高速直升機(jī)共軸剛性旋翼懸停氣動(dòng)特性的參數(shù)影響研究

胡志遠(yuǎn)，史勇杰，徐國華，溫小軍

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016

高速直升機(jī)共軸剛性旋翼由兩副尺寸相同、旋轉(zhuǎn)方向相反的旋翼構(gòu)成,它沒有常規(guī)直升機(jī)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜的揮舞鉸和擺振鉸,并充分利用了高速前飛時(shí)旋翼前行槳葉動(dòng)壓大的特點(diǎn),使前行槳葉承擔(dān)絕大部分升力[1]；另外,通過減小后行槳葉迎角,對(duì)槳盤后行側(cè)進(jìn)行卸載,使后行槳葉產(chǎn)生小升力或幾乎不產(chǎn)生升力,從而推遲或避免了后行槳葉產(chǎn)生動(dòng)態(tài)失速的現(xiàn)象[2]。與常規(guī)旋翼相比,共軸剛性旋翼上下旋翼前行側(cè)槳葉所產(chǎn)生的升力左右對(duì)稱,消除了由于單旋翼氣流不對(duì)稱引起的旋翼傾側(cè)力矩。同時(shí),由于上下旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反、扭矩相互抵消,可省去用于平衡反扭矩的尾槳裝置,提高了功率利用效率。與傳統(tǒng)單旋翼直升機(jī)相比,在產(chǎn)生相同拉力時(shí),共軸剛性旋翼高速直升機(jī)所需要的旋翼直徑更小。共軸剛性旋翼兼顧懸停和高速飛行能力,具有結(jié)構(gòu)緊湊、氣動(dòng)效率高、機(jī)動(dòng)性能和操縱性能好等優(yōu)點(diǎn)。正是這些優(yōu)點(diǎn),使得共軸剛性旋翼復(fù)合式高速直升機(jī)成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn),也代表了未來高速直升機(jī)的一個(gè)重要發(fā)展方向[3]。除了最早提出共軸剛性旋翼的美國西科斯基公司在其研制的X2及改進(jìn)型S-97 高速直升機(jī)中均采用共軸剛性旋翼外,俄羅斯的K-92高速直升機(jī)方案中也使用了共軸剛性旋翼[4]。

與常規(guī)旋翼相比,共軸剛性旋翼的氣動(dòng)特性要復(fù)雜得多。這是由以下幾個(gè)方面引起的:（1）共軸剛性旋翼由旋轉(zhuǎn)方向相反的兩副旋翼構(gòu)成,這使得即便在懸停狀態(tài)下,其流場(chǎng)也是非定常的,需要考慮其中的配平影響[5]；（2）由于上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾,特別是在懸停狀態(tài)下,下旋翼大部分區(qū)域處于上旋翼的下洗流和尾跡之中,其流場(chǎng)存在渦—渦干擾、槳—渦干擾等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[6-7]。

本文開展了共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)下的氣動(dòng)特性研究。為了真實(shí)地反映槳葉的實(shí)際運(yùn)動(dòng),需要對(duì)共軸剛性旋翼進(jìn)行配平計(jì)算。但與單旋翼流場(chǎng)數(shù)值模擬不同的是,共軸剛性旋翼的雙旋翼會(huì)給配平計(jì)算帶來很大的困難。為此,本文采用了一個(gè)適合于懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼的計(jì)算流體力學(xué)（CFD）配平模型。

1 共軸剛性旋翼懸停氣動(dòng)特性計(jì)算模型

1.1 CFD求解方法

在慣性坐標(biāo)系下三維非定?？蓧篘avier-Stokes 方程可表示為[8]

其中

針對(duì)共軸剛性旋翼,為了更好地捕捉其中的復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象和氣動(dòng)干擾效應(yīng),本文采用迎風(fēng)Roe格式[9]對(duì)無黏量進(jìn)行空間離散,同時(shí)使用了二階MUSCL 格式對(duì)網(wǎng)格單元內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)。為處理共軸上下旋翼間的相互干擾作用,將懸停狀態(tài)按非定常流場(chǎng)進(jìn)行模擬,并采用雙時(shí)間步方法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn),同時(shí)在偽時(shí)間上使用LU-SGS 時(shí)間離散格式來加速計(jì)算收斂速度。再考慮到共軸剛性旋翼槳葉表面邊界層流動(dòng)的黏性影響及分離流動(dòng)現(xiàn)象,本文計(jì)算中湍流模型選用Spalart-Allmaras（S-A）模型[10]。

1.2 運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)

本文將常用的單旋翼嵌套網(wǎng)格生成方法推廣到共軸剛性（雙）旋翼[3]。共軸剛性旋翼在上下旋翼做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的同時(shí)還存在槳葉變距運(yùn)動(dòng),運(yùn)動(dòng)規(guī)律較為復(fù)雜。為了準(zhǔn)確地描述共軸剛性旋翼流場(chǎng)模擬中上下旋翼槳葉復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)規(guī)律,這里基于結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)并結(jié)合參考文獻(xiàn)[4]給出的槳葉三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成方法,生成共軸剛性旋翼結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng),主要包括[4]:（1）圍繞共軸剛性旋翼槳葉的C-O拓?fù)湫徒Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格,該網(wǎng)格與槳葉固連在一起且跟隨槳葉一起做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),用于模擬槳葉附近流場(chǎng)和捕捉近場(chǎng)渦尾跡；（2）包含共軸剛性旋翼槳葉貼體網(wǎng)格的笛卡兒背景網(wǎng)格,用于模擬共軸剛性旋翼空間流場(chǎng)、上下旋翼間干擾及遠(yuǎn)場(chǎng)尾跡。為了能夠更為準(zhǔn)確地捕捉槳尖渦和上下旋翼之間的干擾效應(yīng)[11],在背景網(wǎng)格中對(duì)槳尖渦形成區(qū)域和上下旋翼之間進(jìn)行了加密。

需要指出的是,共軸剛性旋翼上下旋翼之間的間距較小,生成共軸剛性（雙）旋翼嵌套網(wǎng)格與生成單旋翼嵌套網(wǎng)格有一定的區(qū)別,且更為困難:一是上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾,為了捕捉這種干擾效應(yīng),需要對(duì)上下旋翼之間的背景網(wǎng)格進(jìn)行加密；二是上下旋翼槳葉的貼體網(wǎng)格不能與對(duì)方槳葉實(shí)體發(fā)生重疊,這就要求槳葉貼體網(wǎng)格邊界足夠小。同時(shí),模擬中流場(chǎng)域外邊界設(shè)置為Riemann 遠(yuǎn)場(chǎng)邊界,槳葉物面為無滑移邊界,并將槳葉網(wǎng)格外邊界作為嵌套插值邊界。

1.3 懸停配平分析

共軸剛性旋翼在懸停狀態(tài)時(shí),上下旋翼槳葉存在變總距的運(yùn)動(dòng)。為了真實(shí)地反映槳葉的實(shí)際運(yùn)動(dòng),使得旋翼總拉力系數(shù)達(dá)到給定的目標(biāo)值,同時(shí)上下旋翼滿足扭矩平衡,需要對(duì)懸停狀態(tài)共軸剛性旋翼進(jìn)行CFD 配平計(jì)算。如果直接采用CFD 進(jìn)行配平,會(huì)導(dǎo)致計(jì)算量急劇增加,這在科學(xué)研究和工程實(shí)用中都是不現(xiàn)實(shí)的。因此,采用了本文建立的適用于懸停狀態(tài)共軸剛性旋翼的CFD 配平計(jì)算的方法[4]。由于共軸剛性旋翼的氣動(dòng)特性參數(shù)與總距之間為非線性變化關(guān)系[12-13],本文通過Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操縱量。

1.4 計(jì)算方法的算例驗(yàn)證

圖1 和圖2 分別是計(jì)算的Caradonna-Tung 旋翼[14]在θ0.75=8°、Matip=0.877狀態(tài)下槳葉剖面壓力分布圖和槳葉剖面拉力系數(shù)沿展向分布圖,由圖1 和圖2 可知,本文計(jì)算結(jié)果與參考文獻(xiàn)[14]的試驗(yàn)值吻合得比較好。

圖3給出了UH-60A模型旋翼懸停性能計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值[15]的對(duì)比。由圖3 可知,雖然旋翼性能的計(jì)算是富有挑戰(zhàn)性的,但本文計(jì)算結(jié)果與參考文獻(xiàn)試驗(yàn)值仍吻合良好,這表明本文建立的數(shù)值方法適用于計(jì)算具有復(fù)雜氣動(dòng)外形的旋翼懸停氣動(dòng)性能。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

懸停狀態(tài)下的單旋翼可認(rèn)為是定常的,其拉力基本不隨方位角變化,而共軸剛性旋翼由于其上下旋翼間的相互干擾,具有嚴(yán)重的非定常特性。不同于常規(guī)單旋翼懸停流場(chǎng)的定常特征,共軸剛性旋翼由于其上下旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反,即使在懸停狀態(tài)下其流場(chǎng)也是非定常的。在懸停狀態(tài)下,共軸剛性旋翼上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動(dòng)干擾。除了旋翼槳葉與自身尾跡的干擾外,上旋翼槳葉與下旋翼槳葉、槳葉與另一旋翼尾跡之間、上下旋翼尾跡之間都會(huì)出現(xiàn)干擾。

圖1 Caradonna-Tung旋翼在θ0.75=8°, Matip=0.877計(jì)算狀態(tài)下的槳葉剖面壓力分布Fig.1 The pressure distribution on the blade cross-section of the Caradona-Tung rotor in the state of θ0.75=8°, Matip=0.877

圖2 Caradonna-Tung旋翼在θ0.75=8°, Matip=0.877狀態(tài)下的槳葉剖面拉力系數(shù)沿展向分布Fig.2 The thrust coefficient distribution on the blade cross-section of the Caradona-Tung rotor in the state of θ0.75=8°, Matip=0.877

圖3 UH-60A模型旋翼懸停性能計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比Fig.3 The comparison between the calculated results and experiment for hovering performance of the UH-60A model rotor

共軸剛性旋翼的上下旋翼軸向間距比較小,因而其干擾影響會(huì)比常規(guī)共軸雙旋翼更大。以美國高速直升機(jī)的驗(yàn)證機(jī)XH-59 為例,它的軸向間距約為0.14R,而俄羅斯Ka-28 直升機(jī)的常規(guī)共軸雙旋翼軸向間距達(dá)到了0.2R以上[4]。這里重在研究共軸剛性旋翼的氣動(dòng)特性,對(duì)于旋翼結(jié)構(gòu)和槳葉形狀的細(xì)節(jié)（如槳葉根部連接方式、特殊平面形狀等）不十分關(guān)注,因此算例中采用Harrington rotor-2 旋翼[11]為計(jì)算模型,其軸向間距為0.16R,符合共軸剛性旋翼的特征。本文的算例都采用了同一尺度的網(wǎng)格系統(tǒng),背景網(wǎng)格尺度為143×168×143,網(wǎng)格單元數(shù)為3435432 個(gè)；槳葉貼體網(wǎng)格使用C-O形網(wǎng)格,網(wǎng)格尺度為177×49×74,單片槳葉網(wǎng)格單元數(shù)為641802個(gè)。

2.1 懸停氣動(dòng)性能

為了研究上下旋翼間距對(duì)共軸剛性旋翼懸停氣動(dòng)特性的影響,計(jì)算了目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.005時(shí)、旋翼間距為1.0h（0.16R）和1.5h（0.24R）時(shí)共軸剛性旋翼的氣動(dòng)性能。當(dāng)間距為1.0h時(shí),旋翼處于配平狀態(tài),目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.005；當(dāng)間距為1.5h時(shí),保持上下旋翼總距與間距為1.0h時(shí)相同,故該間距時(shí)旋翼不處于配平狀態(tài)。

圖4給出了不同旋翼間距時(shí)上下旋翼拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。從圖4 中可以看出,隨著旋翼間距增加,最大脈沖幅值減小。隨著旋翼間距增加,上旋翼拉力變大,而下旋翼拉力減小。對(duì)于上旋翼,旋翼間距增加后,上旋翼誘導(dǎo)入流受下旋翼“吸引”作用減弱,增大了其有效迎角,表現(xiàn)為上旋翼拉力變大；而對(duì)于下旋翼,當(dāng)旋翼間距增加后,上旋翼在下旋翼槳盤位置處的下洗速度增大,減小了下旋翼的有效迎角,表現(xiàn)為下旋翼拉力變小。同理,上旋翼扭矩隨旋翼間距增大而增加,下旋翼扭矩隨旋翼間距增加而減小。不管是拉力還是扭矩的脈沖幅值都隨旋翼間距增大而減小,這也說明旋翼間距增加后,上下旋翼之間的干擾作用減弱。

2.2 槳葉氣動(dòng)外形參數(shù)對(duì)懸停氣動(dòng)特性的影響

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)最顯著的特點(diǎn)就是采用了共軸剛性旋翼來實(shí)現(xiàn)高速飛行,而共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性與其槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)密切相關(guān)。因此,本節(jié)擬應(yīng)用上節(jié)建立的適合于共軸剛性旋翼的流場(chǎng)數(shù)值模擬方法,開展槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性影響的研究。為了便于后面的計(jì)算對(duì)比與分析,這里定義了幾種共軸剛性旋翼槳葉氣動(dòng)外形。

在本節(jié)算例中,主要開展共軸剛性旋翼槳葉翼型配置、扭轉(zhuǎn)分布對(duì)懸停氣動(dòng)特性的影響研究,其計(jì)算狀態(tài)為:槳尖馬赫數(shù)Matip= 0.5544、拉力系數(shù)CT為0.002～0.008。

2.2.1 基準(zhǔn)旋翼參數(shù)

表1給出了基準(zhǔn)旋翼參數(shù),其旋翼實(shí)度與X2高速直升機(jī)（σ=0.1441）相近。為了便于對(duì)比分析,后文其他氣動(dòng)外形槳葉都以此旋翼槳葉為基準(zhǔn),分別進(jìn)行翼型配置、扭轉(zhuǎn)分布更改而給出,并保持其他旋翼槳葉參數(shù)一致。后文基準(zhǔn)槳葉即指該基準(zhǔn)旋翼槳葉。

2.2.2 翼型配置方案

圖4 不同旋翼間距時(shí)拉力和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線(CT=0.005)Fig.4 The variation of thrust and torque coefficients of azimuth angle for different rotor spacing(CT=0.005)

表1 基準(zhǔn)旋翼參數(shù)Table 1 The reference rotor parameters

針對(duì)共軸剛性旋翼在高速前飛時(shí),后行槳葉內(nèi)側(cè)會(huì)出現(xiàn)反流區(qū),選擇反流氣動(dòng)特性較好的雙鈍頭翼型[16]對(duì)基準(zhǔn)旋翼槳葉進(jìn)行更改設(shè)計(jì),給出共軸剛性旋翼槳葉“翼型配置1”方案。在該方案中,用雙鈍頭翼型替換基準(zhǔn)旋翼槳葉0.15R～0.35R段的NACA0012 翼型。為了增大共軸剛性旋翼的拉力,選用升力特性較好的OA209 翼型替換“翼型配置1”方案中0.4R～0.8R段的NACA0012 翼型,同時(shí),針對(duì)高速前飛時(shí)前行槳葉槳尖部分容易出現(xiàn)激波的現(xiàn)象,采用薄翼型OA206 替換“翼型配置1”方案中0.85R～R段的NACA0012 翼型,形成共軸剛性旋翼槳葉“翼型配置2”方案。

表2給出了用于共軸剛性旋翼槳葉翼型配置對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究的兩種方案。

表2 翼型配置方案Table 2 The airfoil configuration scheme

2.2.3 槳葉扭轉(zhuǎn)分布

首先,為了提高共軸剛性旋翼的懸停效率,依據(jù)常規(guī)單旋翼傳統(tǒng)槳葉扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)方法,對(duì)基準(zhǔn)旋翼槳葉采用線性負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì),給出了共軸剛性旋翼槳葉“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案。其次,為了減小共軸剛性旋翼槳葉根部的安裝角,使反流與后行槳葉的相對(duì)迎角變小,從而減小高速前飛時(shí)后行槳葉根部的負(fù)升力和阻力,對(duì)基準(zhǔn)旋翼槳葉采用正負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì),即槳葉內(nèi)段采用線性正扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì),槳葉外段采用線性負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì),給出了共軸剛性旋翼槳葉“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案。

表3給出了用于共軸剛性旋翼槳葉扭轉(zhuǎn)分布對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究的兩種方案。

2.2.4 翼型配置的影響

圖5給出了不同翼型配置方案對(duì)應(yīng)的上下旋翼配平總距隨總拉力的變化曲線。從圖5中可以看出:（1）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時(shí),“翼型配置2”方案中的上旋翼和下旋翼需要的總距與基準(zhǔn)槳葉和“翼型配置1”方案相比都要小,這是因?yàn)椤耙硇团渲?”方案中采用了升力特性較好的OA209 和OA206翼型替換“翼型配置1”方案中的NACA0012翼型；（2）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時(shí),“翼型配置1”方案中的上旋翼和下旋翼需要的總距與基準(zhǔn)槳葉基本相等,這是因?yàn)?雖然利用了雙鈍頭翼型替換基準(zhǔn)槳葉槳根部分的NACA0012翼型,但是在懸停狀態(tài)下,旋翼拉力主要由槳葉外側(cè)產(chǎn)生,槳葉內(nèi)側(cè)尤其是槳根部分產(chǎn)生的升力較小。

表3 扭轉(zhuǎn)分布方案Table 3 The twisted distribution scheme

圖5 不同翼型配置方案中的上下旋翼配平總距隨總拉力系數(shù)的變化Fig.5 The variation of trim values of the upper and lower rotors with the total thrust coefficient in different airfoil configuration schemes

圖6 和圖7 分別給出了不同翼型配置方案對(duì)應(yīng)的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)、懸停效率隨總拉力系數(shù)的變化曲線。共軸剛性旋翼懸停效率定義為[4,17]:FM=C/(CQco),其中,總拉力CTco=CTu+CTL、總扭矩CQco=CQu+CQL分別為上下旋翼拉力、扭矩之和。從圖6 中可以看出:（1）在相同的總拉力系數(shù)下,“翼型配置1”方案對(duì)應(yīng)的扭矩系數(shù)最大,這是因?yàn)闅饬饔蓸~翼型前緣吹向后緣時(shí),雙鈍頭翼型的升阻特性不如傳統(tǒng)尖后緣翼型（NACA0012）,從而導(dǎo)致“翼型配置1”方案槳葉內(nèi)段升力減小,阻力增大；（2）在相同的總拉力系數(shù)下,“翼型配置2”方案對(duì)應(yīng)的扭矩系數(shù)最小,這是因?yàn)镺A209和OA206的升阻特性比NACA0012翼型好,它們可以增大旋翼的升力并減小阻力。從圖7中可以明顯看出,基準(zhǔn)槳葉的懸停效率優(yōu)于“翼型配置1”,“翼型配置2”的懸停效率最高。

圖6 不同翼型配置方案的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.6 The variation of torque coefficient with total thrust coefficient for different airfoil configuration schemes

圖7 不同翼型配置方案的共軸剛性旋翼懸停效率(FM)隨總拉力系數(shù)的變化對(duì)比Fig.7 The variation of FM with total thrust coefficient for different airfoil configuration schemes

圖8給出了目標(biāo)拉力系數(shù)為CT=0.008時(shí)不同翼型配置方案拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。由圖8可知,拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)變化曲線都具有周期性；三種翼型配置的拉力系數(shù)曲線稍有誤差,但還是基本接近,這是因?yàn)楸疚膽彝Ｅ淦接?jì)算設(shè)置與目標(biāo)拉力系數(shù)誤差達(dá)到1%以內(nèi)時(shí)計(jì)算收斂,如果配平精度設(shè)置提高,計(jì)算誤差將減小,但耗費(fèi)的計(jì)算時(shí)間也將大大增加。另外,由圖8 中可知,“翼型配置1”方案的扭矩系數(shù)最大,而“翼型配置2”方案的扭矩系數(shù)最小,這與前文獲得的結(jié)果是一致的。

據(jù)以上分析可以得出:雙鈍頭翼型會(huì)降低共軸剛性旋翼懸停效率,采用升阻特性好的翼型可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率。

圖8 不同翼型配置方案的拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)隨方位角的變化(CT=0.008)Fig.8 The variation of thrust coefficient and torque coefficient with azimuth angle for different airfoil configuration schemes (CT=0.008)

2.2.5 扭轉(zhuǎn)分布的影響

圖9給出了不同扭轉(zhuǎn)分布方案對(duì)應(yīng)的上下旋翼配平總距隨總拉力的變化曲線。由圖9可知:（1）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時(shí),“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對(duì)應(yīng)的上旋翼和下旋翼配平總距比基準(zhǔn)槳葉小,且在大拉力系數(shù)時(shí)小得更多,這只是因?yàn)椤柏?fù)扭轉(zhuǎn)”方案增大了槳葉大部分剖面安裝角,從而增大了剖面迎角；（2）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時(shí),“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對(duì)應(yīng)的上旋翼和下旋翼配平總距小于“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的值,這是因?yàn)椤罢?fù)扭轉(zhuǎn)”方案減小了槳葉內(nèi)側(cè)的安裝角,使得槳葉內(nèi)側(cè)剖面迎角減小。

圖9 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的上下旋翼配平總距隨總拉力系數(shù)的變化Fig.9 The variation of trim values of the upper and lower rotors with the total thrust coefficient in different torsion distribution

圖10 和圖11 分別是不同扭轉(zhuǎn)分布方案對(duì)應(yīng)的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)和懸停效率與總拉力系數(shù)的關(guān)系曲線。從圖10和圖11中可以看出:（1）在相同的總拉力系數(shù)下,基準(zhǔn)槳葉的扭矩系數(shù)比“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的要大,且懸停效率更低。隨著拉力增加,兩者的扭矩系數(shù)和懸停效率相差更大,這是因?yàn)樨?fù)扭轉(zhuǎn)使得旋翼槳葉的誘導(dǎo)速度分布更均勻一些,從而減小誘導(dǎo)功率,提高懸停效率,并且在大載荷時(shí)更為明顯；（2）在相同的總拉力系數(shù)下,“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對(duì)應(yīng)的扭矩系數(shù)比“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的要小,懸停效率更大,且隨著拉力的增加,兩者扭矩系數(shù)和懸停效率相差更大,這是因?yàn)椤罢?fù)扭轉(zhuǎn)”方案使旋翼槳葉誘導(dǎo)速度沿展向分布更不均勻,增大了誘導(dǎo)功率。

圖12 計(jì)算了目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.008 時(shí)不同扭轉(zhuǎn)分布方案對(duì)應(yīng)的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。由圖12 可知,拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)變化曲線都具有周期性,且拉力系數(shù)變化曲線基本重合,在各方位角處,基準(zhǔn)槳葉的扭矩系數(shù)最大,而“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的扭矩系數(shù)最小。

圖10 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.10 The variation of torque coefficient with total thrust coefficient for different torsion schemes

圖11 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的共軸剛性旋翼懸停效率(FM)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.11 The variation of FM with total thrust coefficient for different torsion schemes

根據(jù)以上分析可以得出:與無扭轉(zhuǎn)分布相比,負(fù)扭轉(zhuǎn)可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率；與負(fù)扭轉(zhuǎn)分布相比,槳葉內(nèi)側(cè)采用正扭轉(zhuǎn)分布會(huì)降低共軸剛性旋翼的懸停效率。

3 結(jié)論

本文進(jìn)行了共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)下的氣動(dòng)特性計(jì)算,著重開展了槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)參數(shù)和上下旋翼間距對(duì)共軸剛性旋翼懸停氣動(dòng)特性影響的研究,得到以下結(jié)論:

（1） 算例計(jì)算結(jié)果表明,本文建立的計(jì)入配平分析的懸停氣動(dòng)特性計(jì)算方法適用于共軸剛性旋翼氣動(dòng)性能的計(jì)算與分析。

（2） 計(jì)算表明,雙鈍頭翼型會(huì)降低共軸剛性旋翼的懸停效率,因而共軸剛性旋翼宜在槳葉內(nèi)側(cè)采用雙鈍頭翼型。

圖12 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線(CT=0.008)Fig.12 The variation of thrust coefficient and torque coefficient with azimuth angle for different torsion schemes (CT=0.008)

（3） 在升力分布占主導(dǎo)的槳葉外側(cè)采用升阻特性好的翼型可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率。

（4） 負(fù)扭轉(zhuǎn)可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率,但采用正扭轉(zhuǎn)分布,與負(fù)扭轉(zhuǎn)分布相比,會(huì)降低共軸剛性旋翼的懸停效率。在進(jìn)行共軸剛性旋翼設(shè)計(jì)時(shí),槳葉內(nèi)側(cè)應(yīng)采用正扭轉(zhuǎn)分布,而在外側(cè)應(yīng)采用負(fù)扭轉(zhuǎn)分布。

（5） 對(duì)于本文算例,保持拉力系數(shù)相同,槳葉采用“翼型配置2”方案時(shí),其懸停效率較基準(zhǔn)槳葉最大可提高3.2%。