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        獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響

        2018-10-30 12:00:50董晨韓東楊克龍
        航空學(xué)報(bào) 2018年10期
        關(guān)鍵詞:相位角迎角槳葉

        董晨,韓東,楊克龍

        南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016

        主動(dòng)旋翼技術(shù)的出現(xiàn),為進(jìn)一步提升旋翼性能提供了新的發(fā)展途徑,其中獨(dú)立槳距控制技術(shù)是通過安裝在旋轉(zhuǎn)環(huán)上的作動(dòng)器,實(shí)現(xiàn)槳葉的高階諧波槳距變化。國內(nèi)外的理論和實(shí)驗(yàn)研究[1-6]表明,獨(dú)立槳距控制在直升機(jī)減振和旋翼降噪上有著較好的應(yīng)用前景,對(duì)于增加高階諧波槳距輸入后可能帶來的直升機(jī)需用功率變化的關(guān)注則相對(duì)較少。獨(dú)立槳距控制的輸入階次、幅值和相位角等參數(shù)的變化對(duì)直升機(jī)性能的改變都有一定的影響,如何輸入較優(yōu)的獨(dú)立槳距以減小旋翼的需用功率,并探討性能提升的條件與機(jī)理是本文的主要研究?jī)?nèi)容。

        早在20世紀(jì)50年代,Payne[7]就考慮了高階槳距控制在延緩旋翼失速上的可能性,指出合適的高階槳距輸入可以有效推遲后行側(cè)槳葉的失速。隨后,對(duì)于高階諧波控制的研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)移到旋翼的減振和降噪上[8],由于輸入頻率對(duì)高階諧波控制的限制[9],缺少2階槳距的輸入不利于功率節(jié)省,后續(xù)研究人員逐漸開始研究基于槳距控制的獨(dú)立槳葉控制。Swanson等[1]通過試驗(yàn)研究表明,斜下降飛行狀態(tài)時(shí),開環(huán)的獨(dú)立槳距控制可有效降低BO-105直升機(jī)的整體噪聲。Splettstoesser等[2]對(duì)比了具有獨(dú)立槳距控制系統(tǒng)的直升機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果和仿真計(jì)算結(jié)果,發(fā)現(xiàn)開環(huán)的獨(dú)立槳距控制在降低槳渦干擾噪聲和減振上有較大潛力。倪同兵等[3]基于一種綜合噪聲分析方法,模擬了槳渦干擾發(fā)生時(shí)的旋翼非定常氣動(dòng)載荷和噪聲特性,分析了獨(dú)立槳距控制的降噪機(jī)理。德國ZFL公司[4]為CH-53G直升機(jī)設(shè)計(jì)、制造和安裝了一個(gè)實(shí)驗(yàn)性的獨(dú)立槳距控制系統(tǒng),可有效解決直升機(jī)振動(dòng)問題,前飛速度為70 kn(1 kn=1.852 km/h) 時(shí),減振效果最佳。Roget等[5]基于獨(dú)立槳距控制方法開發(fā)了一種自適應(yīng)控制算法用于減小旋翼槳轂振動(dòng),控制器成功減少了由槳葉差異引起的槳轂載荷的所有諧波量。孫超等[6]采用基于獨(dú)立槳距控制的主動(dòng)振動(dòng)控制方法,對(duì)某電控旋翼進(jìn)行了數(shù)值仿真,結(jié)果表明獨(dú)立槳距控制方法的減振效果顯著。

        國外在獨(dú)立槳距控制提升直升機(jī)性能方面也開展了一定的研究。筆者團(tuán)隊(duì)[10]較詳細(xì)地總結(jié)了國外在獨(dú)立槳距控制提升直升機(jī)性能方面的研究進(jìn)展,指出了獨(dú)立槳距控制在提升直升機(jī)最大飛行速度[11]、降低直升機(jī)高速飛行時(shí)的需用功率[12-13]以及提升旋翼性能[14-15]等方面有積極作用。上述研究主要基于2階獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的影響,阻力系數(shù)發(fā)生改變[16-17]是其降低旋翼需用功率的物理機(jī)理。Yeo等[18]對(duì)比了具有獨(dú)立槳距控制系統(tǒng)的黑鷹直升機(jī)風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果與CAMARDⅡ/OVERFLOW耦合分析結(jié)果,表明理論分析可較準(zhǔn)確地反映直升機(jī)的功率變化趨勢(shì)。Küfamann等[19]提出了一種局部槳距控制的方法,最高可降低旋翼7.61%的需用功率,比常規(guī)2階獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的提升效果更好。國內(nèi)方面,王超等[20]研究了2階諧波槳距控制對(duì)旋翼性能的影響,指出直升機(jī)處于高速、大載荷飛行狀態(tài)時(shí),2階槳距輸入可改善槳盤平面迎角分布,推遲后行側(cè)槳葉的失速,從而提升旋翼的性能。國內(nèi)外針對(duì)不同輸入階次、幅值和相位角的獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)性能影響的研究相對(duì)較少。

        本文在已驗(yàn)證的直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上,以UH-60A直升機(jī)為樣例,通過在旋翼上施加獨(dú)立槳距控制,給出直升機(jī)的需用功率和升阻比的變化情況,著重分析獨(dú)立槳距控制的輸入階次、幅值和相位角等參數(shù)對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響情況,并探討?yīng)毩嗫刂铺嵘硇阅艿臋C(jī)理。

        1 旋翼需用功率和直升機(jī)升阻比計(jì)算方法

        1.1 直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型

        建模方法參考文獻(xiàn)[21], 基于葉素理論建立旋翼模型,槳葉采用帶揮舞鉸外伸量的剛性梁模型;由葉素所在位置的馬赫數(shù)和迎角,查翼型氣動(dòng)參數(shù)表得到其剖面的氣動(dòng)力;旋翼誘導(dǎo)速度的計(jì)算采用Pitt-Peters動(dòng)態(tài)入流模型[22]。揮舞運(yùn)動(dòng)影響氣動(dòng)力和力矩計(jì)算,根據(jù)槳葉慣性力、重力和氣動(dòng)力對(duì)揮舞鉸的力矩平衡,通過迭代至揮舞響應(yīng)收斂,旋翼上的力和力矩通過葉素上的力和力矩沿徑向和展向積分,其中,揮舞響應(yīng)的計(jì)算采用韋恩·約翰遜的經(jīng)驗(yàn)方法[23],即

        (1)

        (2)

        式中:Mβ為揮舞力矩;Iβ為 揮舞慣性矩。

        尾槳模型中,計(jì)算出的尾槳拉力一方面可用來平衡旋翼反扭矩,一方面還會(huì)參與直升機(jī)橫向力的配平。機(jī)身受力情況復(fù)雜,計(jì)算過程中可假設(shè)其為具有特定氣動(dòng)力和力矩的剛體模型。

        配平模型根據(jù)直升機(jī)平衡條件確定直升機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行所需的操縱量和姿態(tài)角,操縱量包含旋翼的總距、縱橫向周期變距和尾槳的總距,姿態(tài)角包含機(jī)體俯仰角θF和側(cè)傾角φF,配平中需考慮的力和力矩主要有:直升機(jī)重力W、旋翼拉力TMR、旋翼后向力HMR、旋翼側(cè)向力YMR、旋翼滾轉(zhuǎn)力矩MxMR、旋翼俯仰力矩MyMR、反扭矩QMR、尾槳拉力TTR、機(jī)身阻力D、機(jī)身俯仰力矩MyF和機(jī)身滾轉(zhuǎn)力矩MxF,如圖1所示??傻弥鄙龣C(jī)六自由度平衡方程為

        (3)

        其中:以體軸系為參考坐標(biāo)系,xCG和yCG分別為直升機(jī)重心與x軸和y軸的距離;h和hTR分別為旋翼槳轂與直升機(jī)重心和尾槳槳轂在z軸方向的距離;lTR為尾槳槳轂與直升機(jī)重心在x軸方向的距離。

        采用牛頓迭代法求解直升機(jī)的平衡方程組,直至迭代收斂,得出穩(wěn)態(tài)響應(yīng)時(shí)的旋翼操縱量和機(jī)體姿態(tài)角,進(jìn)而計(jì)算得出旋翼需用功率和直升機(jī)升阻比,計(jì)算流程如圖2所示。旋翼提供升力和拉力,其中升力為TMRcosαTPP,等效阻力由功率消耗計(jì)算,直升機(jī)的升阻比為[24]

        (4)

        式中:αTPP為槳尖平面迎角;P為旋翼需用功率;W為直升機(jī)起飛重量;V∞為直升機(jī)前飛速度。

        圖1 直升機(jī)前飛受力分析圖Fig.1 Forces and moments acting on a helicopter in free flight

        圖2 性能計(jì)算流程圖Fig.2 Flowchart of performance prediction

        1.2 槳距變化

        旋翼槳葉的槳距一般由2部分組成,旋翼的總距和縱橫向周期變距,即0階和1階的輸入。獨(dú)立槳距控制的旋翼,可提供更高階次的諧波量θIBC,其表達(dá)式為

        θ=θ0+θ1ccosψ+θ1ssinψ+θIBC

        (5)

        θIBC=Ancos(nψ+φn)

        (6)

        式中:θ為旋翼的槳距;θ0為旋翼總距;θ1c和θ1s分別為旋翼的橫向周期變距和縱向周期變距;An、n和φn分別為獨(dú)立槳距的幅值、階次和相位角。

        1.3 模型驗(yàn)證

        采用UH-60A直升機(jī)的飛行數(shù)據(jù)[25]驗(yàn)證模型的正確性,其旋翼和尾槳的參數(shù)[26-27]如表1和表2所示。尾槳槳轂中心到旋翼軸的距離為9.93 m,旋翼槳轂至直升機(jī)重心的垂直距離為1.78 m,圖3給出了直升機(jī)起飛重量分別為8 323.3、9 474.7、10 627.0和11 651.3 kg(對(duì)應(yīng)直升機(jī)重量系數(shù)CW分別為0.006 5、0.007 4、0.008 3和0.009 1)時(shí)的飛行測(cè)試數(shù)據(jù)與計(jì)算數(shù)據(jù)對(duì)比,由圖3可知,本文模型計(jì)算所得的需用功率與測(cè)試值吻合,證明此模型可用于分析直升機(jī)的飛行性能。

        表1 旋翼參數(shù)Table 1 Parameters of main rotor

        表2 尾槳參數(shù)Table 2 Parameters of tail rotor

        2 樣例計(jì)算與分析

        為討論獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)飛行性能的影響,在給定輸入階次后,研究不同輸入幅值和相位角時(shí),旋翼需用功率和升阻比的變化情況,并尋求較佳輸入以獲得較大的旋翼性能提升。

        2.1 2階獨(dú)立槳距控制

        輸入2階幅值為1°的獨(dú)立槳距,直升機(jī)起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí),旋翼的需用功率及其減少程度隨前飛速度和輸入相位角的變化如圖4和圖5所示。輸入相位角為225°時(shí),旋翼的需用功率最多可降低2.1%,過大或過小的相位角難以帶來更多的功率節(jié)省。該相位角下,前飛速度較小時(shí),旋翼需用功率變化不大,高速時(shí),旋翼需用功率有較明顯降低,說明2階(2P)獨(dú)立槳距控制適宜于提升直升機(jī)高速飛行時(shí)的飛行性能。

        圖4 不同前飛速度和輸入相位角下的需用功率(CW=0.008 3, 2P)Fig.4 Power required at different forward speeds and input phase angles (CW=0.008 3, 2P)

        圖5 不同前飛速度和輸入相位角下的功率減少程度(CW=0.008 3, 2P)Fig.5 Power reduction at different forward speeds and input phase angles (CW=0.008 3, 2P)

        圖6給出了直升機(jī)分別以100、200、300 km/h的速度前飛時(shí),直升機(jī)升阻比隨輸入相位角的變化情況,前飛速度較小(100 km/h)時(shí),升阻比基本沒有變化;大速度前飛(300 km/h)時(shí),升阻比提升明顯,最優(yōu)相位角為225°,與需用功率變化趨勢(shì)一致。

        輸入相位角為225°時(shí),直升機(jī)升阻比及其提升百分比隨輸入幅值的變化如圖7所示。中低速前飛時(shí),隨著輸入幅值的增大,升阻比不升反降;高速前飛時(shí),升阻比逐漸增大,但增大幅值較小。輸入幅值A(chǔ)2為1°、前飛速度為300 km/h時(shí),升阻比增大2.1%,輸入幅值過大或過小均難以增強(qiáng)提升效果。

        直升機(jī)的起飛重量增加至11 651.3 kg(CW=0.009 1) 時(shí),旋翼需用功率減少的百分比隨前飛速度和相位角的變化如圖8所示,需用功率變化趨勢(shì)與起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí)相似,高速時(shí),增重后的旋翼需用功率的降低幅度更大,輸入相位角為230°時(shí),旋翼需用功率最多可降低4.1%。

        圖6 升阻比隨輸入相位角的變化(CW=0.008 3, 2P)Fig.6 Lift to drag ratio vs input phase angle (CW=0.008 3, 2P)

        圖7 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.008 3, 2P)Fig.7 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.008 3, 2P)

        圖8 不同前飛速度和輸入相位角下的功率減少程度(CW=0.009 1, 2P)Fig.8 Power reduction at different forward speeds and input phase angles (CW=0.009 1, 2P)

        輸入相位角為230°時(shí),升阻比及其提升百分比如圖9所示,中低速時(shí),增加獨(dú)立槳距輸入反而減小了直升機(jī)的升阻比,且隨著輸入幅值的增加,降低幅度也增加;高速時(shí),直升機(jī)的升阻比有了明顯的增加,與需用功率變化趨勢(shì)一致。前飛速度為300 km/h時(shí),1°和1.5°的獨(dú)立槳距輸入分別增大了直升機(jī)4.2%和4.1%的升阻比,0.5°和2°的槳距輸入則提升較少,分別為2.9%和2.8%,相比起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)時(shí)的最大提升百分比達(dá)2.1%,升阻比增加明顯,說明起飛重量較大時(shí),2階獨(dú)立槳距控制對(duì)直升機(jī)性能提升效果更好。

        圖9 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 2P)Fig.9 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 2P)

        2.2 3階獨(dú)立槳距控制

        直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1)、輸入階次為3階(3P)、輸入幅值為1°時(shí),需用功率及其減少程度隨相位和前飛速度的變化如圖10 和圖11所示。輸入相位角為195°時(shí),旋翼需用功率降低最多,可達(dá)0.5%,相位角繼續(xù)增大或減小均不利于提升旋翼的性能。最優(yōu)相位角下,高速時(shí),旋翼的需用功率可降低,降低幅度小于2階獨(dú)立槳距輸入。

        圖12給出了直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1),不同輸入幅值時(shí),升阻比及其提升百分比隨前飛速度變化情況。輸入幅值A(chǔ)3為1.5°和2.0°時(shí),升阻比在計(jì)算速度范圍內(nèi)沒有增加,且在210 km/h左右時(shí)下降較多,0.5°和1.0°的輸入幅值在中低速時(shí)同樣會(huì)使升阻比減小,高速時(shí),升阻比略有增加,但增加幅值很小,不到1%,說明3階的獨(dú)立槳距控制提升旋翼性能的效果有限。

        圖12 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 3P)Fig.12 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 3P)

        2.3 4階獨(dú)立槳距控制

        直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1),圖13給出了4階(4P)輸入幅值A(chǔ)4為1°時(shí),需用功率隨前飛速度和輸入相位角的變化情況,輸入相位角為160°時(shí),旋翼需用功率降低最多。不同輸入幅值時(shí),需用功率減少程度如圖14所示,與2階和3階的槳距輸入相比,4階槳距輸入并不能降低旋翼的需用功率,反而在所研究的速度范圍內(nèi)有所增加,說明4階的獨(dú)立槳距控制不適合用來提升旋翼的性能。

        圖13 不同前飛速度和輸入相位角下的需用功率(CW=0.009 1, 4P)Fig.13 Power required at different forward speeds and input phase angles (CW=0.009 1, 4P)

        圖14 不同輸入幅值下的功率降低幅度(CW=0.009 1, 4P)Fig.14 Power reduction at different amplitudes (CW=0.009 1, 4P)

        2.4 2階+3階獨(dú)立槳距控制

        前述分析結(jié)果表明,2階和3階的槳距輸入均可在一定程度上提升旋翼的性能,輸入幅值為0.5°和1°時(shí),提升效果相對(duì)較好。考慮同時(shí)施加2階和3階(2P+3P)的獨(dú)立槳距控制,其提供的高階諧波量為

        θIBC=A2cos(2ψ+φ2)+A3cos(3ψ+φ3)

        (7)

        式中:A2、φ2和A3、φ3分別為2階和3階獨(dú)立槳距的幅值和輸入相位角。

        直升機(jī)起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1),圖15和圖16給出了同時(shí)輸入2階和 3階的獨(dú)立槳距、輸入相位分別為230°和195°時(shí),旋翼需用功率及其降低幅度的變化曲線。中低速時(shí),需用功率變化較小,總體呈增大趨勢(shì);高速時(shí),旋翼需用功率下降,相比單獨(dú)輸入2階或3階的獨(dú)立槳距,需用功率下降程度更大;前飛速度為300 km/h時(shí),2階 幅值為1°耦合3階幅值為0.5°的獨(dú)立槳距輸入降低了旋翼4.5%的需用功率,其余3種情況(2P,A2=0.5°)+(3P,A3=0.5°)、(2P,A2=1°)+(3P,A3=1°)、(2P,A2=0.5°)+(3P,A3=1°)分別降低了3.3%、3.7%和2.8%的需用功率。說明2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的提升效果更佳。

        圖15 不同前飛速度的需用功率(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.15 Power required at different forward speeds (CW=0.009 1, 2P+3P)

        圖16 不同前飛速度下功率降低幅度(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.16 Power reduction at different forward speeds (CW=0.009 1, 2P+3P)

        不同輸入幅值時(shí)的直升機(jī)升阻比變化曲線如圖17所示,2階耦合3階的槳距輸入明顯進(jìn)一步提升了直升機(jī)的升阻比。中低速時(shí),獨(dú)立槳距輸入仍不利于提升升阻比,高速時(shí),直升機(jī)升阻比有較明顯的提升,提升效果比單獨(dú)施加2階或3階獨(dú)立槳距更好。前飛速度為300 km/h時(shí),2階幅值為1°和3階幅值為0.5°的槳距輸入分別可使直升機(jī)的升阻比提升4.2%和0.7%,二者同時(shí)輸入則可提升4.7%。另外,同時(shí)輸入2階和3階的獨(dú)立槳距,對(duì)直升機(jī)的性能提升效果比單獨(dú)輸入3階獨(dú)立槳距的效果大很多,相比單獨(dú)輸入2階槳距的效果則提升有限,證明輸入2階耦合3階的獨(dú)立槳距,對(duì)旋翼性能提升起主要作用的是2階 獨(dú)立槳距控制。

        圖17 不同輸入幅值下升阻比和升阻比提升情況(CW=0.009 1, 2P+3P)Fig.17 Lift to drag ratio and increase of ratio at different amplitudes (CW=0.009 1, 2P+3P)

        3 旋翼性能提升機(jī)理探討

        直升機(jī)的起飛重量為11 651.3 kg(CW=0.009 1),2階獨(dú)立槳距輸入幅值為1°,3階獨(dú)立槳距輸入幅值為0.5°,前飛速度為300 km/h。直升機(jī)處于高速飛行狀態(tài)時(shí),后行槳葉易出現(xiàn)失速,導(dǎo)致旋翼的需用功率大大增加,不利于提升直升機(jī)的性能,通過獨(dú)立槳距控制可改善槳盤平面迎角分布情況,一定程度上緩解此問題。如圖18所示,基準(zhǔn)槳葉剖面迎角最大值在12°左右,接近阻力發(fā)散對(duì)應(yīng)迎角。施加2階獨(dú)立槳距控制后,旋翼前行側(cè)槳葉迎角變化不大,后行側(cè)槳葉迎角有了較明顯的減小,部分區(qū)域靠近槳尖處的迎角減小了約1°,這有助于推遲后行側(cè)槳葉的失速,但由于迎角減小程度較小,提升旋翼性能的效果也較有限。3階的獨(dú)立槳距輸入對(duì)于旋翼槳葉剖面迎角改變不大,小于2階獨(dú)立槳距輸入對(duì)后行側(cè)槳葉迎角的影響,只有部分區(qū)域略微減小,因而對(duì)旋翼性能的提升效果也很小。同時(shí)施加2階和3階 的獨(dú)立槳距控制,后行側(cè)槳葉迎角明顯變化,剖面迎角最大值降至11°左右,相比單獨(dú)輸入2階或3階獨(dú)立槳距的效果要好,可更有效緩解失速問題,對(duì)旋翼性能的提升效果也最佳。

        圖18 不同輸入下槳盤迎角分布情況Fig.18 Distribution of angle of attack over rotor disk with different inputs

        圖19(a)~圖19(c)給出了無獨(dú)立槳距控制和分別增加2階、 3階獨(dú)立槳距輸入時(shí),旋翼槳盤平面阻力系數(shù)的分布,圖19(d)為2階幅值為1°耦合3階幅值為0.5°的獨(dú)立槳距輸入時(shí)槳盤平面阻力系數(shù)的分布情況,阻力系數(shù)定義為[28]

        (8)

        式中:d為葉素阻力;ρ為空氣密度;UB為流向葉素的相對(duì)氣流合速度;c為槳葉弦長(zhǎng)。

        由圖19可知,2階的獨(dú)立槳距控制較明顯地降低了槳葉的阻力系數(shù),前行側(cè)部分區(qū)域阻力系數(shù)略有減小,后行側(cè)靠近槳尖區(qū)域的阻力系數(shù)變化明顯,有助于降低旋翼的需用功率。3階的獨(dú)立槳距控制對(duì)阻力系數(shù)分布的影響不如2階的槳距輸入,與基準(zhǔn)旋翼相比變化較小,因而對(duì)旋翼性能的提升也較有限。2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制進(jìn)一步減小了槳葉阻力系數(shù),尤其是后行側(cè)槳葉,且效果比單獨(dú)的2階或3階槳距輸入效果更好,因而對(duì)旋翼性能的提升效果也更佳。

        4 結(jié) 論

        在已驗(yàn)證了的直升機(jī)性能分析模型基礎(chǔ)上,通過輸入不同階次、幅值和相位角的獨(dú)立槳距,分析了直升機(jī)需用功率和升阻比等參數(shù)的變化,研究了獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能的影響,并探討了相關(guān)影響機(jī)理,得出如下結(jié)論:

        1) 獨(dú)立槳距控制在高速狀態(tài)下可降低旋翼的需用功率、提升直升機(jī)的升阻比,且在直升機(jī)起飛重量較大時(shí),提升效果更明顯,2階的獨(dú)立槳距控制,分別可使起飛重量為10 627 kg(CW=0.008 3)和11 651.3 kg(CW=0.009 1)的直升機(jī)升阻比最多提升2.1%和4.2%;中低速時(shí),不利于提升旋翼的性能。

        2) 2階的獨(dú)立槳距控制對(duì)旋翼性能提升效果相對(duì)較好,輸入相位角為225°、幅值為1°時(shí),最多可降低4.1%的旋翼需用功率;3階的獨(dú)立槳距輸入對(duì)旋翼性能提升有限,輸入相位角為195°、幅值為0.5°時(shí),在高速時(shí)最多可使需用功率下降0.7%,變化幅值較小;4階的獨(dú)立槳距輸入不利于提升旋翼的性能。

        3) 2階耦合3階的獨(dú)立槳距控制,對(duì)直升機(jī)飛行性能提升效果最佳,最多可使旋翼的需用功率降低4.5%,比單獨(dú)輸入2階或3階槳距提升效果更好,其中2階獨(dú)立槳距控制起主導(dǎo)作用。

        4) 獨(dú)立槳距控制提升旋翼性能的機(jī)理在于其可改善旋翼槳盤內(nèi)的迎角分布,減小后行側(cè)槳葉的剖面迎角和阻力系數(shù),有效延遲失速,減小旋翼的需用功率,從而提升直升機(jī)的飛行性能。

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