共軸剛性旋翼非定常氣動特性初步試驗研究

曾 偉，林永峰，黃水林，朱清華

(1.中國直升機設(shè)計研究所，直升機旋翼動力學(xué)國家重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機旋翼動力學(xué)國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)

共軸剛性旋翼非定常氣動特性初步試驗研究

曾 偉1，林永峰1，黃水林1，朱清華2

(1.中國直升機設(shè)計研究所，直升機旋翼動力學(xué)國家重點實驗室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機旋翼動力學(xué)國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)

為了解旋翼總距、間距、轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)對共軸剛性雙旋翼氣動特性影響的規(guī)律，探索氣動性能最佳的非定常氣動模型，著重從試驗方面對懸停狀態(tài)和前飛狀態(tài)下旋翼非定常氣動性能進(jìn)行分析研究。試驗結(jié)果表明：旋翼總距、間距和轉(zhuǎn)速等參數(shù)變化對共軸剛性雙旋翼的氣動性能影響較大，受上旋翼氣動干擾影響，相同轉(zhuǎn)速配平狀態(tài)時下旋翼總距比上旋翼大1°左右；在相同旋翼總距和間距下，上旋翼升力占總升力的51.5%～60%。試驗結(jié)果為未來高速直升機共軸剛性雙旋翼氣動特性試驗提供了參考。

共軸式旋翼；共軸剛性；非定常；氣動特性；試驗研究

0 引言

針對常規(guī)構(gòu)型直升機大速度時旋翼后行槳葉失速問題，西科斯基公司于1964年提出了前行槳葉概念旋翼(Advancing Blade Concept, ABC旋翼)[1-2]。ABC旋翼可以看作是一對共軸反轉(zhuǎn)的剛性旋翼，大速度時，后行側(cè)槳葉卸載，有效地避免了后行槳葉的氣流分離問題；同時，前行側(cè)槳葉不受后行側(cè)限制，可以充分發(fā)揮其升力潛力，提高氣動效率，并實現(xiàn)飛行速度的提升。美國X2復(fù)合式直升機的成功首飛，使得高速直升機成為了人們研究的熱點，共軸剛性雙旋翼系統(tǒng)是高速直升機的關(guān)鍵技術(shù)之一，為了掌握這一關(guān)鍵技術(shù)，開展共軸剛性雙旋翼的非定常氣動特性研究具有較重要的意義[3]。

國外進(jìn)行了很多共軸雙旋翼相關(guān)的研究工作，Coleman等人[4]開展了共軸雙旋翼氣動試驗以及高精度計算分析模型研究，內(nèi)容涉及旋翼間距、載荷分配和尾流結(jié)構(gòu)等對共軸雙旋翼氣動特性的影響，并與常規(guī)單旋翼性能進(jìn)行了比較，得到一些重要結(jié)論；在國內(nèi)，共軸剛性旋翼的氣動特性研究尚處于起步階段，在常規(guī)共軸雙旋翼直升機氣動特性和高速直升機氣動特性方面開展了一些探索性研究工作，唐正飛等人[5]和鄧彥敏等人[6]開展了常規(guī)共軸雙旋翼風(fēng)洞試驗研究。

本文在自制的試驗裝置的基礎(chǔ)上，制定試驗方案，進(jìn)行了共軸剛性雙旋翼非定常懸停和前飛氣動特性試驗，開展了旋翼總距、雙旋翼間距、旋翼轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)變化對共軸剛性雙旋翼氣動性能的影響規(guī)律的研究，為共軸剛性雙旋翼氣動布局設(shè)計提供參考。試驗結(jié)果對了解和掌握共軸剛性雙旋翼這一關(guān)鍵技術(shù)具有一定的指導(dǎo)意義。

1 試驗設(shè)備及模型

本文共軸剛性雙旋翼非定常氣動特性試驗是在南京航空航天大學(xué)直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室進(jìn)行的。試驗中使用的主要設(shè)備及模型有：二自由度旋翼試驗臺，低速風(fēng)洞，數(shù)據(jù)采集及處理系統(tǒng)，無線收發(fā)裝置，測速裝置，總距測量器，直流開關(guān)電源，六分量天平及共軸剛性雙旋翼系統(tǒng)試驗?zāi)Ｐ偷取?/p>

1.1 試驗設(shè)備

低速風(fēng)洞為串置開口回流風(fēng)洞，開口間距5m，風(fēng)洞口截面高度為2.4m，寬度為3.4m，風(fēng)洞中心距地高度為3m，最大風(fēng)速為50m/s,最小風(fēng)速為5m/s。旋翼試驗臺高度為2.15m，俯仰角變化范圍為-10°～+15°，偏航角變化范圍為-10°～+10°，可根據(jù)試驗要求調(diào)整俯仰和偏航角度，實現(xiàn)整套的試驗?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中不同來流角時的氣動特性變化的試驗。

1.2 試驗?zāi)Ｐ?/p>

根據(jù)共軸剛性雙旋翼氣動特性試驗要求，確定了如圖1所示的共軸剛性雙旋翼氣動特性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計方案，整套試驗?zāi)Ｐ头稚?、下兩副旋翼，共軸布置，每副旋翼含有四片剛性槳葉，無揮舞鉸和擺振鉸，上旋翼只能靜態(tài)變距，下旋翼可動態(tài)變距。在試驗的過程中由控制系統(tǒng)調(diào)整好上、下旋翼的功率和轉(zhuǎn)速，通過測量系統(tǒng)測試信號，判斷上、下旋翼反扭矩是否平衡。如不平衡，通過電子舵機操縱套筒上下移動調(diào)節(jié)下旋翼總距，確保上、下旋翼系統(tǒng)的反扭矩平衡。平衡之后再測量記錄相應(yīng)設(shè)定狀態(tài)旋翼的力及力矩。每副旋翼由各自的直流電機驅(qū)動，整套試驗裝置有兩臺天平，上天平單獨測量上旋翼的力和力矩，下天平測量上、下兩副旋翼的合力和合力矩。上旋翼設(shè)計具有4°、7°、14°三個固定總距角可選，下旋翼有無級變距(0°～15°)功能，可實現(xiàn)不同總距下的旋翼氣動特性試驗研究。下旋翼通過內(nèi)套筒螺紋和下旋翼支架軸調(diào)節(jié)上下位置，實現(xiàn)不同間距時上、下旋翼氣動特性試驗。另外，通過改變電源輸出電流，可實現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速變化。因此，本設(shè)計方案可以很好地完成共軸剛性旋翼氣動特性試驗研究任務(wù)。

旋翼槳轂和槳葉是本次試驗的主要模型件，如圖2所示。四支臂槳轂結(jié)構(gòu)沒有揮舞鉸和擺振鉸，只有變距鉸。槳轂與槳葉軸套座通過螺栓、推力軸承、球軸承連接，保證承受離心力和實現(xiàn)變距操縱。槳葉軸套座與槳葉通過兩個螺栓(徑向排列)連接。槳葉由復(fù)合材料制成，平面形狀為矩形，主要技術(shù)參數(shù)如下：

旋翼半徑： 0.6m

槳葉長度: 0.55m

槳葉質(zhì)量: 0.105g/片

槳葉扭度: -16°

旋翼繞旋翼軸轉(zhuǎn)動慣量: 0.007kg·m2

槳葉根切位置: 0.2R

翼型及配置: OA212翼型

1.3 試驗狀態(tài)及試驗結(jié)果

1.3.1 單旋翼懸停狀態(tài)氣動特性試驗

首先，開展了懸停狀態(tài)孤立下旋翼總距和轉(zhuǎn)速變化對單旋翼氣動性能的影響規(guī)律的研究，進(jìn)行了功率、力、力矩和扭矩測試。圖3給出了懸停狀態(tài)總距為15°時下旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化的曲線，并將試驗值與理論計算值進(jìn)行了比較。從圖中可以看出，試驗值與理論值無論是變化趨勢還是幅值都基本吻合，證明該試驗方案可行，試驗結(jié)果較準(zhǔn)確。

圖4給出了懸停狀態(tài)下旋翼轉(zhuǎn)速為800rpm時，孤立下旋翼升力隨總距變化的曲線。

從圖3、圖4可以看出，與其它常規(guī)類型單旋翼一樣，剛性單旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增大而增大。

1.3.2 共軸剛性雙旋翼懸停狀態(tài)氣動特性試驗

其次，開展了懸停狀態(tài)下旋翼間距、轉(zhuǎn)速和總距等參數(shù)變化對共軸剛性雙旋翼氣動特性的影響規(guī)律的研究。試驗中，先后改變總距、轉(zhuǎn)速和旋翼間距等參數(shù)，在雙旋翼反扭矩平衡狀態(tài)下進(jìn)行了力、力矩、功率測量。

圖5為上旋翼總距為7°,旋翼轉(zhuǎn)速分別為600rpm和800rpm,上、下旋翼反扭矩平衡時，上、下旋翼總升力隨旋翼間距變化的曲線。

圖6為上旋翼總距為7°、旋翼間距為170mm、上下旋翼反扭矩平衡時，上、下旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化曲線。

從圖5和圖6可以看出，配平狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼上、下旋翼之間的關(guān)系有：

上旋翼升力略大于下旋翼，而且隨著轉(zhuǎn)速增大，上旋翼升力占總升力比例增大；

隨著上、下旋翼間距的增加，在小轉(zhuǎn)速時雙旋翼總升力是先減小再增加，大轉(zhuǎn)速時總升力先增加再減小，這是因為上、下旋翼氣動干擾大小不僅由旋翼間距決定，同時也與旋翼誘導(dǎo)速度大小有關(guān)，不同轉(zhuǎn)速時，誘導(dǎo)速度不同，影響區(qū)域范圍及力度就不同；

配平狀態(tài)下，下旋翼總距比上旋翼大1°左右，這是由于受上旋翼氣動干擾影響，上旋翼下洗流的作用使得下旋翼有效迎角變小，故反扭矩平衡時下旋翼所需總距要大。

1.3.3 共軸剛性雙旋翼前飛狀態(tài)氣動特性試驗

最后，開展前飛狀態(tài)下旋翼間距、轉(zhuǎn)速、總距和風(fēng)速等參數(shù)變化對共軸剛性雙旋翼氣動特性的影響規(guī)律的研究。試驗中，先后改變總距、轉(zhuǎn)速、旋翼間距和風(fēng)速等參數(shù)，在雙旋翼反扭矩平衡狀態(tài)下進(jìn)行了力、力矩、功率測量。

圖7-圖10分別給出了上旋翼在不同總距(7°和14°)，不同轉(zhuǎn)速(600rpm、800rpm和1000rpm)，不同旋翼間距(170mm、200mm和230mm)下，雙旋翼反扭矩平衡時，雙旋翼總升力和上旋翼扭矩隨風(fēng)速變化的曲線。

由圖7-圖10來看，雙旋翼總升力隨著旋翼總距、旋翼轉(zhuǎn)速、風(fēng)速的增大而逐漸增大；旋翼扭矩隨著旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增大而增大，隨著風(fēng)速的增加，旋翼扭矩在大轉(zhuǎn)速時先減小后增大，而在小總距大間距時呈遞減趨勢。

圖11和圖12分別給出了上旋翼總距為14°，旋翼轉(zhuǎn)速為1000rpm，旋翼間距為170 mm、200 mm、230mm，上下旋翼反扭矩平衡時，雙旋翼總升力和上旋翼扭矩隨風(fēng)速變化的曲線。

從圖11和圖12中可以看出，在低風(fēng)速、上下旋翼轉(zhuǎn)速相同、反扭矩平衡的情況下，雙旋翼總升力隨著旋翼間距的增大呈現(xiàn)出先減小后增大的趨勢，旋翼間距從170mm增加到200mm時雙旋翼總升力變化值較旋翼間距從200mm增加到230mm時要大，隨著風(fēng)速的增大，不同間距時雙旋翼總升力的大小的差異逐漸減小，基本接近；在上、下旋翼轉(zhuǎn)速相同、反扭矩平衡情況下，上旋翼扭矩隨著旋翼間距的增大呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢，且旋翼間距從170mm增加到200mm時扭矩變化量大于從200mm增加到230mm時。

圖13-圖15分別給出了不同旋翼間距、旋翼轉(zhuǎn)速和旋翼總距時上、下旋翼升力隨風(fēng)速變化的曲線。

從圖13-圖15中可以看出，隨著旋翼間距的增加，上下旋翼之間升力有一定差異，上旋翼在總升力中的貢獻(xiàn)大于下旋翼；隨著吹風(fēng)速度的增加，上下旋翼升力間的差異在逐漸縮小，但依然表現(xiàn)為上旋翼升力大于下旋翼升力。在總距和旋翼間距相同時，隨著旋翼轉(zhuǎn)速的增加，上旋翼升力占總升力的比例也逐漸增大，變化范圍為51.5%～60%，原因是槳盤載荷變大，旋翼的下洗速度增大，在上旋翼下洗流作用下，下旋翼有效迎角變得更小，所以上下旋翼升力差異變大。

2 結(jié)論

1)在相同轉(zhuǎn)速、反扭矩平衡狀態(tài)時，受上旋翼氣動干擾的影響，下旋翼總距比上旋翼大1°左右；

2)旋翼間距對功率的影響呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢，不同旋翼間距、相同轉(zhuǎn)速配平狀態(tài)下，隨著風(fēng)速的增加，上下旋翼功率差異變小，當(dāng)旋翼間距大于200mm、風(fēng)速大于15m/s時，上、下旋翼升力基本趨于一致，可認(rèn)為旋翼間干擾基本消失；

3)旋翼間距對上下旋翼間升力比值的影響較大，隨著旋翼槳盤載荷的增加(即旋翼總距或轉(zhuǎn)速增加)，上旋翼升力占總升力的比例逐漸增大，變化范圍為51.5%～60%。

[1] Bailey V P. Status Report on the Advancing Blade Concept (ABCTM) Technology Demonstrator Program [C]. Society of Automative Engineers, Aerospace Meeting, Los Angeles, CA, November 14-17, 1977.

[2] Burgess R K. The ABCTM Rotor-A Historical Perspective [C]. American Helicopter Society 57th Annual Forum, Washington, DC, May 9-11, 2001.

[3] 馬保軍,朱清華.剛性共軸雙旋翼氣動特性試驗研究及試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計[C].第二十八屆全國直升機年會論文,2012.

[4] Coleman C P. A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research[R].NASA Technical Paper-3675, March 1997.

[5] 唐正飛,李 鋒,高 正,等.用三維激光多譜勒測速儀對共軸雙旋翼懸停流場的測定[J].流體力學(xué)實與測量,1998:12(1).

[6] 鄧彥敏,陶 然,胡繼忠.共軸式直升機上下旋翼之間氣動干擾的風(fēng)洞實驗研究[J].航空學(xué)報, 2003,24(1).

Preliminary Experimental Research on Unsteady Aerodynamic Characteristics of Coaxial Rigid Rotor

ZENG Wei1, LIN Yongfeng1, HUANG Shuilin1, ZHU Qinghua2

(1.National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, CHRDI, Jingdezhen 333001, China; 2.National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, NUAA, Nanjing 210016, China)

To explore the best unsteady aerodynamic model, research was made to investigate the effect law of collective pitch, rotor distance, rotating speed and wind speed on coaxial rigid rotor aerodynamic characteristics. This paper presented an analytical study of rotor unsteady aerodynamic performances in hover and forward flight emphatically through experiments. Experimental results show that the collective pitch, rotor distance, rotating speed and forward speed have great influence on coaxial rigid rotor aerodynamic characteristics, for the aerodynamic interaction effect of the upper rotor, when two rigid rotors had the same rotating speed and the torque was balanced, the collective pitch of lower rotor was larger than the upper rotor about 1 degree. As the same collective pitch and rotor distance, the lift of upper rotor was about 51.5%-60% of the total lift. Some useful conclusions could provide references for aerodynamic experiments in coaxial rigid rotor of future high speed helicopter.

coaxial rotor;coaxial rigid; unsteady; aerodynamic characteristics; experimental research

2016-09-01

曾 偉(1985-)，男，江西南昌人，碩士，工程師，研究方向：直升機空氣動力學(xué)。

1673-1220(2017)01-013-05

V211.52；V211.7

A