曾 伟，林永峰，黄水林，朱清华

(1.中国直升机设计研究所，直升机旋翼动力学国家重点实验室，江西 景德镇 333001；2.南京航空航天大学，直升机旋翼动力学国家重点实验室，江苏 南京 210016)

共轴刚性旋翼非定常气动特性初步试验研究

曾 伟1，林永峰1，黄水林1，朱清华2

(1.中国直升机设计研究所，直升机旋翼动力学国家重点实验室，江西 景德镇 333001；2.南京航空航天大学，直升机旋翼动力学国家重点实验室，江苏 南京 210016)

为了解旋翼总距、间距、转速和风速等参数对共轴刚性双旋翼气动特性影响的规律，探索气动性能最佳的非定常气动模型，着重从试验方面对悬停状态和前飞状态下旋翼非定常气动性能进行分析研究。试验结果表明：旋翼总距、间距和转速等参数变化对共轴刚性双旋翼的气动性能影响较大，受上旋翼气动干扰影响，相同转速配平状态时下旋翼总距比上旋翼大1°左右；在相同旋翼总距和间距下，上旋翼升力占总升力的51.5%～60%。试验结果为未来高速直升机共轴刚性双旋翼气动特性试验提供了参考。

共轴式旋翼；共轴刚性；非定常；气动特性；试验研究

0 引言

针对常规构型直升机大速度时旋翼后行桨叶失速问题，西科斯基公司于1964年提出了前行桨叶概念旋翼(Advancing Blade Concept, ABC旋翼)[1-2]。ABC旋翼可以看作是一对共轴反转的刚性旋翼，大速度时，后行侧桨叶卸载，有效地避免了后行桨叶的气流分离问题；同时，前行侧桨叶不受后行侧限制，可以充分发挥其升力潜力，提高气动效率，并实现飞行速度的提升。美国X2复合式直升机的成功首飞，使得高速直升机成为了人们研究的热点，共轴刚性双旋翼系统是高速直升机的关键技术之一，为了掌握这一关键技术，开展共轴刚性双旋翼的非定常气动特性研究具有较重要的意义[3]。

国外进行了很多共轴双旋翼相关的研究工作，Coleman等人[4]开展了共轴双旋翼气动试验以及高精度计算分析模型研究，内容涉及旋翼间距、载荷分配和尾流结构等对共轴双旋翼气动特性的影响，并与常规单旋翼性能进行了比较，得到一些重要结论；在国内，共轴刚性旋翼的气动特性研究尚处于起步阶段，在常规共轴双旋翼直升机气动特性和高速直升机气动特性方面开展了一些探索性研究工作，唐正飞等人[5]和邓彦敏等人[6]开展了常规共轴双旋翼风洞试验研究。

本文在自制的试验装置的基础上，制定试验方案，进行了共轴刚性双旋翼非定常悬停和前飞气动特性试验，开展了旋翼总距、双旋翼间距、旋翼转速和风速等参数变化对共轴刚性双旋翼气动性能的影响规律的研究，为共轴刚性双旋翼气动布局设计提供参考。试验结果对了解和掌握共轴刚性双旋翼这一关键技术具有一定的指导意义。

1 试验设备及模型

本文共轴刚性双旋翼非定常气动特性试验是在南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室进行的。试验中使用的主要设备及模型有：二自由度旋翼试验台，低速风洞，数据采集及处理系统，无线收发装置，测速装置，总距测量器，直流开关电源，六分量天平及共轴刚性双旋翼系统试验模型等。

1.1 试验设备

低速风洞为串置开口回流风洞，开口间距5m，风洞口截面高度为2.4m，宽度为3.4m，风洞中心距地高度为3m，最大风速为50m/s,最小风速为5m/s。旋翼试验台高度为2.15m，俯仰角变化范围为-10°～+15°，偏航角变化范围为-10°～+10°，可根据试验要求调整俯仰和偏航角度，实现整套的试验模型在风洞中不同来流角时的气动特性变化的试验。

1.2 试验模型

根据共轴刚性双旋翼气动特性试验要求，确定了如图1所示的共轴刚性双旋翼气动特性试验模型设计方案，整套试验模型分上、下两副旋翼，共轴布置，每副旋翼含有四片刚性桨叶，无挥舞铰和摆振铰，上旋翼只能静态变距，下旋翼可动态变距。在试验的过程中由控制系统调整好上、下旋翼的功率和转速，通过测量系统测试信号，判断上、下旋翼反扭矩是否平衡。如不平衡，通过电子舵机操纵套筒上下移动调节下旋翼总距，确保上、下旋翼系统的反扭矩平衡。平衡之后再测量记录相应设定状态旋翼的力及力矩。每副旋翼由各自的直流电机驱动，整套试验装置有两台天平，上天平单独测量上旋翼的力和力矩，下天平测量上、下两副旋翼的合力和合力矩。上旋翼设计具有4°、7°、14°三个固定总距角可选，下旋翼有无级变距(0°～15°)功能，可实现不同总距下的旋翼气动特性试验研究。下旋翼通过内套筒螺纹和下旋翼支架轴调节上下位置，实现不同间距时上、下旋翼气动特性试验。另外，通过改变电源输出电流，可实现旋翼转速变化。因此，本设计方案可以很好地完成共轴刚性旋翼气动特性试验研究任务。

旋翼桨毂和桨叶是本次试验的主要模型件，如图2所示。四支臂桨毂结构没有挥舞铰和摆振铰，只有变距铰。桨毂与桨叶轴套座通过螺栓、推力轴承、球轴承连接，保证承受离心力和实现变距操纵。桨叶轴套座与桨叶通过两个螺栓(径向排列)连接。桨叶由复合材料制成，平面形状为矩形，主要技术参数如下：

旋翼半径： 0.6m

桨叶长度: 0.55m

桨叶质量: 0.105g/片

桨叶扭度: -16°

旋翼绕旋翼轴转动惯量: 0.007kg·m2

桨叶根切位置: 0.2R

翼型及配置: OA212翼型

1.3 试验状态及试验结果

1.3.1 单旋翼悬停状态气动特性试验

首先，开展了悬停状态孤立下旋翼总距和转速变化对单旋翼气动性能的影响规律的研究，进行了功率、力、力矩和扭矩测试。图3给出了悬停状态总距为15°时下旋翼升力随旋翼转速变化的曲线，并将试验值与理论计算值进行了比较。从图中可以看出，试验值与理论值无论是变化趋势还是幅值都基本吻合，证明该试验方案可行，试验结果较准确。

图4给出了悬停状态下旋翼转速为800rpm时，孤立下旋翼升力随总距变化的曲线。

从图3、图4可以看出，与其它常规类型单旋翼一样，刚性单旋翼升力随旋翼转速和总距的增大而增大。

1.3.2 共轴刚性双旋翼悬停状态气动特性试验

其次，开展了悬停状态下旋翼间距、转速和总距等参数变化对共轴刚性双旋翼气动特性的影响规律的研究。试验中，先后改变总距、转速和旋翼间距等参数，在双旋翼反扭矩平衡状态下进行了力、力矩、功率测量。

图5为上旋翼总距为7°,旋翼转速分别为600rpm和800rpm,上、下旋翼反扭矩平衡时，上、下旋翼总升力随旋翼间距变化的曲线。

图6为上旋翼总距为7°、旋翼间距为170mm、上下旋翼反扭矩平衡时，上、下旋翼升力随旋翼转速变化曲线。

从图5和图6可以看出，配平状态下共轴刚性双旋翼上、下旋翼之间的关系有：

上旋翼升力略大于下旋翼，而且随着转速增大，上旋翼升力占总升力比例增大；

随着上、下旋翼间距的增加，在小转速时双旋翼总升力是先减小再增加，大转速时总升力先增加再减小，这是因为上、下旋翼气动干扰大小不仅由旋翼间距决定，同时也与旋翼诱导速度大小有关，不同转速时，诱导速度不同，影响区域范围及力度就不同；

配平状态下，下旋翼总距比上旋翼大1°左右，这是由于受上旋翼气动干扰影响，上旋翼下洗流的作用使得下旋翼有效迎角变小，故反扭矩平衡时下旋翼所需总距要大。

1.3.3 共轴刚性双旋翼前飞状态气动特性试验

最后，开展前飞状态下旋翼间距、转速、总距和风速等参数变化对共轴刚性双旋翼气动特性的影响规律的研究。试验中，先后改变总距、转速、旋翼间距和风速等参数，在双旋翼反扭矩平衡状态下进行了力、力矩、功率测量。

图7-图10分别给出了上旋翼在不同总距(7°和14°)，不同转速(600rpm、800rpm和1000rpm)，不同旋翼间距(170mm、200mm和230mm)下，双旋翼反扭矩平衡时，双旋翼总升力和上旋翼扭矩随风速变化的曲线。

由图7-图10来看，双旋翼总升力随着旋翼总距、旋翼转速、风速的增大而逐渐增大；旋翼扭矩随着旋翼转速和总距的增大而增大，随着风速的增加，旋翼扭矩在大转速时先减小后增大，而在小总距大间距时呈递减趋势。

图11和图12分别给出了上旋翼总距为14°，旋翼转速为1000rpm，旋翼间距为170 mm、200 mm、230mm，上下旋翼反扭矩平衡时，双旋翼总升力和上旋翼扭矩随风速变化的曲线。

从图11和图12中可以看出，在低风速、上下旋翼转速相同、反扭矩平衡的情况下，双旋翼总升力随着旋翼间距的增大呈现出先减小后增大的趋势，旋翼间距从170mm增加到200mm时双旋翼总升力变化值较旋翼间距从200mm增加到230mm时要大，随着风速的增大，不同间距时双旋翼总升力的大小的差异逐渐减小，基本接近；在上、下旋翼转速相同、反扭矩平衡情况下，上旋翼扭矩随着旋翼间距的增大呈现先减小后增大的趋势，且旋翼间距从170mm增加到200mm时扭矩变化量大于从200mm增加到230mm时。

图13-图15分别给出了不同旋翼间距、旋翼转速和旋翼总距时上、下旋翼升力随风速变化的曲线。

从图13-图15中可以看出，随着旋翼间距的增加，上下旋翼之间升力有一定差异，上旋翼在总升力中的贡献大于下旋翼；随着吹风速度的增加，上下旋翼升力间的差异在逐渐缩小，但依然表现为上旋翼升力大于下旋翼升力。在总距和旋翼间距相同时，随着旋翼转速的增加，上旋翼升力占总升力的比例也逐渐增大，变化范围为51.5%～60%，原因是桨盘载荷变大，旋翼的下洗速度增大，在上旋翼下洗流作用下，下旋翼有效迎角变得更小，所以上下旋翼升力差异变大。

2 结论

1)在相同转速、反扭矩平衡状态时，受上旋翼气动干扰的影响，下旋翼总距比上旋翼大1°左右；

2)旋翼间距对功率的影响呈现先减小后增大的趋势，不同旋翼间距、相同转速配平状态下，随着风速的增加，上下旋翼功率差异变小，当旋翼间距大于200mm、风速大于15m/s时，上、下旋翼升力基本趋于一致，可认为旋翼间干扰基本消失；

3)旋翼间距对上下旋翼间升力比值的影响较大，随着旋翼桨盘载荷的增加(即旋翼总距或转速增加)，上旋翼升力占总升力的比例逐渐增大，变化范围为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] 马保军,朱清华.刚性共轴双旋翼气动特性试验研究及试验模型设计[C].第二十八届全国直升机年会论文,2012.

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

[5] 唐正飞,李 锋,高 正,等.用三维激光多谱勒测速仪对共轴双旋翼悬停流场的测定[J].流体力学实与测量,1998:12(1).

[6] 邓彦敏,陶 然,胡继忠.共轴式直升机上下旋翼之间气动干扰的风洞实验研究[J].航空学报, 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 伟(1985-)，男，江西南昌人，硕士，工程师，研究方向：直升机空气动力学。

1673-1220(2017)01-013-05

V211.52；V211.7

A