直升機旋翼翼型需求分析及技術發展展望

曾 偉，袁明川，樊 楓，林永峰

(中國直升機設計研究所 直升機旋翼動力學重點實驗室，景德鎮 333001)

0 引言

旋翼系統是直升機關鍵部件，直接影響直升機的飛行速度、航程、噪聲、振動、商載等飛行性能指標。旋翼翼型是旋翼槳葉的基本氣動單元，二維翼型及其在槳葉上的應用對旋翼氣動性能和直升機總體性能有著關鍵性影響。從旋翼的研制流程來看，翼型選擇是旋翼設計的第一步。有了可供旋翼設計使用的翼型，才能進行槳葉氣動外形設計，評估旋翼的氣動性能，進而開展旋翼的結構設計、動力學設計和強度分析等工作。因而，翼型是直升機旋翼設計的源頭，先進的旋翼翼型是直升機研制的基礎。

直升機前飛時旋翼槳葉處于非定常、非對稱的典型氣動環境，旋翼槳葉附近的流動與固定翼相比有其特殊性和復雜性。當前，隨著旋翼性能要求的不斷提升，先進旋翼翼型的設計開發難度也越來越大。同時，新構型高速直升機的研制對翼型設計提出了新的要求和挑戰。旋翼翼型設計是直升機技術領域的關鍵和基礎，發展高性能旋翼翼型是先進軍民直升機技術的迫切需求。

本文重點針對直升機旋翼翼型技術需求、旋翼翼型系列發展及應用、旋翼翼型關鍵技術現狀、旋翼翼型技術發展展望等幾個方面進行解讀和闡述。

1 直升機旋翼翼型設計需求

1.1 常規直升機旋翼對翼型需求

早期直升機旋翼一般采用飛機機翼翼型，如直接采用NACA0012翼型，或在其基礎上進行細微的外形調整[1]。然而，與飛機機翼相比，直升機旋翼氣動環境多變。旋翼槳葉自身旋轉的同時還要跟隨直升機向前飛行，這使得旋翼槳葉氣動環境在旋轉過程中變化劇烈。槳葉在旋轉中存在著前行側壓縮性、后行側動態失速、反流等復雜的氣動現象，剖面翼型的來流速度和迎角處于大范圍變化之中，且槳葉不同展向剖面翼型的氣動環境也相差巨大[2]。隨著直升機飛行速度的提升，直升機旋翼氣動環境的復雜性和特殊性愈加凸顯。

在懸停狀態，旋翼槳葉剖面氣流速度主要沿展向逐漸變化，為了降低功率消耗，要求旋翼不同剖面翼型在工作升力系數和馬赫數下具有高的升阻比。在高速飛行和過載機動飛行時，旋翼后行側槳葉由于周期變距會處于大迎角工作狀態，這要求翼型具有高的最大升力系數，以延遲后行側失速的發生。由于旋轉速度和前飛速度的疊加，高速前飛時前行側槳葉處于高馬赫數的工作狀態，要求翼型具有較高的阻力發散馬赫數，以降低槳尖區域壓縮性效應。同時，為了降低操縱載荷以及槳葉扭轉變形，旋翼翼型還需要具有低的俯仰力矩系數。

旋翼前飛時槳葉剖面翼型的來流速度和迎角始終處于非定常變化之中，旋翼翼型的動態氣動特性也是需要重點關注的對象。相關研究表明[3]，旋翼動態最大升力系數會影響直升機的機動過載能力，在旋翼槳葉扭轉固有頻率附近的動態氣動阻尼會影響槳葉的扭轉彈性變形和操縱載荷。

旋翼翼型特殊的氣動運行環境決定了其設計需要綜合考慮前飛、懸停、機動等多種飛行條件[4]，具有多點、多目標、強約束的特點。常規飛機機翼翼型不能直接用于高性能旋翼設計中，必須針對旋翼特殊的氣動環境進行旋翼專用翼型設計研究。

1.2 新構型高速直升機對翼型需求

直升機受旋翼后行側失速和前行側壓縮性的限制，飛行速度很難突破300 km/h，為了進一步提升飛行速度，采用新構型旋翼的高速直升機逐漸得到發展。目前較為成熟的兩種構型是共軸剛性旋翼和傾轉旋翼。

共軸剛性旋翼通過上、下旋翼升力偏置和降低轉速實現高速飛行。轉速降低使得共軸剛性旋翼的前進比進一步增加，進而反流區擴大，高速飛行時甚至后行側槳葉80%的區域都處于反流區內（圖1）。反流情況下氣流從尖銳的翼型后緣流向前緣，很容易出現明顯的流動分離現象，使得阻力劇烈增加，和常規翼型氣動環境存在著較大的不同[5]。設計專用的反流區翼型，降低反流狀態氣流分離引起的阻力，是共軸剛性旋翼氣動性能進一步提升的關鍵。同時，高速飛行時共軸剛性旋翼槳葉剖面的壓縮性效應對翼型阻力發散馬赫數也提出了更高的要求。

圖1 共軸剛性旋翼的復雜氣動環境Fig. 1 Sketch of complex aerodynamic environment of a coaxial rigid rotor

傾轉旋翼要兼顧直升機、固定翼不同的飛行模式。在直升機模式，傾轉旋翼存在與常規旋翼類似的復雜氣動問題，但其槳盤載荷要明顯大于常規直升機旋翼，傾轉旋翼的剖面翼型具有較大的升力系數。在固定翼模式，傾轉旋翼氣動環境與常規螺旋槳類似，但是由于槳盤面積較大，剖面翼型的工作升力系數又處于較小狀態。為了保證直升機模式的高效率懸停和機動飛行能力，傾轉旋翼翼型需要在大升力系數下具有良好的升阻比，并具有較高的最大升力系數。同時，為了保持固定翼模式的高效率巡航和高速飛行，需要在小升力系數下具有低阻特性，并具有較高的阻力發散馬赫數。因而傾轉旋翼翼型設計存在著明顯的指標多、約束條件復雜的特點。

2 先進旋翼翼型系列發展及應用

美、歐等直升機強國一直致力于先進旋翼翼型研究，取得了諸多成果。目前，國外直升機旋翼翼型已經發展到第五代旋翼翼型，針對共軸剛性旋翼高速直升機和傾轉旋翼機等也發展了專用的旋翼翼型系列。

2.1 常規直升機旋翼翼型系列發展及應用

鑒于先進旋翼翼型對直升機設計的重要作用，國外各大直升機公司聯合研究機構通過理論分析、優化設計、試驗驗證等對旋翼翼型進行了長期、持續、系統的研究，并針對不同性能的直升機設計需求，發展出一系列性能優異的旋翼專用翼型系列，如美國的VR翼型族、SC翼型族、法國的OA翼型族、俄羅斯的TsAGI翼型族等。目前，各直升機大國的新翼型仍正在不斷深化研究中，并不斷將旋翼翼型的最新成果應用于直升機新型號的研制之中，進一步提升了直升機的性能水平。

美國波音公司在20世紀70年代設計了VR-7、VR-8、VR-9翼型，20世紀80年代又設計了VR-12、VR-15翼型。Sikorsky飛機公司設計了SC1095和SC1094-R8翼型，后來又設計了SC2110、SSC-A09翼型。法國ONERA從20世紀70年代起開發了第二代旋翼翼型—OA2族的OA212、OA209、OA207，然后又著手開發了第三代、第四代旋翼翼型—OA3、OA4族[6]，并最新發展了OA5系列第五代旋翼翼型。英國發展了RAE9648、RAE9645和RAE9634等直升機旋翼專用翼型系列。德國宇航研究院在20世紀80年代初設計了DM-H1和DM-H2翼型，然后又開發出DM-H3和DM-H4翼型。俄羅斯則已持續發展了TsAGI-2、TsAGI-3、TsAGI-4、TsAGI-5[7]等多代旋翼翼型。圖2給出了一些國外直升機旋翼翼型的氣動外形對比。

圖2 VR和SC系列旋翼翼型氣動外形Fig. 2 Aerodynamic profiles of VR and SC

圖3針對翼型零升阻力發散馬赫數和馬赫數0.4時的最大升力系數這兩個關鍵性能指標，給出了不同翼型系列的氣動特性對比。從圖中可以看出，翼型的阻力發散馬赫數和最大升力系數兩者很難同時達到最優。不同的旋翼翼型針對最大升力系數和阻力發散馬赫數以不同的權重進行設計，可以應用于槳葉的不同剖面范圍。對于OA和TsAGI旋翼翼型族，其第三代旋翼翼型（OA3系列、TsAGI-3系列）相對于第二代旋翼翼型（OA2系列、TsAGI-2系列）實現了最大升力系數和阻力發散馬赫數的較大提升。而在第三代翼型之后，TsAGI翼型仍進一步提升這兩個性能指標，而OA翼型則并不再追求它們的全面提升。

圖3 不同系列旋翼翼型的氣動特性[6-7]Fig. 3 Aerodynamic characteristics of different rotor airfoil series[6-7]

1979年OA2系列翼型應用于SA365海豚直升機旋翼設計，實現了直升機最大飛行速度的有效提升。19世紀80年代美國波音公司利用當時最新的翼型分析方法設計出VR-12/15旋翼翼型，并在CH-47D等直升機上使用。在旋翼實度相同時，使用新翼型的旋翼懸停效率以及前飛升阻比均有顯著提高[8]。90年代，英國韋斯特蘭直升機公司將RAE9648、RAE9645和RAE9634旋翼翼型應用于BERP高性能旋翼氣動設計，是Lynx山貓直升機能夠突破速度世界紀錄的重要因素之一[9]。圖4給出了RAE翼型在BERP槳葉上應用的示意。

圖4 RAE翼型在BERP槳葉上的應用[9]Fig. 4 An application of RAE airfoil to BERP blades[9]

近些年，法國ONEAR和德國DLR聯合研究具有前突后掠先進外形的低噪聲旋翼。早期的ERATO低噪聲旋翼采用OA3、OA4系列翼型替換OA2系列翼型，實現在降低噪聲的同時前飛功率也有效降低[10]。其最新發展的PROTEGE低噪聲旋翼設計了專用的EOM612新翼型用來替換OA3系列翼型（圖5）[11]。EOM612翼型具有更高的升力系數，可有效解決槳葉內側區域弦長減小引起的升力損失。

圖5 PROTEGE旋翼應用了EOM612專用翼型[11]Fig. 5 Application of EOM612 airfoil to PROTEGE rotor[11]

2.2 高速新構型直升機旋翼翼型系列發展及應用

傾轉旋翼機和共軸剛性旋翼高速直升機是高速新構型直升機的代表機型，它們突破了傳統直升機的工作原理，實現了直升機的高速飛行。由于旋翼系統均采用了非常規構型，在高速直升機的旋翼研發時也都先行發展了與之相適應的高性能專用翼型系列。

貝爾公司為兼顧V-22傾轉旋翼機（圖6）的直升機和固定翼兩種飛行模式，以NACA64系列翼型為基準，特別發展了XN系列旋翼翼型，其從根部往槳尖分別布置XN28、XN18、XN12、XN09翼型[12]，兼顧考慮了低速飛行具有最大升力系數、巡航狀態下具有低阻特性和懸停狀態具有高升阻比的要求。

圖6 V-22傾轉旋翼槳葉翼型配置Fig. 6 Variation of airfoil thickness of the V-22 tilt-rotor blade

西科斯基公司針對共軸剛性旋翼的復雜氣動環境，專門設計了適用于大前進比大反流區的雙鈍頭旋翼翼型[13]，如圖7所示。該種雙鈍頭翼型可以有效減弱在反流區存在的氣動分離，降低翼型阻力，從而提升旋翼的升阻比。同時，為了緩解高速飛行時槳尖壓縮性的影響，共軸剛性旋翼在降低轉速的同時，在旋翼槳葉尖部和槳葉中段的更多區域采用了厚度較薄的超臨界翼型，以提升槳葉剖面翼型的阻力發散馬赫數。

圖7 X2共軸剛性旋翼發展了反流區專用翼型[13]Fig. 7 A special airfoil for reversed flows modified from the X2 coaxial rigid rotor [13]

2.3 先進旋翼翼型系列發展模式分析

OA和TsAGI翼型分別是法國宇航院ONERA和俄羅斯中央流體動力研究院TsAGI發展的專用旋翼翼型系列。ONERA持續發展了OA2、OA3、OA4、OA5系列翼型，并應用于空直（原歐直）幾乎所有的直升機型號，如H-155、H-160、NH-90等，支撐了歐直直升機型號的持續發展。TsAGI發展的旋翼翼型在不同階段分別用于俄羅斯的多款直升機型號，如Mi-26、Mi-35、Mi-38、Ka-62、Ka-226等。

OA和TsAGI系列旋翼翼型經歷了數十年的長期、持續性研究，早期的翼型設計依賴于大量的風洞試驗，隨著數值模擬和優化方法的應用，實現了對翼型的進一步精細化設計。20世紀70年代，法國ONERA針對直升機旋翼持續開展了大量風洞試驗研究，增強了對直升機懸停、前飛等不同飛行條件下旋翼氣動環境的深入認識[14]，并提升了翼型和旋翼氣動分析方法的準確性。在長期的基礎理論和試驗研究的基礎上，ONERA開發形成了OA2專用旋翼翼型系列。OA2系列翼型針對槳葉展向不同剖面位置設計了5種翼型（OA206、OA207、OA209、OA212、OA213），其相對厚度為6%～13%。20世紀80年代，ONERA應用數值模擬方法結合優化設計技術發展了OA3系列翼型，以9%相對厚度的翼型為例，OA309相對于OA209氣動性能有著比較全面的提升[15]。90年代之后，ONERA相繼發展了OA4和OA5系列旋翼翼型。

從圖3中旋翼翼型的氣動性能對比可以看出，在第三代翼型之后，OA和TsAGI旋翼翼型分別朝著兩種不同的設計方向發展。

對于TsAGI旋翼翼型，從TsAGI-2到TsAGI-5，一直持續致力于最大升力系數（馬赫數0.4）和阻力發散馬赫數設計邊界的不斷拓展。翼型的最大升力系數和阻力發散馬赫數直接影響著旋翼高速飛行時的后行側槳葉失速以及前行側槳葉壓縮性效應。TsAGI旋翼翼型的性能持續提升體現了不斷拓展旋翼飛行速度的設計理念。

對于OA旋翼翼型，從OA3到OA4，與OA3系列相比，OA4系列的小厚度翼型最大升力和阻力發散馬赫數有一定提升，而大厚度翼型的阻力發散馬赫數反而有所降低。隨著OA系列旋翼翼型的不斷發展，新一代的OA旋翼翼型在設計時并沒有追求阻力發散馬赫數、最大升力系數等氣動性能的全面提升，而是根據直升機研制需求來針對性地提升部分關鍵氣動性能指標。

3 旋翼翼型技術發展現狀

3.1 旋翼翼型指標分解技術

直升機旋翼一般在槳葉不同的剖面位置選擇不同厚度的翼型，并根據不同剖面的氣動環境分別進行權衡折衷設計。

美國NASA的Blackwell等將直升機旋翼翼型工作環境分為3個區域（圖8），并針對不同的工作區域給出了不同優先級的翼型設計指標[16]，如表1所示。表2給出了法國ONERA的OA2系列翼型的氣動設計指標[17]?？梢钥闯?，它們的翼型設計指標所考慮的基本要素相差不大，包括最大升力系數、升阻比、俯仰力矩系數、阻力發散馬赫數等多種氣動參數。不同設計指標之間的綜合權衡依賴于各直升機公司及研發機構在長期旋翼翼型研究中的設計經驗。當前，先進旋翼翼型的外形數據不但是保密的，其詳細的性能設計指標也大多不對外公布。

圖8 旋翼翼型典型運行環境[16]Fig. 8 Typical operating environment of rotor airfoil[16]

表1 NASA提出的旋翼翼型設計指標及約束Table 1 Rotor airfoil design objectives and constraints proposed by NASA

表2 ONERA提出的旋翼翼型設計指標及約束Table 2 Rotor airfoil design objectives and constraints proposed by ONERA

需說明的是，在早期的旋翼翼型的設計中，由于分析手段有限，并未過多考慮翼型的動態氣動指標，僅僅是在設計后期對方案的動態氣動特性進行評估。而翼型的動態氣動特性也是先進旋翼翼型設計需要考慮的重要因素之一，近些年來在旋翼翼型優化設計中逐漸得到重視。國內的招啟軍等將降低翼型力矩系數和阻力系數的動態最大峰值作為優化目標[18]，以OA209翼型為基準進行優化設計，獲得了良好的效果。

新構型高速直升機存在直升機飛行、高速飛行多種飛行模式，其旋翼翼型設計不僅要考慮常規直升機旋翼的復雜指標要求，還要兼顧高速飛行模式對旋翼翼型的設計需求。表3給出了V-22傾轉旋翼的翼型設計指標[19]。可以看出，傾轉旋翼翼型的設計指標重點考慮了機動過載能力、最大飛行速度、巡航性能、懸停性能幾個方面。傾轉旋翼的機動和懸停主要在直升機模式，設計指標主要考慮翼型最大升力系數和升阻比，這與常規直升機旋翼相一致，但具體給定的指標數值及對應的工作馬赫數和常規直升機旋翼存在一定差別。傾轉旋翼的最大速度、巡航性能主要在固定翼模式，設計指標主要為低阻力系數和高阻力發散馬赫數。同時，傾轉旋翼翼型的力矩約束相對常規直升機旋翼要較弱。

表3 V-22傾轉旋翼翼型設計指標及約束Table 3 Design objectives and constraints of the V-22 tilt-rotor airfoil

3.2 旋翼翼型動態特性計算分析與試驗研究

對阻力系數、最大升力系數、力矩系數、阻力發散馬赫數、動態失速等關鍵氣動參數的計算分析和試驗研究是先進旋翼翼型設計的基礎。由于旋翼翼型靜態氣動特性的研究和常規固定翼翼型區別不大，因而重點針對旋翼翼型動態氣動特性進行介紹。

旋翼前飛時槳葉剖面翼型的來流速度和迎角始終處于非定常變化之中，旋翼翼型的動態氣動特性是需要重點關注的對象。針對旋翼翼型動態氣動特性，直升機技術領域進行了大量的計算分析和試驗研究[20-21]。

在20世紀60年代，美國波音公司的Jaan Liiva等就已經進行了不同馬赫數和縮減頻率的翼型俯仰振蕩動態風洞試驗研究，重點研究了翼型力矩系數動態變化引起的氣動阻尼問題。80年代，美國NASA的McCroskey等針對不同系列的多個旋翼翼型動態氣動特性進行了風洞試驗測試，對不同翼型的動態特性進行了系統性的研究[22]。NASA的Bousman在試驗數據的基礎上進一步研究了直升機機動能力和旋翼翼型動態最大升力系數CL,max的相關性[23]。國內，張衛國等對旋翼翼型動態特性試驗中的動態壓力測試技術開展了相關研究[24]。林永峰等開展了旋翼翼型不同馬赫數的動態氣動特性風洞試驗，對比了氣動力系數動態特性隨頻率的變化[25]。

隨著數值計算技術的發展，國內外應用CFD方法對旋翼翼型動態氣動特性均進行了大量的計算研究。2009年，歐洲DLR的Richter等進行了翼型動態特性數值計算，在計算中通過結合運動嵌套網格和RANS方程實現了翼型來流馬赫數和迎角的非定常變化[26]。2019年，國內的謝凱等進行了非定常來流下的旋翼翼型動態計算，并充分考慮了耦合揮舞、擺振運動時對翼型動態特性的影響[27]。

在對旋翼翼型動態氣動特性大量試驗和計算分析研究的基礎上，Leishman等發展了針對旋翼翼型動態失速的經驗性修正模型[28]，應用于CAMRAD II等旋翼飛行器綜合分析軟件中，對旋翼飛行器氣動力和結構載荷的精確預測也起到了促進作用。

3.3 旋翼翼型氣動優化設計技術

早期的旋翼翼型設計依賴于大量的風洞試驗。近年來，隨著數值計算方法的發展和計算機硬件的不斷更新，數值模擬結合優化設計的方法在旋翼翼型設計中被廣泛應用。在國外，法國的ONERA在20世紀80年代OA3翼型設計中便已經應用了優化設計技術。在國內，對于結合CFD和優化算法的旋翼翼型設計技術當前已經開展了大量的研究，具有較好的基礎。宋文萍等針對旋翼翼型設計指標多、約束條件復雜的特點，發展了基于Kriging模型與遺傳算法的旋翼翼型多目標多約束氣動優化設計方法，取得了較好的效果[29]。招啟軍等應用遺傳算法和序列二次規劃算法，結合高精度的翼型CFD數值計算，形成了融合非定常動態設計的旋翼翼型優化設計方法[30]。孫俊峰等應用多目標進化算法、降維技術等構建了基于進化算法的旋翼翼型多目標優化設計方法，并發展形成了旋翼翼型氣動設計軟件[31]。

4 旋翼翼型技術發展展望

在旋翼翼型持續升級換代發展的同時，通過發展槳葉布局/翼型一體化設計、智能變形旋翼槳葉、流動控制等技術，可進一步提升旋翼氣動性能。同時，針對高速新構型旋翼飛行器、火星無人直升機等新概念旋翼飛行器的特殊構型和復雜工作環境，也有必要研究發展專用的旋翼翼型。

4.1 旋翼翼型和槳葉布局三維一體化設計

常規直升機旋翼槳葉基本采用平直的氣動布局，在氣動設計時一般首先進行二維翼型選型，然后進一步開展槳葉弦長、扭轉等平面布局設計。當前，前突后掠、槳尖下反等非常規的氣動設計逐漸在旋翼槳葉上得到應用，在提升氣動性能的同時，實現了旋翼噪聲的有效降低。針對這種具有典型三維布局特征的新型旋翼，進行旋翼翼型和槳葉布局相結合的三維一體化設計[32]，是實現旋翼性能進一步提升的有效途徑。

4.2 旋翼翼型流動控制技術

動態失速發生時翼型升力和力矩的突然變化會引起旋翼動載荷的增加。通過主動或被動的流動控制方式，抑制或減弱旋翼翼型動態失速的發生，可以降低槳葉的非定常動載荷，并有利于旋翼飛行速度的進一步提升。通過在翼型前緣安裝渦流發生器是一種常用的動態失速被動流動控制方式，可有效降低翼型的動態力矩[33]，但是渦發生器會改變翼型外形，從而降低旋翼性能。目前，基于零質量射流、等離子體等方式的主動流動控制技術逐漸應用于旋翼翼型。通過高頻主動射流可以實現對旋翼翼型動態失速的有效減弱[34-35]。當前主動流動控制研究仍主要集中于二維翼型，集中于三維旋翼的研究相對較少， 距離工程應用仍有較大距離。

4.3 可變形旋翼翼型分析與設計

隨著智能變形材料的發展和應用，旋翼槳葉的主動連續變形將成為可能。通過在旋轉過程中自適應改變旋翼翼型的外形，使得其在不同的氣動環境中始終保持良好的氣動性能，是進一步提升旋翼性能的一種有效途徑。同時，翼型變形結合高階主動控制，可以實現旋翼槳-渦干擾現象的抑制，對旋翼的噪聲和振動的降低也具有良好的效果。美國的DiPalma等研究了旋翼槳葉內側翼型變形對反流區內氣動特性的影響[36]。意大利的Fusi等對槳葉旋轉中旋翼翼型彎度變化的影響進行了計算分析，并以氣動性能最優為目標對翼型變形策略進行了優化設計[37]。

4.4 新概念旋翼飛行器翼型設計

采用傾轉旋翼、共軸剛性旋翼的新構型直升機實現了飛行速度的突破，傾轉旋翼機速度可達到550 km/h以上。為了進一步提升飛行速度，其他多種構型的旋翼飛行器也得到了廣泛研究，如停轉式高速旋翼飛行器、分布式傾轉旋翼高速飛行器等。其中，停轉式高速旋翼飛行器（圖9）能夠以常規直升機模式垂直起降和懸停，當高速前飛時旋翼停轉固定，以固定翼飛行器方式實現高速前飛[38]。由于要兼顧垂直起降、低速飛行的旋翼模式和高速飛行的固定翼飛行，要求發展前后緣對稱的專用翼型系列[39]，并對翼型設計提出了更高要求。

圖9 波音公司的X50A停轉式高速旋翼飛行器[38]Fig. 9 Boeing X50A stopped-rotor high-speed aircraft[38]

旋翼飛行器具有優異的垂直起降和近地低速飛行能力，也被應用于一些特殊的使用環境之中。近幾年，美國NASA提出了火星探測無人直升機的概念?；鹦谴髿饩哂械兔芏取⒌蜏囟鹊奶攸c，要求旋翼翼型能夠在低雷諾數、高馬赫數的氣動環境中保持優異的氣動性能。針對火星環境的旋翼翼型設計逐漸得到重視[40-41]。Koning等研發了用于火星無人機的CLF5605翼型，在雷諾數1×105附近工作時具有良好的氣動性能。在專用翼型的研究基礎上，美國NASA設計了采用共軸雙旋翼構型的“機智號”火星無人直升機（圖10），成功實現了火星地表起飛。

圖10 火星無人直升機及CLF5605翼型[41]Fig. 10 Mars unmanned helicopter and the CLF5605 airfoil[41]

5 結束語

旋翼翼型技術的發展對于以直升機為典型代表的旋翼飛行器的發展和突破具有重要的推動和促進作用。本文從旋翼翼型需求著手，對旋翼翼型系列的發展應用、旋翼翼型技術現狀和展望等進行綜述，以期為國內直升機旋翼翼型技術的發展提供參考。