潛力和發(fā)展方向。

本文介紹了擺線槳?dú)鈩?dòng)力產(chǎn)生的基本原理和主要特點(diǎn)，從理論研究、數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究三個(gè)方面綜述了擺線槳?dú)鈩?dòng)性能研究進(jìn)展，對(duì)擺線槳?dú)鈩?dòng)效率進(jìn)行了探討，并對(duì)未來(lái)擺線槳?dú)鈩?dòng)性能研究方向作出了展望。

1 推力產(chǎn)生原理及氣動(dòng)力主要特點(diǎn)

1.1 推力產(chǎn)生及矢量推力原理

圖1為一個(gè)4槳葉擺線槳示意圖，圖1（a）為構(gòu)成三維圖，其主要由槳葉（Blade），轉(zhuǎn)軸（Rotating shaft），支架（Support arm），推拉桿（Push rod）和偏心圓環(huán)（Eccentric ring）構(gòu)成，圖1（b）為其中一個(gè)槳葉在擺線槳水平前飛狀態(tài)下時(shí)的運(yùn)動(dòng)軌跡。

圖1 擺線槳示意圖Fig.1 The three－dimensional sketch map of cycloidal propeller and the orbit of a blade in forward flight

擺線槳產(chǎn)生氣動(dòng)力的基本原理如圖2所示，圖中V為槳葉做圓周運(yùn)動(dòng)的切向速度，α為槳葉瞬時(shí)迎角。當(dāng)偏心圓環(huán)（Eccentric ring）圓心（Offset point）相對(duì)擺線槳轉(zhuǎn)軸軸線（Axi centre）有一偏心距時(shí)，槳葉旋轉(zhuǎn)到上半周和下半周都是正迎角。轉(zhuǎn)動(dòng)一周過(guò)程中，所有槳葉產(chǎn)生的瞬時(shí)升力、阻力投影到豎直方向和水平方向的力的平均值即為擺線槳的豎直推力和水平推力。通過(guò)控制機(jī)構(gòu)改變偏心圓環(huán)的偏心距，可以改變槳葉的俯仰振幅，從而改變擺線槳的推力大小。

圖2 產(chǎn)生推力的基本原理Fig.2 The production principle of thrust

當(dāng)擺線槳轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中需要調(diào)節(jié)推力方向時(shí)，可通過(guò)控制機(jī)構(gòu)拉動(dòng)偏心圓環(huán)，改變其偏心角度（ε），從而改變槳葉瞬時(shí)迎角隨方位角的變化規(guī)律，產(chǎn)生垂直于轉(zhuǎn)軸的平面內(nèi)360°任意方向上的推力，實(shí)現(xiàn)不同飛行狀態(tài)下推力方向的瞬時(shí)改變。圖3給出了改變擺線槳推力方向的原理示意圖。當(dāng)偏心圓環(huán)圓心分別處于擺線槳軸線正下方（ε＝90°）、左下方（ε＝45°）、左側(cè)（ε＝0°）和左上側(cè)（ε＝－45°）時(shí)，其推力分別指向正上方，右上方，正右方和右下方。

圖3 產(chǎn)生矢量推力原理Fig.3 The production principle of vector thrust

1.2 氣動(dòng)力主要特點(diǎn)

1.2.1 槳葉俯仰振蕩產(chǎn)生非定常升力

擺線槳槳葉運(yùn)動(dòng)規(guī)律為繞圓周的周期性俯仰振蕩，槳葉剖面迎角按照近似正弦規(guī)律變化，這導(dǎo)致了很強(qiáng)的非定常流動(dòng)狀態(tài)，可能出現(xiàn)動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，帶來(lái)如圖4所示的非定常動(dòng)態(tài)升力，圖中CN為翼型俯仰振蕩時(shí)的法向力系數(shù)。因此，即使處于懸停狀態(tài)下的擺線槳，槳葉上的氣動(dòng)力變化也是一個(gè)很復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過(guò)程，這使得定常和準(zhǔn)定常的翼型氣動(dòng)力理論模型已經(jīng)不適合于擺線槳?dú)鈩?dòng)力分析，需要采用合適的非定常流理論進(jìn)行研究。

圖4 翼型非定常升力與靜態(tài)升力實(shí)驗(yàn)值的比較［36］（馬赫數(shù)Ma：0.12，減縮頻率k：0.124，翼型NACA 0012）Fig.4 Comparison with experimental unsteady lift and steady lift（Ma＝0.12，k＝0.124，NACA 0012）

1.2.2 槳葉之間非定常干擾嚴(yán)重

擺線槳通常由2～6個(gè)槳葉組成，因此，槳葉非定常運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的尾流會(huì)對(duì)其他槳葉氣動(dòng)性能產(chǎn)生很大的影響。這與螺旋槳槳葉干擾不同：無(wú)來(lái)流情況下，定距螺旋槳槳葉繞槳轂轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)槳葉之間無(wú)相對(duì)運(yùn)動(dòng)，因而干擾幾乎是恒定的；而擺線槳每個(gè)槳葉都在作周期性振蕩運(yùn)動(dòng)，使得槳葉之間的干擾成為更加復(fù)雜的非定常干擾問(wèn)題。

2 理論方法研究

理論方法具有快速高效的特點(diǎn)，在工程應(yīng)用上具有重要意義。建立合理的擺線槳?dú)鈩?dòng)力理論模型的關(guān)鍵在于如何更好地分析槳葉非定常氣動(dòng)力和槳葉干擾等氣動(dòng)力特點(diǎn)。目前，這方面的文獻(xiàn)還很少，下面按照求解槳葉非定常升力時(shí)是否考慮了流體粘性分別介紹：

2.1 基于無(wú)粘流假設(shè)的氣動(dòng)力模型

Mcnabb［9］提出了基于薄翼振蕩理論［38］的擺線槳?dú)鈩?dòng)力計(jì)算模型。該模型基于葉素理論計(jì)算槳葉的升力特性，假設(shè)流動(dòng)為無(wú)粘流，采用翼型在定常流動(dòng)條件下對(duì)應(yīng)迎角時(shí)的零升阻力系數(shù)估算槳葉零升阻力，引入由實(shí)驗(yàn)結(jié)果修正得到的經(jīng)驗(yàn)參數(shù)估算槳葉誘導(dǎo)阻力，并據(jù)此得到擺線槳的功耗（扭矩乘以轉(zhuǎn)速）。模型中采用入流效應(yīng)分析各處下洗速度，基于均勻入流假設(shè)的單流管模型如圖5所示。圖中，Vt為入流速度，T為擺線槳拉力，D為擺線槳直徑。

圖5 單流管模型示意圖［10］Fig.5 A diagrammatic sketch of single stream－tube

假設(shè)整個(gè)擺線槳完全浸處于一個(gè)流管中，入流速度Vi的大小在流管各處假設(shè)為恒定，其估算公式為：

式中，T為擺線槳推力，ρ為空氣密度，A為槳盤(pán)矩形投影面積（大小為擺線槳直徑乘以槳葉展長(zhǎng)），Const為經(jīng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)得到的槳盤(pán)面積修正系數(shù)。Vi的方向在迭代過(guò)程的每一周期中隨著合力方向而改變，槳葉運(yùn)動(dòng)到各處的來(lái)流速度為轉(zhuǎn)動(dòng)引起的沿圓周切向速度疊加上Vi之矢量和。該模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，但文中的經(jīng)驗(yàn)參數(shù)是由他們的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)修正得到的，這限制了其適用性。

Benedict［10］對(duì)基于流管模型的擺線槳?dú)鈩?dòng)力分析方法進(jìn)行了發(fā)展。該模型同樣假設(shè)流動(dòng)無(wú)黏，基于薄翼理論得到翼型非定常升力和力矩的解析解。采用基于非均勻入流假設(shè)的多－雙流管模型，與采用單流管模型時(shí)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明采用兩種流管模型得到的合力計(jì)算值均與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，采用多－雙流管模型精度更高，而兩者對(duì)合力方向的計(jì)算精度均不夠高。該方法相對(duì)Maccnb模型的發(fā)展主要在于：計(jì)算過(guò)程未引入槳盤(pán)面積修正系數(shù)等經(jīng)驗(yàn)常數(shù)，更具一般性；多雙流管模型相比單流管模型更為細(xì)致地考慮了各處下洗速度，更加符合實(shí)際流場(chǎng)中的速度分布，因而可以提高計(jì)算精度。

胡峪［37］將非定常渦格法（UVLM）應(yīng)用到求解擺線槳?dú)鈩?dòng)力的計(jì)算中。非定常渦格法［38］的基本原理是假設(shè)流動(dòng)無(wú)粘無(wú)旋，將槳葉表面劃分成多邊形網(wǎng)格，在各網(wǎng)格上布置渦環(huán)。求解時(shí)采用時(shí)間推進(jìn)法，在第一個(gè)時(shí)間步，沒(méi)有尾渦存在，而僅有槳葉上的渦環(huán)。經(jīng)歷一個(gè)時(shí)間步后，渦環(huán)從槳葉后緣不斷脫落，并以當(dāng)?shù)厮俣入S流體一起向下游運(yùn)動(dòng)。在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，各渦環(huán)強(qiáng)度需保持不變，以滿足理想流中的Kelvin環(huán)量守恒定理，并認(rèn)為這樣就近似滿足了庫(kù)塔條件，且尾渦不受力。通過(guò)物面邊界條件，求解每一個(gè)時(shí)刻關(guān)于各渦環(huán)環(huán)量的線性方程組，再通過(guò)伯努利方程即可得到槳葉上的壓力分布和氣動(dòng)載荷。圖6（a）是應(yīng)用該方法得到的氣動(dòng)力曲線，可以發(fā)現(xiàn)其雖具有一定精度，但與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)仍有較大誤差；圖6（b）是槳葉尾跡的計(jì)算結(jié)果，可以看出，其并未得到槳葉尾跡由于下洗流影響向擺線槳下游流動(dòng)的現(xiàn)象，這與實(shí)際觀察得到的情況不符［1］。

圖6 應(yīng)用UVLM方法［38］求解的擺線槳推力和槳葉尾跡Fig.6 The thrust and wake structure of cycloidal propeller［38］

采用非定常渦格法對(duì)擺線槳?dú)鈩?dòng)性能進(jìn)行分析的優(yōu)點(diǎn)是：考慮了槳葉間的氣動(dòng)干擾；能對(duì)復(fù)雜槳葉外形進(jìn)行分析，且計(jì)算量適中，具有一定精度。

以上三種擺線槳非定常氣動(dòng)力理論模型的共同的局限是：都未考慮流體粘性，不能考慮具有分離流動(dòng)和前緣分離渦的情況，因此只適用于減縮頻率低、槳葉迎角振蕩幅度小和未發(fā)生動(dòng)態(tài)失速的流動(dòng)情況，計(jì)算時(shí)經(jīng)常出現(xiàn)較大誤差。

2.2 考慮流體粘性的氣動(dòng)力模型

唐繼偉和胡峪［30－31］提出采用 Leishman－Beddoes（LB）動(dòng)態(tài)失速模型的狀態(tài)空間法［39－40］來(lái)對(duì)擺線槳?dú)鈩?dòng)性能進(jìn)行分析。

該方法中采用的LB模型是研究翼型非定常氣動(dòng)力的一種半理論半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ停?9］，給出了翼型出現(xiàn)前緣分離渦的判斷準(zhǔn)則及其位置和離體渦長(zhǎng)度如何確定的方法，可以很好的計(jì)算翼型俯仰振蕩非定常升力，在直升機(jī)旋翼和風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)用廣泛。LB狀態(tài)空間模型［40］在每一時(shí)刻需要求解含12個(gè)狀態(tài)量的一階微分方程組，包括8個(gè)從指數(shù)響應(yīng)推導(dǎo)而來(lái)的線性附著流動(dòng)狀態(tài)量，3個(gè)描述后緣分離產(chǎn)生的非線性氣動(dòng)響應(yīng)的狀態(tài)量，和一個(gè)用來(lái)判斷動(dòng)態(tài)失速及流動(dòng)重新附著的狀量。

采用該方法得到的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好［30－31］。與 Maccnb和Benedict理論模型相比，采用LB模型的氣動(dòng)力模型的改進(jìn)主要是考慮了流體粘性，因而可以考慮具有后緣分離、前緣分離渦和動(dòng)態(tài)失速的影響［30］。但由于采用單流管模型估算各處入流速度，因而不能對(duì)槳葉間的尾流干擾作細(xì)致分析；而基于葉素理論，不能很好地估算槳葉誘導(dǎo)阻力。

總的來(lái)說(shuō)，目前尚還沒(méi)有一個(gè)精度高、應(yīng)用廣泛的成熟擺線槳?dú)鈩?dòng)力理論計(jì)算模型，需要發(fā)展無(wú)需引入經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，并能計(jì)入考慮了流動(dòng)粘性的槳葉非定常氣動(dòng)力特性和槳葉干擾的理論計(jì)算方法。

3 數(shù)值模擬研究

計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展為擺線槳的非定常流場(chǎng)提供了一種有效的分析手段。近年來(lái)，國(guó)外研究者對(duì)擺線槳懸停狀態(tài)下的流場(chǎng)和氣動(dòng)性能展開(kāi)了為數(shù)不多的數(shù)值模擬研究：

首爾大學(xué)的Hwang等人應(yīng)用Star－CD軟件的非定常計(jì)算模塊對(duì)擺線槳進(jìn)行了數(shù)值模擬［22－24］，得到了其在懸停狀態(tài)下的流場(chǎng)和氣動(dòng)力的周期性特征［24］，并利用數(shù)值模擬對(duì)擺線槳的氣動(dòng)力進(jìn)行計(jì)算，設(shè)計(jì)了一個(gè)安裝四個(gè)擺線槳的飛行器，實(shí)現(xiàn)了系留懸停［23］。為了模擬槳葉運(yùn)動(dòng)，采用滑移網(wǎng)格技術(shù)，將擺線槳全域（外圓域）作為轉(zhuǎn)動(dòng)域，而每個(gè)槳葉周圍的小圓形子域作俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)。他們對(duì)得到的數(shù)值模擬結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)：下洗流穿過(guò)擺線槳內(nèi)部時(shí)沒(méi)有彎曲；即使偏心方位角為零，擺線槳下游的出流偏離豎直方向也有10°～20°，如圖7所示，這與PIV實(shí)驗(yàn)觀察到的定性一致；槳葉振蕩幅度一定時(shí)，其在圓周底部（ψ＝270°）時(shí)的合力比在頂部（ψ＝90°）時(shí)大，如圖8所示，他們認(rèn)為這是弦線“彎度效應(yīng)”造成的。

以色列的Gill Iosilevskii等人采用他們自己發(fā)展的計(jì)算程序EZNSS對(duì)擺線槳?dú)鈩?dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬［28－29］。該程序?qū)⒘鲃?dòng)假設(shè)為層流，采用非定常完全可壓縮N－S方程作為控制方程，采用非定常隱式時(shí)間推進(jìn)。網(wǎng)格系統(tǒng)采用的是結(jié)構(gòu)化嵌套網(wǎng)格，包括兩部分，隨擺線槳槳葉運(yùn)動(dòng)的CH型槳葉網(wǎng)格和笛卡爾背景網(wǎng)格。研究的擺線槳弦長(zhǎng)1.5cm，展長(zhǎng)15cm，槳盤(pán)直徑7.5cm，槳葉振幅15°～25°，轉(zhuǎn)速10000RPM，對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)為40000。通過(guò)對(duì)流線圖分析，他們發(fā)現(xiàn)擺線槳流場(chǎng)中兩側(cè)出現(xiàn)了較大的成對(duì)卷曲渦（Distorted Doublet），如圖9所示，這與有來(lái)流情況下的圓柱繞流產(chǎn)生的Magnus效應(yīng)［41］類似。

圖7 速度云圖Fig.7 The velocity magnitude contour

圖8 槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)一周的法向力、側(cè)向力與合力［24］Fig.8 Horizontal，vertical and resultant forces produced by a blade during one cycle of rotation［24］（CFD analysis）

圖9 瞬時(shí)流線圖［28－29］，10000RPM，Re＝40000Fig.9 Instantaneous streamlines［28－29］，10000RPM，Re＝40000

美國(guó)馬里蘭大學(xué)的Yang［20］通過(guò)基于結(jié)構(gòu)化嵌套網(wǎng)格求解了預(yù)處理后的可壓縮非定常雷諾平均（RANS）方程，空間離散采用中心格式有限體積法，非定常隱式時(shí)間推進(jìn)采用雙時(shí)間法。采用嵌套網(wǎng)格技術(shù)，將C－O型槳葉網(wǎng)格嵌套于圓柱形背景網(wǎng)格。在生成網(wǎng)格時(shí)，采用Benedict等人對(duì)擺線槳的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析方法［18］考慮了槳葉展向的彎扭變形。對(duì)2槳葉擺線槳的氣動(dòng)性能和流動(dòng)特征進(jìn)行了二維和三維數(shù)值模擬，得到的豎直方向的力與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，但水平力和功耗與實(shí)驗(yàn)值有較大誤差。

綜合來(lái)看，國(guó)外雖已經(jīng)開(kāi)始了一些擺線槳的數(shù)值模擬研究，但由于擺線槳繞流是極為復(fù)雜的低雷諾數(shù)強(qiáng)非定常流場(chǎng)，對(duì)于出現(xiàn)的漩渦等結(jié)構(gòu)現(xiàn)有文獻(xiàn)中數(shù)值模擬的精度均不是很高；很少利用數(shù)值模擬方法對(duì)擺線槳力學(xué)特性進(jìn)行深入分析，而國(guó)內(nèi)對(duì)于擺線槳的數(shù)值模擬研究則剛剛起步，還需要大量的研究工作。

4 實(shí)驗(yàn)研究

擺線槳設(shè)計(jì)參數(shù)主要包括：槳葉數(shù)、槳葉弦長(zhǎng)、展弦比、槳葉實(shí)度、翼型、俯仰軸在弦向的位置和槳葉在上下半周的振蕩幅度等。由于擺線槳運(yùn)行時(shí)槳葉所受到的離心力和振蕩帶來(lái)的慣性力較大，對(duì)單個(gè)槳葉的氣動(dòng)力進(jìn)行測(cè)量難度很大，因此，目前實(shí)驗(yàn)中僅限于測(cè)量擺線槳總的推力和氣動(dòng)功耗，且多為靜拉力實(shí)驗(yàn)。通常采用動(dòng)量理論分析擺線槳的懸停氣動(dòng)性能，將其懸停效率FOM（figure of merit）定義為［1］：

其中，功率載荷PL為單位功耗產(chǎn)生的推力，即：

槳盤(pán)載荷DL為單位槳盤(pán)面積產(chǎn)生的推力，即：

氣動(dòng)功耗：

以上各式中，T、A與公式（1）中定義相同，Ω為擺線槳?dú)鈩?dòng)扭矩，ω為擺線槳轉(zhuǎn)動(dòng)角速度。相同槳盤(pán)面積下，槳盤(pán)載荷相等時(shí)FOM大（即功率載荷大）的懸停效率高。擺線槳的前飛氣動(dòng)效率定義與螺旋槳相同，定義為：

式中，Vtowards為擺線槳前飛速度。

美國(guó)海軍資助Bosch Aerospace公司與密西西比州立大學(xué)合作，研究擺線槳在飛艇上的應(yīng)用前景［9］。他們?cè)O(shè)計(jì)了一個(gè)槳徑為1.22m、展長(zhǎng)1.22m、弦長(zhǎng)0.305m，NACA0012翼型的6葉擺線槳，并進(jìn)行了一系列的靜拉力測(cè)試，以功率載荷（單位功率產(chǎn)生的拉力）為衡量指標(biāo)，得到的結(jié)論是擺線槳的氣動(dòng)性能比螺旋槳和涵道風(fēng)扇好很多。但他們并沒(méi)有說(shuō)明該比較是否在相同槳盤(pán)載荷下進(jìn)行的。

首爾大學(xué)對(duì)擺線槳的槳徑、槳葉俯仰振蕩幅值、偏心方位角等參數(shù)進(jìn)行了研究［24］，圖10是他們的實(shí)驗(yàn)裝置。擺線槳展長(zhǎng)0.8～1.0m，弦長(zhǎng)0.15m，NACA0012翼型，轉(zhuǎn)速0～600RPM，槳葉振幅5°～30°，測(cè)試的槳葉數(shù)分別為2葉、3葉和6葉槳。他們發(fā)現(xiàn)：槳徑變大，槳盤(pán)面積增加，其氣動(dòng)效率也越高，這與旋翼和螺旋槳相同；而槳葉振幅在一定范圍內(nèi)變大時(shí)其氣動(dòng)效率也在增加。在對(duì)槳葉數(shù)的影響進(jìn)行實(shí)驗(yàn)時(shí)發(fā)現(xiàn)，在相同槳盤(pán)載荷下，3葉槳比2葉槳的功率載荷高，而6葉槳最低。他們將1m槳徑擺線槳產(chǎn)生某一拉力時(shí)的功率載荷與旋翼的功率載荷相比，發(fā)現(xiàn)擺線槳的功率載荷更高。但同樣未指明是否在相同槳盤(pán)載荷作的比較。

圖10 首爾大學(xué)測(cè)力實(shí)驗(yàn)裝置［24］Fig.10 Experimental setup in Seoul National University

日本筑波大學(xué)對(duì)三個(gè)槳葉的擺線槳［25－26］進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。擺線槳槳徑2m，展長(zhǎng)1m，弦長(zhǎng)0.3m，NACA0012翼型，測(cè)試轉(zhuǎn)速60～600RPM。他們發(fā)現(xiàn)擺線槳合力方向與豎直方向有約10°的偏角，這與Hwang［24］等人的數(shù)值模擬結(jié)果是定性一致的，且只有在槳葉迎角不斷改變過(guò)程中能觀察到，而在迎角不變（定距）的情況下無(wú)此現(xiàn)象［26］。

胡峪［2］在新加坡國(guó)立大學(xué)對(duì)小型擺線槳進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)與分析。實(shí)驗(yàn)中采用的擺線槳為3葉槳，槳徑140mm～270mm，展長(zhǎng)140，梢跟比0.2～1.0，NACA0012和平板翼型，槳葉上半周（U）和下半周（D）振幅組合為 U45°D10°、U40°D35°、U20°D40°、U17.5°D45°、U5°D50°。他對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)在低雷諾數(shù)（1000～10000）下：薄翼型、矩形槳葉（展弦比為1）和上半周振蕩幅值小而下半周振蕩幅值大的設(shè)計(jì)可以使得擺線槳的效率較高。

以色列宇航工程技術(shù)中心［28－29］開(kāi)展了擺線槳的相關(guān)氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)工作。擺線槳展長(zhǎng)0.11m，弦長(zhǎng)0.022m，直徑0.1116mm，屬于微小型擺線槳，如圖11所示，采用NACA0015翼型，振幅為0°～40°，轉(zhuǎn)速為4000RPM到6000RPM（相應(yīng)的雷諾數(shù)為36000～50000）。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，安裝兩個(gè)槳葉的擺線槳在槳葉俯仰運(yùn)動(dòng)振幅為26°時(shí)開(kāi)始失速；而4槳葉擺線槳在槳葉俯仰運(yùn)動(dòng)振幅為32°時(shí)開(kāi)始失速。另外，擺線槳拉力偏轉(zhuǎn)方向可達(dá)10°～40°，且偏轉(zhuǎn)角隨著拉力增大而呈減小趨勢(shì)。

圖11 微小型擺線槳［29］Fig.11 Experimental micro－scale cycloidal propeller［29］

最近幾年，馬里蘭大學(xué)擺線槳研究團(tuán)隊(duì)完成了大量擺線槳?dú)鈩?dòng)力實(shí)驗(yàn)，取得了一些重要成果［1，10－20］。實(shí)驗(yàn)中采用的擺線槳槳徑和槳葉展長(zhǎng)都約為0.15m左右，屬于微小型擺線槳，如圖12所示。他們對(duì)槳葉數(shù)、槳葉俯仰振幅、翼型、弦長(zhǎng)、槳葉俯仰軸位置等對(duì)氣動(dòng)性能的影響進(jìn)行了研究。發(fā)現(xiàn)在相同槳盤(pán)載荷下：槳葉俯仰軸在弦向距前緣35%～45%弦長(zhǎng)位置處效率最高；相同槳葉實(shí)度時(shí)，槳葉數(shù)越少效率越高；且槳葉振蕩幅度適當(dāng)增大對(duì)提高擺線槳的氣動(dòng)性能有利；而槳葉沿展向彎曲、扭轉(zhuǎn)變形和翼型彎度會(huì)對(duì)氣動(dòng)性能帶來(lái)不利影響。另外，實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)采用厚翼型和上半周振幅大、下半周振幅小時(shí)有利于提高氣動(dòng)效率，這與胡峪［2］的實(shí)驗(yàn)結(jié)論相反。

圖12 馬里蘭大學(xué)微小型擺線槳實(shí)驗(yàn)［19－20］Fig.12 The experimental of micro－scale cycloidal propeller model in the University of Maryland［19－20］

馬里蘭大學(xué)擺線槳研究團(tuán)隊(duì)的另外一個(gè)重要貢獻(xiàn)是：完成了擺線槳懸停狀態(tài)下的粒子成像（PIV）實(shí)驗(yàn)［1，20］，揭示了一些重要的擺線槳流動(dòng)現(xiàn)象和流場(chǎng)特征，主要為：觀察到槳葉會(huì)受到很強(qiáng)的下洗速度，圖13（a）所示得到的是不同尾跡壽命角（Wake age）時(shí)尾跡沿槳葉展向的無(wú)量綱速度分布，可以看到，尾跡平均速度可達(dá)60%～70%槳葉轉(zhuǎn)動(dòng)速度［1］，使得槳葉的有效迎角大大減小，這解釋了為何槳葉振幅較大卻并未失速；圖13（b）是測(cè)得的槳葉附近渦量云圖，可以看到，槳葉上表面出現(xiàn)了前緣渦，這會(huì)帶來(lái)前緣吸力；另外，他們也觀察到了穿過(guò)擺線槳的尾流出現(xiàn)彎曲，解釋了擺線槳出現(xiàn)側(cè)向力的原因，指出這是擺線槳轉(zhuǎn)動(dòng)帶來(lái)的 Magnus［41］效應(yīng)；PIV實(shí)驗(yàn)對(duì)于分析擺線槳的流動(dòng)機(jī)理和驗(yàn)證數(shù)值模擬的有效性具有重要意義。

圖13 PIV實(shí)驗(yàn)結(jié)果［1］Fig.13 The results of PIV experiment［1］

由于對(duì)擺線槳的關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能的影響還不夠了解，馬里蘭大學(xué)早期微小型擺線槳靜拉力實(shí)驗(yàn)得到的氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)并沒(méi)有微型旋翼等升力裝置好［10－14］。在最近的實(shí)驗(yàn)［19］中，經(jīng)過(guò)對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù) 進(jìn)行較為詳細(xì)的系統(tǒng)化實(shí)驗(yàn)，找到了一個(gè)目前為止的最優(yōu)微型擺線槳設(shè)計(jì)方案：4葉槳、NACA0015翼型、槳葉在上半周的最大振幅為45°、在下半周的最大振幅為25°，槳葉俯仰軸位于25%弦長(zhǎng)處。采用對(duì)參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)后的擺線槳模型進(jìn)行靜拉力實(shí)驗(yàn)，與相近槳盤(pán)面積的微型旋翼對(duì)比發(fā)現(xiàn)（圖14），在相同槳盤(pán)載荷時(shí)擺線槳的功率載荷比微型旋翼［17］高出很多。

5 擺線槳?dú)鈩?dòng)效率探討

目前文獻(xiàn)中關(guān)于擺線槳與旋翼、螺旋槳等升力裝置或推進(jìn)器相比，氣動(dòng)效率高低的結(jié)論并不完全一致：某些文獻(xiàn)中，如文獻(xiàn)［7］認(rèn)為擺線槳的氣動(dòng)效率高，但他們所作的功率載荷對(duì)比圖并沒(méi)有說(shuō)明是否在相同槳盤(pán)載荷下進(jìn)行比較，因此結(jié)論不具有足夠的說(shuō)服力；而某些實(shí)驗(yàn)是在對(duì)擺線槳的設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)氣動(dòng)性能影響不了解的情況下完成的，因此得到了擺線槳?dú)鈩?dòng)性能不如旋翼等裝置的結(jié)論，這從馬里蘭大學(xué)近年來(lái)的微型擺線槳實(shí)驗(yàn)研究歷程中可以看到［10－14］：隨著擺線槳研究的不斷深入，在對(duì)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行細(xì)致優(yōu)化后，得到的相同槳盤(pán)載荷時(shí)微型擺線槳的功率載荷實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)要比微型旋翼高出很多［19］。由此可以看出，不同的擺線槳設(shè)計(jì)方案會(huì)大大影響擺線槳的氣動(dòng)性能和效率高低，這也可能是不同研究者得到的實(shí)驗(yàn)結(jié)論不一致的原因。然而，同螺旋槳、旋翼等技術(shù)的發(fā)展歷程一樣，這也是擺線槳研究必然經(jīng)歷的過(guò)程。

圖14 優(yōu)化后的微型擺線槳與旋翼功率載荷對(duì)比圖［25］Fig.14 Power loading comparison between optimized micro－cycloidal propeller and micro－rotor［25］

綜合來(lái)看，從現(xiàn)有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，相同槳盤(pán)面積相同槳盤(pán)載荷時(shí)，擺線槳能夠具備比旋翼、螺旋槳等升力和推進(jìn)裝置更高的功率載荷［19］，而若對(duì)擺線槳重要設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化，則其氣動(dòng)效率還有可能進(jìn)一步提高。

6 總結(jié)與展望

擺線槳是一種新型全向矢量推力裝置，近年來(lái)已成為國(guó)外航空領(lǐng)域研究熱點(diǎn)，引起了極大關(guān)注，國(guó)內(nèi)外已研制出采用擺線槳作為升力、推力源的三軸（雙擺線槳垂直機(jī)身同軸轉(zhuǎn)動(dòng)、一軸螺旋槳鎖尾）和四軸（四個(gè)擺線槳垂直機(jī)身呈雙排串列）等布局的垂直起降飛行器原理樣機(jī)，并初步實(shí)現(xiàn)了可控飛行，同時(shí)展開(kāi)了將擺線槳作為飛艇等飛行器推進(jìn)裝置的應(yīng)用研究?？偟膩?lái)看，對(duì)擺線槳非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)特性的分析、流動(dòng)機(jī)理的研究以及如何提高擺線槳?dú)鈩?dòng)效率仍是目前擺線槳研究的技術(shù)難點(diǎn)。本文綜述了國(guó)內(nèi)外擺線槳?dú)鈩?dòng)性能研究進(jìn)展，總結(jié)并展望如下：

（1）現(xiàn)有文獻(xiàn)中對(duì)擺線槳?dú)鈩?dòng)效率高低的結(jié)論并非一致，但多認(rèn)為擺線槳效率更高，且從最近馬里蘭大學(xué)的靜拉力實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［19］來(lái)看，至少擺線槳懸停狀態(tài)下的氣動(dòng)性能可優(yōu)于旋翼等升力裝置，具備很高的工程應(yīng)用潛力，值得國(guó)內(nèi)研究人員關(guān)注。

（2）由于擺線槳的強(qiáng)非定常氣動(dòng)特性，擺線槳空氣動(dòng)力學(xué)理論仍不完善，目前的理論模型多存在著精度不夠高、適用性窄等不足。需要發(fā)展能夠考慮槳葉動(dòng)態(tài)失速、槳葉誘導(dǎo)阻力和下洗干擾等因素的理論模型。

（3）擺線槳流動(dòng)機(jī)理研究仍是難點(diǎn)，理論上，擺線槳可以利用俯仰振蕩帶來(lái)的非定常氣動(dòng)效應(yīng)延遲槳葉失速，從而產(chǎn)生高升力。但目前對(duì)擺線槳力的產(chǎn)生機(jī)制，特別是槳葉的氣動(dòng)力特性進(jìn)行闡述的文獻(xiàn)還很少；而擺線槳數(shù)值模擬仍在探索階段，未來(lái)有必要繼續(xù)完善，并結(jié)合PIV實(shí)驗(yàn)等手段對(duì)其流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行詳細(xì)解釋。

（4）從國(guó)內(nèi)外的擺線槳實(shí)驗(yàn)研究可以看到，目前完成的多是靜拉力實(shí)驗(yàn)，對(duì)于前飛狀態(tài)下的擺線槳?dú)鈩?dòng)特性了解還很少，未來(lái)需要進(jìn)一步開(kāi)展擺線槳相關(guān)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；而傳統(tǒng)的螺旋槳相似理論不適用于擺線槳風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，需要首先建立擺線槳的相似準(zhǔn)則，與螺旋槳相似理論類似，需要給出的主要是：擺線槳幾何相似、運(yùn)動(dòng)相似、動(dòng)力相似、變形相似以及氣動(dòng)性能公式相似準(zhǔn)則，這是設(shè)計(jì)擺線槳縮比模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的理論基礎(chǔ)，但目前還沒(méi)有這方面研究工作的相關(guān)文獻(xiàn)可查，值得關(guān)注。

（5）文獻(xiàn)中關(guān)于擺線槳的一些設(shè)計(jì)參數(shù)如槳葉數(shù)、上下迎角幅值設(shè)計(jì)和翼型厚度等對(duì)氣動(dòng)性能影響的結(jié)論尚不一致，需要進(jìn)一步分析，特別是實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。通過(guò)對(duì)這些設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行深入研究并優(yōu)化，擺線槳的氣動(dòng)效率還可能得到極大提高。

［1］BENEDICT M，RAMASAMY M，CHORPRA I，et al.Performance of acycloidal rotor concept for micro－air－vehicle applications［J］.JournaloftheAmericanHelicopterSociety，2010，55（2）：22202－1－22202－14.

［2］HU Y，LIM K B，HU W R.The research on the performance of cyclogyro［R］.AIAA－2006－7704，2006.

［3］SIEGEL S，SEIDEL J，COHEN K，et al.A cycloidal propeller using dynamic lift［R］.AIAA－2007－4232，2007.

［4］KIRSTEN F K.Cycloidal propulsion applied to aircraft［J］.TransactionsoftheAmericanSocietyofMechanicalEngineers，1928，50（AER－50－12）：25－48.

［5］WHEATLEY J B.Simplified aerodynamic analysis of the cyclogiro rotating－wing system［R］.United States：National Advisory Committee for Aeronautics，1933.

［6］WHEATLEY J B，WINDLER R.Wind－tunnel tests of a cyclogiro rotor［R］.United States：National Advisory Committee for Aeronautics，1935.

［7］GIBBENSR P.Construction and testing of a new aircraft cycloidal propeller［R］.AIAA－1999－3906，1999.

［8］BOSCHMAJ H.Modern aviation applications for cycloidal propulsion［R］.AIAA－2001－5267，2001.

［9］MCNABBM L.Development of a cycloidal propulsion computer model and comparison with experiment［D］.Mississippi，Mississippi State University，2001.

［10］SIROHI J，PARSONS E，CHOPRA I.Hover performance of a cycloidal rotor for a micro air vehicle［J］.Journal oftheAmericanHelicopterSociety，2007，52（3）：263－279.

［11］SIROHI J，PARSONS E，CHOPRA I.Cycloidal rotor micro air vehicle［C］.Proceedings of the 62ndAnnual Forum of the American Helicopter Society.Phoenix：Curran Associates，2006：18－31.

［12］BENEDICT M，SIROHI J，CHOPRA I.Design and testing of a cycloidal－Rotor MAV［C］.Proceedings of the International Specialists＇Meeting on Unmanned Rotorcraft.Chandler：Curran Associates，2007：404－410.

［13］BENEDICT M，CHOPRA I，RAMASAMY M，et al.Experimental investigation of the cycloidal－rotor concept for a hovering micro air vehicle［C］.Proceedings of the 64thAnnual Forum of the American Helicopter Society.Montreal：Curran Associates，2008：2571－2580.

［14］BENEDICT M，RAMASAMY M，CHOPRA I，et al.Experiments on theoptimization of the MAV－scale cycloidal rotor characteristics towards improving their aerodynamic performance［C］.Proceedings of the International Specialists′ Meeting on Unmanned Rotorcraft，Scottsdale：Curran Associates，2009：545－546.

［15］BENEDICT M，JARUGUMILLI T，CHOPRA I.Experimental performance optimization of a MAV－scale cycloidal rotor［C］.Proceedings of the AHS Specialists＇Meetings on Aerodynamics.San Francisco：Curran Associates，2010：20－22.

［16］BENEDICT M，JARUGUMILLI T，CHOPRA I.Design and development of a hover－capable cyclocopter MAV［C］.Proceedings of the 65thAnnual National Froum of the American Helicopter Society.Grapevine：Curran Associates，2009：27－29.

［17］HRISHIKESHAVAN V，CHOPRA I.Design and testing of a shrouded rotor MAV with anti－torque vanes［C］.Proceedings of the 64thAnnual National Froum of the American Helicopter Society.Montreal：Curran Associates，2008：28－30.

［18］BENEDICTM，CHOPRA I.Aeroelastic analysis of a MAV－scale cycloidal rotor［R］.AIAA－2010－2888，2010.

［19］JARUGUMILLI T，BENEDICT M，CHOPRA I.Experimental optimization and performance analysis of a MAV scale cycloidal rotor［R］.AIAA－2011－821，2011.

［20］KAN Yang，Aerodynamicsanalysis of an MAV－scale cycloidal rotor system using a structured overset RANS solver［D］.Maryland，University of Maryland，2010.

［21］HWANG I S，MIN S Y，LEE C H，et al.Development of afour－rotor cyclocopter［J］.JournalofAircraft，2008，45（6）：25－48.

［22］HWANG I S，MIN S Y，KIM M K，et al.Multidisciplinary optimal design of cyclocopter blade system［R］.AIAA－2005－2287，2005.

［23］HWANG I S，HWANG C S，MIN S Y，et al.Design and testing of VTOL UAV cyclocopter with 4rotors［C］.Proceedings of the 62nd Annual Forum of the A－merican Helicopter Society.Phoenix：Curran Associates，2006：1111－1117.

［24］KIM S J，YUN C Y，KIM D，et al.Design and performance tests of cycloidal propulsion systems［R］.AIAA－2003－1786，2003.

［25］NOZAKI H，SEKIGUCHI Y，MATSUUCHI K.Research and development on cycloidal propellers for airships［R］.AIAA－2009－2850，2009.

［26］MATSUUCHI K，OHTSUKA N，KIMURA Y.Cycloidal propeller and its application to advanced LTA to advanced LTA vehicles［R］.AIAA－2003－683，2003.

［27］NAKAIE Y，OHTA Y，HISHIDA K.Flow measurement around a cycloidal propeller［J］.TheVisualization SocietyofJapan，2010，13（4）：303－310，2010.

［28］IOSILEVSKII G，LEVY Y.Experimental and numerical study of cyclogiro aerodynamics［J］.AIAAJournal，2006，44（12）：2866－2870.

［29］IOSILEVSKII G，LEVY Y.Aerodynamics of the cyclogiro［R］.AIAA－2003－3473，2003.

［30］唐繼偉，胡峪，宋筆鋒等.基于LB動(dòng)態(tài)失速模型的擺線槳?dú)鈩?dòng)性能計(jì)算方法［J］，飛行力學(xué)，2011，29（3）：20－23.（TANG J W，HU Y，SONG B F，et al.Aerodynamics force computation method for cycloidal propeller basedon the LB dynamic stall model［J］.FlightDynamics，2011，29（3）：20－23.）

［31］HU Y，TANG J W，SONG B F.Aerodynamics analysis of cycloidal propeller［R］.ICAS 2012－2.7.1.

［32］胡峪，唐繼偉，宋筆鋒.一種安裝擺線槳的飛翼布局飛行器：中國(guó)，CN102556335A［P］：2012.07.11.（HU Y，TANG J W，SONG B F，et al.A cycloidal propeller flying wing aircraft：China，CN102556335A［P］：2012，07.11（in Chinese））

［33］胡峪，唐繼偉，宋筆鋒，等.一種擺線槳推進(jìn)器：中國(guó)，CN102582830A［P］：2012，07.18.（HU Y，TANG J W，SONG B F，et al.A cycloidal propeller propulsion system：China，CN102582830A［P］：2012，07.18（in Chinese））

［34］胡峪，唐繼偉，宋筆鋒，等.一種擺線槳風(fēng)扇：中國(guó)，CN102536862A［P］：2012，07.04.（HU Yu，TANG J W，SONG－B F，et al.A cycloidal propeller fan：China，CN102536862A［P］：2012.07.04（in Chinese））

［35］中國(guó)航空學(xué)會(huì).首屆中航工業(yè)杯－國(guó)際無(wú)人飛行器創(chuàng)新大獎(jiǎng)賽獲獎(jiǎng)名單［J］.航空學(xué)會(huì)通訊，2011，10：10－11.（Chinese society of aeronautics and astronautics.Win－ning entries of the first AVIC cup－international UAV innovation grand prix［J］.ChineseSocietyofAeronautics＆Astronautics，2011，10：10－11.）

［36］SHENG W，GALBRAITH R A，COTON F N.Amodified dynamic stall model for low mach numbers［R］.AIAA－2007－626.

［37］HU Y，TAY W B，LIM K B.The analysis of cyclogyro using unsteady vortex lattice method［C］.Proceedings of 25thCongress of the International Council of the Aeronautical Sciences.Hamburg：Curran Associates，2006：930－935.

［38］KATZ J，PLOTKIN A.Low－speed aerodynamics［M］.Cambridge：Cambridge University Press，2001.

［39］LEISHMAN J G，BEDDOES T S.A semi－empirical model for dynamic stall［J］.JournaloftheAmerican HelicopterSociety，1989，34（3）：3－17.

［40］LEISHMAN J G，GILBERT L，CROUSE J.State－space model for unsteady airfoil behavior and dynamic stall［R］.AIAA 89－1389，1989.

［41］SEIFERTJ.A review of the magnus effect in aeronautics［J］.ProgressinAerospaceSciences，2012，55（3）：17－45.