大前進比旋翼氣動特性計算研究

邱逢昌 樊楓

（中國直升機設(shè)計研究所直升機旋翼動力學重點實驗室，江西景德鎮(zhèn) 333001）

0.引言

隨著作戰(zhàn)需求的不斷提升，常規(guī)直升機的速度和航程已難以滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭的需求[1-2]。常規(guī)直升機由于受到前行側(cè)激波和后行側(cè)氣流分離的影響，其速度受到很大的限制，為了獲得較大的前飛速度，就需要降低旋翼轉(zhuǎn)速[3]，此時，旋翼在大前進比下工作。在工程上，常規(guī)直升機旋翼的計算，由于反流區(qū)較小，往往都是直接忽略其影響。而在大前進比下，反流區(qū)會擴散到整個后行側(cè)，旋翼有一半時間都在后行側(cè)轉(zhuǎn)動，處于其中的旋翼不會產(chǎn)生升力或產(chǎn)生負升力，這種超常規(guī)的流動特性對旋翼氣動載荷和旋翼配平都產(chǎn)生了直接的影響。

國外針對大前進比的氣動特性開展了大量研究。早在上個世紀，國外先后進行了全尺寸的PCA-2旋翼[4]，H-34旋翼[5]和UH-1D旋翼[6]風洞試驗，試驗表明升力系數(shù)和前進比呈負相關(guān)。由于這些試驗缺少全面的氣動載荷數(shù)據(jù)，難以對大前進比旋翼流動的機理進行進一步探索。為此，美國進行了全尺寸的UH-60A旋翼風洞試驗，試驗前進比達1.0。試驗結(jié)果[7-9]表明：在同一總距下，前進比越大拉力系數(shù)越??；在前進比達到1時，推力不隨拉力的增加而增大，出現(xiàn)推力反轉(zhuǎn)現(xiàn)象；前進比越大，后行側(cè)出現(xiàn)反流區(qū)，前行側(cè)產(chǎn)生的升力遠大于后行側(cè)，也就需要更大的縱向周期變距實現(xiàn)配平。馬里蘭大學也進行了相關(guān)大前進比旋翼縮比風洞試驗[10-14]，其中，Berry B.[10]和Chopra I.[11]分別采用不同弦長和不同翼型旋翼進行風洞試驗，試驗結(jié)果表明推力反轉(zhuǎn)出現(xiàn)在前進比μ=0.8～0.9，并且推力反轉(zhuǎn)不受扭轉(zhuǎn)和翼型差異的影響。Sugiura Masahiko[15]提出了一種新型的高速復合式直升機主旋翼槳葉外形，優(yōu)化后的槳葉有效升阻比約為同等條件下UH-60A的兩倍，同時能夠保持與之相近的懸停性能。

國內(nèi)目前針對大前進比旋翼氣動特性研究較少，僅孔衛(wèi)紅[16]提出一種前進比達0.8的旋翼氣動分析方法，主要是用槳葉動態(tài)扭轉(zhuǎn)考慮動態(tài)失速對氣動力的影響，加入動態(tài)失速對阻力系數(shù)的修正因子。僅通過理論計算與H-34旋翼試驗進行對比，分析了大前進比狀態(tài)下反流區(qū)對槳葉剖面迎角、升力以及阻力的影響。未得出旋翼氣動性能、功率和載荷隨前進比的變化規(guī)律。

本文運用CAMRAD II對HART II模型旋翼進行數(shù)值模擬，對大前進比下旋翼性能、功率和載荷隨前進比和總距的變化開展計算研究，得到旋翼氣動性能、功率和載荷隨前進比的變化規(guī)律，為大前進比旋翼氣動設(shè)計奠定相關(guān)理論基礎(chǔ)，能夠指導后續(xù)大前進比旋翼的研制。

1.計算方法及驗證

CAMRAD II是一款知名的旋翼飛行器綜合分析軟件，在直升機多學科綜合計算中應(yīng)用廣泛[17]。本文基于CAMRADII軟件，以HART II模型旋翼[18]為模型，建立了一個大前進比旋翼計算模型。其中，氣動模型采用自由尾跡模型，槳葉結(jié)構(gòu)模型采用二維翼型+一維梁的中等變形梁理論，并取 6 階模態(tài)槳葉模態(tài)，主要考慮三階揮舞、二階擺振、一階扭轉(zhuǎn)等主要模態(tài)。

首先，根據(jù)國外已有的HART II模型旋翼（旋翼參數(shù)如表1所示）實驗數(shù)據(jù)[18]，運用CAMRADII計算槳葉載荷并與試驗值進行對比。HART II模型旋翼為BO-105直升機旋翼的40%縮比模型，試驗狀態(tài)為軸傾角5.3°的基準狀態(tài)，額定轉(zhuǎn)速1041r/min，懸停時槳尖馬赫數(shù) 0.641，前飛速度33m/s，前進比0.15。圖1給出了本文計算的HARTII模型旋翼典型的槳葉剖面載荷結(jié)果與試驗值的對比。從圖中可以看出，計算值與試驗值吻合良好，表明計算模型合理有效。

表1 HART II旋翼模型參數(shù)

圖1 HART II旋翼r/R=0.87槳葉剖面載荷計算值與試驗值的對比

2.計算結(jié)果分析

大前進比狀態(tài)下，由于受前行側(cè)激波和后行側(cè)氣流分離的影響，需要降低旋翼轉(zhuǎn)速。本文所有計算狀態(tài)均是在30%額定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下進行。

2.1 旋翼性能

圖2給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比下旋翼拉力隨總距的變化規(guī)律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼拉力隨總距的增加而增大；在相同總距下，旋翼拉力隨前進比的增加而減小。

圖2 不同前進比下旋翼CT/σ隨總距的變化規(guī)律

為了平衡反扭矩，后行側(cè)的攻角要增加以保持前行側(cè)和后行側(cè)的平衡，但效率會降低，特別是后行側(cè)容易失速。因此，隨著前進比的增大，拉力逐漸減小，這也是限制常規(guī)直升機飛行速度的主要因素。

圖3給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比旋翼阻力系數(shù)隨拉力的變化規(guī)律。從圖中可以看出：在相同拉力下，阻力系數(shù)隨前進比的增大而增大；在相同前進比下，前進比小于0.4時，阻力系數(shù)隨拉力的增加而減小，前進比大于0.4時，阻力系數(shù)隨拉力的增加而增大。

圖3 不同前進比下旋翼CH/σ隨拉力的變化規(guī)律

前進比大于0.4時，在相同拉力下，前進比越大，一方面反流區(qū)越嚴重，另一方面在大前進比保持相同的拉力需要更大的旋翼總距，此時處于失速的剖面越多，因此旋翼阻力越大。

圖4給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比下升阻比隨拉力的變化規(guī)律。從圖中可以看出，0°軸傾角狀態(tài)下，在相同拉力下，升阻比隨前進比增大先增大后減小，在前進比等于0.4時，升阻比最大。

圖4 不同前進比下旋翼L/D隨拉力的變化規(guī)律

前進比大于0.4時，在相同拉力下，前進比越大，達到對應(yīng)的拉力的需要更大的總距，在大總距狀態(tài)下所對應(yīng)的旋翼阻力就越大，因此升阻比相應(yīng)減小。

2.2 旋翼功率

圖5給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比下旋翼功率隨拉力的變化規(guī)律。從圖中可以看出，在前進比大于0.4時，相同前進比下，旋翼功率隨拉力的增加而增大，且在大拉力狀態(tài)下，旋翼功率迅速增加；相同拉力下，旋翼功率隨前進比的增大而增大。

圖5 不同前進比下旋翼功率隨拉力的變化規(guī)律

圖6給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比下旋翼型阻功率和誘導功率之和隨拉力的變化規(guī)律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨拉力的增加而增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨前進比的增大而增大，且在大拉力狀態(tài)下，旋翼型阻功率和誘導功率之和迅速增加。

圖6 不同前進比下旋翼誘導功率和型阻功率之和隨拉力的變化規(guī)律

在相同前進比下，旋翼拉力增大，誘導功率也增大，與此同時槳葉剖面迎角增大使得失速的翼型剖面增加，從而導致型阻功率增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨前進比的增大而增大，這主要是因為阻力的增加導致了旋翼型阻功率增加。在后行側(cè)，前進比越大反流區(qū)越嚴重，槳葉失速剖面越多，阻力也就相應(yīng)的增大；在前行側(cè)，前進比越大，前行側(cè)槳葉壓縮性越強，用于克服阻力的旋翼功率增加。此外，隨著前進比的增大，旋翼型阻功率和誘導功率之和增加的越來越明顯。

圖7給出了0°軸傾角狀態(tài)下，不同前進比下旋翼型阻功率隨拉力的變化規(guī)律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼型阻功率隨拉力的增大而逐漸增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率隨前進比的增大而增大，且在大前進比狀態(tài)下，旋翼型阻功率迅速增加。其中可以明顯看出型阻功率占誘導功率和型阻功率之和的主要成分，在趨勢上，型阻功率的變化規(guī)律決定了型阻功率和誘導功率之和的變化規(guī)律。

2.3 旋翼載荷

圖8給出了，不同前進比下r/R=0.91截面處法向力系數(shù)在不同方位角的變化規(guī)律。從圖中可以看出，在前行側(cè)法向力最小，且隨著前進比的增大負法向力也隨之增大。后行側(cè)由于受反流區(qū)的影響，前進比越大，反流區(qū)約嚴重，因此法向力在后行側(cè)隨著前進比的增大而減小。在大前進比時，在270°方位角時基本不產(chǎn)生升力。

圖8 不同前進比下r/R=0.91截面法向力系數(shù)

3.結(jié)語

本文基于CAMRAD II對HART II模型旋翼在大前進狀態(tài)下進行數(shù)值計算，得到旋翼性能、功率以及載荷在不同總距、不同前進比狀態(tài)下的變化規(guī)律。通過對計算結(jié)果進行分析，得到以下結(jié)論：

（1）通過對計算典型的槳葉剖面載荷結(jié)果與試驗值的對比，計算值與試驗值吻合良好，表明計算模型合理有效。

（2）在相同前進比下，旋翼拉力隨總距的增加而增大；在相同總距下，旋翼拉力隨前進比的增加而減小。在相同拉力下，旋翼升阻比隨前進比的增加先增大后減小。

（3）在相同前進比下，型阻功率與誘導阻力之和、型阻功率隨拉力的增加而增大；在相同拉力下，型阻功率與誘導阻力之和、型阻功率隨前進比的增加而增大。

（4）在r/R=0.91截面處，前行側(cè)產(chǎn)生負升力，隨著前進比的增大負升力越大，后行側(cè)產(chǎn)生的升力隨著前進比的增大產(chǎn)生的升力越小，且在大前進比時，在270°方位角基本不產(chǎn)生升力。