獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響

董晨，韓東，楊克龍

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

主動(dòng)旋翼技術(shù)的出現(xiàn)，為進(jìn)一步提升旋翼性能提供了新的發(fā)展途徑，其中獨(dú)立槳距控制技術(shù)是通過(guò)安裝在旋轉(zhuǎn)環(huán)上的作動(dòng)器，實(shí)現(xiàn)槳葉的高階諧波槳距變化。國(guó)內(nèi)外的理論和實(shí)驗(yàn)研究[1-6]表明,獨(dú)立槳距控制在直升機(jī)減振和旋翼降噪上有著較好的應(yīng)用前景，對(duì)于增加高階諧波槳距輸入后可能帶來(lái)的直升機(jī)需用功率變化的關(guān)注則相對(duì)較少。獨(dú)立槳距控制的輸入階次、幅值和相位角等參數(shù)的變化對(duì)直升機(jī)性能的改變都有一定的影響，如何輸入較優(yōu)的獨(dú)立槳距以減小旋翼的需用功率，并探討性能提升的條件與機(jī)理是本文的主要研究?jī)?nèi)容。

早在20世紀(jì)50年代，Payne[7]就考慮了高階槳距控制在延緩旋翼失速上的可能性,指出合適的高階槳距輸入可以有效推遲后行側(cè)槳葉的失速。隨后，對(duì)于高階諧波控制的研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)移到旋翼的減振和降噪上[8],由于輸入頻率對(duì)高階諧波控制的限制[9],缺少2階槳距的輸入不利于功率節(jié)省，后續(xù)研究人員逐漸開(kāi)始研究基于槳距控制的獨(dú)立槳葉控制。Swanson等[1]通過(guò)試驗(yàn)研究表明，斜下降飛行狀態(tài)時(shí)，開(kāi)環(huán)的獨(dú)立槳距控制可有效降低BO-105直升機(jī)的整體噪聲。Splettstoesser等[2]對(duì)比了具有獨(dú)立槳距控制系統(tǒng)的直升機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果和仿真計(jì)算結(jié)果，發(fā)現(xiàn)開(kāi)環(huán)的獨(dú)立槳距控制在降低槳渦干擾噪聲和減振上有較大潛力。倪同兵等[3]基于一種綜合噪聲分析方法，模擬了槳渦干擾發(fā)生時(shí)的旋翼非定常氣動(dòng)載荷和噪聲特性，分析了獨(dú)立槳距控制的降噪機(jī)理。德國(guó)ZFL公司[4]為CH-53G直升機(jī)設(shè)計(jì)、制造和安裝了一個(gè)實(shí)驗(yàn)性的獨(dú)立槳距控制系統(tǒng)，可有效解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題，前飛速度為70 kn(1 kn=1.852 km/h) 時(shí)，減振效果最佳。Roget等[5]基于獨(dú)立槳距控制方法開(kāi)發(fā)了一種自適應(yīng)控制算法用于減小旋翼槳轂振動(dòng)，控制器成功減少了由槳葉差異引起的槳轂載荷的所有諧波量。孫超等[6]采用基于獨(dú)立槳距控制的主動(dòng)振動(dòng)控制方法，對(duì)某電控旋翼進(jìn)行了數(shù)值仿真，結(jié)果表明獨(dú)立槳距控制方法的減振效果顯著。

國(guó)外在獨(dú)立槳距控制提升直升機(jī)性能方面也開(kāi)展了一定的研究。筆者團(tuán)隊(duì)[10]較詳細(xì)地總結(jié)了國(guó)外在獨(dú)立槳距控制提升直升機(jī)性能方面的研究進(jìn)展，指出了獨(dú)立槳距控制在提升直升機(jī)最大飛行速度[11]、降低直升機(jī)高速飛行時(shí)的需用功率[12-13]以及提升旋翼性能[14-15]等方面有積極作用。上述研究主要基于2階獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的影響，阻力系數(shù)發(fā)生改變[16-17]是其降低旋翼需用功率的物理機(jī)理。Yeo等[18]對(duì)比了具有獨(dú)立槳距控制系統(tǒng)的黑鷹直升機(jī)風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果與CAMARDⅡ/OVERFLOW耦合分析結(jié)果，表明理論分析可較準(zhǔn)確地反映直升機(jī)的功率變化趨勢(shì)。Küfamann等[19]提出了一種局部槳距控制的方法，最高可降低旋翼7.61%的需用功率，比常規(guī)2階獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的提升效果更好。國(guó)內(nèi)方面，王超等[20]研究了2階諧波槳距控制對(duì)旋翼性能的影響，指出直升機(jī)處于高速、大載荷飛行狀態(tài)時(shí)，2階槳距輸入可改善槳盤(pán)平面迎角分布，推遲后行側(cè)槳葉的失速，從而提升旋翼的性能。國(guó)內(nèi)外針對(duì)不同輸入階次、幅值和相位角的獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)性能影響的研究相對(duì)較少。

本文在已驗(yàn)證的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上，以UH-60A直升機(jī)為樣例，通過(guò)在旋翼上施加獨(dú)立槳距控制，給出直升機(jī)的需用功率和升阻比的變化情況，著重分析獨(dú)立槳距控制的輸入階次、幅值和相位角等參數(shù)對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響情況，并探討?yīng)毩嗫刂铺嵘硇阅艿臋C(jī)理。

1 旋翼需用功率和直升機(jī)升阻比計(jì)算方法

1.1 直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型

建模方法參考文獻(xiàn)[21], 基于葉素理論建立旋翼模型，槳葉采用帶揮舞鉸外伸量的剛性梁模型；由葉素所在位置的馬赫數(shù)和迎角，查翼型氣動(dòng)參數(shù)表得到其剖面的氣動(dòng)力；旋翼誘導(dǎo)速度的計(jì)算采用Pitt-Peters動(dòng)態(tài)入流模型[22]。揮舞運(yùn)動(dòng)影響氣動(dòng)力和力矩計(jì)算，根據(jù)槳葉慣性力、重力和氣動(dòng)力對(duì)揮舞鉸的力矩平衡，通過(guò)迭代至揮舞響應(yīng)收斂，旋翼上的力和力矩通過(guò)葉素上的力和力矩沿徑向和展向積分，其中，揮舞響應(yīng)的計(jì)算采用韋恩·約翰遜的經(jīng)驗(yàn)方法[23]，即

(1)

(2)

式中：Mβ為揮舞力矩；Iβ為 揮舞慣性矩。

尾槳模型中，計(jì)算出的尾槳拉力一方面可用來(lái)平衡旋翼反扭矩，一方面還會(huì)參與直升機(jī)橫向力的配平。機(jī)身受力情況復(fù)雜，計(jì)算過(guò)程中可假設(shè)其為具有特定氣動(dòng)力和力矩的剛體模型。

配平模型根據(jù)直升機(jī)平衡條件確定直升機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行所需的操縱量和姿態(tài)角，操縱量包含旋翼的總距、縱橫向周期變距和尾槳的總距，姿態(tài)角包含機(jī)體俯仰角θF和側(cè)傾角φF，配平中需考慮的力和力矩主要有：直升機(jī)重力W、旋翼拉力TMR、旋翼后向力HMR、旋翼側(cè)向力YMR、旋翼滾轉(zhuǎn)力矩MxMR、旋翼俯仰力矩MyMR、反扭矩QMR、尾槳拉力TTR、機(jī)身阻力D、機(jī)身俯仰力矩MyF和機(jī)身滾轉(zhuǎn)力矩MxF，如圖1所示?？傻弥鄙龣C(jī)六自由度平衡方程為

(3)

其中：以體軸系為參考坐標(biāo)系，xCG和yCG分別為直升機(jī)重心與x軸和y軸的距離；h和hTR分別為旋翼槳轂與直升機(jī)重心和尾槳槳轂在z軸方向的距離；lTR為尾槳槳轂與直升機(jī)重心在x軸方向的距離。

采用牛頓迭代法求解直升機(jī)的平衡方程組，直至迭代收斂，得出穩(wěn)態(tài)響應(yīng)時(shí)的旋翼操縱量和機(jī)體姿態(tài)角，進(jìn)而計(jì)算得出旋翼需用功率和直升機(jī)升阻比，計(jì)算流程如圖2所示。旋翼提供升力和拉力，其中升力為T(mén)MRcosαTPP，等效阻力由功率消耗計(jì)算，直升機(jī)的升阻比為[24]

(4)

式中：αTPP為槳尖平面迎角；P為旋翼需用功率；W為直升機(jī)起飛重量；V∞為直升機(jī)前飛速度。

圖1 直升機(jī)前飛受力分析圖Fig.1 Forces and moments acting on a helicopter in free flight

圖2 性能計(jì)算流程圖Fig.2 Flowchart of performance prediction

1.2 槳距變化

旋翼槳葉的槳距一般由2部分組成，旋翼的總距和縱橫向周期變距，即0階和1階的輸入。獨(dú)立槳距控制的旋翼，可提供更高階次的諧波量θIBC，其表達(dá)式為

θ=θ0+θ1ccosψ+θ1ssinψ+θIBC

(5)

θIBC=Ancos(nψ+φn)

(6)

式中：θ為旋翼的槳距；θ0為旋翼總距；θ1c和θ1s分別為旋翼的橫向周期變距和縱向周期變距；An、n和φn分別為獨(dú)立槳距的幅值、階次和相位角。

1.3 模型驗(yàn)證

采用UH-60A直升機(jī)的飛行數(shù)據(jù)[25]驗(yàn)證模型的正確性，其旋翼和尾槳的參數(shù)[26-27]如表1和表2所示。尾槳槳轂中心到旋翼軸的距離為9.93 m，旋翼槳轂至直升機(jī)重心的垂直距離為1.78 m，圖3給出了直升機(jī)起飛重量分別為8 323.3、9 474.7、10 627.0和11 651.3 kg(對(duì)應(yīng)直升機(jī)重量系數(shù)CW分別為0.006 5、0.007 4、0.008 3和0.009 1)時(shí)的飛行測(cè)試數(shù)據(jù)與計(jì)算數(shù)據(jù)對(duì)比，由圖3可知，本文模型計(jì)算所得的需用功率與測(cè)試值吻合，證明此模型可用于分析直升機(jī)的飛行性能。

表1 旋翼參數(shù)Table 1 Parameters of main rotor

表2 尾槳參數(shù)Table 2 Parameters of tail rotor

2 樣例計(jì)算與分析

為討論獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響，在給定輸入階次后，研究不同輸入幅值和相位角時(shí)，旋翼需用功率和升阻比的變化情況，并尋求較佳輸入以獲得較大的旋翼性能提升。

2.1 2階獨(dú)立槳距控制

輸入2階幅值為1°的獨(dú)立槳距，直升機(jī)起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí)，旋翼的需用功率及其減少程度隨前飛速度和輸入相位角的變化如圖4和圖5所示。輸入相位角為225°時(shí)，旋翼的需用功率最多可降低2.1%，過(guò)大或過(guò)小的相位角難以帶來(lái)更多的功率節(jié)省。該相位角下，前飛速度較小時(shí)，旋翼需用功率變化不大，高速時(shí)，旋翼需用功率有較明顯降低，說(shuō)明2階(2P)獨(dú)立槳距控制適宜于提升直升機(jī)高速飛行時(shí)的飛行性能。

圖4 不同前飛速度和輸入相位角下的需用功率(CW=0.008 3, 2P)Fig.4 Power required at different forward speeds and input phase angles (CW=0.008 3, 2P)

圖5 不同前飛速度和輸入相位角下的功率減少程度(CW=0.008 3, 2P)Fig.5 Power reduction at different forward speeds and input phase angles (CW=0.008 3, 2P)

圖6給出了直升機(jī)分別以100、200、300 km/h的速度前飛時(shí)，直升機(jī)升阻比隨輸入相位角的變化情況，前飛速度較小(100 km/h)時(shí)，升阻比基本沒(méi)有變化；大速度前飛(300 km/h)時(shí)，升阻比提升明顯，最優(yōu)相位角為225°，與需用功率變化趨勢(shì)一致。

輸入相位角為225°時(shí)，直升機(jī)升阻比及其提升百分比隨輸入幅值的變化如圖7所示。中低速前飛時(shí)，隨著輸入幅值的增大，升阻比不升反降；高速前飛時(shí)，升阻比逐漸增大，但增大幅值較小。輸入幅值A(chǔ)2為1°、前飛速度為300 km/h時(shí)，升阻比增大2.1%，輸入幅值過(guò)大或過(guò)小均難以增強(qiáng)提升效果。

直升機(jī)的起飛重量增加至11 651.3 kg(CW=0.009 1) 時(shí)，旋翼需用功率減少的百分比隨前飛速度和相位角的變化如圖8所示，需用功率變化趨勢(shì)與起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí)相似，高速時(shí)，增重后的旋翼需用功率的降低幅度更大，輸入相位角為230°時(shí)，旋翼需用功率最多可降低4.1%。

圖6 升阻比隨輸入相位角的變化(CW=0.008 3, 2P)Fig.6 Lift to drag ratio vs input phase angle (CW=0.008 3, 2P)

圖7 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.008 3, 2P)Fig.7 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.008 3, 2P)

圖8 不同前飛速度和輸入相位角下的功率減少程度(CW=0.009 1, 2P)Fig.8 Power reduction at different forward speeds and input phase angles (CW=0.009 1, 2P)

輸入相位角為230°時(shí)，升阻比及其提升百分比如圖9所示，中低速時(shí)，增加獨(dú)立槳距輸入反而減小了直升機(jī)的升阻比，且隨著輸入幅值的增加，降低幅度也增加；高速時(shí)，直升機(jī)的升阻比有了明顯的增加，與需用功率變化趨勢(shì)一致。前飛速度為300 km/h時(shí)，1°和1.5°的獨(dú)立槳距輸入分別增大了直升機(jī)4.2%和4.1%的升阻比，0.5°和2°的槳距輸入則提升較少，分別為2.9%和2.8%，相比起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí)的最大提升百分比達(dá)2.1%，升阻比增加明顯，說(shuō)明起飛重量較大時(shí)，2階獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)性能提升效果更好。

圖9 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 2P)Fig.9 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 2P)

2.2 3階獨(dú)立槳距控制

直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)、輸入階次為3階(3P)、輸入幅值為1°時(shí)，需用功率及其減少程度隨相位和前飛速度的變化如圖10 和圖11所示。輸入相位角為195°時(shí)，旋翼需用功率降低最多，可達(dá)0.5%，相位角繼續(xù)增大或減小均不利于提升旋翼的性能。最優(yōu)相位角下，高速時(shí)，旋翼的需用功率可降低，降低幅度小于2階獨(dú)立槳距輸入。

圖12給出了直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)，不同輸入幅值時(shí)，升阻比及其提升百分比隨前飛速度變化情況。輸入幅值A(chǔ)3為1.5°和2.0°時(shí)，升阻比在計(jì)算速度范圍內(nèi)沒(méi)有增加，且在210 km/h左右時(shí)下降較多，0.5°和1.0°的輸入幅值在中低速時(shí)同樣會(huì)使升阻比減小，高速時(shí)，升阻比略有增加，但增加幅值很小，不到1%，說(shuō)明3階的獨(dú)立槳距控制提升旋翼性能的效果有限。

圖12 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 3P)Fig.12 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 3P)

2.3 4階獨(dú)立槳距控制

直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)，圖13給出了4階(4P)輸入幅值A(chǔ)4為1°時(shí)，需用功率隨前飛速度和輸入相位角的變化情況，輸入相位角為160°時(shí)，旋翼需用功率降低最多。不同輸入幅值時(shí)，需用功率減少程度如圖14所示，與2階和3階的槳距輸入相比，4階槳距輸入并不能降低旋翼的需用功率，反而在所研究的速度范圍內(nèi)有所增加，說(shuō)明4階的獨(dú)立槳距控制不適合用來(lái)提升旋翼的性能。

圖13 不同前飛速度和輸入相位角下的需用功率(CW=0.009 1, 4P)Fig.13 Power required at different forward speeds and input phase angles (CW=0.009 1, 4P)

圖14 不同輸入幅值下的功率降低幅度(CW=0.009 1, 4P)Fig.14 Power reduction at different amplitudes (CW=0.009 1, 4P)

2.4 2階+3階獨(dú)立槳距控制

前述分析結(jié)果表明，2階和3階的槳距輸入均可在一定程度上提升旋翼的性能，輸入幅值為0.5°和1°時(shí)，提升效果相對(duì)較好?？紤]同時(shí)施加2階和3階(2P+3P)的獨(dú)立槳距控制，其提供的高階諧波量為

θIBC=A2cos(2ψ+φ2)+A3cos(3ψ+φ3)

(7)

式中：A2、φ2和A3、φ3分別為2階和3階獨(dú)立槳距的幅值和輸入相位角。

直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)，圖15和圖16給出了同時(shí)輸入2階和 3階的獨(dú)立槳距、輸入相位分別為230°和195°時(shí)，旋翼需用功率及其降低幅度的變化曲線(xiàn)。中低速時(shí)，需用功率變化較小，總體呈增大趨勢(shì)；高速時(shí)，旋翼需用功率下降，相比單獨(dú)輸入2階或3階的獨(dú)立槳距，需用功率下降程度更大；前飛速度為300 km/h時(shí)，2階 幅值為1°耦合3階幅值為0.5°的獨(dú)立槳距輸入降低了旋翼4.5%的需用功率，其余3種情況(2P，A2=0.5°)+(3P,A3=0.5°)、(2P,A2=1°)+(3P,A3=1°)、(2P,A2=0.5°)+(3P,A3=1°)分別降低了3.3%、3.7%和2.8%的需用功率。說(shuō)明2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的提升效果更佳。

圖15 不同前飛速度的需用功率(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.15 Power required at different forward speeds (CW=0.009 1, 2P+3P)

圖16 不同前飛速度下功率降低幅度(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.16 Power reduction at different forward speeds (CW=0.009 1, 2P+3P)

不同輸入幅值時(shí)的直升機(jī)升阻比變化曲線(xiàn)如圖17所示，2階耦合3階的槳距輸入明顯進(jìn)一步提升了直升機(jī)的升阻比。中低速時(shí)，獨(dú)立槳距輸入仍不利于提升升阻比，高速時(shí)，直升機(jī)升阻比有較明顯的提升，提升效果比單獨(dú)施加2階或3階獨(dú)立槳距更好。前飛速度為300 km/h時(shí)，2階幅值為1°和3階幅值為0.5°的槳距輸入分別可使直升機(jī)的升阻比提升4.2%和0.7%，二者同時(shí)輸入則可提升4.7%。另外，同時(shí)輸入2階和3階的獨(dú)立槳距，對(duì)直升機(jī)的性能提升效果比單獨(dú)輸入3階獨(dú)立槳距的效果大很多，相比單獨(dú)輸入2階槳距的效果則提升有限，證明輸入2階耦合3階的獨(dú)立槳距，對(duì)旋翼性能提升起主要作用的是2階 獨(dú)立槳距控制。

圖17 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.17 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 2P+3P)

3 旋翼性能提升機(jī)理探討

直升機(jī)的起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)，2階獨(dú)立槳距輸入幅值為1°，3階獨(dú)立槳距輸入幅值為0.5°，前飛速度為300 km/h。直升機(jī)處于高速飛行狀態(tài)時(shí)，后行槳葉易出現(xiàn)失速，導(dǎo)致旋翼的需用功率大大增加，不利于提升直升機(jī)的性能，通過(guò)獨(dú)立槳距控制可改善槳盤(pán)平面迎角分布情況，一定程度上緩解此問(wèn)題。如圖18所示，基準(zhǔn)槳葉剖面迎角最大值在12°左右，接近阻力發(fā)散對(duì)應(yīng)迎角。施加2階獨(dú)立槳距控制后，旋翼前行側(cè)槳葉迎角變化不大，后行側(cè)槳葉迎角有了較明顯的減小，部分區(qū)域靠近槳尖處的迎角減小了約1°，這有助于推遲后行側(cè)槳葉的失速，但由于迎角減小程度較小，提升旋翼性能的效果也較有限。3階的獨(dú)立槳距輸入對(duì)于旋翼槳葉剖面迎角改變不大，小于2階獨(dú)立槳距輸入對(duì)后行側(cè)槳葉迎角的影響，只有部分區(qū)域略微減小，因而對(duì)旋翼性能的提升效果也很小。同時(shí)施加2階和3階 的獨(dú)立槳距控制，后行側(cè)槳葉迎角明顯變化，剖面迎角最大值降至11°左右，相比單獨(dú)輸入2階或3階獨(dú)立槳距的效果要好，可更有效緩解失速問(wèn)題，對(duì)旋翼性能的提升效果也最佳。

圖18 不同輸入下槳盤(pán)迎角分布情況Fig.18 Distribution of angle of attack over rotor disk with different inputs

圖19(a)～圖19(c)給出了無(wú)獨(dú)立槳距控制和分別增加2階、 3階獨(dú)立槳距輸入時(shí)，旋翼槳盤(pán)平面阻力系數(shù)的分布，圖19(d)為2階幅值為1°耦合3階幅值為0.5°的獨(dú)立槳距輸入時(shí)槳盤(pán)平面阻力系數(shù)的分布情況，阻力系數(shù)定義為[28]

(8)

式中：d為葉素阻力；ρ為空氣密度；UB為流向葉素的相對(duì)氣流合速度；c為槳葉弦長(zhǎng)。

由圖19可知，2階的獨(dú)立槳距控制較明顯地降低了槳葉的阻力系數(shù)，前行側(cè)部分區(qū)域阻力系數(shù)略有減小，后行側(cè)靠近槳尖區(qū)域的阻力系數(shù)變化明顯，有助于降低旋翼的需用功率。3階的獨(dú)立槳距控制對(duì)阻力系數(shù)分布的影響不如2階的槳距輸入，與基準(zhǔn)旋翼相比變化較小，因而對(duì)旋翼性能的提升也較有限。2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制進(jìn)一步減小了槳葉阻力系數(shù)，尤其是后行側(cè)槳葉，且效果比單獨(dú)的2階或3階槳距輸入效果更好，因而對(duì)旋翼性能的提升效果也更佳。

4 結(jié) 論

在已驗(yàn)證了的直升機(jī)性能分析模型基礎(chǔ)上，通過(guò)輸入不同階次、幅值和相位角的獨(dú)立槳距，分析了直升機(jī)需用功率和升阻比等參數(shù)的變化，研究了獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的影響，并探討了相關(guān)影響機(jī)理，得出如下結(jié)論：

1) 獨(dú)立槳距控制在高速狀態(tài)下可降低旋翼的需用功率、提升直升機(jī)的升阻比，且在直升機(jī)起飛重量較大時(shí)，提升效果更明顯，2階的獨(dú)立槳距控制，分別可使起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)和11 651.3 kg(CW=0.009 1)的直升機(jī)升阻比最多提升2.1%和4.2%；中低速時(shí)，不利于提升旋翼的性能。

2) 2階的獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能提升效果相對(duì)較好，輸入相位角為225°、幅值為1°時(shí)，最多可降低4.1%的旋翼需用功率；3階的獨(dú)立槳距輸入對(duì)旋翼性能提升有限，輸入相位角為195°、幅值為0.5°時(shí)，在高速時(shí)最多可使需用功率下降0.7%，變化幅值較小；4階的獨(dú)立槳距輸入不利于提升旋翼的性能。

3) 2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制，對(duì)直升機(jī)飛行性能提升效果最佳，最多可使旋翼的需用功率降低4.5%，比單獨(dú)輸入2階或3階槳距提升效果更好，其中2階獨(dú)立槳距控制起主導(dǎo)作用。

4) 獨(dú)立槳距控制提升旋翼性能的機(jī)理在于其可改善旋翼槳盤(pán)內(nèi)的迎角分布，減小后行側(cè)槳葉的剖面迎角和阻力系數(shù)，有效延遲失速，減小旋翼的需用功率，從而提升直升機(jī)的飛行性能。