張衛(wèi)國，孫俊峰，招啟軍，武 杰，李國強，5，馬 帥，吳霖鑫

(1. 西北工業(yè)大學 航空學院， 西安 710000；2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000；3. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所，綿陽 621000；4. 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；5. 國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073)

0 引言

翼型是旋翼的基本構成要素，其氣動特性優(yōu)劣對旋翼性能有關鍵性影響，進而影響直升機的載重、速度、航程、噪聲和振動水平等[1-2]。

旋翼翼型設計技術是直升機設計中的一項核心技術[3-6]。20世紀70年代起，設計者們逐漸認識到[7]，旋翼翼型寬馬赫數(shù)、變迎角、非定常等特殊的氣動運行環(huán)境決定了其設計較固定翼翼型設計更為復雜，同時需要綜合考慮前飛、懸停、機動等多種飛行條件，設計重點為提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)、最大升力、減小力矩等?；谝陨弦蛩兀瑖庋芯空甙l(fā)展并建立了旋翼翼型高精度數(shù)值計算方法、多目標多約束設計方法、精細的風洞測試驗證技術等，建立了從二維翼型設計[8-12]至三維旋翼評估[13-15]再至全機飛行驗證的較為完善的研發(fā)體系[16-17]，催生了以美國VR和SC系列、法國OA系列、俄羅斯TsAGI系列等為典型代表的高性能旋翼翼型成果，這些翼型在第三代和第四代直升機上得到了廣泛應用[18-20]。

旋翼翼型系列發(fā)展方向主要分為兩種：一種是追求更高的升力和阻力發(fā)散馬赫數(shù)，譜系化方向發(fā)展（見圖1）；另一種是根據(jù)任務需求定制，專用化方向發(fā)展；其中譜系化是專用化的基礎。當前，國外傳統(tǒng)布局旋翼翼型譜系已經(jīng)發(fā)展到第五代，翼型性能的整體提升空間愈發(fā)受限，翼型專用化方向發(fā)展更占優(yōu)勢。進入21世紀，共軸剛性、傾轉旋翼等高速直升機面臨更為復雜的氣動環(huán)境，必須需要先進翼型作為支撐，從而推動了新的旋翼翼型設計技術研發(fā)[20-22]。例如，X-2在槳葉內側配置雙鈍頭翼型，在槳葉中段使用尖后緣翼型，在槳尖區(qū)域采用薄翼型以提升旋翼氣動效率。傾轉旋翼機在設計旋翼槳葉時，槳根采用厚翼型而槳尖采用薄翼型，使槳葉具有較大的升力系數(shù)和較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

圖1 典型旋翼翼型氣動特性比較Fig. 1 Comparison of aerodynamic characteristics between typical rotor airfoils

國內旋翼翼型研發(fā)工作從20世紀后期才開始啟動?！鞍宋濉薄ⅰ熬盼濉逼陂g，西北工業(yè)大學等單位對法國OA212翼型進行了改進，形成了OA212MK翼型、OA212MKT翼型，但改進翼型存在力矩系數(shù)偏大的問題。此外，掌握的翼型數(shù)據(jù)對國外翼型開展了反設計工作，設計了HA翼型族HA12、HA09和HA07等，但是未形成完整的旋翼翼型設計、驗證方法，也沒有形成具有獨立知識產(chǎn)權的旋翼專用翼型。“十一五”至“十三五”期間，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（下稱氣動中心）、中國直升機設計研究所、西北工業(yè)大學、南京航空航天大學等單位[23-25]持續(xù)開展旋翼翼型自主設計與試驗驗證工作，進行了旋翼翼型氣動力特性和優(yōu)化設計方法研究，在翼型譜系規(guī)劃、指標給定、設計方法、風洞試驗和計算校核、性能評估等方面開展了大量的基礎性研究工作，設計、計算和風洞試驗驗證的能力大幅進步，研發(fā)了旋翼翼型氣動設計與評估軟件平臺，旋翼翼型的自主設計研發(fā)能力得到了質的提升[26-36]。

但與國外相比，我國仍未建立自主旋翼翼型譜系，專用化翼型更為欠缺，從而嚴重制約了自主翼型在大型直升機上的工程應用。究其根源在于我國旋翼翼型的研究多限于單點的技術攻關，而旋翼翼型研發(fā)是一項精細化的系統(tǒng)工程，需要開展深入的系統(tǒng)研究才能構建我國自主的旋翼翼型氣動設計與驗證技術體系。體系示意圖見圖2，主要包括6個環(huán)節(jié)、3個層次。近15年來，氣動中心重點對前5個環(huán)節(jié)開展了相關研究工作，初步將翼型設計與驗證技術體系拓展至第三層次。

圖2 旋翼翼型氣動設計與驗證技術體系Fig. 2 Aerodynamic design and verification system for rotor airfoils

本文給出了我國旋翼翼型譜系規(guī)劃設想，基于多點/多目標降維優(yōu)化方法，設計了整體性能優(yōu)于國外參考系列翼型的自主旋翼翼型，建立了旋翼性能理論評估與試驗綜合驗證方法，開展了基于設計翼型的旋翼模型驗證，推動了我國旋翼翼型的自主研發(fā)及技術體系的建設。

1 旋翼翼型設計指標給定

1.1 我國直升機旋翼翼型譜系規(guī)劃

直升機旋翼槳葉通常由多種厚度翼型構成（見圖3），以適應旋翼槳葉復雜的氣動環(huán)境，這是旋翼翼型具有多個系列的主要根源，由此推動了國外旋翼翼型譜系化及專用化發(fā)展。旋翼翼型的升級換代極大地促進了直升機的換代升級。

圖3 典型直升機型號旋翼槳葉翼型構成Fig. 3 Rotor blade airfoil configurations of typical helicopters

目前，我國直升機旋翼仍然以使用國外第三代旋翼翼型為主，所帶來的問題是常規(guī)構型旋翼改型升級空間受限，高速構型無專用翼型可用，需要規(guī)劃并逐步建立具有自主知識產(chǎn)權的旋翼翼型譜系。

我國直升機旋翼翼型譜系的發(fā)展首先需要適應我國直升機研制發(fā)展需要。在常規(guī)構型直升機方面，需要在提高承載性能和速度性能等方面發(fā)展，對應于高性能型和高速度型旋翼翼型；在高速構型直升機方面，側重發(fā)展復合式高速直升機旋翼翼型，以及傾轉旋翼機的翼型；在無人直升機方面，需要側重其總體性能特點和新概念布局形式加以發(fā)展，如涵道式、電推進式、變形旋翼式、微型直升機等。

表1給出了我國旋翼翼型譜系規(guī)劃設想，以CRA（China Rotor Airfoil首字母縮寫）命名，旋翼翼型譜系規(guī)劃的基礎立足于國外第三代水平進行提升（即以3XX系列起步），以6%～25%厚度范圍內旋翼翼型為主體，但并不局限于此范圍。

表1 我國旋翼翼型譜系規(guī)劃Table 1 Pedigree planning of China rotor airfoils

1.2 旋翼翼型設計指標給定方法

旋翼翼型設計指標的給定尤其重要和困難，是旋翼翼型設計的輸入和約束，直接決定了設計翼型是否符合使用要求。通常的給定方法如下：首先，按照直升機設計總體任務要求，確定旋翼主要參數(shù)；其次，利用旋翼氣動性能及氣動環(huán)境評估方法研究直升機在不同飛行狀態(tài)下旋翼升阻比隨總距、周期變距等操縱的變化規(guī)律，得到旋翼在不同飛行狀態(tài)下的最優(yōu)化操縱策略；然后，在旋翼主要參數(shù)、參考或設計翼型、槳葉氣動外形的約束下，以旋翼最優(yōu)操縱策略為前提，進行不同飛行狀態(tài)下的旋翼氣動特性計算和翼型氣動環(huán)境評估；最后，依據(jù)計算和評估結果判定旋翼性能是否滿足要求，進而給定旋翼翼型指標。在此過程中，首先使用參考翼型進行旋翼評估，如果不滿足則提出新翼型設計指標，其次對應用新翼型的旋翼進行再評估，如果不滿足則修改翼型設計，直到滿足旋翼的使用要求。其給定方法研究過程如圖4所示。

圖4 旋翼翼型指標給定方法研究過程Fig. 4 Process of setting performance indicators for rotor airfoils

通過旋翼翼型指標給定方法的計算及分析，旋翼翼型設計指標給定實例如表2所示。

表2 旋翼翼型設計指標Table 2 Design indicators for rotor airfoils

2 旋翼翼型氣動優(yōu)化設計

2.1 旋翼翼型氣動特性數(shù)值模擬技術

數(shù)值模擬技術是旋翼翼型設計的基礎，用于評估翼型氣動特性優(yōu)劣，目前主要采用基于RANS的計算方法，但單純使用此方法存在兩點不足：一是旋翼翼型氣動特性（如阻力系數(shù)、阻力發(fā)散馬赫數(shù)等）計算精度較低；二是旋翼翼型在大迎角流動下對翼型外形、迎角、雷諾數(shù)非常敏感，后緣分離和前緣吸力峰強烈耦合，RANS計算方法的可靠性不能完全滿足要求。

為增加RANS方法的適用性，采用轉捩模型來提高阻力計算精度，主要基于Menterhe和Langtry發(fā)展的γ-Reθ[36]模型進行轉捩模型的改進。模型共包括四個微分輸運方程，其本質是：通過求解雷諾動量厚度輸運方程來判斷湍流轉捩位置，而后采用間歇因子輸運方程來模擬湍流轉捩長度，最后，在完全發(fā)展湍流階段回歸到SST湍流模式。間歇因子、轉捩雷諾動量厚度的輸運方程表達式為：

湍流模型采用SA及SST模型，同時使用多重網(wǎng)格和預處理等技術縮短計算周期，提高計算精度。

對于大迎角氣流分離計算，考慮到LES能夠高保真度地模擬分離流動，發(fā)展了RANS/LES混合高精度數(shù)值模擬技術，開展了DES類方法構建研究（圖5）。

圖5 DES 得到的瞬時Q等值面Fig. 5 Q isosurface obtained by DES

表3給出了大迎角情況下9%厚度旋翼翼型多種計算方法與試驗數(shù)據(jù)的對比，綜合來看，DES計算方法的數(shù)值模擬結果與試驗數(shù)據(jù)吻合度最高，較其他計算方法，精度更高，可靠性也更高。

表3 9%厚度旋翼翼型多種計算方法比較Table 3 Comparison between computational and experimental results for a 9%-thickness rotor airfoil

2.2 高維多目標降維優(yōu)化設計方法

旋翼運行過程中面臨復雜的非定常環(huán)境，旋翼翼型的設計需要在多種飛行下滿足旋翼氣動性能的要求，具有明顯的高維多目標、強約束的特點。綜合采用全局多目標進化算法、翼型參數(shù)化技術、代理模型技術及高精度CFD方法構建了旋翼翼型的多目標優(yōu)化設計方法?；诜讲罘治龊蚉areto前沿技術相結合，實現(xiàn)了設計空間的動態(tài)擴展，提高了設計空間的完備性；采用魯棒優(yōu)化設計技術，提高了設計點與非設計點的綜合性能；針對旋翼翼型高維優(yōu)化設計的特點，采用基于PCA（主成分分析）方法的多目標降維技術，降低了問題的復雜性，提高了優(yōu)化效率。圖6給出了基于PCA分析的優(yōu)化設計流程。

圖6 基于PCA分析的多目標優(yōu)化設計流程圖Fig. 6 Flow chart of the multi-objective optimization design based on PCA analysis

以12%厚度翼型作為參考翼型，開展多目標/多點優(yōu)化設計，利用PCA方法實現(xiàn)多目標降維。問題可描述為：

（1）提高前飛性能：

（2）提高機動性能：

（3）提高懸停性能：

（4）保持厚度不減：

對原始優(yōu)化問題進行PCA分析降維后，得到簡化優(yōu)化問題：

經(jīng)過PCA分析，剩余了7個設計目標，剔除了原始優(yōu)化問題中的5個冗余目標，降低了原始設計問題的復雜性，優(yōu)化目標更加明確。

圖7給出了優(yōu)化前后翼型外形的比較，表4給出了優(yōu)化前后翼型氣動特性的比較。從結果可以看出，采用PCA降維后得到的優(yōu)化設計翼型的綜合性能較參考翼型有明顯提高，優(yōu)化設計方法具有較高的可靠性。

表4 12%厚度基準翼型和優(yōu)化翼型性能比較Table 4 Performance comparison between a 12%-thickness reference airfoil and an optimized airfoil

圖7 基準翼型和優(yōu)化翼型外形比較Fig. 7 Comparison between the baseline and the optimized airfoil

2.3 旋翼翼型氣動優(yōu)化設計

根據(jù)旋翼翼型指標要求，結合不同位置剖面翼型的性能需求，利用構建的旋翼翼型多點/多目標優(yōu)化設計方法，開展自主旋翼翼型的優(yōu)化設計，選擇內段、中段以及槳尖3個典型位置的翼型進行設計，反復迭代后給出設計翼型的外形數(shù)據(jù)，其研究過程如圖8。

圖8 旋翼翼型氣動設計方法優(yōu)化研究過程Fig. 8 Optimization design process for rotor airfoils

選取典型厚度自主設計的CRA309、CRA312翼型進行重點分析，翼型外形曲線見圖9。圖10給出了9%厚度翼型與參考翼型的性能計算對比曲線，自主設計的翼型性能皆有不同程度的提升。

圖9 CRA3XX旋翼翼型系列外形曲線Fig. 9 Geometries of CRA3XX rotor airfoil series

圖10 9%厚度翼型參考翼型和優(yōu)化翼型不同馬赫數(shù)下性能曲線比較Fig. 10 Performance comparisons between a 9%-thickness airfoil and an optimized airfoil under conditions with different Mach numbers

3 旋翼翼型氣動特性風洞試驗驗證

3.1 旋翼翼型升阻特性精準測量技術

高速風洞中通過增壓實現(xiàn)旋翼翼型高雷諾數(shù)試驗，此種工況下翼型風洞試驗的阻力測量精準度除與模型制造水平、來流速壓（或馬赫數(shù)）控制、洞內溫度等方面密切相關外，更與尾流測量技術有關，這是獲取高精準度阻力數(shù)據(jù)的關鍵。

一般通過提高設備性能、改進試驗方法和優(yōu)化數(shù)據(jù)處理程序等幾個方面來提高升阻特性測量的精準度。基于移測式尾流測量技術、阻力精確積分方法、洞壁干擾修正方法[35]等關鍵技術來獲得高可信度的風洞試驗驗證數(shù)據(jù)。將經(jīng)過驗證的高速風洞試驗技術應用到典型厚度設計翼型模型高速風洞試驗驗證中，驗證設計翼型的風洞試驗結果是否滿足翼型設計指標。其研究過程如圖11所示。

圖11 旋翼翼型高速風洞試驗驗證研究過程Fig. 11 Verification process of rotor airfoils in high-speed wind tunnel test verification

3.2 高精準度洞壁干擾修正技術

本節(jié)對洞壁干擾修正方法進行闡述。以法國S3MA風洞的壁壓信息法為基礎，建立了具有數(shù)值解的上、下壁干擾效應修正方法。

旋翼翼型高速風洞洞壁干擾壁壓信息法修正公式采用單參數(shù)線化壁壓信息法。擾動速勢 φ在風洞壁附近的區(qū)域中滿足亞聲速小擾動線化速勢方程：

其中， φm為 模型在洞壁附近的遠場擾動速勢， φb為待求的洞壁擾動速勢。

通過適當?shù)墓こ逃嬎惴椒梢缘玫叫拚臍鈩恿ο禂?shù)。例如，翼型試驗可以使用以下公式：

式中：dCm為由于模型區(qū)中△Ma、△α不均勻而造成的附加俯仰力矩，dCDf是模型區(qū)中△Ma不均勻引起的浮阻 力修正量，dCD是△α引起的誘導阻力修正量。

3.3 高雷諾數(shù)下設計翼型模型驗證分析

驗證試驗在氣動中心FL-20連續(xù)式跨聲速風洞中開展（如圖12所示）。對設計的CRA309旋翼翼型縮比模型進行考核驗證。圖13給出了參考翼型OA309和設計翼型CRA309在Ma= 0.4、0.6時的氣動系數(shù)對比圖。由圖可見，設計翼型CRA309在失速后升力系數(shù)仍保持在較高水平，且在常用迎角0°～10°之間的阻力系數(shù)明顯小于參考翼型OA309，最大升阻比明顯優(yōu)于參考翼型。

圖12 旋翼翼型高速風洞驗證試驗Fig. 12 Verification test of rotor airfoils in a high-speed wind tunnel

4 基于設計翼型的旋翼理論和試驗評估

4.1 旋翼氣動特性理論評估方法

翼型優(yōu)化設計的最終目的是提升旋翼氣動性能，因此，設計翼型是否符合要求，需要在旋翼氣動環(huán)境下進行考核評估。本文開展了兩種評估方法研究，包括旋翼氣動特性快速評估方法、旋翼氣動特性數(shù)值評估方法。

基于動量理論、葉素理論、渦流理論以及旋翼槳葉的揮舞運動建模等，開展旋翼氣動特性快速評估方法研究。根據(jù)動量理論和渦流理論分別計算誘導速度，然后進行誘導速度、氣動力以及揮舞運動之間的配平迭代，最終給出旋翼的氣動性能數(shù)據(jù)。通過該方法可以實現(xiàn)旋翼氣動特性的快速評估，從而滿足翼型/旋翼的快速設計迭代的需要。流程圖見圖14。

圖14 旋翼氣動特性快速評估方法Fig. 14 Rapid method for evaluating rotor aerodynamic characteristics

基于參考翼型（OA3系列）和自主設計翼型（CRA3系列）配置兩幅旋翼槳葉，旋翼槳葉其他參數(shù)一致，僅翼型不同。采用旋翼氣動特性快速評估方法進行懸停性能評估。圖15給出了懸停狀態(tài)兩種模型槳葉的扭矩-拉力系數(shù)曲線以及懸停效率-拉力系數(shù)曲線的比較。計算結果顯示，自主設計翼型構成的槳葉懸停性能優(yōu)于參考翼型的，大拉力系數(shù)下優(yōu)化翼型性能的優(yōu)化提升效果要優(yōu)于小拉力系數(shù)下的，最大可實現(xiàn)3%的提升。

圖15 旋翼氣動特性快速評估方法理論評估結果Fig. 15 Theoretical evaluations of rotor performance

4.1.2 旋翼氣動特性數(shù)值評估方法

為進一步真實模擬旋翼氣動特性，立足于國內現(xiàn)有的數(shù)值計算方法，發(fā)展了結構/笛卡爾網(wǎng)格重疊、結構網(wǎng)格變形、笛卡爾網(wǎng)格自適應、槳葉動力學建模、大規(guī)模并行計算和CFD/CSD耦合求解等先進方法，并結合低耗散格式和先進湍流模型方法、旋翼配平方法等，開展了旋翼氣動特性數(shù)值評估方法研究。

基于建立的旋翼氣動特性數(shù)值評估方法，對由基準翼型和設計翼型配置的兩副旋翼分別開展了氣動特性計算，對比分析兩副旋翼的懸停和前飛性能以及流場特性。

圖16和圖17給出了100%轉速即槳尖馬赫數(shù)為0.65時，基準旋翼和設計旋翼的懸停性能對比曲線。隨著拉力系數(shù)的增加，兩副旋翼的扭矩系數(shù)逐漸增加，懸停效率增加至最大值后開始減小。旋翼二（設計旋翼）的氣動性能略好于旋翼一（基準旋翼）；旋翼一的最大懸停效率可達到0.765，旋翼二的最大懸停效率可達到0.774。優(yōu)化翼型性能在大拉力系數(shù)下的優(yōu)化提升效果要優(yōu)于小拉力系數(shù)下的，最大可實現(xiàn)1%幅度的提升。值得注意的是，工程快速評估方法和數(shù)值評估方法得到的結果之間還存在一定的差異。建立既準確又快速的旋翼氣動特性理論評估方法是下一步研究的重要方向。

圖16 旋翼扭矩系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線對比（100%轉速）Fig. 16 Variations of the rotor torque coefficient as a function of the tension coefficient (100% rotating speed)

圖17 旋翼懸停效率隨拉力系數(shù)變化對比（100%轉速）Fig. 17 Variations of the hover coefficient as a function of the pulling force coefficient (100% rotating speed)

4.2 基于設計翼型的旋翼模型試驗驗證

在氣動特性評估的基礎上，對基于參考翼型（OA3系列）和自主設計翼型（CRA3系列）配置的兩幅旋翼槳葉模型，開展懸停和前飛工況的試驗考核。

驗證試驗在氣動中心FL-13低速風洞中基于直升機全域試驗臺開展，如圖18所示。對基于參考翼型和設計翼型的兩幅旋翼的氣動性能進行了考核分析，驗證提升效果。

（2）法官的素質和能力各異，不同法官，受到其素質和能力的約束，適用最密切聯(lián)系原則的方式往往不一致，即使對相同性質的案件也可能會選擇不同國家（地域）的法律，其效果也就存在差別，缺乏法律適用的精確性。

圖18 旋翼模型風洞試驗Fig. 18 Wind-tunnel test of a rotor model

旋翼槳葉模型直徑4 m，弦長0.125 m，槳尖形狀為拋物線，圖19給出了槳葉翼型配置示意圖。

圖19 旋翼槳葉翼型配置Fig. 19 Configuration of a rotor blade airfoil

槳葉模型采用復合材料制成，共2幅，分別為基于OA3系列參考翼型的旋翼（簡稱“參考翼型旋翼”，見圖20）和基于CRA系列設計翼型的旋翼（簡稱“設計翼型旋翼”，見圖21）。

圖20 參考翼型旋翼模型實物圖Fig. 20 Photo of reference airfoils

圖21 設計翼型旋翼模型實物圖Fig. 21 Photo of optimized airfoils

圖22給出了參考翼型旋翼和設計翼型旋翼懸停性能結果對比曲線。同等拉力系數(shù)條件下，設計翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼有一定提升。參考翼型旋翼的懸停效率最大為0.735，設計翼型旋翼的懸停效率最大達到了0.760。在常用拉力系數(shù)范圍內（0.010～0.020），設計翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼提升了約3%，與旋翼氣動特性快速評估獲得的結果較為一致。

圖22 懸停狀態(tài)旋翼氣動性能對比Fig. 22 Comparisons of aerodynamic performance of a hovering rotor

圖23給出了在保持槳尖馬赫數(shù)相似的前提下，垂向力系數(shù)Cw= 0.0119時前飛工況的功率系數(shù)和升阻比變化曲線。如圖所示，隨前進比μ的增加，功率系數(shù)和升阻比逐漸增大，μ= 0.25時設計翼型旋翼當量升阻比達到了7.86；相同工況下，與參考翼型旋翼相比，設計翼型旋翼的功率系數(shù)減小了約3%～5%，升阻比增大了約3%～5%。

圖23 前飛狀態(tài)旋翼性能對比（Cw = 0.011 9）Fig. 23 Comparisons of rotor performance at the forward flight state

4.3 旋翼氣動特性理論評估與試驗數(shù)據(jù)綜合分析

基于建立的旋翼氣動特性理論評估方法和試驗驗證方法，開展設計翼型旋翼性能綜合對比分析。圖24給出了額定轉速（n= 1050 r/min）下設計翼型旋翼懸停狀態(tài)氣動性能理論計算與風洞試驗結果對比。可以看出，兩種方法獲得的曲線趨勢吻合度較好，扭矩系數(shù)和旋翼效率的誤差均在5%以內。但前飛工況下，理論評估和風洞試驗結果的差異較大，僅典型工況下二者偏差可達到10%之內。

圖24 設計翼型旋翼懸停狀態(tài)理論評估與試驗結果對比曲線Fig. 24 Comparisons of aerodynamic performance of a hovering rotor airfoil obtained by computation and experiment

5 結論與展望

本文開展了旋翼翼型氣動設計和驗證方法研究，建立了旋翼翼型氣動優(yōu)化設計方法，開展了自主翼型設計。翼型驗證試驗表明，設計翼型相較于參考翼型，性能獲得了一定提升。進一步，開展了從二維翼型設計到三維旋翼評估的探索性工作。理論評估和試驗驗證表明，應用自主設計翼型可獲得旋翼氣動性能的提升，可為我國旋翼翼型自主研發(fā)體系的建立和自主翼型的工程應用提供重要基礎支撐。

1）制定了我國直升機旋翼翼型譜系規(guī)劃設想，開展了旋翼翼型多點/多目標強約束優(yōu)化設計研究，設計的CRA系列翼型相對于參考翼型（OA系列翼型），在俯仰特性無顯著變化情況下，最大升力系數(shù)、最大升阻比、阻力發(fā)散迎角都有顯著提升。

2）自主設計翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼提升了約3%；配平前飛狀態(tài)下，與參考翼型相比，設計翼型旋翼氣動性能提升了約3%～5%。

3）設計翼型旋翼的懸停狀態(tài)氣動性能的理論評估與風洞試驗結果對比，吻合較好，扭矩系數(shù)和旋翼效率的誤差均小于5%。

為了真正建立自主研發(fā)體系和研發(fā)自主翼型譜系，今后還需要在以下方面持續(xù)開展工作：

1）需要針對研發(fā)體系的六個環(huán)節(jié)系統(tǒng)性地開展研究工作，加強和完善已有的技術環(huán)節(jié)，補齊全尺寸飛行空白環(huán)節(jié)，重視各環(huán)節(jié)之間的支撐和銜接，使六個環(huán)節(jié)形成一個有機的整體；

2）推動我國旋翼翼型譜系化和專用化研發(fā)，形成涵蓋不同構型的旋翼翼型譜系化數(shù)據(jù)庫，推動自主旋翼翼型的工程應用。同時開展特定要求的新概念旋翼飛行器旋翼翼型設計探索性工作，以此支撐概念布局創(chuàng)新研發(fā)；

3）努力尋求旋翼翼型設計思想和技術上的新突破。通過翼型和旋翼兩種設計技術的結合，充分考慮翼型配置、變弦長、扭轉規(guī)律、槳尖形狀等旋翼復雜布局設計，以達到最大化旋翼性能提升的目的。