基于無軸承模型旋翼性能試驗的槳尖選型研究

高樂 胡和平 周云

摘要：直升機的飛行性能很大程度上取決于它的旋翼性能，槳尖形狀對旋翼的性能有著重大影響。為了進一步提高旋翼的性能，基于4m直徑的無軸承模型旋翼，采用矩形槳尖、拋物線后掠槳尖、拋物線后掠+下下反槳尖、尖削后掠+下反槳尖4種槳尖，通過懸停試驗和風洞試驗的方法，研究對比了這4副旋翼的懸停效率與前飛升阻比。結(jié)果表明，尖削后掠+下反槳尖旋翼在懸停效率和升阻比方面均優(yōu)于其他槳尖旋翼，其次為拋物線后掠槳尖旋翼。因此，在旋翼性能方面最優(yōu)的槳尖形狀為尖削后掠+下反槳尖。

關(guān)鍵詞：直升機；槳尖選型；尖削；下反；無軸承

中圖分類號：V216.7

文獻標識碼：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.074

直升機的飛行性能很大程度上取決于它的旋翼性能，槳尖形狀對旋翼的性能有著重大影響。由于槳葉處于高速運動的旋轉(zhuǎn)坐標系內(nèi)，使得槳尖所處的區(qū)域很特殊：它既是槳葉的高動壓區(qū)域，又是槳尖渦的形成和逸出之處，因此，槳尖形狀的某些變化可能引起槳尖渦強度和軌跡的極大改變，從而影響旋翼的流場、氣動載荷和噪聲，改變旋翼的性能。值得注意的是，采用形狀不規(guī)則的蹼狀的BERP槳尖的“山貓”直升機于1986年創(chuàng)造了400.87km/h的世界直升機速度紀錄。因此，開展槳尖形狀研究對直升機性能提升具有重要的意義。

McVeigh和McHugh通過風洞試驗研究了不同槳尖形狀對鉸接式CH-47縮比模型槳轂旋翼性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，采用先進的尖削槳尖有助于減少型阻功率，并顯著提高旋翼巡航效率。Sigleton研究對比鉸接式旋翼配裝尖削槳葉和簡單后掠槳葉的性能，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在前進比不超過0.4時，尖削槳葉需用功率很低。Noonan研究了單純尖削槳尖的尖削量對鉸接式旋翼前飛性能的影響。研究結(jié)果表明，在前進比小于0.3時，少量的尖削可有效提高旋翼性能，而過多的尖削對旋翼性能的提高不多。招啟軍通過鉸接式旋翼的懸停試驗和數(shù)值仿真方法對比分析了CLOR新型槳尖旋翼與矩形槳尖以及常后掠槳尖旋翼的懸停氣動性能，給出了懸停性能最優(yōu)槳尖。林永峰等通過CFD方法并結(jié)合鉸接式旋翼的懸停氣動特性試驗研究了拋物線后掠槳尖的下反角度對旋翼懸停氣動特性的影響，得到了懸停性能最優(yōu)的下反角度。綜合以上論述，國內(nèi)外在研究槳尖選型時大多是以鉸接式槳轂為載體開展研究的，本文選用無軸承式槳轂進行槳尖選型研究是考慮了無軸承旋翼所特有的彈性扭轉(zhuǎn)和槳尖形狀綜合作用對旋翼性能的影響。為此，本文設(shè)計了4種槳尖，通過懸停性能試驗和風洞試驗研究了這4種槳尖槳葉安裝在無軸承縮比模型槳轂上的旋翼懸停性能和前飛升阻比，根據(jù)試驗對比結(jié)果選出了安裝在無軸承槳轂上旋翼性能最優(yōu)的槳尖。

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1.1槳轂?zāi)Ｐ?/p>

本研究采用的模型旋翼是以某型號直升機為背景自主研制的4m直徑縮比模型驗證旋翼，基本參數(shù)見表1。槳轂采用國內(nèi)自主研制的無軸承模型旋翼槳轂，該型槳轂通過擺振柔軟的“十字”開口剖面柔性梁來實現(xiàn)槳葉的揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn)運動。

1.2槳葉模型

槳葉采用4種不同槳尖形狀的槳葉（如圖1所示）：矩形槳尖（基準槳葉）、拋物線后掠槳尖、拋物線后掠+下反槳尖、尖削后掠+下反槳尖。矩形槳尖槳葉采用OA2系列翼型，其余三種槳葉均采用OA3/OA4系列翼型，且翼型分布一致；為了對比槳尖逐步變化對旋翼性能的影響，在槳葉設(shè)計時，兩種拋物線槳葉在槳盤平面的拋物線投影軌跡一致，兩種下反槳尖的下反的起始位置和下反角度也保持一致。

2結(jié)果對比分析

2.1試驗方法和試驗狀態(tài)

懸停試驗在綿陽中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所的懸停間開展的。在進行無軸承模型旋翼懸停性能試驗時，為保證槳尖馬赫數(shù)相似，根據(jù)氣溫和氣壓進行轉(zhuǎn)速修正。無軸承模型旋翼懸停試驗如圖2所示。

4副槳葉的測試狀態(tài)均包括三個轉(zhuǎn)速91%N，100%N和106%N，對應(yīng)的槳尖馬赫數(shù)分別為0.578，0.635，0.673。測試中進行多個總距角條件下旋翼升力和旋翼功率測量，試驗中總距角變化遵循先增大后減小的規(guī)律變化，試驗狀態(tài)見表2。

2.2結(jié)果對比分析

本文中采用的試驗結(jié)果為總距上升過程和下降過程測試結(jié)果的平均值，這樣可以盡量減少由于模型旋翼拉桿間隙帶來的總距上升和下降過程中測試結(jié)果的誤差。圖3～圖5為槳尖馬赫數(shù)分別為0.635，0.578，0.673時三副旋翼的懸停效率Fm和消耗功率（Cq/σ）的對比曲線。從圖中對比結(jié)果可以看出，額定轉(zhuǎn)速時，尖削后掠+下反槳尖旋翼的懸停效率明顯高于其余三副旋翼，最大可達0.76，而相同升力條件（Ct/σ）下所需功率低于其余三副旋翼，其次為拋物線后掠槳尖；在91%額定轉(zhuǎn)速和106%額定轉(zhuǎn)速時，尖削后掠+下反槳尖旋翼的懸停效率略高于其余三副旋翼，其次為拋物線后掠+下反槳尖。各副旋翼懸停性能詳細對比結(jié)果見表3。

3風洞試驗與分析

3.1試驗方法和試驗狀態(tài)

風洞試驗在綿陽中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所的8m×6m閉口風洞中開展。風洞試驗是在給定風速和旋翼轉(zhuǎn)速下，通過對總距、周期變距和旋翼軸傾角的調(diào)整，來達到所需前飛各個狀態(tài)時的垂向分力和水平分力或垂直力系數(shù)和縱向力系數(shù)，同時將槳轂力矩配平至最小值。測試時旋翼轉(zhuǎn)速根據(jù)氣溫和氣壓進行修正。無軸承模型旋翼風洞試驗如圖6所示。

前飛測試狀態(tài)設(shè)置為：槳尖馬赫數(shù)為0.635，垂向力系數(shù)Ct/σ=0.13725，水平分力為模擬三種機身阻力面積（ 0.98m2，l.065m2， l.15m2）時的阻力。圖7為這三種阻力面積時的阻力系數(shù)（Ch/σ）與風速V的關(guān)系曲線。

3.2結(jié)果對比分析

圖8～圖10分別為模擬機身阻力面積為0.98m2，1.065m2，1.15m2時4副旋翼風洞試驗升阻比的對比曲線。綜合4幅圖中的對比結(jié)果可得出，前飛速度低于某個速度時，拋物線后掠槳尖旋翼的升阻比均高于其余三副槳尖，但最大差值僅為0.5左右；當前飛速度高于該速度時，尖削后掠+下反槳尖旋翼的升阻比均明顯高于其余三副槳尖，其次為拋物線后掠槳尖。該分界速度在機身阻力面積為0.98m2，1.065m2，1.15m2時分別約為158km/h，135km/h，135km/h。表4給出了這4幅槳尖旋翼升阻比的對比結(jié)果情況。

4結(jié)論

本研究通過懸停性能試驗和風洞試驗對無軸承縮比模型旋翼配裝4副不同槳尖槳葉的懸停效率和升阻比進行了對比研究，可得出以下結(jié)論：

（1）在91%N，100%N，106N%轉(zhuǎn)速時，尖削后掠+下反槳尖的旋翼懸停效率均優(yōu)于其余三副旋翼。額定轉(zhuǎn)速時，最大懸停效率可達0.76。

（2）在100%N轉(zhuǎn)速時，拋物線后掠槳尖的懸停效率僅次于尖削后掠+下反槳尖；在91%N，106%N轉(zhuǎn)速時，拋物線后掠+下反槳尖的懸停效率僅次于尖削后掠+下反槳尖，但排在第三位的拋物線后掠槳尖的懸停效率與尖削后掠+下反槳尖相比最大僅為0.03左右。

（3）在旋翼阻力分別模擬三個機身阻力面積時，在前飛速度低于某分界速度時，拋物線后掠槳尖的旋翼升阻比略高于其余三副旋翼，最大差值為0.5；在前飛速度高于該速度時，尖削后掠+下反槳尖的旋翼升阻比明顯高于其余三副旋翼，其次為拋物線后掠槳尖。在前飛速度高于210km/h，機身阻力面積為0.98m2時，尖削后掠+下反槳尖的旋翼升阻比可達8左右。

綜合各副槳葉的懸停效率和升阻比可得出，安裝在無軸承旋翼模型槳轂上的三副旋翼中尖削后掠+下反槳尖為性能最優(yōu)槳尖，其次為拋物線后掠槳尖。