黃明其，王亮權(quán)，何 龍，王 暢，唐 敏

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，綿陽621000）

常規(guī)單旋翼直升機在大速度前飛時，槳盤兩側(cè)來流存在嚴(yán)重的不對稱現(xiàn)象，由于需要保持旋翼升力和力矩平衡，前行側(cè)槳葉的迎角較低，并未充分發(fā)揮其產(chǎn)生升力的潛力。同時，受槳葉阻力發(fā)散馬赫數(shù)的限制，常規(guī)構(gòu)型直升機最大平飛速度僅在300 km/h 左右。為了實現(xiàn)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(yīng)用，有學(xué)者在20 世紀(jì)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(cè)槳葉產(chǎn)生升力，后行側(cè)槳葉卸載以避免出現(xiàn)動態(tài)失速，旋翼兩側(cè)升力不平衡產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩由另一副尺寸相同、反向旋轉(zhuǎn)的旋翼來平衡（圖1）。在ABC 旋翼概念的基礎(chǔ)上，使用螺旋槳提供向前的推進(jìn)力，逐步發(fā)展形成了共軸剛性旋翼構(gòu)型高速直升機。

圖1 單旋翼與共軸剛性旋翼產(chǎn)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(jìn)以高速化為典型特征的新一代直升機研發(fā)，由于共軸剛性旋翼高速直升機具備結(jié)構(gòu)緊湊、機動性強等諸多優(yōu)點，有望成為其中的一種重要構(gòu)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(jīng)過長期的技術(shù)積累，其共軸剛性旋翼技術(shù)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(gòu)型直升機先后試飛，最大平飛速度達(dá)到460 km/h 以上，并逐漸從技術(shù)驗證機轉(zhuǎn)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(wù)的良好選擇，但其獨特的構(gòu)型也帶來了不少新的空氣動力學(xué)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(zhuǎn)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(jìn)比遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機。大前進(jìn)比使得槳盤后行側(cè)反流區(qū)面積增大，這對工作在反流區(qū)的旋翼翼型設(shè)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(cè)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(jìn)效率等都是值得關(guān)注和研究的問題。

共軸剛性旋翼高速直升機所面臨的關(guān)鍵空氣動力學(xué)問題，均需要依賴數(shù)值模擬及風(fēng)洞試驗等技術(shù)手段加以解決。在共軸剛性旋翼數(shù)值模擬方面，文獻(xiàn)[6]中總結(jié)了近年來國外有關(guān)的研究工作。本文針對國內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗設(shè)施及相關(guān)風(fēng)洞試驗研究進(jìn)行介紹，并歸納總結(jié)已取得的研究成果，最后對中國共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行展望。

1 國內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗設(shè)施

目前國內(nèi)外已發(fā)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(diào)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(jié)構(gòu)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(nèi)外共軸剛性旋翼試驗臺及相關(guān)試驗?zāi)Ｐ偷幕厩闆r[8-15]。

圖2 國內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗臺及試驗?zāi)Ｐ蚚8-15]Fig.2 Summary of coaxial rigid rotor test rig and test model[8-15]

表1 國內(nèi)外共軸剛性旋翼試驗設(shè)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(jì)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(fēng)洞中進(jìn)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(fēng) 洞（National Full-Scale Aerodynamics Complex）中 開 展 了 風(fēng) 洞 試 驗[16-17]。進(jìn)入21 世紀(jì)后，美國陸軍航空飛行動力學(xué)委員會（AeroFlight Dynamics Directorate, AFDD）[10]、德克薩斯大學(xué)[11]等研究機構(gòu)設(shè)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(nèi)共軸剛性旋翼試驗技術(shù)起步較晚，處于快速發(fā)展階段。中國空氣動力研究與發(fā)展中心（Chi-na Aerodynamics Research and Development Cen-ter, CARDC）與中國直升機設(shè)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(fēng)洞（開口試驗段）和8 m×6 m 低速風(fēng)洞（直流式）開展了部分研究試驗。

2 國內(nèi)外共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗研究進(jìn)展

2.1 共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗配平策略

直升機前飛時旋翼前行側(cè)槳葉的來流速度高，后行側(cè)槳葉的來流速度低。常規(guī)單旋翼直升機通過周期變距操縱，在前行側(cè)降低槳距，在后行側(cè)增大槳距，以實現(xiàn)前后行側(cè)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(cè)槳葉產(chǎn)生，這使得旋翼升力中心向前行側(cè)發(fā)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(zhuǎn)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(jìn)行風(fēng)洞試驗時需采取特殊的配平策略。為了使雙旋翼達(dá)到扭矩平衡，既可參照上旋翼為基準(zhǔn)，調(diào)整下旋翼的操縱量實現(xiàn)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(zhǔn)，調(diào)整上旋翼的操縱量實現(xiàn)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(jìn)行共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗可采用如下配平流程：（1）首先控制旋翼轉(zhuǎn)速和風(fēng)洞吹風(fēng)速度至試驗指定值；（2）設(shè)置上旋翼總距，使上旋翼總距或拉力達(dá)到目標(biāo)值；（3）調(diào)整下旋翼總距，使雙旋翼的合扭矩第1 次為零；（4）設(shè)置上旋翼的周期變距和，使上旋翼升力偏置量達(dá)到目標(biāo)值；（5）調(diào)整下旋翼的周期變距和，使得下旋翼升力偏置達(dá)到目標(biāo)值，且雙旋翼合扭矩第2 次為零。在配平過程中，需要根據(jù)旋翼實時氣動載荷多次調(diào)整旋翼操縱，章貴川等[21-22]基于模糊控制技術(shù)，建立了共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗自動配平方法，可在30 s 內(nèi)實現(xiàn)共軸剛性旋翼的配平，顯著提升了風(fēng)洞試驗效率。

2.2 共軸剛性旋翼綜合性能

Paglino 等1971 年在NFAC 風(fēng)洞中對XH-59A高速直升機全尺寸旋翼模型進(jìn)行了詳盡測試[16]，試驗時旋翼前進(jìn)比在0.21～0.91 范圍、升力偏置量最大達(dá)到了0.7R，試驗測量了共軸剛性旋翼拉力和功率、操縱和應(yīng)力載荷以及振動數(shù)據(jù)。結(jié)果表明，在前進(jìn)比高達(dá)0.91 的狀態(tài)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(xiàn)結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定現(xiàn)象。試驗同時發(fā)現(xiàn)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(yīng)力載荷，這與常規(guī)單旋翼直升機受前行側(cè)槳葉激波分離和后行側(cè)槳葉動態(tài)失速的限制有所區(qū)別。

Cameron 等[11]測量了德克薩斯大學(xué)共軸剛性旋翼在4 個不同的前進(jìn)比狀態(tài)（旋翼總距保持8°不變），不同升力偏置量對下旋翼拉力系數(shù)CTσ 和有效升阻比L De的影響，風(fēng)洞試驗結(jié)果如圖4(a)所示?？梢钥闯?，隨著升力偏置量的增加，旋翼拉力系數(shù)增大。在較小前進(jìn)比狀態(tài)（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(jìn)比狀態(tài)升力偏置導(dǎo)致旋翼阻力也同步增加。在其余3 個大前進(jìn)比狀態(tài)，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(fā)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(yuǎn)的航程。圖4(b)給出的是前進(jìn)比等于0.53 時無升力偏置量和20%升力偏置量對應(yīng)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(tài)，槳盤前行側(cè)的負(fù)拉力區(qū)域基本消失，而后行側(cè)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(tài)的槳葉變形測量結(jié)果可見文獻(xiàn)[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(qū)翼型

共軸剛性旋翼各種氣動現(xiàn)象與其復(fù)雜流場密切相關(guān)，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(jié)果，試驗中上下旋翼間距設(shè)置為0.2R，使用120 mJ 的YAG 激光器產(chǎn)生激光光束照射到尺寸200 mm×420 mm 的測量區(qū)域，兩臺CCD 相機呈75°方位角置于離測量區(qū)域2 m 的位置。從圖5(b)可以看出，上旋翼產(chǎn)生的槳尖渦尾跡脫離槳盤后向內(nèi)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(qū)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(chǎn)生較大影響。上旋翼槳尖渦尾跡經(jīng)過下旋翼槳盤后，繼續(xù)向內(nèi)收縮，大約在y=-0.2R 的位置，上下旋翼產(chǎn)生的槳尖渦尾跡摻混在一起。國內(nèi)唐正飛等學(xué)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(jié)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(jié)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(guī)構(gòu)型直升機旋翼最大前進(jìn)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(cè)槳葉尖部產(chǎn)生激波，共軸剛性旋翼有必要適當(dāng)降低轉(zhuǎn)速。高飛行速度、低旋翼轉(zhuǎn)速使得共軸剛性旋翼最大前進(jìn)比可超過0.7。在大前進(jìn)比條件下，共軸剛性旋翼槳盤后行側(cè)存在大面積的反流區(qū)。由于反流區(qū)氣流來流方向發(fā)生改變，常規(guī)翼型工作在其中流場結(jié)構(gòu)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(tài)槳葉典型剖面的翼型流場（圖7）[30]，在前進(jìn)比0.53 狀態(tài)槳葉運動到槳盤后行側(cè)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(qū)。

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(tài)風(fēng)洞試驗測量得到的流場（來流速度U∞=44.7 m/s，雷諾數(shù)Re=1.1×105）。當(dāng)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(qū)；處于負(fù)向來流時，在αrev=-9°和-12°兩種迎角狀態(tài)的流動分離區(qū)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(fù)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(qū)環(huán)境下雙鈍頭翼型的阻力特性優(yōu)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(jìn)了XH-59A 直升機在槳葉內(nèi)段使用常規(guī)翼型的設(shè)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(guī)構(gòu)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(fā)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(fā)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(shè) 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(yōu)的帶整流罩槳轂構(gòu)型相對裸露的槳轂降低了約21% 的阻力。 Bowles 等在UTRC PWT 風(fēng)洞中開展了X2 共軸剛性旋翼槳轂油流試驗，試驗結(jié)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(zhuǎn)捩區(qū)以及氣流在上下整流罩表面發(fā)生分離產(chǎn)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(fā)現(xiàn)旋翼轉(zhuǎn)速對槳轂阻力的影響較小，而通過整流罩外形優(yōu)化設(shè)計可取得超過30%減阻效果。此外，他們還進(jìn)行了熒光絲線流動顯示試驗，驗證了較優(yōu)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(fēng)洞試驗結(jié)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(jié)果[38]Fig.12 Tuft visualization of coaxial rigid rotor hub[38]

2.5 推進(jìn)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(jìn)力由推進(jìn)螺旋槳提供，推進(jìn)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(jìn)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(fēng)洞試驗（圖13），測量了不同拉力系數(shù)狀態(tài)螺旋槳的氣動效率，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)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(shù)值模擬結(jié)果也驗證了這一結(jié)論。

圖13 X2 高速直升機螺旋槳風(fēng)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(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ屯庑螌Ρ萚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(shè)計的迭代更新，機身氣動外形往流線化發(fā)展，尾翼形狀也有了較為明顯的變化。文獻(xiàn)[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(fēng)洞試驗進(jìn)行了介紹，1/11 縮比的SB＞1 機身模型于2013～2014 年在UTRC PWT風(fēng)洞中進(jìn)行試驗，試驗內(nèi)容包括機身絲線流動顯示、螺旋槳時均誘導(dǎo)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(fēng)洞中開展，除機身氣動力和力矩、表面壓力測量之外，還進(jìn)行了不同槳距和轉(zhuǎn)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(qū)動，試驗?zāi)Ｐ腿鐖D16 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(shù)增加到8 片。

3 中國共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗技術(shù)發(fā)展總結(jié)

圖16 1/5 縮比的SB＞1 螺旋槳試驗?zāi)Ｐ蚚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(jīng)過大量的技術(shù)驗證之后，已經(jīng)逐步發(fā)展成熟，多款機型相繼試飛，風(fēng)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(fēng)洞試驗?zāi)芰Γ谠囼烇L(fēng)速、模型尺度與研究深度等方面與國際先進(jìn)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(fēng)洞試驗方面的技術(shù)積累，解決型號研制面臨的關(guān)鍵氣動/動力學(xué)/噪聲等問題。針對中國國內(nèi)共軸剛性旋翼高速直升機風(fēng)洞試驗研究現(xiàn)狀，作者有如下幾點總結(jié)和思考：

（1）受風(fēng)洞尺寸的限制，目前國內(nèi)已有的共軸剛性旋翼風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ妥畲笾睆綖? m，未來可建設(shè)類似美國NFAC 的全尺寸風(fēng)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(guān)鍵性能綜合驗證，同時在縮比模型試驗臺上進(jìn)行氣動機理研究和部件選型優(yōu)化等工作。通過不同尺度模型風(fēng)洞試驗相結(jié)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(gòu)型直升機的高速潛力，有必要深入研究推進(jìn)螺旋槳的氣動特性。國內(nèi)尚缺乏高速直升機專用推進(jìn)螺旋槳的風(fēng)洞試驗，不同槳葉氣動外形對推進(jìn)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(rèn)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(qū)翼型設(shè)計和槳轂主動控制減阻等方面也可開展相關(guān)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(cè)槳葉可能出現(xiàn)局部激波導(dǎo)致高速脈沖噪聲，槳葉與槳尖渦尾跡干擾會產(chǎn)生槳-渦干擾噪聲，兩副旋翼的非定常尾流還會產(chǎn)生寬帶噪聲。除Peterson 在20 世紀(jì)80 年代進(jìn)行過XH-59A 高速直升機氣動噪聲風(fēng)洞試驗研究[44]之外，其他關(guān)于共軸剛性旋翼噪聲試驗的文獻(xiàn)發(fā)表較少。國內(nèi)擁有5.5 m×4 m 航空聲學(xué)風(fēng)洞，可以針對大速度機動、近地懸停等飛行狀態(tài)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(xué)問題，需發(fā)展小變形精確測量試驗技術(shù)。國外部分學(xué)者已經(jīng)針對共軸剛性旋翼開展了初步的氣動/動力學(xué)耦合風(fēng)洞測試，而國內(nèi)有關(guān)的風(fēng)洞試驗研究還較為缺乏。進(jìn)行槳葉變形、疲勞載荷測量等試驗，有助于精準(zhǔn)選擇雙旋翼之間的安全間距，也有助于發(fā)現(xiàn)并排除各種動力學(xué)問題。

（5）隨著高性能計算技術(shù)的進(jìn)步，已經(jīng)有條件開展上億網(wǎng)格量的共軸剛性旋翼高速直升機全機氣動特性CFD 數(shù)值模擬[45-46]，可將數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行對比驗證，提高二者對該構(gòu)型直升機性能評估的精準(zhǔn)度，也可進(jìn)一步將風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)用于共軸剛性旋翼高速直升機全機飛行力學(xué)建模和控制律設(shè)計，推動研發(fā)出準(zhǔn)確可靠的飛行控制系統(tǒng)。

4 結(jié) 論

直升機高速化的需求愈發(fā)迫切，共軸剛性旋翼高速直升機的巡航速度可達(dá)常規(guī)單旋翼直升機的1.5 倍以上，在軍用和民用領(lǐng)域都將發(fā)揮重要的作用。通過不斷完善共軸剛性旋翼高速直升機風(fēng)洞試驗?zāi)芰Γ嵘囼灳?xì)化水平，既可促進(jìn)空氣動力學(xué)、飛行力學(xué)和結(jié)構(gòu)動力學(xué)等學(xué)科的交叉融合，也可填補中國在這一領(lǐng)域與國際先進(jìn)水平的差距，加快中國共軸剛性旋翼高速直升機的研制進(jìn)程。