共軸剛性旋翼高速直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究綜述

黃明其，王亮權(quán)，何 龍，王 暢，唐 敏

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng)621000）

常規(guī)單旋翼直升機(jī)在大速度前飛時(shí)，槳盤兩側(cè)來(lái)流存在嚴(yán)重的不對(duì)稱現(xiàn)象，由于需要保持旋翼升力和力矩平衡，前行側(cè)槳葉的迎角較低，并未充分發(fā)揮其產(chǎn)生升力的潛力。同時(shí)，受槳葉阻力發(fā)散馬赫數(shù)的限制，常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)最大平飛速度僅在300 km/h 左右。為了實(shí)現(xiàn)直升機(jī)在飛行速度上的突破，并使直升機(jī)獲得更加廣泛的應(yīng)用，有學(xué)者在20 世紀(jì)60 年代提出了前行槳葉概念（Advancing blade concept, ABC）[1]。ABC 旋翼槳葉剛度很大，主要由前行側(cè)槳葉產(chǎn)生升力，后行側(cè)槳葉卸載以避免出現(xiàn)動(dòng)態(tài)失速，旋翼兩側(cè)升力不平衡產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩由另一副尺寸相同、反向旋轉(zhuǎn)的旋翼來(lái)平衡（圖1）。在ABC 旋翼概念的基礎(chǔ)上，使用螺旋槳提供向前的推進(jìn)力，逐步發(fā)展形成了共軸剛性旋翼構(gòu)型高速直升機(jī)。

圖1 單旋翼與共軸剛性旋翼產(chǎn)生升力情況[2]Fig.1 Lift generation of single rotor and coaxial rigid rotor[2]

目前，歐美航空強(qiáng)國(guó)正在大力推進(jìn)以高速化為典型特征的新一代直升機(jī)研發(fā)，由于共軸剛性旋翼高速直升機(jī)具備結(jié)構(gòu)緊湊、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)等諸多優(yōu)點(diǎn)，有望成為其中的一種重要構(gòu)型。美國(guó)西科斯基公司在40 多年前就試飛了XH-59A 共軸剛性旋翼高速直升機(jī)演示驗(yàn)證機(jī)，經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期的技術(shù)積累，其共軸剛性旋翼技術(shù)趨于成熟。近10 年來(lái)，西科斯基X2、S-97“突襲者”和SB＞1“無(wú)畏”等共軸構(gòu)型直升機(jī)先后試飛，最大平飛速度達(dá)到460 km/h 以上，并逐漸從技術(shù)驗(yàn)證機(jī)轉(zhuǎn)向軍用裝備型號(hào)研制。

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)是完成時(shí)間敏感型任務(wù)的良好選擇，但其獨(dú)特的構(gòu)型也帶來(lái)了不少新的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題[3-4]。以X2 共軸剛性旋翼高速直升機(jī)原理樣機(jī)為例，該機(jī)在高速飛行時(shí)，旋翼轉(zhuǎn)速降低了約20%，由446 r/min 降低到360 r/min[5]，高速前飛時(shí)旋翼前進(jìn)比遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機(jī)。大前進(jìn)比使得槳盤后行側(cè)反流區(qū)面積增大，這對(duì)工作在反流區(qū)的旋翼翼型設(shè)計(jì)提出了新要求。由于共軸剛性旋翼升力中心向槳盤前行側(cè)偏移，升力偏置量的大小對(duì)旋翼性能也有重要影響。此外，高速飛行時(shí)的槳轂減阻、雙旋翼之間的氣動(dòng)干擾以及不同氣動(dòng)布局的螺旋槳推進(jìn)效率等都是值得關(guān)注和研究的問(wèn)題。

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)所面臨的關(guān)鍵空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，均需要依賴數(shù)值模擬及風(fēng)洞試驗(yàn)等技術(shù)手段加以解決。在共軸剛性旋翼數(shù)值模擬方面，文獻(xiàn)[6]中總結(jié)了近年來(lái)國(guó)外有關(guān)的研究工作。本文針對(duì)國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗(yàn)設(shè)施及相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)研究進(jìn)行介紹，并歸納總結(jié)已取得的研究成果，最后對(duì)中國(guó)共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行展望。

1 國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗(yàn)設(shè)施

目前國(guó)內(nèi)外已發(fā)展的共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)主要分為分離式和組合式兩種。分離式試驗(yàn)臺(tái)上下兩副旋翼無(wú)物理連接，具有操縱和測(cè)量獨(dú)立、雙旋翼間距易調(diào)整等特點(diǎn)，還可以通過(guò)簡(jiǎn)單改裝，開展縱列式和橫列式雙旋翼試驗(yàn)[7]。組合式試驗(yàn)臺(tái)則具有結(jié)構(gòu)還原度高、便于開展旋翼/機(jī)身干擾試驗(yàn)等特點(diǎn)。圖2 和表1 匯總了國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)及相關(guān)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷幕厩闆r[8-15]。

圖2 國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)及試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚8-15]Fig.2 Summary of coaxial rigid rotor test rig and test model[8-15]

表1 國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗(yàn)設(shè)施情況一覽表[8-15]Table 1 Description of test facilities for coaxial rigid rotor[8-15]

美國(guó)在20 世紀(jì)60 年代建立了1/10 縮比的XH-59A 共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)[8]，并在UTRC PWT（United Technologies Research Center, Pilot Wind Tunnel）風(fēng)洞中進(jìn)行了ABC 旋翼概念驗(yàn)證試驗(yàn)。隨后，直徑12.2 m 的XH-59A 高速直升機(jī)全尺寸模型[9]也 在NFAC 全 尺 寸 風(fēng) 洞（National Full-Scale Aerodynamics Complex）中 開 展 了 風(fēng) 洞 試 驗(yàn)[16-17]。進(jìn)入21 世紀(jì)后，美國(guó)陸軍航空飛行動(dòng)力學(xué)委員會(huì)（AeroFlight Dynamics Directorate, AFDD）[10]、德克薩斯大學(xué)[11]等研究機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)了小尺寸的共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)。此外，為了配合共軸高速直升機(jī)型號(hào)研制，西科斯基公司制造了0.303 縮比的S-97[12]和1/5 縮比的SB＞1 直升機(jī)模型[13]，兩者共用西科斯基的共軸剛性旋翼專用試驗(yàn)臺(tái)CARTR（CoAxi-al Rotor Test Rig）。

國(guó)內(nèi)共軸剛性旋翼試驗(yàn)技術(shù)起步較晚，處于快速發(fā)展階段。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（Chi-na Aerodynamics Research and Development Cen-ter, CARDC）與中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所（China Helicopter Research and Development Institute,CHRDI）分別研制了2 m 和4 m 直徑共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)[14-15]，依托CARDC Φ3.2 m 低速風(fēng)洞（開口試驗(yàn)段）和8 m×6 m 低速風(fēng)洞（直流式）開展了部分研究試驗(yàn)。

2 國(guó)內(nèi)外共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)研究進(jìn)展

2.1 共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)配平策略

直升機(jī)前飛時(shí)旋翼前行側(cè)槳葉的來(lái)流速度高，后行側(cè)槳葉的來(lái)流速度低。常規(guī)單旋翼直升機(jī)通過(guò)周期變距操縱，在前行側(cè)降低槳距，在后行側(cè)增大槳距，以實(shí)現(xiàn)前后行側(cè)的升力平衡，旋翼升力中心與槳轂中心基本重合。共軸剛性旋翼的升力主要由前行側(cè)槳葉產(chǎn)生，這使得旋翼升力中心向前行側(cè)發(fā)生偏移，如圖3 所示[18]。升力中心與槳轂中心的距離被稱為升力偏置量(Lift offset, LO)[19]，升力偏置量LO 定義如下[20]

圖3 共軸剛性旋翼升力偏置示意圖[18]Fig.3 Illustration of lift offset on coaxial rigid rotor[18]

式中: MX表示旋翼的滾轉(zhuǎn)力矩，T 表示旋翼的拉力，R 為旋翼半徑。

由于共軸剛性旋翼具有操縱量多、存在升力偏置等特點(diǎn)，進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)需采取特殊的配平策略。為了使雙旋翼達(dá)到扭矩平衡，既可參照上旋翼為基準(zhǔn)，調(diào)整下旋翼的操縱量實(shí)現(xiàn)兩副旋翼合扭矩為零，這種配平方式被稱為“下配上”；也可參照下旋翼為基準(zhǔn)，調(diào)整上旋翼的操縱量實(shí)現(xiàn)兩副旋翼合扭矩為零，這種配平方式被稱為“上配下”。以“下配上”配平方式為例，進(jìn)行共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)可采用如下配平流程：（1）首先控制旋翼轉(zhuǎn)速和風(fēng)洞吹風(fēng)速度至試驗(yàn)指定值；（2）設(shè)置上旋翼總距，使上旋翼總距或拉力達(dá)到目標(biāo)值；（3）調(diào)整下旋翼總距，使雙旋翼的合扭矩第1 次為零；（4）設(shè)置上旋翼的周期變距和，使上旋翼升力偏置量達(dá)到目標(biāo)值；（5）調(diào)整下旋翼的周期變距和，使得下旋翼升力偏置達(dá)到目標(biāo)值，且雙旋翼合扭矩第2 次為零。在配平過(guò)程中，需要根據(jù)旋翼實(shí)時(shí)氣動(dòng)載荷多次調(diào)整旋翼操縱，章貴川等[21-22]基于模糊控制技術(shù)，建立了共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)自動(dòng)配平方法，可在30 s 內(nèi)實(shí)現(xiàn)共軸剛性旋翼的配平，顯著提升了風(fēng)洞試驗(yàn)效率。

2.2 共軸剛性旋翼綜合性能

Paglino 等1971 年在NFAC 風(fēng)洞中對(duì)XH-59A高速直升機(jī)全尺寸旋翼模型進(jìn)行了詳盡測(cè)試[16]，試驗(yàn)時(shí)旋翼前進(jìn)比在0.21～0.91 范圍、升力偏置量最大達(dá)到了0.7R，試驗(yàn)測(cè)量了共軸剛性旋翼拉力和功率、操縱和應(yīng)力載荷以及振動(dòng)數(shù)據(jù)。結(jié)果表明，在前進(jìn)比高達(dá)0.91 的狀態(tài)下，XH-59A 直升機(jī)的共軸剛性旋翼依然有較高的氣動(dòng)效率，且保持了較低的振動(dòng)水平，并未出現(xiàn)結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定現(xiàn)象。試驗(yàn)同時(shí)發(fā)現(xiàn)制約共軸剛性旋翼直升機(jī)最大飛行速度的因素是槳葉能承受的最大應(yīng)力載荷，這與常規(guī)單旋翼直升機(jī)受前行側(cè)槳葉激波分離和后行側(cè)槳葉動(dòng)態(tài)失速的限制有所區(qū)別。

Cameron 等[11]測(cè)量了德克薩斯大學(xué)共軸剛性旋翼在4 個(gè)不同的前進(jìn)比狀態(tài)（旋翼總距保持8°不變），不同升力偏置量對(duì)下旋翼拉力系數(shù)CTσ 和有效升阻比L De的影響，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果如圖4(a)所示。可以看出，隨著升力偏置量的增加，旋翼拉力系數(shù)增大。在較小前進(jìn)比狀態(tài)（μ=0.21），改變升力偏置量對(duì)旋翼有效升阻比的影響并不顯著，說(shuō)明在小前進(jìn)比狀態(tài)升力偏置導(dǎo)致旋翼阻力也同步增加。在其余3 個(gè)大前進(jìn)比狀態(tài)，隨著升力偏置量的增加，旋翼有效升阻比增加，高升力偏置量可使旋翼有效升阻比相對(duì)無(wú)升力偏置時(shí)增加超過(guò)30%。這表明在同樣的發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)功率條件下，采用升力偏置操縱的共軸高速直升機(jī)能獲得更高的飛行速度，或在相同的速度下具有更遠(yuǎn)的航程。圖4(b)給出的是前進(jìn)比等于0.53 時(shí)無(wú)升力偏置量和20%升力偏置量對(duì)應(yīng)的上旋翼槳盤升力分布對(duì)比，可以看出在20%升力偏置量狀態(tài)，槳盤前行側(cè)的負(fù)拉力區(qū)域基本消失，而后行側(cè)的升力分布幾乎未受影響，旋翼整體拉力大大增加。此外，對(duì)該共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)的槳葉變形測(cè)量結(jié)果可見文獻(xiàn)[24]。

圖4 升力偏置對(duì)共軸剛性旋翼性能的影響Fig.4 Effect of lift offset on performance of coaxial rigid rotor

2.3 共軸剛性旋翼三維流場(chǎng)及反流區(qū)翼型

共軸剛性旋翼各種氣動(dòng)現(xiàn)象與其復(fù)雜流場(chǎng)密切相關(guān)，測(cè)量旋翼三維流場(chǎng)有助于揭示流場(chǎng)對(duì)氣動(dòng)性能的影響機(jī)制。圖5 給出了McAlister 和Tung等[25]開展的AFDD 共軸剛性旋翼懸停流場(chǎng)PIV 測(cè)量方案和測(cè)量結(jié)果，試驗(yàn)中上下旋翼間距設(shè)置為0.2R，使用120 mJ 的YAG 激光器產(chǎn)生激光光束照射到尺寸200 mm×420 mm 的測(cè)量區(qū)域，兩臺(tái)CCD 相機(jī)呈75°方位角置于離測(cè)量區(qū)域2 m 的位置。從圖5(b)可以看出，上旋翼產(chǎn)生的槳尖渦尾跡脫離槳盤后向內(nèi)收縮，在約0.86R 徑向位置穿過(guò)下旋翼槳盤，而眾所周知，在這一徑向位置區(qū)域附近的槳葉升力在旋翼拉力中所占比例較高，由于上旋翼槳尖渦尾跡帶來(lái)的干擾，將對(duì)下旋翼的氣動(dòng)性能產(chǎn)生較大影響。上旋翼槳尖渦尾跡經(jīng)過(guò)下旋翼槳盤后，繼續(xù)向內(nèi)收縮，大約在y=-0.2R 的位置，上下旋翼產(chǎn)生的槳尖渦尾跡摻混在一起。國(guó)內(nèi)唐正飛等學(xué)者早期開展過(guò)雙旋翼懸停流場(chǎng)的試驗(yàn)測(cè)量研究[26-28]。黃明其等[14]給出了單旋翼與共軸剛性旋翼懸停流場(chǎng)的煙流試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果（圖6），從圖6 中可以看出兩種旋翼懸停流場(chǎng)的差異。

圖5 共軸剛性旋翼懸停流場(chǎng)PIV 測(cè)量方案及試驗(yàn)結(jié)果[25]Fig.5 PIV setup and measurement results of flow field for coaxial rigid rotor in hover[25]

圖6 單旋翼與共軸剛性旋翼懸停流場(chǎng)對(duì)比[14]Fig.6 Comparison of hovering flow field between single ro-tor and coaxial rigid rotor[14]

常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)旋翼最大前進(jìn)比在0.4 左右，共軸剛性旋翼高速直升機(jī)最大飛行速度大為提高，為了抑制前行側(cè)槳葉尖部產(chǎn)生激波，共軸剛性旋翼有必要適當(dāng)降低轉(zhuǎn)速。高飛行速度、低旋翼轉(zhuǎn)速使得共軸剛性旋翼最大前進(jìn)比可超過(guò)0.7。在大前進(jìn)比條件下，共軸剛性旋翼槳盤后行側(cè)存在大面積的反流區(qū)。由于反流區(qū)氣流來(lái)流方向發(fā)生改變，常規(guī)翼型工作在其中流場(chǎng)結(jié)構(gòu)紊亂，阻力也會(huì)顯著增加[29]。楊永飛等通過(guò)PIV 試驗(yàn)測(cè)量了共軸剛性旋翼前飛狀態(tài)槳葉典型剖面的翼型流場(chǎng)（圖7）[30]，在前進(jìn)比0.53 狀態(tài)槳葉運(yùn)動(dòng)到槳盤后行側(cè)時(shí)，可以看出0.35R 翼型剖面附近的氣流由翼型后緣流向前緣，在前緣附近形成了一個(gè)較大的分離區(qū)。

圖7 共軸剛性旋翼前飛流場(chǎng)PIV 測(cè)量試驗(yàn)[30]Fig.7 PIV measurement of forward flow field of coaxial rig-id rotor[30]

為了深入研究反流對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響，Lind 等開展了NACA0012 翼型和DBLN-526 雙鈍頭翼型流場(chǎng)的對(duì)比研究[31]，圖8 給出了兩種翼型在-6°、-9°和-12°迎角狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量得到的流場(chǎng)（來(lái)流速度U∞=44.7 m/s，雷諾數(shù)Re=1.1×105）。當(dāng)NACA0012 翼型處于正向來(lái)流 中，α=-12°時(shí)可以看到較大面積的流動(dòng)分離區(qū)；處于負(fù)向來(lái)流時(shí)，在αrev=-9°和-12°兩種迎角狀態(tài)的流動(dòng)分離區(qū)域面積也較大。而雙鈍頭翼型流場(chǎng)對(duì)迎角的變化并不敏感，在大負(fù)迎角時(shí)氣流在翼型表面依然保持了較好的附著特性，反流區(qū)環(huán)境下雙鈍頭翼型的阻力特性優(yōu)于NACA0012 翼型。正是由于雙鈍頭翼型的這種氣動(dòng)特性，X2 高速直升機(jī)改進(jìn)了XH-59A 直升機(jī)在槳葉內(nèi)段使用常規(guī)翼型的設(shè)計(jì)，0.14R～0.33R 槳葉展向范圍采用了DBLN-526雙鈍頭翼型后，顯著提高了全機(jī)的前飛升阻比（圖9）[32]。

圖8 NACA0012 翼型與雙鈍頭翼型流場(chǎng)對(duì)比[31]Fig.8 Flow field comparison between NACA0012 airfoil and dual elliptical airfoil[31]

圖9 XH-59A 和X2 高速直升機(jī)槳葉外形及前飛升阻比對(duì)比[32]Fig.9 Comparison of blade shape and lift-to-drag ratio be-tween XH-59A and X2 high speed helicopters[32]

2.4 共軸剛性旋翼槳轂減阻

對(duì)于常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)而言，槳轂阻力大約占全機(jī)阻力的25%～30%。共軸剛性旋翼直升機(jī)由于存在上下兩副旋翼以及旋翼之間的連接部分，槳轂部件多且形成了一個(gè)大尺寸的鈍體，氣流在槳轂處更容易發(fā)生分離，使得高速飛行時(shí)共軸剛性旋翼的槳轂阻力占比很高。XH-59A 直升機(jī)高速飛行時(shí)的槳轂阻力約占全機(jī)阻力的50%，發(fā)動(dòng)機(jī)45%的功率用于克服槳轂阻力[33]。開展共軸剛性旋翼直升機(jī)槳轂減阻的研究，對(duì)于提升其最大飛行速度具有重要的意義。

Felker 等[34-35]設(shè) 計(jì) 了 不 同 外 形 的 槳 轂 整 流 罩，研究了整流罩外形對(duì)XH-59A 高速直升機(jī)槳轂阻力的影響，其中最優(yōu)的帶整流罩槳轂構(gòu)型相對(duì)裸露的槳轂降低了約21% 的阻力。 Bowles 等在UTRC PWT 風(fēng)洞中開展了X2 共軸剛性旋翼槳轂油流試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖10 所示[36]。從圖10 中可以看出中間整流罩表面的流動(dòng)轉(zhuǎn)捩區(qū)以及氣流在上下整流罩表面發(fā)生分離產(chǎn)生的影響。何龍等[37-38]也開展了共軸剛性旋翼槳轂阻力特性試驗(yàn)研究，比較了不同槳轂整流罩外形對(duì)阻力的影響（圖11），他們研究發(fā)現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速對(duì)槳轂阻力的影響較小，而通過(guò)整流罩外形優(yōu)化設(shè)計(jì)可取得超過(guò)30%減阻效果。此外，他們還進(jìn)行了熒光絲線流動(dòng)顯示試驗(yàn)，驗(yàn)證了較優(yōu)的整流罩外形對(duì)槳轂周圍氣流流動(dòng)的改善作用（圖12）。

圖10 X2 共軸剛性旋翼槳轂風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[36]Fig.10 Oil flow visualization of X2 coaxial rigid rotor hub[36]

圖11 不同的槳轂外形組合[37]Fig.11 Shape modifications of coaxial rigid rotor hub[37]

圖12 槳轂熒光絲線流動(dòng)顯示試驗(yàn)結(jié)果[38]Fig.12 Tuft visualization of coaxial rigid rotor hub[38]

2.5 推進(jìn)螺旋槳和機(jī)身氣動(dòng)特性

共軸剛性旋翼在高速前飛時(shí)主要提供升力，克服全機(jī)阻力的大部分推進(jìn)力由推進(jìn)螺旋槳提供，推進(jìn)螺旋槳的氣動(dòng)效率同樣對(duì)全機(jī)的最大飛行速度有重要影響。Min 等進(jìn)行了X2 高速直升機(jī)單獨(dú)螺旋槳[39-40]及螺旋槳帶簡(jiǎn)化機(jī)身模型[41]的風(fēng)洞試驗(yàn)（圖13），測(cè)量了不同拉力系數(shù)狀態(tài)螺旋槳的氣動(dòng)效率，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果如圖14所示。從圖中可以看出，帶機(jī)身后螺旋槳的最高氣動(dòng)效率為0.84，比單獨(dú)螺旋槳的最大氣動(dòng)效率提高了約10%，這表明機(jī)身尾流對(duì)螺旋槳的氣動(dòng)效率起到了提升作用[42]，CFD 數(shù)值模擬結(jié)果也驗(yàn)證了這一結(jié)論。

圖13 X2 高速直升機(jī)螺旋槳風(fēng)洞試驗(yàn)[39-41]Fig.13 Wind tunnel test for propeller model of X2 helicopter[39-41]

圖14 有/無(wú)機(jī)身干擾對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)效率的影響[41]Fig.14 Influence of fuselage interference on propeller aero-dynamic efficiency[41]

圖15 共軸高速直升機(jī)機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯庑螌?duì)比[12-13,43]Fig.15 Comparison of fuselage model for coaxial rigid rotor helicopter[12-13,43]

圖15 給出了西科斯基X2、S-97 和SB＞1 三種共軸剛性旋翼高速直升機(jī)機(jī)身模型外形的對(duì)比，可以看出隨著設(shè)計(jì)的迭代更新，機(jī)身氣動(dòng)外形往流線化發(fā)展，尾翼形狀也有了較為明顯的變化。文獻(xiàn)[13]中對(duì)SB＞1 高速直升機(jī)的1/11 縮比和1/5 縮比機(jī)身模型風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了介紹，1/11 縮比的SB＞1 機(jī)身模型于2013～2014 年在UTRC PWT風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)內(nèi)容包括機(jī)身絲線流動(dòng)顯示、螺旋槳時(shí)均誘導(dǎo)入流測(cè)量、機(jī)身和螺旋槳?dú)鈩?dòng)力及力矩測(cè)量等。而1/5 縮比機(jī)身模型試驗(yàn)則于2016 年在NFAC 全尺寸風(fēng)洞中開展，除機(jī)身氣動(dòng)力和力矩、表面壓力測(cè)量之外，還進(jìn)行了不同槳距和轉(zhuǎn)速條件下的單獨(dú)螺旋槳拉力和功率測(cè)量，螺旋槳使用110 kW 的電機(jī)驅(qū)動(dòng)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D16 所示。與X2 高速直升機(jī)的6 片槳葉螺旋槳不同，SB＞1 的螺旋槳槳葉片數(shù)增加到8 片。

3 中國(guó)共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展總結(jié)

圖16 1/5 縮比的SB＞1 螺旋槳試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚13]Fig.16 Propeller model of 1/5 scale SB＞1 helicopter[13]

美國(guó)的共軸剛性旋翼高速直升機(jī)經(jīng)過(guò)大量的技術(shù)驗(yàn)證之后，已經(jīng)逐步發(fā)展成熟，多款機(jī)型相繼試飛，風(fēng)洞試驗(yàn)在其中起到的作用不可或缺。中國(guó)近幾年初步建立了共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰?，但在試?yàn)風(fēng)速、模型尺度與研究深度等方面與國(guó)際先進(jìn)水平還存在一定差距。在自主研制共軸剛性旋翼高速直升機(jī)型號(hào)的過(guò)程中，可著力加強(qiáng)在風(fēng)洞試驗(yàn)方面的技術(shù)積累，解決型號(hào)研制面臨的關(guān)鍵氣動(dòng)/動(dòng)力學(xué)/噪聲等問(wèn)題。針對(duì)中國(guó)國(guó)內(nèi)共軸剛性旋翼高速直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究現(xiàn)狀，作者有如下幾點(diǎn)總結(jié)和思考：

（1）受風(fēng)洞尺寸的限制，目前國(guó)內(nèi)已有的共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥畲笾睆綖? m，未來(lái)可建設(shè)類似美國(guó)NFAC 的全尺寸風(fēng)洞，并研制8～12 m量級(jí)的共軸剛性旋翼試驗(yàn)臺(tái)。使用大尺度試驗(yàn)臺(tái)開展共軸剛性旋翼關(guān)鍵性能綜合驗(yàn)證，同時(shí)在縮比模型試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行氣動(dòng)機(jī)理研究和部件選型優(yōu)化等工作。通過(guò)不同尺度模型風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的方式，提高試驗(yàn)的效費(fèi)比。

（2）為了充分挖掘共軸剛性旋翼構(gòu)型直升機(jī)的高速潛力，有必要深入研究推進(jìn)螺旋槳的氣動(dòng)特性。國(guó)內(nèi)尚缺乏高速直升機(jī)專用推進(jìn)螺旋槳的風(fēng)洞試驗(yàn)，不同槳葉氣動(dòng)外形對(duì)推進(jìn)螺旋槳?dú)鈩?dòng)效率的影響仍不明確，在共軸剛性旋翼/機(jī)身尾流對(duì)螺旋槳的干擾機(jī)理認(rèn)識(shí)方面也不清晰。此外，圍繞共軸剛性旋翼大視場(chǎng)PIV 測(cè)量、反流區(qū)翼型設(shè)計(jì)和槳轂主動(dòng)控制減阻等方面也可開展相關(guān)試驗(yàn)工作。

（3）共軸剛性旋翼在高速前飛時(shí)的噪聲不容忽視，除振動(dòng)噪聲外，旋翼前行側(cè)槳葉可能出現(xiàn)局部激波導(dǎo)致高速脈沖噪聲，槳葉與槳尖渦尾跡干擾會(huì)產(chǎn)生槳-渦干擾噪聲，兩副旋翼的非定常尾流還會(huì)產(chǎn)生寬帶噪聲。除Peterson 在20 世紀(jì)80 年代進(jìn)行過(guò)XH-59A 高速直升機(jī)氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究[44]之外，其他關(guān)于共軸剛性旋翼噪聲試驗(yàn)的文獻(xiàn)發(fā)表較少。國(guó)內(nèi)擁有5.5 m×4 m 航空聲學(xué)風(fēng)洞，可以針對(duì)大速度機(jī)動(dòng)、近地懸停等飛行狀態(tài)開展共軸剛性旋翼噪聲抑制試驗(yàn)研究，使其具備較低的噪聲輻射水平。

（4）共軸剛性旋翼槳葉由于剛度大、變形小，帶來(lái)了一些獨(dú)特的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，需發(fā)展小變形精確測(cè)量試驗(yàn)技術(shù)。國(guó)外部分學(xué)者已經(jīng)針對(duì)共軸剛性旋翼開展了初步的氣動(dòng)/動(dòng)力學(xué)耦合風(fēng)洞測(cè)試，而國(guó)內(nèi)有關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究還較為缺乏。進(jìn)行槳葉變形、疲勞載荷測(cè)量等試驗(yàn)，有助于精準(zhǔn)選擇雙旋翼之間的安全間距，也有助于發(fā)現(xiàn)并排除各種動(dòng)力學(xué)問(wèn)題。

（5）隨著高性能計(jì)算技術(shù)的進(jìn)步，已經(jīng)有條件開展上億網(wǎng)格量的共軸剛性旋翼高速直升機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性CFD 數(shù)值模擬[45-46]，可將數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，提高二者對(duì)該構(gòu)型直升機(jī)性能評(píng)估的精準(zhǔn)度，也可進(jìn)一步將風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)用于共軸剛性旋翼高速直升機(jī)全機(jī)飛行力學(xué)建模和控制律設(shè)計(jì)，推動(dòng)研發(fā)出準(zhǔn)確可靠的飛行控制系統(tǒng)。

4 結(jié) 論

直升機(jī)高速化的需求愈發(fā)迫切，共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的巡航速度可達(dá)常規(guī)單旋翼直升機(jī)的1.5 倍以上，在軍用和民用領(lǐng)域都將發(fā)揮重要的作用。通過(guò)不斷完善共軸剛性旋翼高速直升機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Γ嵘囼?yàn)精細(xì)化水平，既可促進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)、飛行力學(xué)和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)等學(xué)科的交叉融合，也可填補(bǔ)中國(guó)在這一領(lǐng)域與國(guó)際先進(jìn)水平的差距，加快中國(guó)共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的研制進(jìn)程。