曾 偉，袁明川，樊 楓，林永峰

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)關(guān)鍵部件，直接影響直升機(jī)的飛行速度、航程、噪聲、振動(dòng)、商載等飛行性能指標(biāo)。旋翼翼型是旋翼槳葉的基本氣動(dòng)單元，二維翼型及其在槳葉上的應(yīng)用對(duì)旋翼氣動(dòng)性能和直升機(jī)總體性能有著關(guān)鍵性影響。從旋翼的研制流程來(lái)看，翼型選擇是旋翼設(shè)計(jì)的第一步。有了可供旋翼設(shè)計(jì)使用的翼型，才能進(jìn)行槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，評(píng)估旋翼的氣動(dòng)性能，進(jìn)而開(kāi)展旋翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析等工作。因而，翼型是直升機(jī)旋翼設(shè)計(jì)的源頭，先進(jìn)的旋翼翼型是直升機(jī)研制的基礎(chǔ)。

直升機(jī)前飛時(shí)旋翼槳葉處于非定常、非對(duì)稱(chēng)的典型氣動(dòng)環(huán)境，旋翼槳葉附近的流動(dòng)與固定翼相比有其特殊性和復(fù)雜性。當(dāng)前，隨著旋翼性能要求的不斷提升，先進(jìn)旋翼翼型的設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)難度也越來(lái)越大。同時(shí)，新構(gòu)型高速直升機(jī)的研制對(duì)翼型設(shè)計(jì)提出了新的要求和挑戰(zhàn)。旋翼翼型設(shè)計(jì)是直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的關(guān)鍵和基礎(chǔ)，發(fā)展高性能旋翼翼型是先進(jìn)軍民直升機(jī)技術(shù)的迫切需求。

本文重點(diǎn)針對(duì)直升機(jī)旋翼翼型技術(shù)需求、旋翼翼型系列發(fā)展及應(yīng)用、旋翼翼型關(guān)鍵技術(shù)現(xiàn)狀、旋翼翼型技術(shù)發(fā)展展望等幾個(gè)方面進(jìn)行解讀和闡述。

1 直升機(jī)旋翼翼型設(shè)計(jì)需求

1.1 常規(guī)直升機(jī)旋翼對(duì)翼型需求

早期直升機(jī)旋翼一般采用飛機(jī)機(jī)翼翼型，如直接采用NACA0012翼型，或在其基礎(chǔ)上進(jìn)行細(xì)微的外形調(diào)整[1]。然而，與飛機(jī)機(jī)翼相比，直升機(jī)旋翼氣動(dòng)環(huán)境多變。旋翼槳葉自身旋轉(zhuǎn)的同時(shí)還要跟隨直升機(jī)向前飛行，這使得旋翼槳葉氣動(dòng)環(huán)境在旋轉(zhuǎn)過(guò)程中變化劇烈。槳葉在旋轉(zhuǎn)中存在著前行側(cè)壓縮性、后行側(cè)動(dòng)態(tài)失速、反流等復(fù)雜的氣動(dòng)現(xiàn)象，剖面翼型的來(lái)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(dòng)環(huán)境也相差巨大[2]。隨著直升機(jī)飛行速度的提升，直升機(jī)旋翼氣動(dòng)環(huán)境的復(fù)雜性和特殊性愈加凸顯。

在懸停狀態(tài)，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(shù)和馬赫數(shù)下具有高的升阻比。在高速飛行和過(guò)載機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，旋翼后行側(cè)槳葉由于周期變距會(huì)處于大迎角工作狀態(tài)，這要求翼型具有高的最大升力系數(shù)，以延遲后行側(cè)失速的發(fā)生。由于旋轉(zhuǎn)速度和前飛速度的疊加，高速前飛時(shí)前行側(cè)槳葉處于高馬赫數(shù)的工作狀態(tài)，要求翼型具有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)，以降低槳尖區(qū)域壓縮性效應(yīng)。同時(shí)，為了降低操縱載荷以及槳葉扭轉(zhuǎn)變形，旋翼翼型還需要具有低的俯仰力矩系數(shù)。

旋翼前飛時(shí)槳葉剖面翼型的來(lái)流速度和迎角始終處于非定常變化之中，旋翼翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性也是需要重點(diǎn)關(guān)注的對(duì)象。相關(guān)研究表明[3]，旋翼動(dòng)態(tài)最大升力系數(shù)會(huì)影響直升機(jī)的機(jī)動(dòng)過(guò)載能力，在旋翼槳葉扭轉(zhuǎn)固有頻率附近的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)阻尼會(huì)影響槳葉的扭轉(zhuǎn)彈性變形和操縱載荷。

旋翼翼型特殊的氣動(dòng)運(yùn)行環(huán)境決定了其設(shè)計(jì)需要綜合考慮前飛、懸停、機(jī)動(dòng)等多種飛行條件[4]，具有多點(diǎn)、多目標(biāo)、強(qiáng)約束的特點(diǎn)。常規(guī)飛機(jī)機(jī)翼翼型不能直接用于高性能旋翼設(shè)計(jì)中，必須針對(duì)旋翼特殊的氣動(dòng)環(huán)境進(jìn)行旋翼專(zhuān)用翼型設(shè)計(jì)研究。

1.2 新構(gòu)型高速直升機(jī)對(duì)翼型需求

直升機(jī)受旋翼后行側(cè)失速和前行側(cè)壓縮性的限制，飛行速度很難突破300 km/h，為了進(jìn)一步提升飛行速度，采用新構(gòu)型旋翼的高速直升機(jī)逐漸得到發(fā)展。目前較為成熟的兩種構(gòu)型是共軸剛性旋翼和傾轉(zhuǎn)旋翼。

共軸剛性旋翼通過(guò)上、下旋翼升力偏置和降低轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)高速飛行。轉(zhuǎn)速降低使得共軸剛性旋翼的前進(jìn)比進(jìn)一步增加，進(jìn)而反流區(qū)擴(kuò)大，高速飛行時(shí)甚至后行側(cè)槳葉80%的區(qū)域都處于反流區(qū)內(nèi)（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(xiàn)明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象，使得阻力劇烈增加，和常規(guī)翼型氣動(dòng)環(huán)境存在著較大的不同[5]。設(shè)計(jì)專(zhuān)用的反流區(qū)翼型，降低反流狀態(tài)氣流分離引起的阻力，是共軸剛性旋翼氣動(dòng)性能進(jìn)一步提升的關(guān)鍵。同時(shí)，高速飛行時(shí)共軸剛性旋翼槳葉剖面的壓縮性效應(yīng)對(duì)翼型阻力發(fā)散馬赫數(shù)也提出了更高的要求。

圖1 共軸剛性旋翼的復(fù)雜氣動(dòng)環(huán)境Fig. 1 Sketch of complex aerodynamic environment of a coaxial rigid rotor

傾轉(zhuǎn)旋翼要兼顧直升機(jī)、固定翼不同的飛行模式。在直升機(jī)模式，傾轉(zhuǎn)旋翼存在與常規(guī)旋翼類(lèi)似的復(fù)雜氣動(dòng)問(wèn)題，但其槳盤(pán)載荷要明顯大于常規(guī)直升機(jī)旋翼，傾轉(zhuǎn)旋翼的剖面翼型具有較大的升力系數(shù)。在固定翼模式，傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)環(huán)境與常規(guī)螺旋槳類(lèi)似，但是由于槳盤(pán)面積較大，剖面翼型的工作升力系數(shù)又處于較小狀態(tài)。為了保證直升機(jī)模式的高效率懸停和機(jī)動(dòng)飛行能力，傾轉(zhuǎn)旋翼翼型需要在大升力系數(shù)下具有良好的升阻比，并具有較高的最大升力系數(shù)。同時(shí)，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(shù)下具有低阻特性，并具有較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。因而傾轉(zhuǎn)旋翼翼型設(shè)計(jì)存在著明顯的指標(biāo)多、約束條件復(fù)雜的特點(diǎn)。

2 先進(jìn)旋翼翼型系列發(fā)展及應(yīng)用

美、歐等直升機(jī)強(qiáng)國(guó)一直致力于先進(jìn)旋翼翼型研究，取得了諸多成果。目前，國(guó)外直升機(jī)旋翼翼型已經(jīng)發(fā)展到第五代旋翼翼型，針對(duì)共軸剛性旋翼高速直升機(jī)和傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)等也發(fā)展了專(zhuān)用的旋翼翼型系列。

2.1 常規(guī)直升機(jī)旋翼翼型系列發(fā)展及應(yīng)用

鑒于先進(jìn)旋翼翼型對(duì)直升機(jī)設(shè)計(jì)的重要作用，國(guó)外各大直升機(jī)公司聯(lián)合研究機(jī)構(gòu)通過(guò)理論分析、優(yōu)化設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證等對(duì)旋翼翼型進(jìn)行了長(zhǎng)期、持續(xù)、系統(tǒng)的研究，并針對(duì)不同性能的直升機(jī)設(shè)計(jì)需求，發(fā)展出一系列性能優(yōu)異的旋翼專(zhuān)用翼型系列，如美國(guó)的VR翼型族、SC翼型族、法國(guó)的OA翼型族、俄羅斯的TsAGI翼型族等。目前，各直升機(jī)大國(guó)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(yīng)用于直升機(jī)新型號(hào)的研制之中，進(jìn)一步提升了直升機(jī)的性能水平。

美國(guó)波音公司在20世紀(jì)70年代設(shè)計(jì)了VR-7、VR-8、VR-9翼型，20世紀(jì)80年代又設(shè)計(jì)了VR-12、VR-15翼型。Sikorsky飛機(jī)公司設(shè)計(jì)了SC1095和SC1094-R8翼型，后來(lái)又設(shè)計(jì)了SC2110、SSC-A09翼型。法國(guó)ONERA從20世紀(jì)70年代起開(kāi)發(fā)了第二代旋翼翼型—OA2族的OA212、OA209、OA207，然后又著手開(kāi)發(fā)了第三代、第四代旋翼翼型—OA3、OA4族[6]，并最新發(fā)展了OA5系列第五代旋翼翼型。英國(guó)發(fā)展了RAE9648、RAE9645和RAE9634等直升機(jī)旋翼專(zhuān)用翼型系列。德國(guó)宇航研究院在20世紀(jì)80年代初設(shè)計(jì)了DM-H1和DM-H2翼型，然后又開(kāi)發(fā)出DM-H3和DM-H4翼型。俄羅斯則已持續(xù)發(fā)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(guó)外直升機(jī)旋翼翼型的氣動(dòng)外形對(duì)比。

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

圖3針對(duì)翼型零升阻力發(fā)散馬赫數(shù)和馬赫數(shù)0.4時(shí)的最大升力系數(shù)這兩個(gè)關(guān)鍵性能指標(biāo)，給出了不同翼型系列的氣動(dòng)特性對(duì)比。從圖中可以看出，翼型的阻力發(fā)散馬赫數(shù)和最大升力系數(shù)兩者很難同時(shí)達(dá)到最優(yōu)。不同的旋翼翼型針對(duì)最大升力系數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)以不同的權(quán)重進(jìn)行設(shè)計(jì)，可以應(yīng)用于槳葉的不同剖面范圍。對(duì)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(duì)于第二代旋翼翼型（OA2系列、TsAGI-2系列）實(shí)現(xiàn)了最大升力系數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)的較大提升。而在第三代翼型之后，TsAGI翼型仍進(jìn)一步提升這兩個(gè)性能指標(biāo)，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(dòng)特性[6-7]Fig. 3 Aerodynamic characteristics of different rotor airfoil series[6-7]

1979年OA2系列翼型應(yīng)用于SA365海豚直升機(jī)旋翼設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)最大飛行速度的有效提升。19世紀(jì)80年代美國(guó)波音公司利用當(dāng)時(shí)最新的翼型分析方法設(shè)計(jì)出VR-12/15旋翼翼型，并在CH-47D等直升機(jī)上使用。在旋翼實(shí)度相同時(shí)，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(guó)韋斯特蘭直升機(jī)公司將RAE9648、RAE9645和RAE9634旋翼翼型應(yīng)用于BERP高性能旋翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)，是Lynx山貓直升機(jī)能夠突破速度世界紀(jì)錄的重要因素之一[9]。圖4給出了RAE翼型在BERP槳葉上應(yīng)用的示意。

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

近些年，法國(guó)ONEAR和德國(guó)DLR聯(lián)合研究具有前突后掠先進(jìn)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(shí)現(xiàn)在降低噪聲的同時(shí)前飛功率也有效降低[10]。其最新發(fā)展的PROTEGE低噪聲旋翼設(shè)計(jì)了專(zhuān)用的EOM612新翼型用來(lái)替換OA3系列翼型（圖5）[11]。EOM612翼型具有更高的升力系數(shù)，可有效解決槳葉內(nèi)側(cè)區(qū)域弦長(zhǎng)減小引起的升力損失。

圖5 PROTEGE旋翼應(yīng)用了EOM612專(zhuān)用翼型[11]Fig. 5 Application of EOM612 airfoil to PROTEGE rotor[11]

2.2 高速新構(gòu)型直升機(jī)旋翼翼型系列發(fā)展及應(yīng)用

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)和共軸剛性旋翼高速直升機(jī)是高速新構(gòu)型直升機(jī)的代表機(jī)型，它們突破了傳統(tǒng)直升機(jī)的工作原理，實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)的高速飛行。由于旋翼系統(tǒng)均采用了非常規(guī)構(gòu)型，在高速直升機(jī)的旋翼研發(fā)時(shí)也都先行發(fā)展了與之相適應(yīng)的高性能專(zhuān)用翼型系列。

貝爾公司為兼顧V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)（圖6）的直升機(jī)和固定翼兩種飛行模式，以NACA64系列翼型為基準(zhǔn)，特別發(fā)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(shù)、巡航狀態(tài)下具有低阻特性和懸停狀態(tài)具有高升阻比的要求。

圖6 V-22傾轉(zhuǎn)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(duì)共軸剛性旋翼的復(fù)雜氣動(dòng)環(huán)境，專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)了適用于大前進(jìn)比大反流區(qū)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(qū)存在的氣動(dòng)分離，降低翼型阻力，從而提升旋翼的升阻比。同時(shí)，為了緩解高速飛行時(shí)槳尖壓縮性的影響，共軸剛性旋翼在降低轉(zhuǎn)速的同時(shí)，在旋翼槳葉尖部和槳葉中段的更多區(qū)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(fā)散馬赫數(shù)。

圖7 X2共軸剛性旋翼發(fā)展了反流區(qū)專(zhuān)用翼型[13]Fig. 7 A special airfoil for reversed flows modified from the X2 coaxial rigid rotor [13]

2.3 先進(jìn)旋翼翼型系列發(fā)展模式分析

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

OA和TsAGI系列旋翼翼型經(jīng)歷了數(shù)十年的長(zhǎng)期、持續(xù)性研究，早期的翼型設(shè)計(jì)依賴(lài)于大量的風(fēng)洞試驗(yàn)，隨著數(shù)值模擬和優(yōu)化方法的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了對(duì)翼型的進(jìn)一步精細(xì)化設(shè)計(jì)。20世紀(jì)70年代，法國(guó)ONERA針對(duì)直升機(jī)旋翼持續(xù)開(kāi)展了大量風(fēng)洞試驗(yàn)研究，增強(qiáng)了對(duì)直升機(jī)懸停、前飛等不同飛行條件下旋翼氣動(dòng)環(huán)境的深入認(rèn)識(shí)[14]，并提升了翼型和旋翼氣動(dòng)分析方法的準(zhǔn)確性。在長(zhǎng)期的基礎(chǔ)理論和試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上，ONERA開(kāi)發(fā)形成了OA2專(zhuān)用旋翼翼型系列。OA2系列翼型針對(duì)槳葉展向不同剖面位置設(shè)計(jì)了5種翼型（OA206、OA207、OA209、OA212、OA213），其相對(duì)厚度為6%～13%。20世紀(jì)80年代，ONERA應(yīng)用數(shù)值模擬方法結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展了OA3系列翼型，以9%相對(duì)厚度的翼型為例，OA309相對(duì)于OA209氣動(dòng)性能有著比較全面的提升[15]。90年代之后，ONERA相繼發(fā)展了OA4和OA5系列旋翼翼型。

從圖3中旋翼翼型的氣動(dòng)性能對(duì)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(shè)計(jì)方向發(fā)展。

對(duì)于TsAGI旋翼翼型，從TsAGI-2到TsAGI-5，一直持續(xù)致力于最大升力系數(shù)（馬赫數(shù)0.4）和阻力發(fā)散馬赫數(shù)設(shè)計(jì)邊界的不斷拓展。翼型的最大升力系數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù)直接影響著旋翼高速飛行時(shí)的后行側(cè)槳葉失速以及前行側(cè)槳葉壓縮性效應(yīng)。TsAGI旋翼翼型的性能持續(xù)提升體現(xiàn)了不斷拓展旋翼飛行速度的設(shè)計(jì)理念。

對(duì)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(fā)散馬赫數(shù)有一定提升，而大厚度翼型的阻力發(fā)散馬赫數(shù)反而有所降低。隨著OA系列旋翼翼型的不斷發(fā)展，新一代的OA旋翼翼型在設(shè)計(jì)時(shí)并沒(méi)有追求阻力發(fā)散馬赫數(shù)、最大升力系數(shù)等氣動(dòng)性能的全面提升，而是根據(jù)直升機(jī)研制需求來(lái)針對(duì)性地提升部分關(guān)鍵氣動(dòng)性能指標(biāo)。

3 旋翼翼型技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

3.1 旋翼翼型指標(biāo)分解技術(shù)

直升機(jī)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(jù)不同剖面的氣動(dòng)環(huán)境分別進(jìn)行權(quán)衡折衷設(shè)計(jì)。

美國(guó)NASA的Blackwell等將直升機(jī)旋翼翼型工作環(huán)境分為3個(gè)區(qū)域（圖8），并針對(duì)不同的工作區(qū)域給出了不同優(yōu)先級(jí)的翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)[16]，如表1所示。表2給出了法國(guó)ONERA的OA2系列翼型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)指標(biāo)[17]?？梢钥闯?，它們的翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)所考慮的基本要素相差不大，包括最大升力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)、阻力發(fā)散馬赫數(shù)等多種氣動(dòng)參數(shù)。不同設(shè)計(jì)指標(biāo)之間的綜合權(quán)衡依賴(lài)于各直升機(jī)公司及研發(fā)機(jī)構(gòu)在長(zhǎng)期旋翼翼型研究中的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)。當(dāng)前，先進(jìn)旋翼翼型的外形數(shù)據(jù)不但是保密的，其詳細(xì)的性能設(shè)計(jì)指標(biāo)也大多不對(duì)外公布。

圖8 旋翼翼型典型運(yùn)行環(huán)境[16]Fig. 8 Typical operating environment of rotor airfoil[16]

表1 NASA提出的旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)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(shè)計(jì)指標(biāo)及約束Table 2 Rotor airfoil design objectives and constraints proposed by ONERA

需說(shuō)明的是，在早期的旋翼翼型的設(shè)計(jì)中，由于分析手段有限，并未過(guò)多考慮翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)指標(biāo)，僅僅是在設(shè)計(jì)后期對(duì)方案的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估。而翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性也是先進(jìn)旋翼翼型設(shè)計(jì)需要考慮的重要因素之一，近些年來(lái)在旋翼翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)中逐漸得到重視。國(guó)內(nèi)的招啟軍等將降低翼型力矩系數(shù)和阻力系數(shù)的動(dòng)態(tài)最大峰值作為優(yōu)化目標(biāo)[18]，以O(shè)A209翼型為基準(zhǔn)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，獲得了良好的效果。

新構(gòu)型高速直升機(jī)存在直升機(jī)飛行、高速飛行多種飛行模式，其旋翼翼型設(shè)計(jì)不僅要考慮常規(guī)直升機(jī)旋翼的復(fù)雜指標(biāo)要求，還要兼顧高速飛行模式對(duì)旋翼翼型的設(shè)計(jì)需求。表3給出了V-22傾轉(zhuǎn)旋翼的翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)[19]?？梢钥闯?，傾轉(zhuǎn)旋翼翼型的設(shè)計(jì)指標(biāo)重點(diǎn)考慮了機(jī)動(dòng)過(guò)載能力、最大飛行速度、巡航性能、懸停性能幾個(gè)方面。傾轉(zhuǎn)旋翼的機(jī)動(dòng)和懸停主要在直升機(jī)模式，設(shè)計(jì)指標(biāo)主要考慮翼型最大升力系數(shù)和升阻比，這與常規(guī)直升機(jī)旋翼相一致，但具體給定的指標(biāo)數(shù)值及對(duì)應(yīng)的工作馬赫數(shù)和常規(guī)直升機(jī)旋翼存在一定差別。傾轉(zhuǎn)旋翼的最大速度、巡航性能主要在固定翼模式，設(shè)計(jì)指標(biāo)主要為低阻力系數(shù)和高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。同時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼翼型的力矩約束相對(duì)常規(guī)直升機(jī)旋翼要較弱。

表3 V-22傾轉(zhuǎn)旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)及約束Table 3 Design objectives and constraints of the V-22 tilt-rotor airfoil

3.2 旋翼翼型動(dòng)態(tài)特性計(jì)算分析與試驗(yàn)研究

對(duì)阻力系數(shù)、最大升力系數(shù)、力矩系數(shù)、阻力發(fā)散馬赫數(shù)、動(dòng)態(tài)失速等關(guān)鍵氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算分析和試驗(yàn)研究是先進(jìn)旋翼翼型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。由于旋翼翼型靜態(tài)氣動(dòng)特性的研究和常規(guī)固定翼翼型區(qū)別不大，因而重點(diǎn)針對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性進(jìn)行介紹。

旋翼前飛時(shí)槳葉剖面翼型的來(lái)流速度和迎角始終處于非定常變化之中，旋翼翼型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性是需要重點(diǎn)關(guān)注的對(duì)象。針對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域進(jìn)行了大量的計(jì)算分析和試驗(yàn)研究[20-21]。

在20世紀(jì)60年代，美國(guó)波音公司的Jaan Liiva等就已經(jīng)進(jìn)行了不同馬赫數(shù)和縮減頻率的翼型俯仰振蕩動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)研究，重點(diǎn)研究了翼型力矩系數(shù)動(dòng)態(tài)變化引起的氣動(dòng)阻尼問(wèn)題。80年代，美國(guó)NASA的McCroskey等針對(duì)不同系列的多個(gè)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試，對(duì)不同翼型的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了系統(tǒng)性的研究[22]。NASA的Bousman在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上進(jìn)一步研究了直升機(jī)機(jī)動(dòng)能力和旋翼翼型動(dòng)態(tài)最大升力系數(shù)CL,max的相關(guān)性[23]。國(guó)內(nèi)，張衛(wèi)國(guó)等對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)中的動(dòng)態(tài)壓力測(cè)試技術(shù)開(kāi)展了相關(guān)研究[24]。林永峰等開(kāi)展了旋翼翼型不同馬赫數(shù)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)比了氣動(dòng)力系數(shù)動(dòng)態(tài)特性隨頻率的變化[25]。

隨著數(shù)值計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，國(guó)內(nèi)外應(yīng)用CFD方法對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性均進(jìn)行了大量的計(jì)算研究。2009年，歐洲D(zhuǎn)LR的Richter等進(jìn)行了翼型動(dòng)態(tài)特性數(shù)值計(jì)算，在計(jì)算中通過(guò)結(jié)合運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格和RANS方程實(shí)現(xiàn)了翼型來(lái)流馬赫數(shù)和迎角的非定常變化[26]。2019年，國(guó)內(nèi)的謝凱等進(jìn)行了非定常來(lái)流下的旋翼翼型動(dòng)態(tài)計(jì)算，并充分考慮了耦合揮舞、擺振運(yùn)動(dòng)時(shí)對(duì)翼型動(dòng)態(tài)特性的影響[27]。

在對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性大量試驗(yàn)和計(jì)算分析研究的基礎(chǔ)上，Leishman等發(fā)展了針對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的經(jīng)驗(yàn)性修正模型[28]，應(yīng)用于CAMRAD II等旋翼飛行器綜合分析軟件中，對(duì)旋翼飛行器氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)載荷的精確預(yù)測(cè)也起到了促進(jìn)作用。

3.3 旋翼翼型氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

早期的旋翼翼型設(shè)計(jì)依賴(lài)于大量的風(fēng)洞試驗(yàn)。近年來(lái)，隨著數(shù)值計(jì)算方法的發(fā)展和計(jì)算機(jī)硬件的不斷更新，數(shù)值模擬結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)的方法在旋翼翼型設(shè)計(jì)中被廣泛應(yīng)用。在國(guó)外，法國(guó)的ONERA在20世紀(jì)80年代OA3翼型設(shè)計(jì)中便已經(jīng)應(yīng)用了優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)。在國(guó)內(nèi)，對(duì)于結(jié)合CFD和優(yōu)化算法的旋翼翼型設(shè)計(jì)技術(shù)當(dāng)前已經(jīng)開(kāi)展了大量的研究，具有較好的基礎(chǔ)。宋文萍等針對(duì)旋翼翼型設(shè)計(jì)指標(biāo)多、約束條件復(fù)雜的特點(diǎn)，發(fā)展了基于Kriging模型與遺傳算法的旋翼翼型多目標(biāo)多約束氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，取得了較好的效果[29]。招啟軍等應(yīng)用遺傳算法和序列二次規(guī)劃算法，結(jié)合高精度的翼型CFD數(shù)值計(jì)算，形成了融合非定常動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)的旋翼翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[30]。孫俊峰等應(yīng)用多目標(biāo)進(jìn)化算法、降維技術(shù)等構(gòu)建了基于進(jìn)化算法的旋翼翼型多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，并發(fā)展形成了旋翼翼型氣動(dòng)設(shè)計(jì)軟件[31]。

4 旋翼翼型技術(shù)發(fā)展展望

在旋翼翼型持續(xù)升級(jí)換代發(fā)展的同時(shí)，通過(guò)發(fā)展槳葉布局/翼型一體化設(shè)計(jì)、智能變形旋翼槳葉、流動(dòng)控制等技術(shù)，可進(jìn)一步提升旋翼氣動(dòng)性能。同時(shí)，針對(duì)高速新構(gòu)型旋翼飛行器、火星無(wú)人直升機(jī)等新概念旋翼飛行器的特殊構(gòu)型和復(fù)雜工作環(huán)境，也有必要研究發(fā)展專(zhuān)用的旋翼翼型。

4.1 旋翼翼型和槳葉布局三維一體化設(shè)計(jì)

常規(guī)直升機(jī)旋翼槳葉基本采用平直的氣動(dòng)布局，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)一般首先進(jìn)行二維翼型選型，然后進(jìn)一步開(kāi)展槳葉弦長(zhǎng)、扭轉(zhuǎn)等平面布局設(shè)計(jì)。當(dāng)前，前突后掠、槳尖下反等非常規(guī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)逐漸在旋翼槳葉上得到應(yīng)用，在提升氣動(dòng)性能的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了旋翼噪聲的有效降低。針對(duì)這種具有典型三維布局特征的新型旋翼，進(jìn)行旋翼翼型和槳葉布局相結(jié)合的三維一體化設(shè)計(jì)[32]，是實(shí)現(xiàn)旋翼性能進(jìn)一步提升的有效途徑。

4.2 旋翼翼型流動(dòng)控制技術(shù)

動(dòng)態(tài)失速發(fā)生時(shí)翼型升力和力矩的突然變化會(huì)引起旋翼動(dòng)載荷的增加。通過(guò)主動(dòng)或被動(dòng)的流動(dòng)控制方式，抑制或減弱旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生，可以降低槳葉的非定常動(dòng)載荷，并有利于旋翼飛行速度的進(jìn)一步提升。通過(guò)在翼型前緣安裝渦流發(fā)生器是一種常用的動(dòng)態(tài)失速被動(dòng)流動(dòng)控制方式，可有效降低翼型的動(dòng)態(tài)力矩[33]，但是渦發(fā)生器會(huì)改變翼型外形，從而降低旋翼性能。目前，基于零質(zhì)量射流、等離子體等方式的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)逐漸應(yīng)用于旋翼翼型。通過(guò)高頻主動(dòng)射流可以實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的有效減弱[34-35]。當(dāng)前主動(dòng)流動(dòng)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(duì)較少， 距離工程應(yīng)用仍有較大距離。

4.3 可變形旋翼翼型分析與設(shè)計(jì)

隨著智能變形材料的發(fā)展和應(yīng)用，旋翼槳葉的主動(dòng)連續(xù)變形將成為可能。通過(guò)在旋轉(zhuǎn)過(guò)程中自適應(yīng)改變旋翼翼型的外形，使得其在不同的氣動(dòng)環(huán)境中始終保持良好的氣動(dòng)性能，是進(jìn)一步提升旋翼性能的一種有效途徑。同時(shí)，翼型變形結(jié)合高階主動(dòng)控制，可以實(shí)現(xiàn)旋翼槳-渦干擾現(xiàn)象的抑制，對(duì)旋翼的噪聲和振動(dòng)的降低也具有良好的效果。美國(guó)的DiPalma等研究了旋翼槳葉內(nèi)側(cè)翼型變形對(duì)反流區(qū)內(nèi)氣動(dòng)特性的影響[36]。意大利的Fusi等對(duì)槳葉旋轉(zhuǎn)中旋翼翼型彎度變化的影響進(jìn)行了計(jì)算分析，并以氣動(dòng)性能最優(yōu)為目標(biāo)對(duì)翼型變形策略進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)[37]。

4.4 新概念旋翼飛行器翼型設(shè)計(jì)

采用傾轉(zhuǎn)旋翼、共軸剛性旋翼的新構(gòu)型直升機(jī)實(shí)現(xiàn)了飛行速度的突破，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)速度可達(dá)到550 km/h以上。為了進(jìn)一步提升飛行速度，其他多種構(gòu)型的旋翼飛行器也得到了廣泛研究，如停轉(zhuǎn)式高速旋翼飛行器、分布式傾轉(zhuǎn)旋翼高速飛行器等。其中，停轉(zhuǎn)式高速旋翼飛行器（圖9）能夠以常規(guī)直升機(jī)模式垂直起降和懸停，當(dāng)高速前飛時(shí)旋翼停轉(zhuǎn)固定，以固定翼飛行器方式實(shí)現(xiàn)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(fā)展前后緣對(duì)稱(chēng)的專(zhuān)用翼型系列[39]，并對(duì)翼型設(shè)計(jì)提出了更高要求。

圖9 波音公司的X50A停轉(zhuǎn)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(yōu)異的垂直起降和近地低速飛行能力，也被應(yīng)用于一些特殊的使用環(huán)境之中。近幾年，美國(guó)NASA提出了火星探測(cè)無(wú)人直升機(jī)的概念?；鹦谴髿饩哂械兔芏?、低溫度的特點(diǎn)，要求旋翼翼型能夠在低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)的氣動(dòng)環(huán)境中保持優(yōu)異的氣動(dòng)性能。針對(duì)火星環(huán)境的旋翼翼型設(shè)計(jì)逐漸得到重視[40-41]。Koning等研發(fā)了用于火星無(wú)人機(jī)的CLF5605翼型，在雷諾數(shù)1×105附近工作時(shí)具有良好的氣動(dòng)性能。在專(zhuān)用翼型的研究基礎(chǔ)上，美國(guó)NASA設(shè)計(jì)了采用共軸雙旋翼構(gòu)型的“機(jī)智號(hào)”火星無(wú)人直升機(jī)（圖10），成功實(shí)現(xiàn)了火星地表起飛。

圖10 火星無(wú)人直升機(jī)及CLF5605翼型[41]Fig. 10 Mars unmanned helicopter and the CLF5605 airfoil[41]

5 結(jié)束語(yǔ)

旋翼翼型技術(shù)的發(fā)展對(duì)于以直升機(jī)為典型代表的旋翼飛行器的發(fā)展和突破具有重要的推動(dòng)和促進(jìn)作用。本文從旋翼翼型需求著手，對(duì)旋翼翼型系列的發(fā)展應(yīng)用、旋翼翼型技術(shù)現(xiàn)狀和展望等進(jìn)行綜述，以期為國(guó)內(nèi)直升機(jī)旋翼翼型技術(shù)的發(fā)展提供參考。