高前進比旋翼氣動特性分析方法研究

孔衛紅，陳仁良

(南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，江蘇南京 210016)

0 引言

常規直升機由于前行槳葉的激波和后行槳葉的氣流分離，速度受到很大限制。由常規直升機加裝機翼并用推進裝置替代尾槳所形成的復合式直升機(如圖1)被認為是未來提高直升機飛行速度的有效途徑之一。這種直升機在懸停和低速時以直升機模式工作，隨著飛行速度的增加，旋翼轉速逐漸降低，旋翼載荷逐漸減小，升力逐步由機翼承載，而推力則由相應的推力裝置來提供，當速度提高到一定值后，固定翼飛機的飛行模式成為復合式高速直升機的主要飛行模式，使飛行速度得到大幅度提高［1－6］。

圖1 復合式高速直升機Fig.1 Compound helicopter

復合式直升機在高速飛行時，旋翼的前進比可高達0.8［7］，遠高于常規直升機旋翼的前進比，后行槳葉大部分處于反流區內，氣流分離現象更嚴重，前行槳葉的壓縮效應更突出，偏流作用很顯著。上述現象使槳葉剖面的迎角變化范圍很大，引起槳葉和旋翼的氣動力在旋轉一周的過程中發生很大的變化，直接導致槳葉非定常揮舞運動及隨時間變化的旋翼誘導速度，這種非定常的揮舞運動和誘導速度反過來又影響到槳葉剖面的迎角變化及槳葉和旋翼氣動力的變化，形成復雜的耦合關系，常規直升機旋翼的理論不適用。

準確預測高前進比的旋翼氣動特性是當前復合式高速直升機面臨的技術難題之一。McCloud J L和Charles B D對高前進比旋翼的氣動特性進行了風洞試驗研究，得到了H－34旋翼和UH－1D旋翼在前進比高達0.86 時的旋翼氣動特性風洞試驗數據［8－9］。……