張衛(wèi)國(guó)，孫俊峰，招啟軍，武 杰，李國(guó)強(qiáng)，5，馬 帥，吳霖鑫

(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710000；2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000；3. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000；4. 南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；5. 國(guó)防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)

0 引言

翼型是旋翼的基本構(gòu)成要素，其氣動(dòng)特性優(yōu)劣對(duì)旋翼性能有關(guān)鍵性影響，進(jìn)而影響直升機(jī)的載重、速度、航程、噪聲和振動(dòng)水平等[1-2]。

旋翼翼型設(shè)計(jì)技術(shù)是直升機(jī)設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)核心技術(shù)[3-6]。20世紀(jì)70年代起，設(shè)計(jì)者們逐漸認(rèn)識(shí)到[7]，旋翼翼型寬?cǎi)R赫數(shù)、變迎角、非定常等特殊的氣動(dòng)運(yùn)行環(huán)境決定了其設(shè)計(jì)較固定翼翼型設(shè)計(jì)更為復(fù)雜，同時(shí)需要綜合考慮前飛、懸停、機(jī)動(dòng)等多種飛行條件，設(shè)計(jì)重點(diǎn)為提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)、最大升力、減小力矩等?；谝陨弦蛩?，國(guó)外研究者發(fā)展并建立了旋翼翼型高精度數(shù)值計(jì)算方法、多目標(biāo)多約束設(shè)計(jì)方法、精細(xì)的風(fēng)洞測(cè)試驗(yàn)證技術(shù)等，建立了從二維翼型設(shè)計(jì)[8-12]至三維旋翼評(píng)估[13-15]再至全機(jī)飛行驗(yàn)證的較為完善的研發(fā)體系[16-17]，催生了以美國(guó)VR和SC系列、法國(guó)OA系列、俄羅斯TsAGI系列等為典型代表的高性能旋翼翼型成果，這些翼型在第三代和第四代直升機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用[18-20]。

旋翼翼型系列發(fā)展方向主要分為兩種：一種是追求更高的升力和阻力發(fā)散馬赫數(shù)，譜系化方向發(fā)展（見(jiàn)圖1）；另一種是根據(jù)任務(wù)需求定制，專用化方向發(fā)展；其中譜系化是專用化的基礎(chǔ)。當(dāng)前，國(guó)外傳統(tǒng)布局旋翼翼型譜系已經(jīng)發(fā)展到第五代，翼型性能的整體提升空間愈發(fā)受限，翼型專用化方向發(fā)展更占優(yōu)勢(shì)。進(jìn)入21世紀(jì)，共軸剛性、傾轉(zhuǎn)旋翼等高速直升機(jī)面臨更為復(fù)雜的氣動(dòng)環(huán)境，必須需要先進(jìn)翼型作為支撐，從而推動(dòng)了新的旋翼翼型設(shè)計(jì)技術(shù)研發(fā)[20-22]。例如，X-2在槳葉內(nèi)側(cè)配置雙鈍頭翼型，在槳葉中段使用尖后緣翼型，在槳尖區(qū)域采用薄翼型以提升旋翼氣動(dòng)效率。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在設(shè)計(jì)旋翼槳葉時(shí)，槳根采用厚翼型而槳尖采用薄翼型，使槳葉具有較大的升力系數(shù)和較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

圖1 典型旋翼翼型氣動(dòng)特性比較Fig. 1 Comparison of aerodynamic characteristics between typical rotor airfoils

國(guó)內(nèi)旋翼翼型研發(fā)工作從20世紀(jì)后期才開(kāi)始啟動(dòng)?！鞍宋濉?、“九五”期間，西北工業(yè)大學(xué)等單位對(duì)法國(guó)OA212翼型進(jìn)行了改進(jìn)，形成了OA212MK翼型、OA212MKT翼型，但改進(jìn)翼型存在力矩系數(shù)偏大的問(wèn)題。此外，掌握的翼型數(shù)據(jù)對(duì)國(guó)外翼型開(kāi)展了反設(shè)計(jì)工作，設(shè)計(jì)了HA翼型族HA12、HA09和HA07等，但是未形成完整的旋翼翼型設(shè)計(jì)、驗(yàn)證方法，也沒(méi)有形成具有獨(dú)立知識(shí)產(chǎn)權(quán)的旋翼專用翼型?！笆晃濉敝痢笆濉逼陂g，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（下稱氣動(dòng)中心）、中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所、西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等單位[23-25]持續(xù)開(kāi)展旋翼翼型自主設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證工作，進(jìn)行了旋翼翼型氣動(dòng)力特性和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究，在翼型譜系規(guī)劃、指標(biāo)給定、設(shè)計(jì)方法、風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算校核、性能評(píng)估等方面開(kāi)展了大量的基礎(chǔ)性研究工作，設(shè)計(jì)、計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證的能力大幅進(jìn)步，研發(fā)了旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)與評(píng)估軟件平臺(tái)，旋翼翼型的自主設(shè)計(jì)研發(fā)能力得到了質(zhì)的提升[26-36]。

但與國(guó)外相比，我國(guó)仍未建立自主旋翼翼型譜系，專用化翼型更為欠缺，從而嚴(yán)重制約了自主翼型在大型直升機(jī)上的工程應(yīng)用。究其根源在于我國(guó)旋翼翼型的研究多限于單點(diǎn)的技術(shù)攻關(guān)，而旋翼翼型研發(fā)是一項(xiàng)精細(xì)化的系統(tǒng)工程，需要開(kāi)展深入的系統(tǒng)研究才能構(gòu)建我國(guó)自主的旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)體系。體系示意圖見(jiàn)圖2，主要包括6個(gè)環(huán)節(jié)、3個(gè)層次。近15年來(lái)，氣動(dòng)中心重點(diǎn)對(duì)前5個(gè)環(huán)節(jié)開(kāi)展了相關(guān)研究工作，初步將翼型設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)體系拓展至第三層次。

圖2 旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)體系Fig. 2 Aerodynamic design and verification system for rotor airfoils

本文給出了我國(guó)旋翼翼型譜系規(guī)劃設(shè)想，基于多點(diǎn)/多目標(biāo)降維優(yōu)化方法，設(shè)計(jì)了整體性能優(yōu)于國(guó)外參考系列翼型的自主旋翼翼型，建立了旋翼性能理論評(píng)估與試驗(yàn)綜合驗(yàn)證方法，開(kāi)展了基于設(shè)計(jì)翼型的旋翼模型驗(yàn)證，推動(dòng)了我國(guó)旋翼翼型的自主研發(fā)及技術(shù)體系的建設(shè)。

1 旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)給定

1.1 我國(guó)直升機(jī)旋翼翼型譜系規(guī)劃

直升機(jī)旋翼槳葉通常由多種厚度翼型構(gòu)成（見(jiàn)圖3），以適應(yīng)旋翼槳葉復(fù)雜的氣動(dòng)環(huán)境，這是旋翼翼型具有多個(gè)系列的主要根源，由此推動(dòng)了國(guó)外旋翼翼型譜系化及專用化發(fā)展。旋翼翼型的升級(jí)換代極大地促進(jìn)了直升機(jī)的換代升級(jí)。

圖3 典型直升機(jī)型號(hào)旋翼槳葉翼型構(gòu)成Fig. 3 Rotor blade airfoil configurations of typical helicopters

目前，我國(guó)直升機(jī)旋翼仍然以使用國(guó)外第三代旋翼翼型為主，所帶來(lái)的問(wèn)題是常規(guī)構(gòu)型旋翼改型升級(jí)空間受限，高速構(gòu)型無(wú)專用翼型可用，需要規(guī)劃并逐步建立具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的旋翼翼型譜系。

我國(guó)直升機(jī)旋翼翼型譜系的發(fā)展首先需要適應(yīng)我國(guó)直升機(jī)研制發(fā)展需要。在常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)方面，需要在提高承載性能和速度性能等方面發(fā)展，對(duì)應(yīng)于高性能型和高速度型旋翼翼型；在高速構(gòu)型直升機(jī)方面，側(cè)重發(fā)展復(fù)合式高速直升機(jī)旋翼翼型，以及傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的翼型；在無(wú)人直升機(jī)方面，需要側(cè)重其總體性能特點(diǎn)和新概念布局形式加以發(fā)展，如涵道式、電推進(jìn)式、變形旋翼式、微型直升機(jī)等。

表1給出了我國(guó)旋翼翼型譜系規(guī)劃設(shè)想，以CRA（China Rotor Airfoil首字母縮寫(xiě)）命名，旋翼翼型譜系規(guī)劃的基礎(chǔ)立足于國(guó)外第三代水平進(jìn)行提升（即以3XX系列起步），以6%～25%厚度范圍內(nèi)旋翼翼型為主體，但并不局限于此范圍。

表1 我國(guó)旋翼翼型譜系規(guī)劃Table 1 Pedigree planning of China rotor airfoils

1.2 旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)給定方法

旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)的給定尤其重要和困難，是旋翼翼型設(shè)計(jì)的輸入和約束，直接決定了設(shè)計(jì)翼型是否符合使用要求。通常的給定方法如下：首先，按照直升機(jī)設(shè)計(jì)總體任務(wù)要求，確定旋翼主要參數(shù)；其次，利用旋翼氣動(dòng)性能及氣動(dòng)環(huán)境評(píng)估方法研究直升機(jī)在不同飛行狀態(tài)下旋翼升阻比隨總距、周期變距等操縱的變化規(guī)律，得到旋翼在不同飛行狀態(tài)下的最優(yōu)化操縱策略；然后，在旋翼主要參數(shù)、參考或設(shè)計(jì)翼型、槳葉氣動(dòng)外形的約束下，以旋翼最優(yōu)操縱策略為前提，進(jìn)行不同飛行狀態(tài)下的旋翼氣動(dòng)特性計(jì)算和翼型氣動(dòng)環(huán)境評(píng)估；最后，依據(jù)計(jì)算和評(píng)估結(jié)果判定旋翼性能是否滿足要求，進(jìn)而給定旋翼翼型指標(biāo)。在此過(guò)程中，首先使用參考翼型進(jìn)行旋翼評(píng)估，如果不滿足則提出新翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)，其次對(duì)應(yīng)用新翼型的旋翼進(jìn)行再評(píng)估，如果不滿足則修改翼型設(shè)計(jì)，直到滿足旋翼的使用要求。其給定方法研究過(guò)程如圖4所示。

圖4 旋翼翼型指標(biāo)給定方法研究過(guò)程Fig. 4 Process of setting performance indicators for rotor airfoils

通過(guò)旋翼翼型指標(biāo)給定方法的計(jì)算及分析，旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)給定實(shí)例如表2所示。

表2 旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)Table 2 Design indicators for rotor airfoils

2 旋翼翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 旋翼翼型氣動(dòng)特性數(shù)值模擬技術(shù)

數(shù)值模擬技術(shù)是旋翼翼型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，用于評(píng)估翼型氣動(dòng)特性優(yōu)劣，目前主要采用基于RANS的計(jì)算方法，但單純使用此方法存在兩點(diǎn)不足：一是旋翼翼型氣動(dòng)特性（如阻力系數(shù)、阻力發(fā)散馬赫數(shù)等）計(jì)算精度較低；二是旋翼翼型在大迎角流動(dòng)下對(duì)翼型外形、迎角、雷諾數(shù)非常敏感，后緣分離和前緣吸力峰強(qiáng)烈耦合，RANS計(jì)算方法的可靠性不能完全滿足要求。

為增加RANS方法的適用性，采用轉(zhuǎn)捩模型來(lái)提高阻力計(jì)算精度，主要基于Menterhe和Langtry發(fā)展的γ-Reθ[36]模型進(jìn)行轉(zhuǎn)捩模型的改進(jìn)。模型共包括四個(gè)微分輸運(yùn)方程，其本質(zhì)是：通過(guò)求解雷諾動(dòng)量厚度輸運(yùn)方程來(lái)判斷湍流轉(zhuǎn)捩位置，而后采用間歇因子輸運(yùn)方程來(lái)模擬湍流轉(zhuǎn)捩長(zhǎng)度，最后，在完全發(fā)展湍流階段回歸到SST湍流模式。間歇因子、轉(zhuǎn)捩雷諾動(dòng)量厚度的輸運(yùn)方程表達(dá)式為：

湍流模型采用SA及SST模型，同時(shí)使用多重網(wǎng)格和預(yù)處理等技術(shù)縮短計(jì)算周期，提高計(jì)算精度。

對(duì)于大迎角氣流分離計(jì)算，考慮到LES能夠高保真度地模擬分離流動(dòng)，發(fā)展了RANS/LES混合高精度數(shù)值模擬技術(shù)，開(kāi)展了DES類方法構(gòu)建研究（圖5）。

圖5 DES 得到的瞬時(shí)Q等值面Fig. 5 Q isosurface obtained by DES

表3給出了大迎角情況下9%厚度旋翼翼型多種計(jì)算方法與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比，綜合來(lái)看，DES計(jì)算方法的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合度最高，較其他計(jì)算方法，精度更高，可靠性也更高。

表3 9%厚度旋翼翼型多種計(jì)算方法比較Table 3 Comparison between computational and experimental results for a 9%-thickness rotor airfoil

2.2 高維多目標(biāo)降維優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

旋翼運(yùn)行過(guò)程中面臨復(fù)雜的非定常環(huán)境，旋翼翼型的設(shè)計(jì)需要在多種飛行下滿足旋翼氣動(dòng)性能的要求，具有明顯的高維多目標(biāo)、強(qiáng)約束的特點(diǎn)。綜合采用全局多目標(biāo)進(jìn)化算法、翼型參數(shù)化技術(shù)、代理模型技術(shù)及高精度CFD方法構(gòu)建了旋翼翼型的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法?；诜讲罘治龊蚉areto前沿技術(shù)相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)空間的動(dòng)態(tài)擴(kuò)展，提高了設(shè)計(jì)空間的完備性；采用魯棒優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，提高了設(shè)計(jì)點(diǎn)與非設(shè)計(jì)點(diǎn)的綜合性能；針對(duì)旋翼翼型高維優(yōu)化設(shè)計(jì)的特點(diǎn)，采用基于PCA（主成分分析）方法的多目標(biāo)降維技術(shù)，降低了問(wèn)題的復(fù)雜性，提高了優(yōu)化效率。圖6給出了基于PCA分析的優(yōu)化設(shè)計(jì)流程。

圖6 基于PCA分析的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程圖Fig. 6 Flow chart of the multi-objective optimization design based on PCA analysis

以12%厚度翼型作為參考翼型，開(kāi)展多目標(biāo)/多點(diǎn)優(yōu)化設(shè)計(jì)，利用PCA方法實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)降維。問(wèn)題可描述為：

（1）提高前飛性能：

（2）提高機(jī)動(dòng)性能：

（3）提高懸停性能：

（4）保持厚度不減：

對(duì)原始優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行PCA分析降維后，得到簡(jiǎn)化優(yōu)化問(wèn)題：

經(jīng)過(guò)PCA分析，剩余了7個(gè)設(shè)計(jì)目標(biāo)，剔除了原始優(yōu)化問(wèn)題中的5個(gè)冗余目標(biāo)，降低了原始設(shè)計(jì)問(wèn)題的復(fù)雜性，優(yōu)化目標(biāo)更加明確。

圖7給出了優(yōu)化前后翼型外形的比較，表4給出了優(yōu)化前后翼型氣動(dòng)特性的比較。從結(jié)果可以看出，采用PCA降維后得到的優(yōu)化設(shè)計(jì)翼型的綜合性能較參考翼型有明顯提高，優(yōu)化設(shè)計(jì)方法具有較高的可靠性。

表4 12%厚度基準(zhǔn)翼型和優(yōu)化翼型性能比較Table 4 Performance comparison between a 12%-thickness reference airfoil and an optimized airfoil

圖7 基準(zhǔn)翼型和優(yōu)化翼型外形比較Fig. 7 Comparison between the baseline and the optimized airfoil

2.3 旋翼翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)旋翼翼型指標(biāo)要求，結(jié)合不同位置剖面翼型的性能需求，利用構(gòu)建的旋翼翼型多點(diǎn)/多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，開(kāi)展自主旋翼翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)，選擇內(nèi)段、中段以及槳尖3個(gè)典型位置的翼型進(jìn)行設(shè)計(jì)，反復(fù)迭代后給出設(shè)計(jì)翼型的外形數(shù)據(jù)，其研究過(guò)程如圖8。

圖8 旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法優(yōu)化研究過(guò)程Fig. 8 Optimization design process for rotor airfoils

選取典型厚度自主設(shè)計(jì)的CRA309、CRA312翼型進(jìn)行重點(diǎn)分析，翼型外形曲線見(jiàn)圖9。圖10給出了9%厚度翼型與參考翼型的性能計(jì)算對(duì)比曲線，自主設(shè)計(jì)的翼型性能皆有不同程度的提升。

圖9 CRA3XX旋翼翼型系列外形曲線Fig. 9 Geometries of CRA3XX rotor airfoil series

圖10 9%厚度翼型參考翼型和優(yōu)化翼型不同馬赫數(shù)下性能曲線比較Fig. 10 Performance comparisons between a 9%-thickness airfoil and an optimized airfoil under conditions with different Mach numbers

3 旋翼翼型氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 旋翼翼型升阻特性精準(zhǔn)測(cè)量技術(shù)

高速風(fēng)洞中通過(guò)增壓實(shí)現(xiàn)旋翼翼型高雷諾數(shù)試驗(yàn)，此種工況下翼型風(fēng)洞試驗(yàn)的阻力測(cè)量精準(zhǔn)度除與模型制造水平、來(lái)流速壓（或馬赫數(shù)）控制、洞內(nèi)溫度等方面密切相關(guān)外，更與尾流測(cè)量技術(shù)有關(guān)，這是獲取高精準(zhǔn)度阻力數(shù)據(jù)的關(guān)鍵。

一般通過(guò)提高設(shè)備性能、改進(jìn)試驗(yàn)方法和優(yōu)化數(shù)據(jù)處理程序等幾個(gè)方面來(lái)提高升阻特性測(cè)量的精準(zhǔn)度?；谝茰y(cè)式尾流測(cè)量技術(shù)、阻力精確積分方法、洞壁干擾修正方法[35]等關(guān)鍵技術(shù)來(lái)獲得高可信度的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)據(jù)。將經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的高速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用到典型厚度設(shè)計(jì)翼型模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證中，驗(yàn)證設(shè)計(jì)翼型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果是否滿足翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)。其研究過(guò)程如圖11所示。

圖11 旋翼翼型高速風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證研究過(guò)程Fig. 11 Verification process of rotor airfoils in high-speed wind tunnel test verification

3.2 高精準(zhǔn)度洞壁干擾修正技術(shù)

本節(jié)對(duì)洞壁干擾修正方法進(jìn)行闡述。以法國(guó)S3MA風(fēng)洞的壁壓信息法為基礎(chǔ)，建立了具有數(shù)值解的上、下壁干擾效應(yīng)修正方法。

旋翼翼型高速風(fēng)洞洞壁干擾壁壓信息法修正公式采用單參數(shù)線化壁壓信息法。擾動(dòng)速勢(shì) φ在風(fēng)洞壁附近的區(qū)域中滿足亞聲速小擾動(dòng)線化速勢(shì)方程：

其中， φm為 模型在洞壁附近的遠(yuǎn)場(chǎng)擾動(dòng)速勢(shì)， φb為待求的洞壁擾動(dòng)速勢(shì)。

通過(guò)適當(dāng)?shù)墓こ逃?jì)算方法可以得到修正的氣動(dòng)力系數(shù)。例如，翼型試驗(yàn)可以使用以下公式：

式中：dCm為由于模型區(qū)中△Ma、△α不均勻而造成的附加俯仰力矩，dCDf是模型區(qū)中△Ma不均勻引起的浮阻 力修正量，dCD是△α引起的誘導(dǎo)阻力修正量。

3.3 高雷諾數(shù)下設(shè)計(jì)翼型模型驗(yàn)證分析

驗(yàn)證試驗(yàn)在氣動(dòng)中心FL-20連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中開(kāi)展（如圖12所示）。對(duì)設(shè)計(jì)的CRA309旋翼翼型縮比模型進(jìn)行考核驗(yàn)證。圖13給出了參考翼型OA309和設(shè)計(jì)翼型CRA309在Ma= 0.4、0.6時(shí)的氣動(dòng)系數(shù)對(duì)比圖。由圖可見(jiàn)，設(shè)計(jì)翼型CRA309在失速后升力系數(shù)仍保持在較高水平，且在常用迎角0°～10°之間的阻力系數(shù)明顯小于參考翼型OA309，最大升阻比明顯優(yōu)于參考翼型。

圖12 旋翼翼型高速風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)Fig. 12 Verification test of rotor airfoils in a high-speed wind tunnel

4 基于設(shè)計(jì)翼型的旋翼理論和試驗(yàn)評(píng)估

4.1 旋翼氣動(dòng)特性理論評(píng)估方法

翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)的最終目的是提升旋翼氣動(dòng)性能，因此，設(shè)計(jì)翼型是否符合要求，需要在旋翼氣動(dòng)環(huán)境下進(jìn)行考核評(píng)估。本文開(kāi)展了兩種評(píng)估方法研究，包括旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估方法、旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值評(píng)估方法。

基于動(dòng)量理論、葉素理論、渦流理論以及旋翼槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)建模等，開(kāi)展旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估方法研究。根據(jù)動(dòng)量理論和渦流理論分別計(jì)算誘導(dǎo)速度，然后進(jìn)行誘導(dǎo)速度、氣動(dòng)力以及揮舞運(yùn)動(dòng)之間的配平迭代，最終給出旋翼的氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)。通過(guò)該方法可以實(shí)現(xiàn)旋翼氣動(dòng)特性的快速評(píng)估，從而滿足翼型/旋翼的快速設(shè)計(jì)迭代的需要。流程圖見(jiàn)圖14。

圖14 旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估方法Fig. 14 Rapid method for evaluating rotor aerodynamic characteristics

基于參考翼型（OA3系列）和自主設(shè)計(jì)翼型（CRA3系列）配置兩幅旋翼槳葉，旋翼槳葉其他參數(shù)一致，僅翼型不同。采用旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估方法進(jìn)行懸停性能評(píng)估。圖15給出了懸停狀態(tài)兩種模型槳葉的扭矩-拉力系數(shù)曲線以及懸停效率-拉力系數(shù)曲線的比較。計(jì)算結(jié)果顯示，自主設(shè)計(jì)翼型構(gòu)成的槳葉懸停性能優(yōu)于參考翼型的，大拉力系數(shù)下優(yōu)化翼型性能的優(yōu)化提升效果要優(yōu)于小拉力系數(shù)下的，最大可實(shí)現(xiàn)3%的提升。

圖15 旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估方法理論評(píng)估結(jié)果Fig. 15 Theoretical evaluations of rotor performance

4.1.2 旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值評(píng)估方法

為進(jìn)一步真實(shí)模擬旋翼氣動(dòng)特性，立足于國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的數(shù)值計(jì)算方法，發(fā)展了結(jié)構(gòu)/笛卡爾網(wǎng)格重疊、結(jié)構(gòu)網(wǎng)格變形、笛卡爾網(wǎng)格自適應(yīng)、槳葉動(dòng)力學(xué)建模、大規(guī)模并行計(jì)算和CFD/CSD耦合求解等先進(jìn)方法，并結(jié)合低耗散格式和先進(jìn)湍流模型方法、旋翼配平方法等，開(kāi)展了旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值評(píng)估方法研究。

基于建立的旋翼氣動(dòng)特性數(shù)值評(píng)估方法，對(duì)由基準(zhǔn)翼型和設(shè)計(jì)翼型配置的兩副旋翼分別開(kāi)展了氣動(dòng)特性計(jì)算，對(duì)比分析兩副旋翼的懸停和前飛性能以及流場(chǎng)特性。

圖16和圖17給出了100%轉(zhuǎn)速即槳尖馬赫數(shù)為0.65時(shí)，基準(zhǔn)旋翼和設(shè)計(jì)旋翼的懸停性能對(duì)比曲線。隨著拉力系數(shù)的增加，兩副旋翼的扭矩系數(shù)逐漸增加，懸停效率增加至最大值后開(kāi)始減小。旋翼二（設(shè)計(jì)旋翼）的氣動(dòng)性能略好于旋翼一（基準(zhǔn)旋翼）；旋翼一的最大懸停效率可達(dá)到0.765，旋翼二的最大懸停效率可達(dá)到0.774。優(yōu)化翼型性能在大拉力系數(shù)下的優(yōu)化提升效果要優(yōu)于小拉力系數(shù)下的，最大可實(shí)現(xiàn)1%幅度的提升。值得注意的是，工程快速評(píng)估方法和數(shù)值評(píng)估方法得到的結(jié)果之間還存在一定的差異。建立既準(zhǔn)確又快速的旋翼氣動(dòng)特性理論評(píng)估方法是下一步研究的重要方向。

圖16 旋翼扭矩系數(shù)隨拉力系數(shù)變化曲線對(duì)比（100%轉(zhuǎn)速）Fig. 16 Variations of the rotor torque coefficient as a function of the tension coefficient (100% rotating speed)

圖17 旋翼懸停效率隨拉力系數(shù)變化對(duì)比（100%轉(zhuǎn)速）Fig. 17 Variations of the hover coefficient as a function of the pulling force coefficient (100% rotating speed)

4.2 基于設(shè)計(jì)翼型的旋翼模型試驗(yàn)驗(yàn)證

在氣動(dòng)特性評(píng)估的基礎(chǔ)上，對(duì)基于參考翼型（OA3系列）和自主設(shè)計(jì)翼型（CRA3系列）配置的兩幅旋翼槳葉模型，開(kāi)展懸停和前飛工況的試驗(yàn)考核。

驗(yàn)證試驗(yàn)在氣動(dòng)中心FL-13低速風(fēng)洞中基于直升機(jī)全域試驗(yàn)臺(tái)開(kāi)展，如圖18所示。對(duì)基于參考翼型和設(shè)計(jì)翼型的兩幅旋翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行了考核分析，驗(yàn)證提升效果。

（2）法官的素質(zhì)和能力各異，不同法官，受到其素質(zhì)和能力的約束，適用最密切聯(lián)系原則的方式往往不一致，即使對(duì)相同性質(zhì)的案件也可能會(huì)選擇不同國(guó)家（地域）的法律，其效果也就存在差別，缺乏法律適用的精確性。

圖18 旋翼模型風(fēng)洞試驗(yàn)Fig. 18 Wind-tunnel test of a rotor model

旋翼槳葉模型直徑4 m，弦長(zhǎng)0.125 m，槳尖形狀為拋物線，圖19給出了槳葉翼型配置示意圖。

圖19 旋翼槳葉翼型配置Fig. 19 Configuration of a rotor blade airfoil

槳葉模型采用復(fù)合材料制成，共2幅，分別為基于OA3系列參考翼型的旋翼（簡(jiǎn)稱“參考翼型旋翼”，見(jiàn)圖20）和基于CRA系列設(shè)計(jì)翼型的旋翼（簡(jiǎn)稱“設(shè)計(jì)翼型旋翼”，見(jiàn)圖21）。

圖20 參考翼型旋翼模型實(shí)物圖Fig. 20 Photo of reference airfoils

圖21 設(shè)計(jì)翼型旋翼模型實(shí)物圖Fig. 21 Photo of optimized airfoils

圖22給出了參考翼型旋翼和設(shè)計(jì)翼型旋翼懸停性能結(jié)果對(duì)比曲線。同等拉力系數(shù)條件下，設(shè)計(jì)翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼有一定提升。參考翼型旋翼的懸停效率最大為0.735，設(shè)計(jì)翼型旋翼的懸停效率最大達(dá)到了0.760。在常用拉力系數(shù)范圍內(nèi)（0.010～0.020），設(shè)計(jì)翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼提升了約3%，與旋翼氣動(dòng)特性快速評(píng)估獲得的結(jié)果較為一致。

圖22 懸停狀態(tài)旋翼氣動(dòng)性能對(duì)比Fig. 22 Comparisons of aerodynamic performance of a hovering rotor

圖23給出了在保持槳尖馬赫數(shù)相似的前提下，垂向力系數(shù)Cw= 0.0119時(shí)前飛工況的功率系數(shù)和升阻比變化曲線。如圖所示，隨前進(jìn)比μ的增加，功率系數(shù)和升阻比逐漸增大，μ= 0.25時(shí)設(shè)計(jì)翼型旋翼當(dāng)量升阻比達(dá)到了7.86；相同工況下，與參考翼型旋翼相比，設(shè)計(jì)翼型旋翼的功率系數(shù)減小了約3%～5%，升阻比增大了約3%～5%。

圖23 前飛狀態(tài)旋翼性能對(duì)比（Cw = 0.011 9）Fig. 23 Comparisons of rotor performance at the forward flight state

4.3 旋翼氣動(dòng)特性理論評(píng)估與試驗(yàn)數(shù)據(jù)綜合分析

基于建立的旋翼氣動(dòng)特性理論評(píng)估方法和試驗(yàn)驗(yàn)證方法，開(kāi)展設(shè)計(jì)翼型旋翼性能綜合對(duì)比分析。圖24給出了額定轉(zhuǎn)速（n= 1050 r/min）下設(shè)計(jì)翼型旋翼懸停狀態(tài)氣動(dòng)性能理論計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比?？梢钥闯觯瑑煞N方法獲得的曲線趨勢(shì)吻合度較好，扭矩系數(shù)和旋翼效率的誤差均在5%以內(nèi)。但前飛工況下，理論評(píng)估和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的差異較大，僅典型工況下二者偏差可達(dá)到10%之內(nèi)。

圖24 設(shè)計(jì)翼型旋翼懸停狀態(tài)理論評(píng)估與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線Fig. 24 Comparisons of aerodynamic performance of a hovering rotor airfoil obtained by computation and experiment

5 結(jié)論與展望

本文開(kāi)展了旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證方法研究，建立了旋翼翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，開(kāi)展了自主翼型設(shè)計(jì)。翼型驗(yàn)證試驗(yàn)表明，設(shè)計(jì)翼型相較于參考翼型，性能獲得了一定提升。進(jìn)一步，開(kāi)展了從二維翼型設(shè)計(jì)到三維旋翼評(píng)估的探索性工作。理論評(píng)估和試驗(yàn)驗(yàn)證表明，應(yīng)用自主設(shè)計(jì)翼型可獲得旋翼氣動(dòng)性能的提升，可為我國(guó)旋翼翼型自主研發(fā)體系的建立和自主翼型的工程應(yīng)用提供重要基礎(chǔ)支撐。

1）制定了我國(guó)直升機(jī)旋翼翼型譜系規(guī)劃設(shè)想，開(kāi)展了旋翼翼型多點(diǎn)/多目標(biāo)強(qiáng)約束優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，設(shè)計(jì)的CRA系列翼型相對(duì)于參考翼型（OA系列翼型），在俯仰特性無(wú)顯著變化情況下，最大升力系數(shù)、最大升阻比、阻力發(fā)散迎角都有顯著提升。

2）自主設(shè)計(jì)翼型旋翼的懸停效率較參考翼型旋翼提升了約3%；配平前飛狀態(tài)下，與參考翼型相比，設(shè)計(jì)翼型旋翼氣動(dòng)性能提升了約3%～5%。

3）設(shè)計(jì)翼型旋翼的懸停狀態(tài)氣動(dòng)性能的理論評(píng)估與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，吻合較好，扭矩系數(shù)和旋翼效率的誤差均小于5%。

為了真正建立自主研發(fā)體系和研發(fā)自主翼型譜系，今后還需要在以下方面持續(xù)開(kāi)展工作：

1）需要針對(duì)研發(fā)體系的六個(gè)環(huán)節(jié)系統(tǒng)性地開(kāi)展研究工作，加強(qiáng)和完善已有的技術(shù)環(huán)節(jié)，補(bǔ)齊全尺寸飛行空白環(huán)節(jié)，重視各環(huán)節(jié)之間的支撐和銜接，使六個(gè)環(huán)節(jié)形成一個(gè)有機(jī)的整體；

2）推動(dòng)我國(guó)旋翼翼型譜系化和專用化研發(fā)，形成涵蓋不同構(gòu)型的旋翼翼型譜系化數(shù)據(jù)庫(kù)，推動(dòng)自主旋翼翼型的工程應(yīng)用。同時(shí)開(kāi)展特定要求的新概念旋翼飛行器旋翼翼型設(shè)計(jì)探索性工作，以此支撐概念布局創(chuàng)新研發(fā)；

3）努力尋求旋翼翼型設(shè)計(jì)思想和技術(shù)上的新突破。通過(guò)翼型和旋翼兩種設(shè)計(jì)技術(shù)的結(jié)合，充分考慮翼型配置、變弦長(zhǎng)、扭轉(zhuǎn)規(guī)律、槳尖形狀等旋翼復(fù)雜布局設(shè)計(jì)，以達(dá)到最大化旋翼性能提升的目的。