基于X2TD高速直升機的前行槳葉概念旋翼翼型指標設(shè)計方法

張 威，胡 偶，王 菲，招啟軍

(1.南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016；2.中國直升機設(shè)計研究所，景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

直升機自誕生以來，在軍用、民用領(lǐng)域均發(fā)揮了巨大作用，但最大飛行速度低限制了其進一步應(yīng)用[1]。為此，國內(nèi)外長期致力于探尋高速直升機構(gòu)型的發(fā)展。其中Sikorsky公司提出的基于前行槳葉概念（advancing blade concept,ABC）旋翼的高速直升機是一種極具發(fā)展?jié)摿Φ臉?gòu)型[2-3]。目前，Sikorsky公司通過理論和試驗研究、技術(shù)驗證機研制和型號發(fā)展，已經(jīng)開發(fā)了XH-59A、X2TD、S-97、SB＞1等多個機型。ABC旋翼是該構(gòu)型高速直升機的關(guān)鍵和特色部件，其氣動性能對全機性能至關(guān)重要，而翼型的性能對旋翼的性能影響巨大，直接影響著直升機的飛行速度、機動能力、起降性能、操縱品質(zhì)和所有飛行階段的飛行效率。ABC旋翼新的氣動原理雖然突破了常規(guī)旋翼的速度限制，但也使得其旋翼氣動環(huán)境和工作方式與常規(guī)的單旋翼帶尾槳構(gòu)型直升機旋翼存在很大差異，主要體現(xiàn)在大反流、強徑向流、強壓縮性、雙旋翼干擾等復(fù)雜流動特征和升力偏置、變轉(zhuǎn)速等特殊工作模式[4]，對專用翼型的設(shè)計提出了新的要求。目前，亟需針對X2TD構(gòu)型高速直升機具有特有氣動環(huán)境和任務(wù)使命的先進翼型開展設(shè)計工作。從旋翼翼型專業(yè)設(shè)計角度來看，摸清旋翼翼型工作環(huán)境特征與流動機理，進行翼型指標需求分析，是ABC旋翼專用翼型優(yōu)化設(shè)計的基礎(chǔ)。

在國外，Vieira等對常規(guī)構(gòu)型直升機先進旋翼專用翼型的設(shè)計準則和設(shè)計方法進行了深入研究[5]。文獻[6]基于CAMRADⅡ軟件研究了常規(guī)構(gòu)型直升機性能和翼型氣動環(huán)境之間的關(guān)系，并考察了諸如旋翼前飛升阻比L/D和翼型升阻比L/D、阻力發(fā)散迎角邊界αCD0、阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd等之間的內(nèi)在聯(lián)系。上述研究雖然是針對常規(guī)構(gòu)型直升機展開，但相關(guān)建模思路對ABC旋翼翼型指標分析具有一定的借鑒意義。文獻[7-9]構(gòu)建了一種基于CFD/CSD耦合的X2TD旋翼流場數(shù)值計算方法，但并未進一步開展旋翼翼型指標的相關(guān)分析。在共軸高速直升機發(fā)展初期，Sikorsky的XH-59A高速直升機旋翼直接采用了常規(guī)的NACA系列翼型、梯形平面形狀、線性扭轉(zhuǎn)等設(shè)計元素。結(jié)果表明，該旋翼設(shè)計方案雖然總體上能夠滿足XH-59A作為一個技術(shù)驗證機的基本驗證需求，但同時也暴露出旋翼后行側(cè)阻力大、前飛升阻比低等問題[10]。為全面提升旋翼性能，相對于XH-59A的 NACA系 列翼型，X2TD采用了 雙鈍頭翼型、尖后緣翼型以及先進的現(xiàn)代Sikorsky翼型（見圖1）。先進的翼型對于提升X2TD旋翼效率是卓有成效的，但是在X2TD技術(shù)驗證機項目框架下，無法根據(jù)具體的使用環(huán)境進行全新的專用翼型設(shè)計，所以X2TD所有翼型也只能是在Sikorsky現(xiàn)有的翼型序列中選擇[11]。

在國內(nèi)，雖然在ABC旋翼氣動環(huán)境分析方法建模等方面開展了相關(guān)工作，也對不同翼型開展了相關(guān)的參數(shù)影響分析[12-14]，但在更基礎(chǔ)也更重要的翼型指標需求分析方面尚未開展相關(guān)工作。

基于此，本文擬開展ABC旋翼翼型指標設(shè)計方法研究。首先，發(fā)展高精度CFD方法和高效CAMRADⅡ綜合軟件相結(jié)合的旋翼氣動環(huán)境分析評估技術(shù)。然后，基于X2TD高速直升機氣動布局設(shè)計方案，從ABC旋翼氣動特性研究入手，針對ABC旋翼高速前飛狀態(tài)大反流區(qū)、槳尖高壓縮性以及強徑向流等復(fù)雜氣動特征，考慮全方位角/徑向位置，構(gòu)建旋翼翼型指標設(shè)計方法，分析確定ABC旋翼槳葉不同剖面專用翼型的性能指標。

圖1 X2TD和XH-59A旋翼槳葉參數(shù)對比[10]Fig.1 X2TDand XH-59A general main rotor blade parameters[10]

1 X2TD高速直升機翼型特點介紹與分析

X2TD高速直升機旋翼槳葉的氣動外形融合了多個非傳統(tǒng)的設(shè)計特點，而這些設(shè)計特點反映了目前該類構(gòu)型高速直升機槳葉氣動設(shè)計的一般特征。因此，以X2TD直升機為分析對象，開展高速直升機旋翼槳葉翼型工作環(huán)境和氣動特性分析，可以為建立該構(gòu)型高速直升機翼型指標設(shè)計方法奠定基礎(chǔ)。

當X2TD高速直升機處于大速度飛行狀態(tài)（試飛結(jié)果顯示[11]，其最大巡航速度達到了463 km/h，小角度俯沖時速度達到了481 km/h）時，前行側(cè)槳葉處于動壓很大的氣流中，在槳尖處易引起激波失速；同時后行槳葉的內(nèi)側(cè)處于氣流從后緣流向前緣的深度反流區(qū)中，易產(chǎn)生大分離流動，導(dǎo)致后行槳葉阻力激增。隨著飛行速度的不斷增大，為保證前行槳葉槳尖馬赫數(shù)不要超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd限制，X2TD采取降低旋翼轉(zhuǎn)速的方式，進一步導(dǎo)致旋翼工作在更高的前進比狀態(tài)下，從而使得后行槳葉甚至達到80%以上的部分都處于反流區(qū)中，這很大程度上加劇了后槳槳葉阻力激增的負面影響。

圖1展示了X2TD槳葉的翼型配置、氣動扭轉(zhuǎn)及弦長分布的數(shù)據(jù)[4]。相比于XH-59A槳葉，X2TD在旋翼氣動布局方面作了大幅改進設(shè)計，主要包括：1）翼型配置方面，在槳葉根部采用了橢圓型雙鈍頭翼型，槳葉主要升力段和槳尖部分采用了現(xiàn)代Sikorsky翼型；2）負扭轉(zhuǎn)方面，槳葉扭轉(zhuǎn)分布由單調(diào)的負扭轉(zhuǎn)分布變?yōu)榱讼日まD(zhuǎn)再負扭轉(zhuǎn)的分布；3）幾何形狀方面，槳葉平面形狀由梯形槳葉變成了類似橢圓形的槳葉平面形狀。圖2展示了不同徑向站位的翼型在不同方位角時候的氣動環(huán)境特點[4,15]。結(jié)合圖1和圖2可以看出，X2TD旋翼翼型特征在前行側(cè)與后行側(cè)設(shè)計中的定性考慮。

2 X2TD高速直升機翼型工作環(huán)境分析方法

借鑒國外研究手段，在本單位數(shù)值計算方法基礎(chǔ)上，本文充分利用CFD方法和CAMRADⅡ綜合分析模型在精度和效率方面的優(yōu)勢，發(fā)展了一種耦合CFD/CAMRADⅡ的旋翼翼型氣動環(huán)境分析方法和剪裁技術(shù)，并用于X2TD構(gòu)型高速直升機旋翼專用翼型設(shè)計指標的分析研究。

2.1 高速直升機旋翼氣動環(huán)境CFD分析方法

高速直升機旋翼翼型氣動工作環(huán)境分析技術(shù)的核心是獲得典型工況下不同槳葉剖面翼型隨方位角變化時的當?shù)伛R赫數(shù)、有效攻角、阻力系數(shù)、升力系數(shù)和力矩系數(shù)等氣動特性參數(shù)。

針對X2TD高速直升機的ABC旋翼的構(gòu)型特征和流場特點，本文建立了一種基于高效運動嵌套網(wǎng)格和數(shù)值求解非定常雷諾平均Navier-Stokes方程（URANS）的高速前飛狀態(tài)氣動環(huán)境CFD分析方法。

圖2 X2TD旋翼翼型氣動環(huán)境特征[4, 15]Fig.2 X2TDmain rotor airfoilsaerodynamic conditions[4, 15]

1）高效運動嵌套網(wǎng)格生成技術(shù)?；凇癏ole map”和“透視圖”挖洞技術(shù)，建立適用于多體運動構(gòu)型的嵌套網(wǎng)格生成方法[16]。該嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)包括：圍繞槳葉表面生成的黏性貼體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，用于模擬槳葉附近黏性流場和捕捉近場的旋翼尾跡；采用笛卡爾背景網(wǎng)格，用于遠場流場求解和尾跡捕捉。本文采用的嵌套網(wǎng)格示意圖如圖3所示。

2）流場數(shù)值模擬技術(shù)。結(jié)合嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)，發(fā)展了ABC旋翼流場CFD技術(shù)。為捕捉黏性效應(yīng)，以URANS為主控方程，空間離散采用Roe格式通量差分分裂方法，并與三階MUSCL差值相結(jié)合，計算網(wǎng)格交接處的對流通量，從而減小非物理耗散影響，提高流場的計算精度；湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型；采用雙時間推進方法來模擬流場的非定常效應(yīng)；在偽時間步上使用隱式LU-SGS時間推進格式[17-18]。

2.2 基于CAMRADⅡ的高效旋翼配平分析模型

圖3 嵌套網(wǎng)格示意圖Fig.3 Schematic of embedded grid

在2.1節(jié)基礎(chǔ)上，本文還充分利用由Johnson開發(fā)的直升機氣動與動力學綜合分析軟件[19]（CAMRADⅡ）具備的多體動力學、非線性有限元、以及直升機空氣動力學、飛行力學耦合分析能力，建立X2TD構(gòu)型高速直升機快速配平模型，為CFD分析方法提供旋翼配平結(jié)果，同時得到槳葉翼型當?shù)伛R赫數(shù)和有效攻角等隨方位角變化關(guān)系，計算流程如圖4所示。

耦合CFD方法和CAMRADⅡ軟件，建立快速且高效的ABC旋翼高速飛行槳葉剖面翼型氣動工作環(huán)境分析技術(shù)，具體技術(shù)途徑如下：

1）利用CFD方法，建立高效運動的嵌套流場計算網(wǎng)格，并創(chuàng)建流場數(shù)值分析模型；

2）利用CAMRADⅡ，耦合翼型氣動力特性數(shù)據(jù)與槳葉設(shè)計參數(shù)，建立高速飛行狀態(tài)下旋翼快速配平和槳葉氣動特性計算模型；

圖4 耦合CFD/CAMRAD II的旋翼流場分析方法計算流程圖Fig.4 Flowchart of coupled CFD/CAMRAD IImethod for rotor flow field analysis

3）以上/下旋翼滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩系數(shù)及兩副旋翼總的拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)為目標量，以上/下旋翼操縱量為變量，利用CAMRADⅡ建立的旋翼快速評估模型開展配平計算，獲得旋翼操縱量，同時獲得槳葉剖面翼型的當?shù)伛R赫數(shù)和有效攻角；

4）利用CFD方法，開展在不同前進比狀態(tài)的旋翼流場數(shù)值計算，獲得槳葉表面壓力、摩擦力等參數(shù)隨方位角的變化；

5）截取CFD計算結(jié)果，獲得在不同方位角、不同槳葉剖面位置，槳葉剖面翼型的氣動工作環(huán)境，包括表面壓力系數(shù)分布、摩擦力系數(shù)分布等；并分析翼型是否存在流動分離現(xiàn)象，通過積分計算獲得不同槳葉剖面翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)等參數(shù)；

6）利用CFD計算得到槳葉剖面翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)等參數(shù)，并將其代入翼型氣動特性數(shù)據(jù)表中修正CAMRADⅡ計算模型中所需的翼型氣動特性參數(shù)，實現(xiàn)CAMRADⅡ計算模型參數(shù)的更新；

7）重復(fù)步驟2）～6），直到穩(wěn)定收斂；分析計算結(jié)果，給出翼型設(shè)計指標及翼型設(shè)計改進方向。

2.3 計算方法驗證

由于共軸高速直升機公開發(fā)表的氣動試驗數(shù)據(jù)較少，本文采用大前進比狀態(tài)的UH-60旋翼[20]作為驗證算例，對所建計算方法進行了驗證，具體參數(shù)為：前進比0.368，槳尖馬赫數(shù)0.642。配平計算結(jié)果與試飛結(jié)果對比見表1?？梢钥闯?，本文配平結(jié)果與飛行試驗值稍有差別，可能是由于本文針對孤立旋翼展開配平，與真實環(huán)境下全機配平存在差別。

表1 本文配平結(jié)果及其與飛行數(shù)據(jù)對比Table 1 The calculated trimmed results and validationswith flight test results

采用本文的配平操縱量及所建立的流場計算方法，對該狀態(tài)下旋翼氣動力進行計算，計算結(jié)果如圖5所示。由圖可以看出，本文計算方法能夠較好地預(yù)測旋翼前、后行側(cè)不同剖面位置的壓力變化。

圖5 UH-60旋翼槳葉表面壓力計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.5 Validations of blade surface pressure between the calculated and experimental results

3 X2TD高速直升機翼型技術(shù)指標分析

本節(jié)在建立的X2TD構(gòu)型高速直升機旋翼翼型工作環(huán)境分析方法的基礎(chǔ)上，開展基于參考翼型和基準旋翼的氣動特性計算分析，評估翼型的工作環(huán)境。最后針對該構(gòu)型直升機，給出考慮全方位角/徑向位置的翼型設(shè)計指標要求。

首先按照文獻[2]中提供的X2TD高速直升機的旋翼設(shè)計參數(shù)（見表2），構(gòu)建用于本文翼型指標分析的旋翼基本參數(shù)。X2TD高速直升機旋翼槳葉平面形狀、負扭轉(zhuǎn)及所采用的翼型可參見圖1。

表2 X2TD旋翼設(shè)計參數(shù)[2]Table 2 Parametersof X2TD main rotor[2]

需要指出的是，影響旋翼性能的因素很多，典型的有：翼型性能、翼型配置、槳葉平面形狀、槳葉扭轉(zhuǎn)角、槳尖形狀等；而翼型是影響直升機旋翼性能的重要因素，其性能直接決定旋翼的成敗與優(yōu)劣。在表2參數(shù)的約束下，為突出翼型對旋翼性能的影響，從而指導(dǎo)槳葉不同剖面翼型的詳細性能指標分析，本文采用了相對簡單的槳葉氣動布局。依據(jù)表2給出的旋翼總體設(shè)計參數(shù)，參考國外直升機槳葉氣動設(shè)計，表3給出了基準槳葉的氣動布局設(shè)計參數(shù)，并采用氣動外形和氣動特性數(shù)據(jù)最為全面和最為權(quán)威的NACA0012翼型作為基本翼型。

表3 基準旋翼槳葉氣動設(shè)計參數(shù)Table 3 Aerodynamicsdesign parameters of base rotor

利用本文建立的方法，開展基準旋翼氣動特性及翼型工作環(huán)境分析。由于X2TD技術(shù)驗證機首要突出的是其高速性能，因此本文重點從高速前飛的設(shè)計要求入手，開展翼型設(shè)計指標分析。首先分別計算了兩個速度狀態(tài)：

狀態(tài)1：v = 250 km/h（常規(guī)直升機典型速度）；狀態(tài)2：v = 463 km/h（X2TD最大平飛速度）。兩種狀態(tài)下，旋翼操縱量分別如下：250 km/h前飛狀態(tài)下，旋翼總距及橫縱向操縱量分別為5.3°、0.7°、3.9°；463 km/h前飛狀態(tài)下，旋翼總距及橫縱向操縱量分別為4.4°、0.8°、3.7°。

圖6和圖7分別展示了飛行速度為250 km/h和463 km/h時，上下旋翼前行側(cè)（ψ =90°）和后行側(cè)（ψ =270°）槳葉徑向不同剖面的升力系數(shù)和阻力系數(shù)分布。

圖6 不同飛行速度槳葉前/后行側(cè)升力分布Fig.6 Lift distribution of rotor blade at advancing/retreating side on different flight velocity

圖7 不同飛行速度槳葉前/后行側(cè)阻力分布Fig.7 Drag distribution of rotor blade at advancing/retreating side on different flight velocity

從圖6可以看出，在不同的速度下，上下旋翼都是前行側(cè)產(chǎn)生主要的升力，后行側(cè)基本不產(chǎn)生升力。并且隨著速度的增加，前行側(cè)的動壓優(yōu)勢更為凸顯，前行槳葉升力能力進一步得到發(fā)揮，表現(xiàn)出典型的ABC旋翼升力偏置特點。

圖7中，對比前飛速度250 km/h和463 km/h的前行側(cè)和后行側(cè)的阻力分布情況可以看出，隨著前飛速度增加，前行側(cè)槳葉阻力系數(shù)急劇上升，且當前飛速度為463 km/h時，槳葉徑向0.7R之外部分的阻力水平激增。這主要是由于本文所采用的基準槳葉布置的NACA0012翼型阻力發(fā)散馬赫數(shù)較低造成的。

當飛行速度為463 km/h時，后行側(cè)槳葉呈現(xiàn)出遠大于250 km/h時的阻力系數(shù)水平。這是由于大速度前飛時，后行槳葉的絕大部分處于流動反流區(qū)。這就要求槳葉內(nèi)段必須設(shè)計一種在反流區(qū)具有良好阻力特性的翼型，以降低反流區(qū)的阻力水平。這也是X2TD高速直升機在槳葉內(nèi)側(cè)布置雙鈍頭翼型的原因，該翼型能夠有效解決反流區(qū)阻力大的問題。當然，這同時也會帶來前行側(cè)槳葉內(nèi)部段一定的阻力增大和升力損失。

圖8 α-Ma平面NACA0012翼型升阻比等高線Fig.8 Contour line of lift-drag ratio L/D of NACA0012 airfoil on α-Ma plane

針對直升機旋翼旋轉(zhuǎn)過程中，槳葉不同剖面迎角、馬赫數(shù)周期變化的特點，采用一種“α-Ma平面升阻比等高線”的翼型指標顯性分析方法，用于分析槳葉剖面旋轉(zhuǎn)一周過程中在不同方位、不同馬赫數(shù)、不同迎角下的氣動特性，進而分析該翼型在此槳葉剖面處能否滿足旋翼性能需求。圖8給出了NACA0012翼型的“α-Ma平面升阻比等高線”，該等高線圖可以通過翼型風洞實驗數(shù)據(jù)獲得，也可以通過數(shù)值模擬計算獲得。因為此處采用的是NACA0012標準翼型，等高線中的氣動數(shù)據(jù)是經(jīng)過普遍認可的風洞實驗數(shù)據(jù)。圖中給出了最大升力系數(shù)CLmax線、最大升阻比（L/D）max線、零升阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd0、阻力發(fā)散迎角αcd0以及全部飛行狀態(tài)下，不同α-Ma組合的升阻比L/D。對于新設(shè)計的旋翼翼型剖面，其工作的α-Ma組合應(yīng)基本上位于圖8中間具有較高L/D的三角形最佳工作區(qū)域（圖中（L/D）max線附近的用藍色虛線橢圓示意的紅色區(qū)域）。當然，對于新翼型設(shè)計而言，希望L/D較大的三角形區(qū)域盡可能大，但要全面擴大該區(qū)域卻是困難的。為此，需要根據(jù)目標直升機型號的具體性能和使用要求（如最大拉力能力、最大懸停效率等），有針對性地提出翼型設(shè)計指標改進和提升的方向，并據(jù)此開展新翼型設(shè)計?？紤]到X2TD驗證機大速度前飛的特點，本文將高L/D作為翼型設(shè)計的標準。

為分析X2TD高速直升機旋翼翼型設(shè)計指標，本文圍繞X2TD技術(shù)驗證機高速飛行的任務(wù)需求，開展v = 250、280、310、340、390、410、430、463 km/h等速度下的基準旋翼全方位角/徑向位置的翼型氣動特征計算，并將每個剖面翼型的計算結(jié)果置入“α-Ma平面L/D等高線”圖（圖9～圖11）。圖中黑色“+”表示下旋翼翼型剖面的一個工作點，藍色“*”表示上旋翼翼型剖面的一個工作點。根據(jù)“+”“*”在圖中所處位置即可直觀判定該翼型是否滿足使用要求。若滿足，則表示該翼型的氣動指標符合設(shè)計要求；若不滿足，則需從CLmax、(L/D)max、Mdd0、αcd0等方面著手判定該翼型設(shè)計指標要提升的方向和量值。

圖9給出的是在槳葉內(nèi)側(cè)0.2R、0.3R處剖面翼型“α-Ma平面L/D等高線”圖?？梢钥闯?，對于槳葉內(nèi)側(cè)剖面來說，由大前進比引起的后行槳葉內(nèi)段處于反流區(qū)內(nèi)，且隨著前進比的增加反流區(qū)增大，反流區(qū)面積遠超過常規(guī)構(gòu)型直升機。因此，在高速直升機旋翼槳葉內(nèi)段翼型設(shè)計中，應(yīng)充分考慮反流區(qū)的影響，并盡可能地降低氣流反向流動時的翼型阻力系數(shù)。由于ABC旋翼為剛性槳葉，為滿足槳葉剛度設(shè)計需求，槳葉根部剖面厚度不宜太薄。所以應(yīng)該在滿足槳葉剛度需求的情況下，盡量減小翼型厚度，最大可能地同時減小翼型正、反向流動時候的阻力。對于前行側(cè)槳葉內(nèi)側(cè)剖面，絕大多數(shù)工作點處于翼型最佳L/D區(qū)，說明NACA0012翼型的相關(guān)氣動特性技術(shù)指標已經(jīng)能夠滿足前行側(cè)內(nèi)段該站位槳葉需求。綜合考慮后行側(cè)翼型對厚度和阻力的強需求，可以在NACA0012翼型的基礎(chǔ)上選擇適度降低CLmax、Mdd0、(L/D)max等氣動特性指標，而重點減小反向流動時的翼型阻力。

圖9 槳葉根部翼型工作環(huán)境Fig.9 Aerodynamic conditionsof airfoil at inner blade

圖10 槳葉主升力段翼型工作環(huán)境Fig. 10 Aerodynamic conditions of airfoil at main blade

從圖10（r =0.5R，0.6R）可以看出，反流區(qū)內(nèi)的工作點逐步減少，所以此處不需要再布置雙鈍頭翼型，而是布置常規(guī)的尖后緣翼型，從而保證旋翼的懸停和前飛性能。該段多數(shù)工作點都位于有效區(qū)域內(nèi)，且基本位于翼型最佳L/D區(qū)域。Mdd0亦能滿足使用要求。但依然有較大一部分工作點位于翼型最佳L/D區(qū)的上方。結(jié)果表明，在旋翼中段布置的翼型在指標上可以保持和NACA0012基本接近。但是在Ma =0.5～0.7時，需要在NACA0012翼型基礎(chǔ)上進一步提升翼型(L/D)max和中等迎角時的L/D。有效技術(shù)途徑是進一步減小翼型在中等馬赫數(shù)、中等迎角時的阻力系數(shù)。

從圖11（r =0.80R、0.95R）可以看出，絕大多數(shù)工作點位于有效區(qū)域內(nèi)，但幾乎都偏離較佳工作區(qū)域，一部分工作點甚至超過Mdd0。結(jié)果表明：布置在該處的翼型需要在NACA0012的基礎(chǔ)上大幅提升小迎角時的升阻比，并大幅減小翼型阻力。而且該處的翼型Mdd0需要在NACA0012的基礎(chǔ)上大幅提升。例如r =0.95R處翼型的Mdd0應(yīng)該不小于0.85，而在r =1.00R處的翼型預(yù)估應(yīng)該Mdd0≥0.90，有效的途徑是降低翼型的厚度，并且保持翼型較小的彎度。

綜合考慮不同前飛速度的X2TD高速直升機基準旋翼流場分析結(jié)果與槳葉剖面翼型氣動特性分析結(jié)果，翼型設(shè)計應(yīng)滿足如下要求：

1）槳葉根部：選擇或設(shè)計雙鈍頭厚翼型，在滿足槳葉剛度設(shè)計要求的基礎(chǔ)上最大可能地同時減小翼型正向流動和反向流動時候的阻力。

2）過渡段：選擇或設(shè)計傳統(tǒng)的尖后緣翼型，并保持較大厚度，使得根部雙鈍頭厚翼型到主升力段先進專用旋翼翼型之間光滑過渡，并在NACA0012的基礎(chǔ)上，適當提高中等馬赫數(shù)、中等迎角狀態(tài)時候的L/D。

圖11 槳葉外部段翼型工作環(huán)境Fig.11 Aerodynamic conditionsof airfoil at tip blade

3）主升力段：選擇或設(shè)計高升力、低阻力高速直升機旋翼專用翼型，從滿足大速度前飛的角度出發(fā)，需要在NACA0012的基礎(chǔ)上提升中等迎角時的L/D。

4）槳尖部分：選擇或設(shè)計類“超臨界”翼型，在NACA0012基礎(chǔ)上大幅提升大Ma、小迎角時的L/D和Mdd0。

4 結(jié)論

本文建立了基于CFD/CAMRADⅡ耦合算法的ABC旋翼構(gòu)型翼型工作環(huán)境分析方法，并針對旋翼槳葉變迎角、變馬赫數(shù)的工作特點，提出了一種“α-Ma平面升阻比等高線”的全方位/全剖面旋翼翼型指標設(shè)計方法。在基準旋翼分析的基礎(chǔ)上，給出了X2TD旋翼翼型選擇或設(shè)計、改進方向。具體結(jié)論如下：

1）在翼型指標設(shè)計方面，根據(jù)槳葉根部大反流區(qū)的特點應(yīng)選擇雙鈍頭翼型，從而同時兼顧正向流動和反向流動的低阻力水平，這是與常規(guī)構(gòu)型直升機槳葉翼型不同之處。

2）對于槳葉主升力段應(yīng)將中等迎角時候的高升阻比作為翼型設(shè)計的最主要指標；對于槳葉尖部應(yīng)采用類“超臨界”翼型，將小迎角時的翼型高升阻比和高阻力發(fā)散馬赫數(shù)作為翼型設(shè)計的最重要指標。

3）為突出翼型的影響和改進方向，采用的樣例是最基本的NACA0012翼型和簡單的槳葉氣動布局設(shè)計。為了更有針對性、更精確地提出翼型改進設(shè)計指標，可以在更為先進的專用翼型和氣動布局的基礎(chǔ)上，采用本文發(fā)展的方法開展翼型指標研究，從而更深入地挖掘翼型潛力。

4）本文重點從X2TD技術(shù)驗證機高速飛行的任務(wù)使命出發(fā)，開展翼型指標分析。應(yīng)用本文構(gòu)建的翼型指標分析方法，同樣可以根據(jù)不同直升機的任務(wù)使命（例如機動能力、巡航性能、大拉力性能等）開展具體的翼型使用環(huán)境研究，并針對性地給出專用翼型的設(shè)計指標。