共軸剛性旋翼高速直升機風洞試驗研究綜述

黃明其，王亮權，何 龍，王 暢，唐 敏

（中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所，綿陽621000）

常規單旋翼直升機在大速度前飛時，槳盤兩側來流存在嚴重的不對稱現象，由于需要保持旋翼升力和力矩平衡，前行側槳葉的迎角較低，并未充分發揮其產生升力的潛力。同時，受槳葉阻力發散馬赫數的限制，常規構型直升機最大平飛速度僅在300 km/h 左右。為了實現直升機在飛行速度上的突破，并使直升機獲得更加廣泛的應用，有學者在20 世紀60 年代提出了前行槳葉概念（Advancing blade concept, ABC）[1]。ABC 旋翼槳葉剛度很大，主要由前行側槳葉產生升力，后行側槳葉卸載以避免出現動態失速，旋翼兩側升力不平衡產生的滾轉力矩由另一副尺寸相同、反向旋轉的旋翼來平衡（圖1）。在ABC 旋翼概念的基礎上，使用螺旋槳提供向前的推進力，逐步發展形成了共軸剛性旋翼構型高速直升機。

圖1 單旋翼與共軸剛性旋翼產生升力情況[2]Fig.1 Lift generation of single rotor and coaxial rigid rotor[2]

目前，歐美航空強國正在大力推進以高速化為典型特征的新一代直升機研發，由于共軸剛性旋翼高速直升機具備結構緊湊、機動性強等諸多優點，有望成為其中的一種重要構型。美國西科斯基公司在40 多年前就試飛了XH-59A 共軸剛性旋翼高速直升機演示驗證機，經過長期的技術積累，其共軸剛性旋翼技術趨于成熟。近10 年來，西科斯基X2、S-97“突襲者”和SB＞1“無畏”等共軸構型直升機先后試飛，最大平飛速度達到460 km/h 以上，并逐漸從技術驗證機轉向軍用裝備型號研制。

共軸剛性旋翼高速直升機是完成時間敏感型任務的良好選擇，但其獨特的構型也帶來了不少新的空氣動力學問題[3-4]。以X2 共軸剛性旋翼高速直升機原理樣機為例，該機在高速飛行時，旋翼轉速降低了約20%，由446 r/min 降低到360 r/min[5]，高速前飛時旋翼前進比遠高于常規直升機。大前進比使得槳盤后行側反流區面積增大，這對工作在反流區的旋翼翼型設計提出了新要求。由于共軸剛性旋翼升力中心向槳盤前行側偏移，升力偏置量的大小對旋翼性能也有重要影響。此外，高速飛行時的槳轂減阻、雙旋翼之間的氣動干擾以及不同氣動布局的螺旋槳推進效率等都是值得關注和研究的問題。

共軸剛性旋翼高速直升機所面臨的關鍵空氣動力學問題，均需要依賴數值模擬及風洞試驗等技術手段加以解決。在共軸剛性旋翼數值模擬方面，文獻[6]中總結了近年來國外有關的研究工作。本文針對國內外共軸剛性旋翼試驗設施及相關風洞試驗研究進行介紹，并歸納總結已取得的研究成果，最后對中國共軸剛性旋翼風洞試驗技術的發展進行展望。

1 國內外共軸剛性旋翼試驗設施

目前國內外已發展的共軸剛性旋翼試驗臺主要分為分離式和組合式兩種。分離式試驗臺上下兩副旋翼無物理連接，具有操縱和測量獨立、雙旋翼間距易調整等特點，還可以通過簡單改裝，開展縱列式和橫列式雙旋翼試驗[7]。組合式試驗臺則具有結構還原度高、便于開展旋翼/機身干擾試驗等特點。圖2 和表1 匯總了國內外共軸剛性旋翼試驗臺及相關試驗模型的基本情況[8-15]。

圖2 國內外共軸剛性旋翼試驗臺及試驗模型[8-15]Fig.2 Summary of coaxial rigid rotor test rig and test model[8-15]

表1 國內外共軸剛性旋翼試驗設施情況一覽表[8-15]Table 1 Description of test facilities for coaxial rigid rotor[8-15]

美國在20 世紀60 年代建立了1/10 縮比的XH-59A 共軸剛性旋翼試驗臺[8]，并在UTRC PWT（United Technologies Research Center, Pilot Wind Tunnel）風洞中進行了ABC 旋翼概念驗證試驗。隨后，直徑12.2 m 的XH-59A 高速直升機全尺寸模型[9]也 在NFAC 全 尺 寸 風 洞（National Full-Scale Aerodynamics Complex）中 開 展 了 風 洞 試 驗[16-17]。進入21 世紀后，美國陸軍航空飛行動力學委員會（AeroFlight Dynamics Directorate, AFDD）[10]、德克薩斯大學[11]等研究機構設計了小尺寸的共軸剛性旋翼試驗臺。此外，為了配合共軸高速直升機型號研制，西科斯基公司制造了0.303 縮比的S-97[12]和1/5 縮比的SB＞1 直升機模型[13]，兩者共用西科斯基的共軸剛性旋翼專用試驗臺CARTR（CoAxi-al Rotor Test Rig）。

國內共軸剛性旋翼試驗技術起步較晚，處于快速發展階段。中國空氣動力研究與發展中心（Chi-na Aerodynamics Research and Development Cen-ter, CARDC）與中國直升機設計研究所（China Helicopter Research and Development Institute,CHRDI）分別研制了2 m 和4 m 直徑共軸剛性旋翼試驗臺[14-15]，依托CARDC Φ3.2 m 低速風洞（開口試驗段）和8 m×6 m 低速風洞（直流式）開展了部分研究試驗。

2 國內外共軸剛性旋翼風洞試驗研究進展

2.1 共軸剛性旋翼風洞試驗配平策略

直升機前飛時旋翼前行側槳葉的來流速度高，后行側槳葉的來流速度低。常規單旋翼直升機通過周期變距操縱，在前行側降低槳距，在后行側增大槳距，以實現前后行側的升力平衡，旋翼升力中心與槳轂中心基本重合。共軸剛性旋翼的升力主要由前行側槳葉產生，這使得旋翼升力中心向前行側發生偏移，如圖3 所示[18]。升力中心與槳轂中心的距離被稱為升力偏置量(Lift offset, LO)[19]，升力偏置量LO 定義如下[20]

圖3 共軸剛性旋翼升力偏置示意圖[18]Fig.3 Illustration of lift offset on coaxial rigid rotor[18]

式中: MX表示旋翼的滾轉力矩，T 表示旋翼的拉力，R 為旋翼半徑。

由于共軸剛性旋翼具有操縱量多、存在升力偏置等特點，進行風洞試驗時需采取特殊的配平策略。為了使雙旋翼達到扭矩平衡，既可參照上旋翼為基準，調整下旋翼的操縱量實現兩副旋翼合扭矩為零，這種配平方式被稱為“下配上”；也可參照下旋翼為基準，調整上旋翼的操縱量實現兩副旋翼合扭矩為零，這種配平方式被稱為“上配下”。以“下配上”配平方式為例，進行共軸剛性旋翼風洞試驗可采用如下配平流程：（1）首先控制旋翼轉速和風洞吹風速度至試驗指定值；（2）設置上旋翼總距，使上旋翼總距或拉力達到目標值；（3）調整下旋翼總距，使雙旋翼的合扭矩第1 次為零；（4）設置上旋翼的周期變距和，使上旋翼升力偏置量達到目標值；（5）調整下旋翼的周期變距和，使得下旋翼升力偏置達到目標值，且雙旋翼合扭矩第2 次為零。在配平過程中，需要根據旋翼實時氣動載荷多次調整旋翼操縱，章貴川等[21-22]基于模糊控制技術，建立了共軸剛性旋翼風洞試驗自動配平方法，可在30 s 內實現共軸剛性旋翼的配平，顯著提升了風洞試驗效率。

2.2 共軸剛性旋翼綜合性能

Paglino 等1971 年在NFAC 風洞中對XH-59A高速直升機全尺寸旋翼模型進行了詳盡測試[16]，試驗時旋翼前進比在0.21～0.91 范圍、升力偏置量最大達到了0.7R，試驗測量了共軸剛性旋翼拉力和功率、操縱和應力載荷以及振動數據。結果表明，在前進比高達0.91 的狀態下，XH-59A 直升機的共軸剛性旋翼依然有較高的氣動效率，且保持了較低的振動水平，并未出現結構不穩定現象。試驗同時發現制約共軸剛性旋翼直升機最大飛行速度的因素是槳葉能承受的最大應力載荷，這與常規單旋翼直升機受前行側槳葉激波分離和后行側槳葉動態失速的限制有所區別。

Cameron 等[11]測量了德克薩斯大學共軸剛性旋翼在4 個不同的前進比狀態（旋翼總距保持8°不變），不同升力偏置量對下旋翼拉力系數CTσ 和有效升阻比L De的影響，風洞試驗結果如圖4(a)所示。可以看出，隨著升力偏置量的增加，旋翼拉力系數增大。在較小前進比狀態（μ=0.21），改變升力偏置量對旋翼有效升阻比的影響并不顯著，說明在小前進比狀態升力偏置導致旋翼阻力也同步增加。在其余3 個大前進比狀態，隨著升力偏置量的增加，旋翼有效升阻比增加，高升力偏置量可使旋翼有效升阻比相對無升力偏置時增加超過30%。這表明在同樣的發動機裝機功率條件下，采用升力偏置操縱的共軸高速直升機能獲得更高的飛行速度，或在相同的速度下具有更遠的航程。圖4(b)給出的是前進比等于0.53 時無升力偏置量和20%升力偏置量對應的上旋翼槳盤升力分布對比，可以看出在20%升力偏置量狀態，槳盤前行側的負拉力區域基本消失，而后行側的升力分布幾乎未受影響，旋翼整體拉力大大增加。此外，對該共軸剛性旋翼懸停狀態的槳葉變形測量結果可見文獻[24]。

圖4 升力偏置對共軸剛性旋翼性能的影響Fig.4 Effect of lift offset on performance of coaxial rigid rotor

2.3 共軸剛性旋翼三維流場及反流區翼型

共軸剛性旋翼各種氣動現象與其復雜流場密切相關，測量旋翼三維流場有助于揭示流場對氣動性能的影響機制。圖5 給出了McAlister 和Tung等[25]開展的AFDD 共軸剛性旋翼懸停流場PIV 測量方案和測量結果，試驗中上下旋翼間距設置為0.2R，使用120 mJ 的YAG 激光器產生激光光束照射到尺寸200 mm×420 mm 的測量區域，兩臺CCD 相機呈75°方位角置于離測量區域2 m 的位置。從圖5(b)可以看出，上旋翼產生的槳尖渦尾跡脫離槳盤后向內收縮，在約0.86R 徑向位置穿過下旋翼槳盤，而眾所周知，在這一徑向位置區域附近的槳葉升力在旋翼拉力中所占比例較高，由于上旋翼槳尖渦尾跡帶來的干擾，將對下旋翼的氣動性能產生較大影響。上旋翼槳尖渦尾跡經過下旋翼槳盤后，繼續向內收縮，大約在y=-0.2R 的位置，上下旋翼產生的槳尖渦尾跡摻混在一起。國內唐正飛等學者早期開展過雙旋翼懸停流場的試驗測量研究[26-28]。黃明其等[14]給出了單旋翼與共軸剛性旋翼懸停流場的煙流試驗對比結果（圖6），從圖6 中可以看出兩種旋翼懸停流場的差異。

圖5 共軸剛性旋翼懸停流場PIV 測量方案及試驗結果[25]Fig.5 PIV setup and measurement results of flow field for coaxial rigid rotor in hover[25]

圖6 單旋翼與共軸剛性旋翼懸停流場對比[14]Fig.6 Comparison of hovering flow field between single ro-tor and coaxial rigid rotor[14]

常規構型直升機旋翼最大前進比在0.4 左右，共軸剛性旋翼高速直升機最大飛行速度大為提高，為了抑制前行側槳葉尖部產生激波，共軸剛性旋翼有必要適當降低轉速。高飛行速度、低旋翼轉速使得共軸剛性旋翼最大前進比可超過0.7。在大前進比條件下，共軸剛性旋翼槳盤后行側存在大面積的反流區。由于反流區氣流來流方向發生改變，常規翼型工作在其中流場結構紊亂，阻力也會顯著增加[29]。楊永飛等通過PIV 試驗測量了共軸剛性旋翼前飛狀態槳葉典型剖面的翼型流場（圖7）[30]，在前進比0.53 狀態槳葉運動到槳盤后行側時，可以看出0.35R 翼型剖面附近的氣流由翼型后緣流向前緣，在前緣附近形成了一個較大的分離區。

圖7 共軸剛性旋翼前飛流場PIV 測量試驗[30]Fig.7 PIV measurement of forward flow field of coaxial rig-id rotor[30]

為了深入研究反流對翼型氣動特性的影響，Lind 等開展了NACA0012 翼型和DBLN-526 雙鈍頭翼型流場的對比研究[31]，圖8 給出了兩種翼型在-6°、-9°和-12°迎角狀態風洞試驗測量得到的流場（來流速度U∞=44.7 m/s，雷諾數Re=1.1×105）。當NACA0012 翼型處于正向來流 中，α=-12°時可以看到較大面積的流動分離區；處于負向來流時，在αrev=-9°和-12°兩種迎角狀態的流動分離區域面積也較大。而雙鈍頭翼型流場對迎角的變化并不敏感，在大負迎角時氣流在翼型表面依然保持了較好的附著特性，反流區環境下雙鈍頭翼型的阻力特性優于NACA0012 翼型。正是由于雙鈍頭翼型的這種氣動特性，X2 高速直升機改進了XH-59A 直升機在槳葉內段使用常規翼型的設計，0.14R～0.33R 槳葉展向范圍采用了DBLN-526雙鈍頭翼型后，顯著提高了全機的前飛升阻比（圖9）[32]。

圖8 NACA0012 翼型與雙鈍頭翼型流場對比[31]Fig.8 Flow field comparison between NACA0012 airfoil and dual elliptical airfoil[31]

圖9 XH-59A 和X2 高速直升機槳葉外形及前飛升阻比對比[32]Fig.9 Comparison of blade shape and lift-to-drag ratio be-tween XH-59A and X2 high speed helicopters[32]

2.4 共軸剛性旋翼槳轂減阻

對于常規構型直升機而言，槳轂阻力大約占全機阻力的25%～30%。共軸剛性旋翼直升機由于存在上下兩副旋翼以及旋翼之間的連接部分，槳轂部件多且形成了一個大尺寸的鈍體，氣流在槳轂處更容易發生分離，使得高速飛行時共軸剛性旋翼的槳轂阻力占比很高。XH-59A 直升機高速飛行時的槳轂阻力約占全機阻力的50%，發動機45%的功率用于克服槳轂阻力[33]。開展共軸剛性旋翼直升機槳轂減阻的研究，對于提升其最大飛行速度具有重要的意義。

Felker 等[34-35]設 計 了 不 同 外 形 的 槳 轂 整 流 罩，研究了整流罩外形對XH-59A 高速直升機槳轂阻力的影響，其中最優的帶整流罩槳轂構型相對裸露的槳轂降低了約21% 的阻力。 Bowles 等在UTRC PWT 風洞中開展了X2 共軸剛性旋翼槳轂油流試驗，試驗結果如圖10 所示[36]。從圖10 中可以看出中間整流罩表面的流動轉捩區以及氣流在上下整流罩表面發生分離產生的影響。何龍等[37-38]也開展了共軸剛性旋翼槳轂阻力特性試驗研究，比較了不同槳轂整流罩外形對阻力的影響（圖11），他們研究發現旋翼轉速對槳轂阻力的影響較小，而通過整流罩外形優化設計可取得超過30%減阻效果。此外，他們還進行了熒光絲線流動顯示試驗，驗證了較優的整流罩外形對槳轂周圍氣流流動的改善作用（圖12）。

圖10 X2 共軸剛性旋翼槳轂風洞試驗結果[36]Fig.10 Oil flow visualization of X2 coaxial rigid rotor hub[36]

圖11 不同的槳轂外形組合[37]Fig.11 Shape modifications of coaxial rigid rotor hub[37]

圖12 槳轂熒光絲線流動顯示試驗結果[38]Fig.12 Tuft visualization of coaxial rigid rotor hub[38]

2.5 推進螺旋槳和機身氣動特性

共軸剛性旋翼在高速前飛時主要提供升力，克服全機阻力的大部分推進力由推進螺旋槳提供，推進螺旋槳的氣動效率同樣對全機的最大飛行速度有重要影響。Min 等進行了X2 高速直升機單獨螺旋槳[39-40]及螺旋槳帶簡化機身模型[41]的風洞試驗（圖13），測量了不同拉力系數狀態螺旋槳的氣動效率，并與數值模擬結果進行了對比，結果如圖14所示。從圖中可以看出，帶機身后螺旋槳的最高氣動效率為0.84，比單獨螺旋槳的最大氣動效率提高了約10%，這表明機身尾流對螺旋槳的氣動效率起到了提升作用[42]，CFD 數值模擬結果也驗證了這一結論。

圖13 X2 高速直升機螺旋槳風洞試驗[39-41]Fig.13 Wind tunnel test for propeller model of X2 helicopter[39-41]

圖14 有/無機身干擾對螺旋槳氣動效率的影響[41]Fig.14 Influence of fuselage interference on propeller aero-dynamic efficiency[41]

圖15 共軸高速直升機機身風洞試驗模型外形對比[12-13,43]Fig.15 Comparison of fuselage model for coaxial rigid rotor helicopter[12-13,43]

圖15 給出了西科斯基X2、S-97 和SB＞1 三種共軸剛性旋翼高速直升機機身模型外形的對比，可以看出隨著設計的迭代更新，機身氣動外形往流線化發展，尾翼形狀也有了較為明顯的變化。文獻[13]中對SB＞1 高速直升機的1/11 縮比和1/5 縮比機身模型風洞試驗進行了介紹，1/11 縮比的SB＞1 機身模型于2013～2014 年在UTRC PWT風洞中進行試驗，試驗內容包括機身絲線流動顯示、螺旋槳時均誘導入流測量、機身和螺旋槳氣動力及力矩測量等。而1/5 縮比機身模型試驗則于2016 年在NFAC 全尺寸風洞中開展，除機身氣動力和力矩、表面壓力測量之外，還進行了不同槳距和轉速條件下的單獨螺旋槳拉力和功率測量，螺旋槳使用110 kW 的電機驅動，試驗模型如圖16 所示。與X2 高速直升機的6 片槳葉螺旋槳不同，SB＞1 的螺旋槳槳葉片數增加到8 片。

3 中國共軸剛性旋翼風洞試驗技術發展總結

圖16 1/5 縮比的SB＞1 螺旋槳試驗模型[13]Fig.16 Propeller model of 1/5 scale SB＞1 helicopter[13]

美國的共軸剛性旋翼高速直升機經過大量的技術驗證之后，已經逐步發展成熟，多款機型相繼試飛，風洞試驗在其中起到的作用不可或缺。中國近幾年初步建立了共軸剛性旋翼風洞試驗能力，但在試驗風速、模型尺度與研究深度等方面與國際先進水平還存在一定差距。在自主研制共軸剛性旋翼高速直升機型號的過程中，可著力加強在風洞試驗方面的技術積累，解決型號研制面臨的關鍵氣動/動力學/噪聲等問題。針對中國國內共軸剛性旋翼高速直升機風洞試驗研究現狀，作者有如下幾點總結和思考：

（1）受風洞尺寸的限制，目前國內已有的共軸剛性旋翼風洞試驗模型最大直徑為4 m，未來可建設類似美國NFAC 的全尺寸風洞，并研制8～12 m量級的共軸剛性旋翼試驗臺。使用大尺度試驗臺開展共軸剛性旋翼關鍵性能綜合驗證，同時在縮比模型試驗臺上進行氣動機理研究和部件選型優化等工作。通過不同尺度模型風洞試驗相結合的方式，提高試驗的效費比。

（2）為了充分挖掘共軸剛性旋翼構型直升機的高速潛力，有必要深入研究推進螺旋槳的氣動特性。國內尚缺乏高速直升機專用推進螺旋槳的風洞試驗，不同槳葉氣動外形對推進螺旋槳氣動效率的影響仍不明確，在共軸剛性旋翼/機身尾流對螺旋槳的干擾機理認識方面也不清晰。此外，圍繞共軸剛性旋翼大視場PIV 測量、反流區翼型設計和槳轂主動控制減阻等方面也可開展相關試驗工作。

（3）共軸剛性旋翼在高速前飛時的噪聲不容忽視，除振動噪聲外，旋翼前行側槳葉可能出現局部激波導致高速脈沖噪聲，槳葉與槳尖渦尾跡干擾會產生槳-渦干擾噪聲，兩副旋翼的非定常尾流還會產生寬帶噪聲。除Peterson 在20 世紀80 年代進行過XH-59A 高速直升機氣動噪聲風洞試驗研究[44]之外，其他關于共軸剛性旋翼噪聲試驗的文獻發表較少。國內擁有5.5 m×4 m 航空聲學風洞，可以針對大速度機動、近地懸停等飛行狀態開展共軸剛性旋翼噪聲抑制試驗研究，使其具備較低的噪聲輻射水平。

（4）共軸剛性旋翼槳葉由于剛度大、變形小，帶來了一些獨特的動力學問題，需發展小變形精確測量試驗技術。國外部分學者已經針對共軸剛性旋翼開展了初步的氣動/動力學耦合風洞測試，而國內有關的風洞試驗研究還較為缺乏。進行槳葉變形、疲勞載荷測量等試驗，有助于精準選擇雙旋翼之間的安全間距，也有助于發現并排除各種動力學問題。

（5）隨著高性能計算技術的進步，已經有條件開展上億網格量的共軸剛性旋翼高速直升機全機氣動特性CFD 數值模擬[45-46]，可將數值模擬結果與風洞試驗結果進行對比驗證，提高二者對該構型直升機性能評估的精準度，也可進一步將風洞試驗數據用于共軸剛性旋翼高速直升機全機飛行力學建模和控制律設計，推動研發出準確可靠的飛行控制系統。

4 結 論

直升機高速化的需求愈發迫切，共軸剛性旋翼高速直升機的巡航速度可達常規單旋翼直升機的1.5 倍以上，在軍用和民用領域都將發揮重要的作用。通過不斷完善共軸剛性旋翼高速直升機風洞試驗能力，提升試驗精細化水平，既可促進空氣動力學、飛行力學和結構動力學等學科的交叉融合，也可填補中國在這一領域與國際先進水平的差距，加快中國共軸剛性旋翼高速直升機的研制進程。