高速升力偏置旋翼槳葉結構形變特性研究

周云 胡和平 余智豪

摘要：對于共軸剛性旋翼而言，過大的槳葉結構變形可能導致上下旋翼槳尖發生碰撞，從而影響高速直升機的飛行安全。本文建立了一套含升力偏置配平目標的共軸剛性旋翼綜合氣彈分析模型，并利用XH-59A風洞試驗數據驗證了計算方法的有效性，獲得了不同升力偏置和前進比狀態下的槳葉結構變形特性，并進一步從剖面來流動壓、剖面槳距角以及槳根揮舞彎矩載荷等方面進行剖析，揭示了槳葉結構變形的影響作用機理。研究結果表明，在低速小前進比階段，槳葉結構變形主要由升力偏置控制決定，隨著前飛速度的增加，前進比的影響將越來越突出，兩者均對槳葉結構變形有重要影響，在高速飛行狀態下，適當增大升力偏置可以減小槳葉結構變形，進而有利于槳尖間距控制。

關鍵詞：共軸剛性旋翼；槳葉變形；槳尖間距；升力偏置；前進比

中圖分類號：V221文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.06.008

高速是未來直升機發展的重要方向，共軸剛性旋翼直升機是極具發展潛力的高速構型之一，是世界各國目前研究的熱點。共軸剛性旋翼基于前行槳葉概念，通過升力偏置大幅提升了旋翼氣動性能，但與此同時帶來了十分嚴重的動力學問題，共軸剛性旋翼的振動載荷問題非常突出，旋翼槳葉及槳轂動載荷水平很高[1-2]。在強大的動載荷作用下，槳葉結構會產生顯著的揮舞方向彈性形變，對于共軸構型旋翼而言，共軸反轉的上下旋翼槳尖就存在發生碰撞的危險，從而影響高速直升機的飛行安全，因此必須對共軸剛性旋翼槳葉結構變形進行準確的評估和設計。

美國西科斯基公司在共軸剛性旋翼技術方面處于領先地位，已先后研制了XH-59A、X-2、S-97以及SB>1等多型共軸剛性旋翼高速直升機[2-7]，并研制了槳尖形變及槳尖間距機載在線監測系統，可以推斷他們在這方面已開展了系統而翔實的研究工作，但受保密及技術封鎖等限制，具體設計資料幾乎無法獲取，僅能查閱到部分高校的相關理論基礎研究。美國馬里蘭大學Chopra教授團隊在原UMARC代碼基礎上，針對共軸剛性旋翼進行了適應性改進和完善，對共軸剛性旋翼動力學問題進行了較系統的理論計算和分析研究，研究指出，升力偏置和前飛速度是對槳葉結構變形影響最大的參數，并完成了共軸剛性模型旋翼槳尖間距在線監測試驗測試[8-9]。美國陸軍實驗室的Rajneesh和Hao Kang采用CFD/CSD耦合方法研究了上下旋翼反轉槳葉相遇引起的氣動干擾作用，結果表明高頻的2Nb/r的氣動干擾脈沖載荷對槳葉結構變形影響很弱[10]，美國密歇根大學Friedmann教授團隊開展了基于黏性渦粒子方法的共軸剛性旋翼氣動載荷計算研究[11]。另外，德國慕尼黑工業大學和韓國首爾大學近年來也在開展共軸剛性旋翼的理論計算和分析研究[12-14]，重點在旋翼性能和載荷方面，還探索了基于單片槳葉控制（individual blade control， IBC）方法的共軸剛性旋翼減振措施[15]。近年來，國內逐步開始開展共軸剛性旋翼相關技術研究，目前還主要集中在共軸剛性旋翼氣動特性、飛行操縱策略等基礎研究方面[16-19]。

本文首先建立一套含升力偏置配平目標的共軸剛性旋翼綜合氣彈分析計算模型，并利用XH-59A風洞試驗數據進行計算方法驗證。在此基礎上，計算分析在不同升力偏置和前進比狀態下的槳葉結構變形特性，并從剖面來流動壓、槳距角變化以及槳根揮舞彎矩載荷等角度進行深入剖析，揭示了高速升力偏置旋翼槳葉結構變形的作用機理，可為共軸剛性旋翼設計提供理論支撐。

1計算方法與驗證

1.1共軸雙旋翼氣彈動力學計算模型

1.3計算方法驗證

利用XH-59A風洞試驗數據對本文計算模型進行驗證[22]。表1給出了槳葉結構固有頻率計算值與參考文獻值的對比，誤差在5%以內。圖3給出了前進比0.25狀態下上旋翼槳葉0.1R剖面處揮舞彎矩前四階諧波幅值計算對比情況，可以看出本文計算的1/r和2/r槳葉動載荷較風洞試驗值稍偏大，可能的原因是沒有采用XH-59A旋翼槳葉所用翼型的氣動數據，而是采用OA309翼型數據進行計算，但OA309翼型相較更優。本文計算的3/r和4/r等高階槳葉動載荷較風洞試驗值偏低，分析原因可能是建模中沒有考慮上下旋翼氣動干擾，但高階動載荷對槳葉結構變形以及槳尖間距的影響比較小，總體來說本文計算結果與參考文獻試驗值吻合程度較好，表明本文計算方法有效。

2槳葉結構形變計算與影響機理分析

本文計算所采用的共軸剛性旋翼基本參數見表2，主要研究槳葉揮舞方向結構變形，槳尖間距通過上下旋翼槳尖揮舞位移獲得，如圖4所示。

2.1槳葉結構形變計算

圖6是4種升力偏置狀態下，槳尖揮舞方向結構變形隨前進比變化的時域曲線，當LOS=0時，槳葉變形以2/r波形為主，并且隨著前進比μ增大，槳葉動態變形量顯著增大；隨著升力偏置LOS增大，槳葉變形1/r波形就越來越顯著，在大升力偏置、中小速度段（如LOS=0.3，μ<0.5），槳葉變形主要由升力偏置決定，基本不隨前進比變化，但是隨著前進比繼續增大，到了大速度段（如μ>0.5），前進比的影響就越來越突出。

圖7給出了相同升力偏置和前進比變化范圍內，槳葉變形1/r～3/r諧波幅值變化趨勢，可以更加直觀地看出，在小升力偏置狀態下，槳葉變形的高階諧波成分，隨著前進比增大迅速增加，尤其是2/r諧波幅值劇烈增加。槳葉變形的1/r諧波幅值與升力偏置基本是線性對應的，在高速段，升力偏置對槳葉高階變形具有明顯的抑制作用。

圖8給出了4種升力偏置狀態下，槳葉結構變形1/2峰峰值隨前進比變化情況，升力偏置越小，槳葉變形隨前進比變化就越劇烈。在小前進比階段（如μ<0.25），槳葉變形主要由升力偏置控制，隨升力偏置增大而增大；在大前進比階段（如μ>0.55），升力偏置和前進比都有重要影響，槳葉變形隨升力偏置增大反而是減小的，也就是說在大前進比狀態下，采用適當的升力偏置可以減小槳葉變形量。

2.2槳葉結構變形影響機理分析

槳葉揮舞結構變形是由于槳葉升力方向氣動載荷引起的，下面將從剖面來流動壓、槳距角變化，以及槳根揮舞彎矩等方面對結構變形特性的作用機理進行剖析。

下面對槳距角周期變化情況進行分析。圖10是旋翼配平操縱量隨前進比和升力偏置變化曲線，槳距角的周期變化部分主要是由縱向周期變距A1和差動橫向變距B1貢獻的，在高速前飛狀態下，隨著升力偏置增大，旋翼縱向周期變距A1和差動橫向周期變距B1都是趨于減小的，那么剖面槳距角周期變化幅值必然就更小，也就是說，在相同的來流動壓情況下，傅里葉諧波葉柵效應將減弱，從而對槳葉高階動載荷具有一定抑制作用。

圖11是4種升力偏置狀態下，槳根揮舞彎矩載荷隨前進比變化情況，可以看出，槳根1/r動載荷與升力偏置是線性對應的，且基本不隨前進比變化；在零升力偏置狀態下，隨著前進比增大，2/r動載荷急劇增大；在大前進比狀態下，適當增大升力偏置，可以顯著地減小2/r槳葉動載荷。

2.3上下旋翼槳尖間距影響分析

對于共軸構型旋翼，過大的槳葉結構變形可能導致上下旋翼槳尖發生碰撞，影響高速直升機的飛行安全，圖12是上下旋翼槳尖間距示意圖，通過計算上下旋翼槳葉揮舞方向結構變形，就能得到槳尖間距。

圖13是4種升力偏置狀態下，槳尖間距隨前進比變化情況，在小前進比狀態，槳尖間距主要受升力偏置控制，升力偏置越大，槳尖間距越小。但是隨著前進比的增大，小升力偏置狀態的槳尖間距會急劇減小，而大升力偏置狀態的槳尖間距變化不大。也就是說，共軸剛性旋翼在高速飛行狀態下，采用適當的升力偏置實際上是有利于槳尖間距安全控制的。圖13所示的槳尖間距的變化趨勢與圖8所示的槳葉結構變形特性是相對應的。

3結論

共軸剛性旋翼高速直升機巡航飛行狀態，前進比和升力偏置是對槳葉結構變形以及槳尖間距最重要的影響因素。通過研究，可以得到以下結論：

（1）在小前進比階段，槳葉結構變形主要由升力偏置控制決定，變形以1/r為主，且變形隨升力偏置增大而線性增大。隨著前飛速度增加，2/r變形分量越來越顯著，前進比的影響越來越突出，兩方面因素均對槳葉變形有重要影響。在高速飛行狀態下，采用適當的升力偏置可以減小槳葉結構變形，進而有利于槳尖間距控制。

（2）共軸剛性旋翼高速飛行狀態下，前進比可高達0.7以上，剖面來流動壓1/r和2/r周期變化幅值急劇增加，是導致槳葉高階動載荷激增，進而引起槳葉結構變形的根本原因。在高速飛行狀態下，引入適當的升力偏置，實際上是減小了槳距角周期變化幅值，進而減弱了傅里葉諧波的葉柵效應，因此可以減小槳葉高階動載荷，進而減小槳葉結構變形量。

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（責任編輯陳東曉）

Research on Blade Structure Deformation Characteristics of High-speed Lift Offset Rotor

Zhou Yun，Hu Heping，Yu Zhihao

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Heicopter Rsesarch and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： For coaxial rigid rotors， excessive blade structural deformation may lead to collision between upper and lower rotor tip， thus affecting the flight safety of high-speed helicopters. A comprehensive aeroelastic analysis model of coaxial rigid rotor with lift offset trimmed target is established， and the validity of the calculation method is verified by XH-59A wind tunnel test data. Deformation characteristics of blade structure under different lift offset and forward ratio are obtained. Further analysis is made on the blade section dynamic pressure， blade section pitch angle and flapping moment load of blade root， and the effect mechanism of blade structure deformation is then revealed. The results show that the blade structure deformation is mainly determined by lift offset at low speed stage. With the increase of forward flight speed， the influence of forward ratio will become more and more prominent. Both of them have important effects on the deformation of blade structure. In high speed flight， properly increasing lift offset can reduce the structural deformation of blade， which is beneficial to the control of coaxial rotor tip clearance.

Key Words： coaxial rigid rotor； blade deformation； rotor tip clearance； lift offset； advance ratio