共軸剛性旋翼懸停狀態槳葉表面壓力測量試驗與計算研究

江露生，曹亞雄，劉婷，樊楓

（中國直升機設計研究所直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，景德鎮 333001）

共軸剛性旋翼高速直升機是當前及未來直升機的重點研究方向［1-2］，其上下旋翼在大速度前飛時升力均向前行側偏置，充分發揮前行槳葉［3］的氣動性能，同時為后行槳葉卸載，推遲甚至避免后行槳葉的氣流分離，減弱了后行槳葉動態失速的影響。同時，在高速飛行時，通過降低旋翼轉速來減弱前行槳葉槳尖的空氣壓縮性影響，從而實現高速飛行［4］。

由于共軸剛性旋翼的氣動原理與常規旋翼具有明顯差別，其氣動環境和特征與常規旋翼也有很大不同。由于上下旋翼反向旋轉，且相距很近，下旋翼大部分區域處于上旋翼強烈的下洗流中，并且存在嚴重的渦-渦干擾、槳-渦干擾等復雜流動現象，共軸剛性旋翼氣動環境是非常復雜的，即使是在懸停狀態其流場也是高度非定常的。槳葉表面壓力是能夠反映槳葉表面流動和旋翼氣動特性的重要物理量，為此，本文通過開展共軸剛性旋翼槳葉表面壓力計算分析與試驗研究，深入探索共軸剛性旋翼氣動特性和槳葉表面流動狀態，這對指導旋翼氣動設計具有重要的學術意義和工程價值。

國外，特別是美國針對共軸剛性旋翼氣動特性已經開展了較多的研究［5-9］，但絕大多數都是針對共軸剛性旋翼氣動性能、氣動力、流場，而關于共軸剛性旋翼槳葉表面壓力的試驗研究卻仍然很少。2016年，西科斯基飛機公司針對S-97的旋翼、槳轂、機身開展了縮比模型的氣動特性風洞試驗研究［10］，并給出了少量的槳葉表面壓力測量試驗結果。國內，針對共軸剛性旋翼氣動特性的研究起步較晚，不過在近幾年發展較快，開展了一些理論［11-14］和試驗［15-17］的研究，但尚未見公開發表共軸剛性旋翼槳葉表面壓力測量試驗研究的相關文獻。

鑒于此，本文通過對4 m直徑共軸剛性旋翼模型進行懸停狀態槳葉表面壓力測量試驗，得到了上下旋翼槳葉不同剖面的表面壓力數據，為其他數值建模研究提供了可靠的驗證數據。在此基礎上，根據試驗結果，結合數值模擬方法，分析了上下旋翼槳葉表面的壓力分布特性及氣動干擾特性，得到了有意義的結論。

1 試驗方法和內容

1.1 共軸剛性雙旋翼試驗臺

本文試驗使用的試驗臺如圖1所示，其通過2個框式應變天平六分量天平分別對上下旋翼進行分開測力，主要部件包括電機、錐齒輪、內軸、外軸、軸承座、天平、滑油機，其中，內軸穿過軸承座內部，外軸中空套于軸承座外。對于此次表面壓力測量試驗，特別需要說明的是，上旋翼測壓點壓力數據采用集流環進行傳輸，下旋翼測壓點壓力數據采用無線的方式進行傳輸，無線遙測裝置如圖2所示。

圖1 試驗臺及試驗模型Fig.1 Experimental station and experimental model

圖2 無線遙測裝置Fig.2 Wireless telemetry device

本文試驗采用微型壓力傳感器測量槳葉表面的非定常壓力，傳感器型號為kulit LQ-62型，壓力傳感器如圖3所示。該型號傳感器具有體積小、靈敏度高等優點，適用于本文槳葉表面壓力測量試驗。

圖3 微型壓力傳感器Fig.3 Micro pressure sensor

試驗臺的數據采集處理系統由PXI系統組成，采集處理通道為96個，可進行方位角觸發同步采集。上旋翼壓力數據通過集流環傳輸的信號數據通過下方碼盤給定觸發信號進行采集，一圈采集64個點，一次采集80圈數據。下旋翼壓力數據通過無線遙測傳輸，以固定2 000 Hz的頻率進行采集傳輸，傳輸至數據采集處理系統中，進行插值處理成一圈64個數據點，一次采集80圈數據，一個遙測具有8個通道，為保證方位角的精確，方位定位觸發信號需要占用1個通道，實際壓力數據采集只有7個通道。

1.2 試驗模型

本文試驗的模型為4 m直徑共軸剛性旋翼，具體參數如表1所示。

表1 旋翼參數Table 1 Rotor parameters

上下旋翼槳葉分別在展向位置r＝0.5R和r＝0.8R兩個剖面上布有測壓點，如圖4所示。

圖4 剖面位置示意圖Fig.4 Schematic diagram of profile location

上表面布置有5個測壓點，下表面布置有3個測壓點。測壓點位置為：上表面：x／c＝0.02、0.05、0.12、0.30、0.7；下表面：x／c＝0.03、0.15、0.75。x為測壓點距當地剖面前緣的距離，c為剖面位置對應的弦長。

1.3 試驗內容

本文試驗模型旋翼的額定轉速為778 r/min，試驗內容主要包括：測量懸停狀態共軸雙旋翼不同總距角配平狀態（以上旋翼為準，φ0.7＝5°、7°、9°、10°）下的上下旋翼槳葉表面壓力數據，同時開展單旋翼懸停狀態總距角（φ0.7＝5°、7°、9°、10°）掃描槳葉表面壓力測量試驗。

2 數值模擬方法

由于試驗中壓力測量只有2個剖面位置，且每個剖面僅8個測壓點數量，為更加全面地研究共軸剛性旋翼槳葉表面壓力，本文同時采用了數值計算方法［18］進行了數值模擬，以深入研究共軸剛性旋翼槳葉表面壓力的變化特性。

2.1 控制方程

由于共軸剛性旋翼上下旋翼氣流相互干擾，不論是前飛還是懸停狀態，都處于非定常狀態，采用的控制方程為三維非定常雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程：

式中：W 為守恒變量；F（W）和G（W）分別為無黏通量和黏性通量。

為了減小物理耗散的影響及提高計算精度，采用低耗散的Roe格式，并結合MUSCL格式計算交接面上的無黏通量，同時采用物理時間和偽時間相結合的雙時間方法進行時間步進。為了更好地捕捉黏性影響，采用了S-A一方程湍流模型。

與常規旋翼相同的是，共軸剛性旋翼各槳葉也存在旋轉、變距等復雜運動。而與常規旋翼不同的是，共軸剛性旋翼2副旋翼反向旋轉，且間距很小，上下旋翼存在復雜的氣動干擾。因此，在生成網格時，上下旋翼槳葉網格要保持足夠小的邊界。為了準確模擬上下旋翼氣動干擾流場，還要求在上下旋翼之間對背景網格進行加密，這也引起了網格量的劇烈增加，導致計算量增大。圖5給出了共軸剛性旋翼嵌套網格示意圖。本文計算采用的槳葉網格大小為175×43×95（弦向×法向×展向），背景網格大小為271×206×271（縱向×垂向×橫向），對處于槳盤平面附近和槳尖附近的背景網格進行局部加密處理。

圖5 共軸雙旋翼嵌套網格Fig.5 Coaxial dual-rotor overset grids

2.2 共軸剛性旋翼懸停狀態計算與試驗對比

將本次試驗測量得到的結果進行處理，將各個剖面測量得到的壓力值P進行無量綱化得到

式中：ρ為空氣密度；P為試驗中測量得到的壓力值；P0為試驗開始前測量得到的壓力初始值；Vr為對應剖面的相對來流速度。數值模擬得到的壓力系數處理方式與試驗一致。

首先，研究槳葉表面壓力的計算與試驗的對比情況，選取拉力系數為0.016 3的共軸雙旋翼懸停狀態在180°方位角的剖面壓力分布。圖6給出了配平狀態上下旋翼在180°方位角槳葉表面壓力計算與試驗的對比曲線。圖中：Cw為拉力系數?？梢钥闯?，上下旋翼的計算結果在0.5R剖面吻合得較好，而在0.8R剖面上，翼剖面壓強分布吻合度略差。受上旋翼尾跡干擾，下旋翼槳葉0.8R～0.9R處的流動特征最為復雜，上旋翼收縮的尾跡與槳葉在該位置附近易發生垂直干擾［19］，引起尾跡渦的破碎，破碎的渦會對局部的氣動力產生影響。尾跡渦與槳葉的這種干擾過程是非定常的，在旋轉周期上呈現一定程度的非穩態特性，這種特征也給試驗的準確測量和數值模擬帶來了困難，從而造成兩者之間的誤差。

圖6 槳葉表面壓力系數計算與試驗對比曲線（C w ＝0.016 3）Fig.6 Comparison of blade surface pressure coefficient between calculation and experiment（C w ＝0.016 3）

圖7給出了下單旋翼懸停0.5R剖面壓力系數試驗結果與計算結果的對比曲線?？梢钥闯觯嬎闩c試驗吻合得很好。圖8給出了單旋翼懸停0.8R剖面壓力系數試驗結果與計算結果的對比曲線?？梢钥闯觯?.8R剖面壓力系數的計算結果與試驗結果吻合度良好。無論是單旋翼還是雙旋翼的計算與試驗對比，吻合度均良好，可以看出數值模擬的精度較高，可有效進行共軸剛性旋翼槳葉表面壓力特性計算研究。同時，互相驗證了結果的可靠性，也為后續分析奠定了基礎。

圖7 槳葉0.5R剖面壓力系數計算與試驗對比曲線（C w ＝0.010 2）Fig.7 Comparison of pressure coefficient of 0.5R blade profile between calculation and experiment（C w ＝0.010 2）

圖8 槳葉0.8R剖面壓力系數計算與試驗對比曲線（C w ＝0.010 2）Fig.8 Comparison of pressure coefficient of 0.8R blade profile between calculation and experiment（C w ＝0.010 2）

3 試驗與計算結果分析

3.1 配平狀態槳葉表面壓力特性

為觀察共軸雙旋翼槳葉表面壓力旋轉一周的變化曲線，在旋轉一周采集64個點的情況下，選取試驗配平狀態上下旋翼槳葉0.8R和0.5R剖面上表面0.02c測壓點，壓力變化曲線如圖9和圖10所示（圖中：φ為方位角）?？梢钥闯觯闲淼纳媳砻?個測壓點的壓力變化在一個旋轉周期內存在8個明顯的小周期，這是由于上旋翼的槳葉與下旋翼槳葉在一圈內相遇8次，會出現8次明顯的瞬時壓力變化，下旋翼槳葉表面壓力亦是如此。

圖9 槳葉0.8R剖面測壓點壓力系數隨方位角變化曲線（試驗值）Fig.9 Pressure coefficient variation with azimuth angle at pressure measuring point of 0.8R blade profile（experiment value）

圖10 槳葉0.5R剖面測壓點壓力系數隨方位角變化曲線（試驗值）Fig.10 Pressure coefficient variation with azimuth angle at pressure measuring point of 0.5R blade profile（experiment value）

從0.5R和0.8R剖面的下旋翼0.02c測壓點的不同拉力系數下壓力變化可以看出，下旋翼受到上旋翼下洗流的影響，拉力增大，壓力系數波動的幅值也會明顯增大。但0.5R的測壓點壓力隨著拉力系數增大的幅值變化沒有0.8R剖面的大，這是由于下旋翼0.8R剖面不僅受到下洗流的影響，還受到槳尖渦的影響。而上旋翼2個剖面0.02c測壓點的壓力隨著旋翼拉力系數增大幅值變化沒那么明顯。

本文試驗狀態及結果有限，為進一步分析槳葉表面壓力特性，開展相關的計算研究。首先，分析共軸雙旋翼配平狀態（上下旋翼扭矩平衡）的槳葉表面壓力特性，此時上下旋翼總距角分別為8°和9°，上旋翼拉力系數為0.008 82，下旋翼拉力系數為0.007 46。可以看出，下旋翼的總距角雖然比上旋翼要大，但拉力卻要小于上旋翼。圖11給出了配平狀態上下旋翼槳盤的拉力分布云圖?？梢钥闯?，下旋翼槳盤的大部分區域拉力小于上旋翼，說明此時上下旋翼存在明顯的氣動干擾，且下旋翼受到的干擾影響較大。

圖11 配平狀態槳盤拉力分布Fig.11 Distribution of disc traction in trimmed state

圖12給出了配平狀態上下旋翼徑向剖面的軸向誘導速度V云圖?？梢钥闯?，下旋翼槳葉比較大的一部分區域（0.4R～0.9R）的誘導速度明顯要大于上旋翼槳葉，誘導速度的增大使得槳葉的有效迎角減小，這也就導致下旋翼總距角雖然大于上旋翼，但拉力明顯低于上旋翼。而槳尖部分區域的流場主要受到各自槳尖上洗流的影響，槳葉周圍的誘導速度場的變化必然會影響槳葉表面的壓力變化。由于槳葉不同剖面位置受到的軸向誘導速度不一致，計算了0.5R、0.8R和0.98R三個剖面位置前緣區域的壓力云圖，如圖13所示。可以明顯看出，在槳葉0.5R和0.8R上旋翼槳葉上表面的低壓區域明顯多于下旋翼，而在0.98R出現相反的結果，翼型剖面的壓力大小直接影響了剖面的升力，如圖14所示?？梢钥闯觯舷滦韷毫ο禂挡町愔饕谇熬墔^域，也是翼型的主要升力段。在0.5R和0.8R剖面位置的上旋翼槳葉壓力系數的負壓峰值大于下旋翼，而下旋翼在0.98R剖面位置的升力大于上旋翼，主要是因為0.98R處下旋翼的總距角大于上旋翼，且此時主要受到各自上洗流的影響。

圖12 上下旋翼軸向誘導速度云圖（180°方位角）Fig.12 Axial induced velocity contour of upper and lower rotor（180°azimuth angle）

圖13 上下旋翼剖面壓力云圖（180°方位角）Fig.13 Profile pressure contour of upper and lower rotor（180°azimuth angle）

圖14 不同剖面位置壓力系數分布（180°方位角）Fig.14 Pressure coefficient distribution at different profile positions（180°azimuth angle）

共軸雙旋翼上下旋翼反向旋轉，因此上下旋翼槳葉表面的壓力也是非定常的。圖15給出了上下旋翼槳葉0.5R剖面位置不同弦向位置點的壓力系數隨方位角變化曲線?？梢钥闯?，槳葉表面的點，無論是靠近前緣還是后緣，壓力均隨著方位角呈周期性變化，由于上旋翼一片槳葉與下旋翼槳葉在一圈內相遇8次，會出現8次明顯的瞬時壓力變化，而且整體來看上旋翼的壓力脈動幅值要高于下旋翼。

圖15 不同弦向位置點壓力系數隨方位角變化曲線（C w ＝0.016 3）Fig.15 Pressure coefficient variation with azimuth angle at different chordwise positions（C w ＝0.016 3）

3.2 相同總距角狀態下槳葉表面壓力特性

為更好研究共軸剛性旋翼上下旋翼氣動干擾情況，選取上下旋翼總距角均為9°及單旋翼總距角為9°狀態下的槳葉表面壓力進行對比，此時上旋翼拉力系數0.010 8，下旋翼拉力系數0.006 5，單旋翼拉力系數Cw＝0.012 0，上旋翼拉力與單旋翼接近，而下旋翼拉力遠低于二者。圖16給出了上下旋翼和單旋翼均為9°總距角狀態下的槳盤拉力分布云圖?？梢钥闯觯舷滦泶嬖诿黠@的氣動干擾。

圖16 同總距角狀態槳盤拉力分布Fig.16 Distribution of disc traction at the same total pitch angle

圖17給出了上下旋翼和單旋翼的拉力系數隨著方位角變化曲線，單旋翼的拉力系數近乎一條直線，而上下旋翼的拉力系數則隨著方位角呈周期性變化，旋轉一圈，呈現出8個小周期。

圖17 同總距角狀態拉力系數隨方位角變化曲線Fig.17 Traction coefficient variation with azimuth angle at the same total pitch angle

圖18給出了相同總距角狀態下不同剖面的壓力系數分布計算結果?？梢钥闯?，0.5R和0.8R上旋翼剖面的壓力系數與單旋翼比較接近，但整個剖面的拉力在幾個剖面位置均低于單旋翼，而下旋翼剖面拉力比上旋翼小得較多。在槳尖部分，0.98R剖面位置上下旋翼的壓力系數非常接近，但負壓峰值還是略低于單旋翼，此時槳尖區域上下旋翼存在一定的干擾，但干擾相對較小。

圖18 同總距角狀態不同剖面位置壓力系數分布（180°方位角）Fig.18 Pressure coefficient distribution at different profile positions at the same total pitch angle（180°azimuth angle）

圖19給出了0.5R剖面槳葉上表面弦向位置0.02c和0.3c的壓力系數隨方位角變化曲線。上旋翼呈現比較清晰的周期性，而下旋翼受到的干擾較大，剖面的壓力系數隨著方位角波動更為明顯，而單旋翼波動很小，近乎是一條直線。

圖19 剖面點壓力系數隨方位角變化曲線Fig.19 Pressure coefficient variation with azimuth angle at profile measuring point

4 結 論

本文針對共軸剛性模型旋翼懸停狀態槳葉表面壓力進行了試驗與計算結果分析研究，得出以下結論：

1）獲得了共軸剛性旋翼槳葉表面非定常壓力變化試驗數據，并驗證了計算模型的有效性。

2）對于上下旋翼各4片槳葉的共軸雙旋翼懸停狀態，槳葉表面壓力隨著槳葉旋轉呈周期性變化，槳葉旋轉一周，壓力變化8個小周期，而且上旋翼的壓力脈動幅值高于下旋翼。

3）在配平狀態，下旋翼的總距角大于上旋翼，而下旋翼槳葉大部分區域受下洗流影響，使得下旋翼剖面拉力低于上旋翼；槳尖區域主要受到各自上洗流的影響，使得下旋翼槳尖部分的升力高于上旋翼。

4）相同總距角狀態下，大部分區域上旋翼的剖面負壓峰值接近單旋翼，但遠高于下旋翼；而槳尖區域上下旋翼槳葉剖面的負壓峰值基本一致，但還是略低于單旋翼。