曾 偉，林永峰，黃水林，朱清華

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

共軸剛性旋翼非定常氣動(dòng)特性初步試驗(yàn)研究

曾 偉1，林永峰1，黃水林1，朱清華2

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)，直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

為了解旋翼總距、間距、轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性影響的規(guī)律，探索氣動(dòng)性能最佳的非定常氣動(dòng)模型，著重從試驗(yàn)方面對(duì)懸停狀態(tài)和前飛狀態(tài)下旋翼非定常氣動(dòng)性能進(jìn)行分析研究。試驗(yàn)結(jié)果表明：旋翼總距、間距和轉(zhuǎn)速等參數(shù)變化對(duì)共軸剛性雙旋翼的氣動(dòng)性能影響較大，受上旋翼氣動(dòng)干擾影響，相同轉(zhuǎn)速配平狀態(tài)時(shí)下旋翼總距比上旋翼大1°左右；在相同旋翼總距和間距下，上旋翼升力占總升力的51.5%～60%。試驗(yàn)結(jié)果為未來(lái)高速直升機(jī)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)提供了參考。

共軸式旋翼；共軸剛性；非定常；氣動(dòng)特性；試驗(yàn)研究

0 引言

針對(duì)常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)大速度時(shí)旋翼后行槳葉失速問(wèn)題，西科斯基公司于1964年提出了前行槳葉概念旋翼(Advancing Blade Concept, ABC旋翼)[1-2]。ABC旋翼可以看作是一對(duì)共軸反轉(zhuǎn)的剛性旋翼，大速度時(shí)，后行側(cè)槳葉卸載，有效地避免了后行槳葉的氣流分離問(wèn)題；同時(shí)，前行側(cè)槳葉不受后行側(cè)限制，可以充分發(fā)揮其升力潛力，提高氣動(dòng)效率，并實(shí)現(xiàn)飛行速度的提升。美國(guó)X2復(fù)合式直升機(jī)的成功首飛，使得高速直升機(jī)成為了人們研究的熱點(diǎn)，共軸剛性雙旋翼系統(tǒng)是高速直升機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一，為了掌握這一關(guān)鍵技術(shù)，開(kāi)展共軸剛性雙旋翼的非定常氣動(dòng)特性研究具有較重要的意義[3]。

國(guó)外進(jìn)行了很多共軸雙旋翼相關(guān)的研究工作，Coleman等人[4]開(kāi)展了共軸雙旋翼氣動(dòng)試驗(yàn)以及高精度計(jì)算分析模型研究，內(nèi)容涉及旋翼間距、載荷分配和尾流結(jié)構(gòu)等對(duì)共軸雙旋翼氣動(dòng)特性的影響，并與常規(guī)單旋翼性能進(jìn)行了比較，得到一些重要結(jié)論；在國(guó)內(nèi)，共軸剛性旋翼的氣動(dòng)特性研究尚處于起步階段，在常規(guī)共軸雙旋翼直升機(jī)氣動(dòng)特性和高速直升機(jī)氣動(dòng)特性方面開(kāi)展了一些探索性研究工作，唐正飛等人[5]和鄧彥敏等人[6]開(kāi)展了常規(guī)共軸雙旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

本文在自制的試驗(yàn)裝置的基礎(chǔ)上，制定試驗(yàn)方案，進(jìn)行了共軸剛性雙旋翼非定常懸停和前飛氣動(dòng)特性試驗(yàn)，開(kāi)展了旋翼總距、雙旋翼間距、旋翼轉(zhuǎn)速和風(fēng)速等參數(shù)變化對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)性能的影響規(guī)律的研究，為共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供參考。試驗(yàn)結(jié)果對(duì)了解和掌握共軸剛性雙旋翼這一關(guān)鍵技術(shù)具有一定的指導(dǎo)意義。

1 試驗(yàn)設(shè)備及模型

本文共軸剛性雙旋翼非定常氣動(dòng)特性試驗(yàn)是在南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行的。試驗(yàn)中使用的主要設(shè)備及模型有：二自由度旋翼試驗(yàn)臺(tái)，低速風(fēng)洞，數(shù)據(jù)采集及處理系統(tǒng)，無(wú)線收發(fā)裝置，測(cè)速裝置，總距測(cè)量器，直流開(kāi)關(guān)電源，六分量天平及共軸剛性雙旋翼系統(tǒng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷取?/p>

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

低速風(fēng)洞為串置開(kāi)口回流風(fēng)洞，開(kāi)口間距5m，風(fēng)洞口截面高度為2.4m，寬度為3.4m，風(fēng)洞中心距地高度為3m，最大風(fēng)速為50m/s,最小風(fēng)速為5m/s。旋翼試驗(yàn)臺(tái)高度為2.15m，俯仰角變化范圍為-10°～+15°，偏航角變化范圍為-10°～+10°，可根據(jù)試驗(yàn)要求調(diào)整俯仰和偏航角度，實(shí)現(xiàn)整套的試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中不同來(lái)流角時(shí)的氣動(dòng)特性變化的試驗(yàn)。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

根據(jù)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)要求，確定了如圖1所示的共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)方案，整套試驗(yàn)?zāi)Ｐ头稚?、下兩副旋翼，共軸布置，每副旋翼含有四片剛性槳葉，無(wú)揮舞鉸和擺振鉸，上旋翼只能靜態(tài)變距，下旋翼可動(dòng)態(tài)變距。在試驗(yàn)的過(guò)程中由控制系統(tǒng)調(diào)整好上、下旋翼的功率和轉(zhuǎn)速，通過(guò)測(cè)量系統(tǒng)測(cè)試信號(hào)，判斷上、下旋翼反扭矩是否平衡。如不平衡，通過(guò)電子舵機(jī)操縱套筒上下移動(dòng)調(diào)節(jié)下旋翼總距，確保上、下旋翼系統(tǒng)的反扭矩平衡。平衡之后再測(cè)量記錄相應(yīng)設(shè)定狀態(tài)旋翼的力及力矩。每副旋翼由各自的直流電機(jī)驅(qū)動(dòng)，整套試驗(yàn)裝置有兩臺(tái)天平，上天平單獨(dú)測(cè)量上旋翼的力和力矩，下天平測(cè)量上、下兩副旋翼的合力和合力矩。上旋翼設(shè)計(jì)具有4°、7°、14°三個(gè)固定總距角可選，下旋翼有無(wú)級(jí)變距(0°～15°)功能，可實(shí)現(xiàn)不同總距下的旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究。下旋翼通過(guò)內(nèi)套筒螺紋和下旋翼支架軸調(diào)節(jié)上下位置，實(shí)現(xiàn)不同間距時(shí)上、下旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)。另外，通過(guò)改變電源輸出電流，可實(shí)現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速變化。因此，本設(shè)計(jì)方案可以很好地完成共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究任務(wù)。

旋翼槳轂和槳葉是本次試驗(yàn)的主要模型件，如圖2所示。四支臂槳轂結(jié)構(gòu)沒(méi)有揮舞鉸和擺振鉸，只有變距鉸。槳轂與槳葉軸套座通過(guò)螺栓、推力軸承、球軸承連接，保證承受離心力和實(shí)現(xiàn)變距操縱。槳葉軸套座與槳葉通過(guò)兩個(gè)螺栓(徑向排列)連接。槳葉由復(fù)合材料制成，平面形狀為矩形，主要技術(shù)參數(shù)如下：

旋翼半徑： 0.6m

槳葉長(zhǎng)度: 0.55m

槳葉質(zhì)量: 0.105g/片

槳葉扭度: -16°

旋翼繞旋翼軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量: 0.007kg·m2

槳葉根切位置: 0.2R

翼型及配置: OA212翼型

1.3 試驗(yàn)狀態(tài)及試驗(yàn)結(jié)果

1.3.1 單旋翼懸停狀態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)

首先，開(kāi)展了懸停狀態(tài)孤立下旋翼總距和轉(zhuǎn)速變化對(duì)單旋翼氣動(dòng)性能的影響規(guī)律的研究，進(jìn)行了功率、力、力矩和扭矩測(cè)試。圖3給出了懸停狀態(tài)總距為15°時(shí)下旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化的曲線，并將試驗(yàn)值與理論計(jì)算值進(jìn)行了比較。從圖中可以看出，試驗(yàn)值與理論值無(wú)論是變化趨勢(shì)還是幅值都基本吻合，證明該試驗(yàn)方案可行，試驗(yàn)結(jié)果較準(zhǔn)確。

圖4給出了懸停狀態(tài)下旋翼轉(zhuǎn)速為800rpm時(shí)，孤立下旋翼升力隨總距變化的曲線。

從圖3、圖4可以看出，與其它常規(guī)類型單旋翼一樣，剛性單旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增大而增大。

1.3.2 共軸剛性雙旋翼懸停狀態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)

其次，開(kāi)展了懸停狀態(tài)下旋翼間距、轉(zhuǎn)速和總距等參數(shù)變化對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律的研究。試驗(yàn)中，先后改變總距、轉(zhuǎn)速和旋翼間距等參數(shù)，在雙旋翼反扭矩平衡狀態(tài)下進(jìn)行了力、力矩、功率測(cè)量。

圖5為上旋翼總距為7°,旋翼轉(zhuǎn)速分別為600rpm和800rpm,上、下旋翼反扭矩平衡時(shí)，上、下旋翼總升力隨旋翼間距變化的曲線。

圖6為上旋翼總距為7°、旋翼間距為170mm、上下旋翼反扭矩平衡時(shí)，上、下旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化曲線。

從圖5和圖6可以看出，配平狀態(tài)下共軸剛性雙旋翼上、下旋翼之間的關(guān)系有：

上旋翼升力略大于下旋翼，而且隨著轉(zhuǎn)速增大，上旋翼升力占總升力比例增大；

隨著上、下旋翼間距的增加，在小轉(zhuǎn)速時(shí)雙旋翼總升力是先減小再增加，大轉(zhuǎn)速時(shí)總升力先增加再減小，這是因?yàn)樯?、下旋翼氣?dòng)干擾大小不僅由旋翼間距決定，同時(shí)也與旋翼誘導(dǎo)速度大小有關(guān)，不同轉(zhuǎn)速時(shí)，誘導(dǎo)速度不同，影響區(qū)域范圍及力度就不同；

配平狀態(tài)下，下旋翼總距比上旋翼大1°左右，這是由于受上旋翼氣動(dòng)干擾影響，上旋翼下洗流的作用使得下旋翼有效迎角變小，故反扭矩平衡時(shí)下旋翼所需總距要大。

1.3.3 共軸剛性雙旋翼前飛狀態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)

最后，開(kāi)展前飛狀態(tài)下旋翼間距、轉(zhuǎn)速、總距和風(fēng)速等參數(shù)變化對(duì)共軸剛性雙旋翼氣動(dòng)特性的影響規(guī)律的研究。試驗(yàn)中，先后改變總距、轉(zhuǎn)速、旋翼間距和風(fēng)速等參數(shù)，在雙旋翼反扭矩平衡狀態(tài)下進(jìn)行了力、力矩、功率測(cè)量。

圖7-圖10分別給出了上旋翼在不同總距(7°和14°)，不同轉(zhuǎn)速(600rpm、800rpm和1000rpm)，不同旋翼間距(170mm、200mm和230mm)下，雙旋翼反扭矩平衡時(shí)，雙旋翼總升力和上旋翼扭矩隨風(fēng)速變化的曲線。

由圖7-圖10來(lái)看，雙旋翼總升力隨著旋翼總距、旋翼轉(zhuǎn)速、風(fēng)速的增大而逐漸增大；旋翼扭矩隨著旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增大而增大，隨著風(fēng)速的增加，旋翼扭矩在大轉(zhuǎn)速時(shí)先減小后增大，而在小總距大間距時(shí)呈遞減趨勢(shì)。

圖11和圖12分別給出了上旋翼總距為14°，旋翼轉(zhuǎn)速為1000rpm，旋翼間距為170 mm、200 mm、230mm，上下旋翼反扭矩平衡時(shí)，雙旋翼總升力和上旋翼扭矩隨風(fēng)速變化的曲線。

從圖11和圖12中可以看出，在低風(fēng)速、上下旋翼轉(zhuǎn)速相同、反扭矩平衡的情況下，雙旋翼總升力隨著旋翼間距的增大呈現(xiàn)出先減小后增大的趨勢(shì)，旋翼間距從170mm增加到200mm時(shí)雙旋翼總升力變化值較旋翼間距從200mm增加到230mm時(shí)要大，隨著風(fēng)速的增大，不同間距時(shí)雙旋翼總升力的大小的差異逐漸減小，基本接近；在上、下旋翼轉(zhuǎn)速相同、反扭矩平衡情況下，上旋翼扭矩隨著旋翼間距的增大呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢(shì)，且旋翼間距從170mm增加到200mm時(shí)扭矩變化量大于從200mm增加到230mm時(shí)。

圖13-圖15分別給出了不同旋翼間距、旋翼轉(zhuǎn)速和旋翼總距時(shí)上、下旋翼升力隨風(fēng)速變化的曲線。

從圖13-圖15中可以看出，隨著旋翼間距的增加，上下旋翼之間升力有一定差異，上旋翼在總升力中的貢獻(xiàn)大于下旋翼；隨著吹風(fēng)速度的增加，上下旋翼升力間的差異在逐漸縮小，但依然表現(xiàn)為上旋翼升力大于下旋翼升力。在總距和旋翼間距相同時(shí)，隨著旋翼轉(zhuǎn)速的增加，上旋翼升力占總升力的比例也逐漸增大，變化范圍為51.5%～60%，原因是槳盤(pán)載荷變大，旋翼的下洗速度增大，在上旋翼下洗流作用下，下旋翼有效迎角變得更小，所以上下旋翼升力差異變大。

2 結(jié)論

1)在相同轉(zhuǎn)速、反扭矩平衡狀態(tài)時(shí)，受上旋翼氣動(dòng)干擾的影響，下旋翼總距比上旋翼大1°左右；

2)旋翼間距對(duì)功率的影響呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢(shì)，不同旋翼間距、相同轉(zhuǎn)速配平狀態(tài)下，隨著風(fēng)速的增加，上下旋翼功率差異變小，當(dāng)旋翼間距大于200mm、風(fēng)速大于15m/s時(shí)，上、下旋翼升力基本趨于一致，可認(rèn)為旋翼間干擾基本消失；

3)旋翼間距對(duì)上下旋翼間升力比值的影響較大，隨著旋翼槳盤(pán)載荷的增加(即旋翼總距或轉(zhuǎn)速增加)，上旋翼升力占總升力的比例逐漸增大，變化范圍為51.5%～60%。

[1] Bailey V P. Status Report on the Advancing Blade Concept (ABCTM) Technology Demonstrator Program [C]. Society of Automative Engineers, Aerospace Meeting, Los Angeles, CA, November 14-17, 1977.

[2] Burgess R K. The ABCTM Rotor-A Historical Perspective [C]. American Helicopter Society 57th Annual Forum, Washington, DC, May 9-11, 2001.

[3] 馬保軍,朱清華.剛性共軸雙旋翼氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究及試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)[C].第二十八屆全國(guó)直升機(jī)年會(huì)論文,2012.

[4] Coleman C P. A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research[R].NASA Technical Paper-3675, March 1997.

[5] 唐正飛,李 鋒,高 正,等.用三維激光多譜勒測(cè)速儀對(duì)共軸雙旋翼懸停流場(chǎng)的測(cè)定[J].流體力學(xué)實(shí)與測(cè)量,1998:12(1).

[6] 鄧彥敏,陶 然,胡繼忠.共軸式直升機(jī)上下旋翼之間氣動(dòng)干擾的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào), 2003,24(1).

Preliminary Experimental Research on Unsteady Aerodynamic Characteristics of Coaxial Rigid Rotor

ZENG Wei1, LIN Yongfeng1, HUANG Shuilin1, ZHU Qinghua2

(1.National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, CHRDI, Jingdezhen 333001, China; 2.National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, NUAA, Nanjing 210016, China)

To explore the best unsteady aerodynamic model, research was made to investigate the effect law of collective pitch, rotor distance, rotating speed and wind speed on coaxial rigid rotor aerodynamic characteristics. This paper presented an analytical study of rotor unsteady aerodynamic performances in hover and forward flight emphatically through experiments. Experimental results show that the collective pitch, rotor distance, rotating speed and forward speed have great influence on coaxial rigid rotor aerodynamic characteristics, for the aerodynamic interaction effect of the upper rotor, when two rigid rotors had the same rotating speed and the torque was balanced, the collective pitch of lower rotor was larger than the upper rotor about 1 degree. As the same collective pitch and rotor distance, the lift of upper rotor was about 51.5%-60% of the total lift. Some useful conclusions could provide references for aerodynamic experiments in coaxial rigid rotor of future high speed helicopter.

coaxial rotor;coaxial rigid; unsteady; aerodynamic characteristics; experimental research

2016-09-01

曾 偉(1985-)，男，江西南昌人，碩士，工程師，研究方向：直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)。

1673-1220(2017)01-013-05

V211.52；V211.7

A