大前進比旋翼氣動特性計算研究

邱逢昌 樊楓

（中國直升機設計研究所直升機旋翼動力學重點實驗室，江西景德鎮 333001）

0.引言

隨著作戰需求的不斷提升，常規直升機的速度和航程已難以滿足現代戰爭的需求[1-2]。常規直升機由于受到前行側激波和后行側氣流分離的影響，其速度受到很大的限制，為了獲得較大的前飛速度，就需要降低旋翼轉速[3]，此時，旋翼在大前進比下工作。在工程上，常規直升機旋翼的計算，由于反流區較小，往往都是直接忽略其影響。而在大前進比下，反流區會擴散到整個后行側，旋翼有一半時間都在后行側轉動，處于其中的旋翼不會產生升力或產生負升力，這種超常規的流動特性對旋翼氣動載荷和旋翼配平都產生了直接的影響。

國外針對大前進比的氣動特性開展了大量研究。早在上個世紀，國外先后進行了全尺寸的PCA-2旋翼[4]，H-34旋翼[5]和UH-1D旋翼[6]風洞試驗，試驗表明升力系數和前進比呈負相關。由于這些試驗缺少全面的氣動載荷數據，難以對大前進比旋翼流動的機理進行進一步探索。為此，美國進行了全尺寸的UH-60A旋翼風洞試驗，試驗前進比達1.0。試驗結果[7-9]表明：在同一總距下，前進比越大拉力系數越小；在前進比達到1時，推力不隨拉力的增加而增大，出現推力反轉現象；前進比越大，后行側出現反流區，前行側產生的升力遠大于后行側，也就需要更大的縱向周期變距實現配平。馬里蘭大學也進行了相關大前進比旋翼縮比風洞試驗[10-14]，其中，Berry B.[10]和Chopra I.[11]分別采用不同弦長和不同翼型旋翼進行風洞試驗，試驗結果表明推力反轉出現在前進比μ=0.8～0.9，并且推力反轉不受扭轉和翼型差異的影響。Sugiura Masahiko[15]提出了一種新型的高速復合式直升機主旋翼槳葉外形，優化后的槳葉有效升阻比約為同等條件下UH-60A的兩倍，同時能夠保持與之相近的懸停性能。

國內目前針對大前進比旋翼氣動特性研究較少，僅孔衛紅[16]提出一種前進比達0.8的旋翼氣動分析方法，主要是用槳葉動態扭轉考慮動態失速對氣動力的影響，加入動態失速對阻力系數的修正因子。僅通過理論計算與H-34旋翼試驗進行對比，分析了大前進比狀態下反流區對槳葉剖面迎角、升力以及阻力的影響。未得出旋翼氣動性能、功率和載荷隨前進比的變化規律。

本文運用CAMRAD II對HART II模型旋翼進行數值模擬，對大前進比下旋翼性能、功率和載荷隨前進比和總距的變化開展計算研究，得到旋翼氣動性能、功率和載荷隨前進比的變化規律，為大前進比旋翼氣動設計奠定相關理論基礎，能夠指導后續大前進比旋翼的研制。

1.計算方法及驗證

CAMRAD II是一款知名的旋翼飛行器綜合分析軟件，在直升機多學科綜合計算中應用廣泛[17]。本文基于CAMRADII軟件，以HART II模型旋翼[18]為模型，建立了一個大前進比旋翼計算模型。其中，氣動模型采用自由尾跡模型，槳葉結構模型采用二維翼型+一維梁的中等變形梁理論，并取 6 階模態槳葉模態，主要考慮三階揮舞、二階擺振、一階扭轉等主要模態。

首先，根據國外已有的HART II模型旋翼（旋翼參數如表1所示）實驗數據[18]，運用CAMRADII計算槳葉載荷并與試驗值進行對比。HART II模型旋翼為BO-105直升機旋翼的40%縮比模型，試驗狀態為軸傾角5.3°的基準狀態，額定轉速1041r/min，懸停時槳尖馬赫數 0.641，前飛速度33m/s，前進比0.15。圖1給出了本文計算的HARTII模型旋翼典型的槳葉剖面載荷結果與試驗值的對比。從圖中可以看出，計算值與試驗值吻合良好，表明計算模型合理有效。

表1 HART II旋翼模型參數

圖1 HART II旋翼r/R=0.87槳葉剖面載荷計算值與試驗值的對比

2.計算結果分析

大前進比狀態下，由于受前行側激波和后行側氣流分離的影響，需要降低旋翼轉速。本文所有計算狀態均是在30%額定轉速狀態下進行。

2.1 旋翼性能

圖2給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比下旋翼拉力隨總距的變化規律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼拉力隨總距的增加而增大；在相同總距下，旋翼拉力隨前進比的增加而減小。

圖2 不同前進比下旋翼CT/σ隨總距的變化規律

為了平衡反扭矩，后行側的攻角要增加以保持前行側和后行側的平衡，但效率會降低，特別是后行側容易失速。因此，隨著前進比的增大，拉力逐漸減小，這也是限制常規直升機飛行速度的主要因素。

圖3給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比旋翼阻力系數隨拉力的變化規律。從圖中可以看出：在相同拉力下，阻力系數隨前進比的增大而增大；在相同前進比下，前進比小于0.4時，阻力系數隨拉力的增加而減小，前進比大于0.4時，阻力系數隨拉力的增加而增大。

圖3 不同前進比下旋翼CH/σ隨拉力的變化規律

前進比大于0.4時，在相同拉力下，前進比越大，一方面反流區越嚴重，另一方面在大前進比保持相同的拉力需要更大的旋翼總距，此時處于失速的剖面越多，因此旋翼阻力越大。

圖4給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比下升阻比隨拉力的變化規律。從圖中可以看出，0°軸傾角狀態下，在相同拉力下，升阻比隨前進比增大先增大后減小，在前進比等于0.4時，升阻比最大。

圖4 不同前進比下旋翼L/D隨拉力的變化規律

前進比大于0.4時，在相同拉力下，前進比越大，達到對應的拉力的需要更大的總距，在大總距狀態下所對應的旋翼阻力就越大，因此升阻比相應減小。

2.2 旋翼功率

圖5給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比下旋翼功率隨拉力的變化規律。從圖中可以看出，在前進比大于0.4時，相同前進比下，旋翼功率隨拉力的增加而增大，且在大拉力狀態下，旋翼功率迅速增加；相同拉力下，旋翼功率隨前進比的增大而增大。

圖5 不同前進比下旋翼功率隨拉力的變化規律

圖6給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比下旋翼型阻功率和誘導功率之和隨拉力的變化規律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨拉力的增加而增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨前進比的增大而增大，且在大拉力狀態下，旋翼型阻功率和誘導功率之和迅速增加。

圖6 不同前進比下旋翼誘導功率和型阻功率之和隨拉力的變化規律

在相同前進比下，旋翼拉力增大，誘導功率也增大，與此同時槳葉剖面迎角增大使得失速的翼型剖面增加，從而導致型阻功率增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率和誘導功率之和隨前進比的增大而增大，這主要是因為阻力的增加導致了旋翼型阻功率增加。在后行側，前進比越大反流區越嚴重，槳葉失速剖面越多，阻力也就相應的增大；在前行側，前進比越大，前行側槳葉壓縮性越強，用于克服阻力的旋翼功率增加。此外，隨著前進比的增大，旋翼型阻功率和誘導功率之和增加的越來越明顯。

圖7給出了0°軸傾角狀態下，不同前進比下旋翼型阻功率隨拉力的變化規律。從圖中可以看出：在相同前進比下，旋翼型阻功率隨拉力的增大而逐漸增大；在相同拉力下，旋翼型阻功率隨前進比的增大而增大，且在大前進比狀態下，旋翼型阻功率迅速增加。其中可以明顯看出型阻功率占誘導功率和型阻功率之和的主要成分，在趨勢上，型阻功率的變化規律決定了型阻功率和誘導功率之和的變化規律。

2.3 旋翼載荷

圖8給出了，不同前進比下r/R=0.91截面處法向力系數在不同方位角的變化規律。從圖中可以看出，在前行側法向力最小，且隨著前進比的增大負法向力也隨之增大。后行側由于受反流區的影響，前進比越大，反流區約嚴重，因此法向力在后行側隨著前進比的增大而減小。在大前進比時，在270°方位角時基本不產生升力。

圖8 不同前進比下r/R=0.91截面法向力系數

3.結語

本文基于CAMRAD II對HART II模型旋翼在大前進狀態下進行數值計算，得到旋翼性能、功率以及載荷在不同總距、不同前進比狀態下的變化規律。通過對計算結果進行分析，得到以下結論：

（1）通過對計算典型的槳葉剖面載荷結果與試驗值的對比，計算值與試驗值吻合良好，表明計算模型合理有效。

（2）在相同前進比下，旋翼拉力隨總距的增加而增大；在相同總距下，旋翼拉力隨前進比的增加而減小。在相同拉力下，旋翼升阻比隨前進比的增加先增大后減小。

（3）在相同前進比下，型阻功率與誘導阻力之和、型阻功率隨拉力的增加而增大；在相同拉力下，型阻功率與誘導阻力之和、型阻功率隨前進比的增加而增大。

（4）在r/R=0.91截面處，前行側產生負升力，隨著前進比的增大負升力越大，后行側產生的升力隨著前進比的增大產生的升力越小，且在大前進比時，在270°方位角基本不產生升力。