基于无轴承模型旋翼性能试验的桨尖选型研究

高乐 胡和平 周云

摘要：直升机的飞行性能很大程度上取决于它的旋翼性能，桨尖形状对旋翼的性能有着重大影响。为了进一步提高旋翼的性能，基于4m直径的无轴承模型旋翼，采用矩形桨尖、抛物线后掠桨尖、抛物线后掠+下下反桨尖、尖削后掠+下反桨尖4种桨尖，通过悬停试验和风洞试验的方法，研究对比了这4副旋翼的悬停效率与前飞升阻比。结果表明，尖削后掠+下反桨尖旋翼在悬停效率和升阻比方面均优于其他桨尖旋翼，其次为抛物线后掠桨尖旋翼。因此，在旋翼性能方面最优的桨尖形状为尖削后掠+下反桨尖。

关键词：直升机；桨尖选型；尖削；下反；无轴承

中图分类号：V216.7

文献标识码：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.074

直升机的飞行性能很大程度上取决于它的旋翼性能，桨尖形状对旋翼的性能有着重大影响。由于桨叶处于高速运动的旋转坐标系内，使得桨尖所处的区域很特殊：它既是桨叶的高动压区域，又是桨尖涡的形成和逸出之处，因此，桨尖形状的某些变化可能引起桨尖涡强度和轨迹的极大改变，从而影响旋翼的流场、气动载荷和噪声，改变旋翼的性能。值得注意的是，采用形状不规则的蹼状的BERP桨尖的“山猫”直升机于1986年创造了400.87km/h的世界直升机速度纪录。因此，开展桨尖形状研究对直升机性能提升具有重要的意义。

McVeigh和McHugh通过风洞试验研究了不同桨尖形状对铰接式CH-47缩比模型桨毂旋翼性能的影响。研究发现，采用先进的尖削桨尖有助于减少型阻功率，并显著提高旋翼巡航效率。Sigleton研究对比铰接式旋翼配装尖削桨叶和简单后掠桨叶的性能，结果发现在前进比不超過0.4时，尖削桨叶需用功率很低。Noonan研究了单纯尖削桨尖的尖削量对铰接式旋翼前飞性能的影响。研究结果表明，在前进比小于0.3时，少量的尖削可有效提高旋翼性能，而过多的尖削对旋翼性能的提高不多。招启军通过铰接式旋翼的悬停试验和数值仿真方法对比分析了CLOR新型桨尖旋翼与矩形桨尖以及常后掠桨尖旋翼的悬停气动性能，给出了悬停性能最优桨尖。林永峰等通过CFD方法并结合铰接式旋翼的悬停气动特性试验研究了抛物线后掠桨尖的下反角度对旋翼悬停气动特性的影响，得到了悬停性能最优的下反角度。综合以上论述，国内外在研究桨尖选型时大多是以铰接式桨毂为载体开展研究的，本文选用无轴承式桨毂进行桨尖选型研究是考虑了无轴承旋翼所特有的弹性扭转和桨尖形状综合作用对旋翼性能的影响。为此，本文设计了4种桨尖，通过悬停性能试验和风洞试验研究了这4种桨尖桨叶安装在无轴承缩比模型桨毂上的旋翼悬停性能和前飞升阻比，根据试验对比结果选出了安装在无轴承桨毂上旋翼性能最优的桨尖。

1试验模型

1.1桨毂模型

本研究采用的模型旋翼是以某型号直升机为背景自主研制的4m直径缩比模型验证旋翼，基本参数见表1。桨毂采用国内自主研制的无轴承模型旋翼桨毂，该型桨毂通过摆振柔软的“十字”开口剖面柔性梁来实现桨叶的挥舞、摆振和扭转运动。

1.2桨叶模型

桨叶采用4种不同桨尖形状的桨叶（如图1所示）：矩形桨尖（基准桨叶）、抛物线后掠桨尖、抛物线后掠+下反桨尖、尖削后掠+下反桨尖。矩形桨尖桨叶采用OA2系列翼型，其余三种桨叶均采用OA3/OA4系列翼型，且翼型分布一致；为了对比桨尖逐步变化对旋翼性能的影响，在桨叶设计时，两种抛物线桨叶在桨盘平面的抛物线投影轨迹一致，两种下反桨尖的下反的起始位置和下反角度也保持一致。

2结果对比分析

2.1试验方法和试验状态

悬停试验在绵阳中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的悬停间开展的。在进行无轴承模型旋翼悬停性能试验时，为保证桨尖马赫数相似，根据气温和气压进行转速修正。无轴承模型旋翼悬停试验如图2所示。

4副桨叶的测试状态均包括三个转速91%N，100%N和106%N，对应的桨尖马赫数分别为0.578，0.635，0.673。测试中进行多个总距角条件下旋翼升力和旋翼功率测量，试验中总距角变化遵循先增大后减小的规律变化，试验状态见表2。

2.2结果对比分析

本文中采用的试验结果为总距上升过程和下降过程测试结果的平均值，这样可以尽量减少由于模型旋翼拉杆间隙带来的总距上升和下降过程中测试结果的误差。图3～图5为桨尖马赫数分别为0.635，0.578，0.673时三副旋翼的悬停效率Fm和消耗功率（Cq/σ）的对比曲线。从图中对比结果可以看出，额定转速时，尖削后掠+下反桨尖旋翼的悬停效率明显高于其余三副旋翼，最大可达0.76，而相同升力条件（Ct/σ）下所需功率低于其余三副旋翼，其次为抛物线后掠桨尖；在91%额定转速和106%额定转速时，尖削后掠+下反桨尖旋翼的悬停效率略高于其余三副旋翼，其次为抛物线后掠+下反桨尖。各副旋翼悬停性能详细对比结果见表3。

3风洞试验与分析

3.1试验方法和试验状态

风洞试验在绵阳中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的8m×6m闭口风洞中开展。风洞试验是在给定风速和旋翼转速下，通过对总距、周期变距和旋翼轴倾角的调整，来达到所需前飞各个状态时的垂向分力和水平分力或垂直力系数和纵向力系数，同时将桨毂力矩配平至最小值。测试时旋翼转速根据气温和气压进行修正。无轴承模型旋翼风洞试验如图6所示。

前飞测试状态设置为：桨尖马赫数为0.635，垂向力系数Ct/σ=0.13725，水平分力为模拟三种机身阻力面积（ 0.98m2，l.065m2， l.15m2）时的阻力。图7为这三种阻力面积时的阻力系数（Ch/σ）与风速V的关系曲线。

3.2结果对比分析

图8～图10分别为模拟机身阻力面积为0.98m2，1.065m2，1.15m2时4副旋翼风洞试验升阻比的对比曲线。综合4幅图中的对比结果可得出，前飞速度低于某个速度时，抛物线后掠桨尖旋翼的升阻比均高于其余三副桨尖，但最大差值仅为0.5左右；当前飞速度高于该速度时，尖削后掠+下反桨尖旋翼的升阻比均明显高于其余三副桨尖，其次为抛物线后掠桨尖。该分界速度在机身阻力面积为0.98m2，1.065m2，1.15m2时分别约为158km/h，135km/h，135km/h。表4给出了这4幅桨尖旋翼升阻比的对比结果情况。

4结论

本研究通过悬停性能试验和风洞试验对无轴承缩比模型旋翼配装4副不同桨尖桨叶的悬停效率和升阻比进行了对比研究，可得出以下结论：

（1）在91%N，100%N，106N%转速时，尖削后掠+下反桨尖的旋翼悬停效率均优于其余三副旋翼。额定转速时，最大悬停效率可达0.76。

（2）在100%N转速时，抛物线后掠桨尖的悬停效率仅次于尖削后掠+下反桨尖；在91%N，106%N转速时，抛物线后掠+下反桨尖的悬停效率仅次于尖削后掠+下反桨尖，但排在第三位的抛物线后掠桨尖的悬停效率与尖削后掠+下反桨尖相比最大仅为0.03左右。

（3）在旋翼阻力分别模拟三个机身阻力面积时，在前飞速度低于某分界速度时，抛物线后掠桨尖的旋翼升阻比略高于其余三副旋翼，最大差值为0.5；在前飞速度高于该速度时，尖削后掠+下反桨尖的旋翼升阻比明显高于其余三副旋翼，其次为抛物线后掠桨尖。在前飞速度高于210km/h，机身阻力面积为0.98m2时，尖削后掠+下反桨尖的旋翼升阻比可达8左右。

综合各副桨叶的悬停效率和升阻比可得出，安装在无轴承旋翼模型桨毂上的三副旋翼中尖削后掠+下反桨尖为性能最优桨尖，其次为抛物线后掠桨尖。