张亚凯 冯瑞学 林志伟

摘 要：旋翼是直升機的重要组成部件，在直升机的飞行过程中起着重要的作用，旋翼可以为直升机的飞行提供升力和拉力的双重作用力，还可以起到飞机副翼、升降舵的作用，但是在旋翼的旋转过程中，桨叶之间会产生气动干扰，严重影响旋翼的工作效率，影响直升机的飞行效果，本文就对直升机螺旋桨叶的气动干扰进行分析探讨。

关键词：直升机 旋翼桨叶 气动干扰

1.直升机旋翼桨叶气动干扰

1.1产生原因。飞机就是由机翼、机身、尾翼和推进装置等部件组成的，直升机上的各部件绕流的压力场和边界层会产生相互干扰，使作用在整架飞机上的空气动力并不简单地等于各孤立部件所产生空气动力之和，必须计及因空气动力干扰而产生的增量，直升机上各部件间空气动力干扰都会带来的对直升机飞行性能不利的影响。旋翼桨叶，是指装在旋翼上的桨叶，一副旋翼最少有2片桨叶，最多可达7片，它相当于旋转的机翼，桨叶剖面呈翼型，旋转时产生支承直升机的升力和推动直升机运动的推进力。旋翼是直升机、无人多旋翼飞行器中最重要的部件，而桨叶，又是旋翼中的核心部件，所以直升机旋翼浆叶之间产生的气动干扰对直升机的飞行影响更大。

1.2研究目的。直升机与其它类型的飞行器比起来具有更多的飞行优点，直升机可以进行空中悬停、垂直起降等多种活动，如今在各领域的应用越来越广泛。但是直升机空气动力的各个组成部分之间存在着十分复杂的相互干扰，可以说直升机，特别是具有高桨叶载荷和小的旋翼、机身间距特点的新型直升机，其动力学性、能、操纵品质、噪声、振动等都不同程度地受这些气动干扰的影响，因此，研究这些气动干扰，在直升机设计过程中将起到更加关键的作用，通过对直升机旋翼桨叶的气动干扰研究，研发新型旋翼桨叶，减少直升机旋翼桨叶间的气动干扰，提升直升机的飞行性能，更好的将直升机应用到军事、救援、火灾等多个领域中去。

1.3国内外研究现状。几十年来，国外随着先进的实验设备的出现，人们十分活跃地开展了地面悬停及风洞实验，从直升机“整体”概念出发来研究旋翼、机身（及各部件）、尾桨的气动干扰机理，优化气动布局，确定最佳的控制气动干扰的布局参数，并根据大量的实验结果来改进各种气动力预测方法。国内由于实验设备条件的限制，旋翼、机身气动力干扰的实验研究工作起步较晚。气动中心在1990年成功地研制了8米×6米风洞直升机旋翼试验台的基础上，于1992年7月，利用BO-105旋翼模型和Z-9机身模型在8米×6米风洞进行了实验。用三台天平分别测定了旋翼和机身的气动力，用机械压力扫描阀测定了机身模型典型剖面的压力分布，并用丝线对机身表面进行了流态观察，获得了正确的气动干扰概念和与国外相类似的实验结果。通过对旋翼桨叶一段时间以来的研究，得出了CFD计算方法。

1.4研究结果。对于该实验所用模型的气动布局，可以得出以下结论：在悬停状态下，旋翼的下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩，而对机身后向力、侧向力、滚转力矩影响很小。负升力、偏航力矩和俯仰力矩的干扰百分比随拉力增大而减小，并趋于常值，机身的存在对旋翼的影响很小，使旋翼最大气动效率提高约1%。在等拉力系数配平前飞条件下，旋翼的下洗尾流对机身的法向力、侧向力、偏航力矩和俯仰力矩有一定影响，随前进比增加，其影响（无量纲系数）逐渐减小。下洗尾流引起的机身法向力增量百分比最大为2.4%，机身的存在使总距操纵量平均减小约0.4°，前飞需用功率平均减小约1.3%。根据CARDC8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的现有条件，可在较大的空间范围内进行旋翼、机身相互位置参数的选择，进行悬停和前飞状态下的测力、测压和流态实验，研究旋翼、机身之间的气动力干扰效应。

2.气动干扰影响参数

2.1迎角影响。迎角是指飞机速度方向线在飞机对称平面内的投影与机翼弦线之间的夹角，飞行时，作用在机翼上的空气动力与迎角有关。在一定的迎角范围内，增大迎角，升力系数和阻力系数都增大，但是，当迎角超过临界迎角时，升力系数反而开始减小，同时由于迎角较大时，出现了粘滞压差阻力的增量，阻力系数与迎角的二次方成反比，当超过临界迎角时，分离区扩及整个上翼面，阻力系数急剧增大。这时飞机就可能失速。因此，迎角是影响飞机气动干扰的重要参数之一。

2.2马赫数影响。马赫数是流体力学中表征流体可压缩程度的一个重要的无量纲参数，定义为流场中某点的速度v同该点的当地声速c之比，即飞行器在空气中的运动速度与该高度远前方未受扰动的空气中的音速的比值，在气体流动过程中，马赫数愈大，气体表现出的可压缩性就愈大。按照马赫数的大小，气体流动可分为低速流动、亚声速流动、跨声速流动、超声速流动和高超声速流动等不同类型。马赫数小于1者为亚声速，近乎等于1为跨声速，大于1为超声速；一般情况下，若马赫数大于5左右，为高超声速；其值越大，空气（或其它气体）的压缩性影响越显著，旋翼桨叶受气动干扰影响越大。

2.3翼型间距影响。在翼型的迎角都相同的情况下，旋翼桨叶间的干扰间距越大，后翼所受的升力系数随着干扰间距的增加而逐渐趋向于前翼所受的升力系数，后翼所受的阻力系数逐渐减小而趋向于前翼所受的升力系数，也就是说前翼与后翼的升阻比逐渐接近，前翼与后翼间的气动干扰逐渐减弱。

3.旋翼桨叶的气动优化

通过对影响旋翼桨叶的气动干扰的原因的研究，以及计算可以得出以下几点建议。旋翼桨叶沿径向扭转角的分布也影响着旋翼的效率，通过对不同的旋翼桨叶的计算选取最合适的线性扭转，可以有效减少直升机悬停时的功率损失，现在采用比较多的是负线性扭转。并通过对直升机不同悬停状态时马赫数计算、旋翼桨叶迎角计算，分别找出最佳的马赫数和旋翼桨叶的迎角，通过对直升机旋翼桨叶的马赫数、旋翼桨叶迎角的设计，最大程度的减少二者对旋翼桨叶的气动干扰，提高旋翼的效率。

小结

直升机的旋翼桨叶在旋转过程中，必然会受桨叶间气流的互相干扰，影响旋翼的效率，通过对直升机马赫数、桨叶迎角、桨叶沿径向扭角的计算，得出最佳结果，对影像直升机气动干扰的参数进行改良，提高直升机的飞行性能。

参考文献

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