共軸式直升機槳轂阻力特性與減阻試驗

龍海斌，吳裕平

(中國直升機設計研究所 總體氣動研究室，景德鎮(zhèn) 333001)

0 引 言

直升機槳轂由于表面有比較多的拉桿等零件，而且處于旋翼與機身的復雜流場之中，因此直升機槳轂阻力占全機廢阻的比例比較大，而共軸式直升機旋翼槳轂阻力通常占到全機廢阻的50%以上，研究其阻力特性和減阻設計更為迫切。隨著共軸剛性旋翼高速直升機的發(fā)展[1]，槳轂阻力特性和減阻設計研究成為直升機研制中的一項重要工作。風洞試驗技術在飛行器研制中得到了廣泛應用[2]，因此風洞試驗是獲得槳轂阻力的重要方法。美國西科斯基公司在進行XH-59高速直升機研制時就進行了槳轂減阻設計和風洞試驗，結果表明：加裝上下槳轂整流罩和中間軸整流罩最多可以降低21%的阻力[3]。在之后研制X-2、S-97和SB>1等高速直升機過程中都進行了槳轂減阻研究。在X-2研制過程中對多種槳轂減阻方案、中間軸整流罩加裝端板、加裝渦流發(fā)生器和在中間軸整流罩靠近尾部位置進行噴氣等進行了研究[4]。在S-97機身風洞試驗過程中對三種上下槳轂整流罩方案和四種中間軸整流罩進行了組合吹風，并研究了旋轉和槳轂支臂對槳轂減阻方案阻力的影響[5]。在SB>1直升機機身風洞試驗中設計了單獨槳轂減阻方案和帶槳葉的槳轂減阻方案[6]。國內也對共軸式直升機槳轂減阻進行了一些研究；何龍等[7]對六種共軸剛性旋翼槳轂模型進行了風洞試驗，研究了旋轉速度、縫隙和外形參數對槳轂阻力的影響，結果表明：縫隙對槳轂阻力有比較大的影響；唐敏等[8]對四種共軸雙旋翼槳轂模型進行了風洞試驗，結果表明：與圓柱形中間軸方案相比，加裝中間軸整流罩可以使槳轂阻力降低37%。除風洞試驗方法之外，國內外也采用CFD方法對共軸式直升機槳轂阻力特性和減阻方案進行了研究；龍海斌等[9]對某共軸式直升機槳轂阻力特性進行了計算；B.E.Wake等[10]采用結構化網格對兩種共軸雙旋翼槳轂模型進行了阻力特性計算，并設計了兩種在中間軸整流罩靠近后緣位置加裝渦發(fā)生器的方案；S.S.Ochs等[11]應用不同的計算軟件對兩種共軸雙旋翼槳轂模型進行了阻力計算，并與風洞試驗結果進行了對比分析；曾偉等[12]、龍海斌等[13]采用CFD方法分別對不同的共軸式槳轂減阻方案的阻力進行了計算。

以上研究主要是在型號研制早期或在初步假定槳轂尺寸的基礎上完成，研究成果在直升機型號生產制造中的應用較少。本文針對某定型直升機共軸雙槳轂，通過風洞試驗研究共軸雙槳轂的阻力特性，包括槳轂支臂方位角、旋轉速度和攻角等對槳轂阻力的影響；對該槳轂減阻方案和在減阻方案上加裝渦流發(fā)生器進行風洞試驗，并在試驗過程中進行封堵整流罩之間的縫隙試驗，研究縫隙對減阻方案阻力的影響，以及減阻方案和在減阻方案上加裝渦流發(fā)生器的減阻效果。

1 試驗設備與模型

1.1 風洞簡介

共軸式直升機槳轂阻力特性與減阻方案風洞試驗在某研究所Φ3.2 m風洞開口試驗段中進行。該風洞是一座開/閉口兩用的回流式風洞，試驗段截面為圓形，直徑為3.2 m，開口試驗段最低風速11.5 m/s，最高風速可達115 m/s。

1.2 試驗設備

風洞試驗在Φ1 m共軸雙旋翼槳轂試驗臺上進行。試驗臺由臺架系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、傳動系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、數據采集處理系統(tǒng)、振動監(jiān)視系統(tǒng)組成，可完成1 m直徑量級共軸雙旋翼槳轂模型的風洞試驗。在風洞試驗過程中槳轂模型的六力素由一臺外置盒式天平測量。

1.3 試驗模型

某共軸式直升機槳轂模型的主要材料為鋼和鋁合金，模型縮比為1∶2。模型主要由上槳轂、下槳轂、內轉軸和外轉軸等部分組成。減阻方案試驗模型主要由上整流罩、下整流罩、中間段整流罩、內轉軸、外轉軸和支撐軸等部分組成。在試驗過程中可以實現上下槳轂和整流罩同時正反旋轉，而中間軸整流罩固定。由于需要實現上下槳轂整流罩正反旋轉，因此在上下槳轂整流罩和中間軸整流罩之間留了一定的縫隙。為了研究縫隙對阻力的影響，在風洞試驗過程中進行了封堵縫隙阻力測量試驗。在中間段整流罩靠近后緣位置加裝了一個可拆卸的渦流發(fā)生器，渦流發(fā)生器的截面采用某對稱翼型。在試驗過程中分析渦流發(fā)生器對整流罩減阻效果的影響。某共軸式槳轂模型、減阻方案以及在減阻方案上加裝渦流發(fā)生器的原理示意圖如圖1所示。

(a) 槳轂原型

(b) 減阻方案

(c) 加裝渦流發(fā)生器

1.4 試驗狀態(tài)

為了研究槳轂支臂方位角、攻角和旋轉速度等對槳轂和減阻方案阻力的影響，風洞試驗中進行變方位角、變攻角和變轉速等阻力測量。減阻方案中還進行封堵縫隙試驗。主要的試驗狀態(tài)如表1所示,其中試驗風速為20、40、60、70和80 m/s。

表1 風洞試驗狀態(tài)

2 試驗結果分析

2.1 槳轂阻力特性

共軸式直升機槳轂阻力特性試驗結果如圖2～圖5所示。

圖2 方位角變化時槳轂阻力系數圖

圖3 攻角變化時槳轂阻力系數圖

圖4 旋轉速度變化時槳轂阻力系數圖

圖5 槳轂各部件阻力系數占比圖

從圖2可以看出：上下槳轂支臂變化時槳轂阻力系數相差約為5%，說明上下槳轂支臂方位角變化對槳轂阻力影響比較小。這是由于試驗模型的槳轂為三支臂，方位角變化時迎風面積變化比較小。

從圖3可以看出：攻角在-4°至4°范圍內變化時，槳轂阻力系數變化比較小。

從圖4可以看出：在0°攻角時隨著旋轉速度的不斷增大，槳轂阻力系數隨風速的波動越來越大。這是因為旋轉速度增大之后，槳轂周圍的氣流受槳轂旋轉的擾動越來越大，流動分離也比較嚴重。

從圖5可以看出：由于下槳轂部分的迎風面積比較大，因此下槳轂部分的氣動阻力也比較大。由于上下槳轂單獨吹風時有一部分軸在風洞中，因此上下槳轂阻力之和大于槳轂總阻力。

2.2 減阻方案阻力特性

共軸式直升機槳轂減阻方案阻力系數隨方位角變化情況如圖6所示，可以看出：槳轂支臂方位角變化時，減阻方案的阻力變化在5%左右。這是由于加裝整流罩之后，槳轂支臂的迎風面積比較小，因此方位角變化對減阻方案的阻力影響比較小。

圖6 方位角變化時減阻方案阻力系數圖

在0°攻角時，上下槳轂整流罩旋轉速度變化對減阻方案的阻力系數影響如圖7所示，可以看出：隨著上下槳轂整流罩旋轉速度的增大，減阻方案的阻力略有增大，變化趨勢與槳轂阻力變化趨勢一致。

圖7 旋轉速度變化時減阻方案阻力系數圖

攻角變化對減阻方案阻力的影響如圖8所示，可以看出：由于試驗時攻角變化范圍比較小，減阻方案的阻力系數變化也比較小。減阻方案的減阻百分比如圖9所示。

圖8 攻角變化時減阻方案阻力系數圖

圖9 減阻方案減阻百分比圖

從圖9可以看出：在風速超過40 m/s之后，減阻方案的減阻百分比在33%左右，說明加裝整流罩之后降低約1/3的阻力。

上下槳轂整流罩與中間軸整流罩之間的縫隙對阻力有比較大的影響，因此在風洞試驗過程中將上下槳轂整流罩與中間整流罩之間的兩條縫隙進行了封堵。封堵前后的減阻方案阻力系數變化如圖10所示，封堵縫隙之后的阻力降低百分比如圖11所示，可以看出：風速超過40m/s之后，封堵縫隙可使減阻方案阻力再降低10%～18%，說明縫隙對減阻方案的阻力影響比較大，因此在進行減阻設計時應盡量減小各部件之間的縫隙。

圖10 封堵縫隙前后時減阻方案阻力系數圖

圖11 堵縫隙之后減阻方案阻力降低百分比圖

2.3 加裝渦流發(fā)生器

渦流發(fā)生器的工作原理是在迎面氣流中產生比較強的槳尖渦，這種槳尖渦的能量比較高。高能量的槳尖渦與下游低能量的邊界層流動混合之后，將自身的能量傳遞給邊界層，這樣原本處于逆壓梯度中的邊界層就可以繼續(xù)貼附在物體表面流動，因此減小了氣流分離，降低了壓差阻力。中間軸整流罩加裝渦流發(fā)生器之后的阻力系數變化與減阻百分比如圖12～圖13所示，可以看出：加裝渦流發(fā)生器對中間軸整流罩并沒有明顯的減阻效果。而且由于加裝渦流發(fā)生器導致迎風面積和浸潤面積的增大，部分狀態(tài)下中間軸整流罩的阻力還略微增大。說明中間軸整流罩的尾流區(qū)域的流動分離并不嚴重；渦流發(fā)生器產生的高能量渦對上下槳轂整流罩周圍的流動產生干擾，從而達到減阻的目標。

圖12 加裝渦發(fā)生器前后中間軸整流罩阻力系數圖

圖13 加裝渦發(fā)生器之后中間軸整流罩阻力降低百分比圖

整個減阻方案加裝渦流發(fā)生器前后的阻力系數變化情況和相對于減阻方案的減阻百分比如圖14～圖15所示。

圖14 加裝渦發(fā)生器前后減阻方案阻力系數圖

圖15 加裝渦發(fā)生器之后減阻方案阻力降低百分比圖

從圖14～圖15可以看出：總體上看加裝渦流發(fā)生器對槳轂減阻方案的進一步減阻效果不是特別明顯，同時隨著攻角的變化，減阻百分比的變化比較明顯，其中-4°攻角時減阻效果最好，而在-4°攻角時渦流發(fā)生器產生的高能量槳尖渦主要摻入下槳轂整流罩的尾流之中，說明下槳轂整流罩的尾流區(qū)域流動分離比較大，需要進一步進行減阻設計。

3 結 論

(1) 槳轂支臂方位角、攻角和旋轉速度對共軸式直升機槳轂和減阻方案的阻力影響比較小。在雷諾數達到一定數值之后，來流風速變化對槳轂和減阻方案阻力幾乎沒有影響。

(2) 上下槳轂整流罩和中間軸整流罩之間的縫隙對槳轂減阻方案的阻力影響比較大。由于目前還未考慮槳轂支臂與整流罩之間的縫隙，因此在共軸式槳轂減阻設計需要重點考慮縫隙的影響。

(3) 在中間軸整流罩靠近尾緣位置加裝翼型截面的渦流發(fā)生器對槳轂減阻方案的進一步減阻并沒有明顯的效果。