招啟軍，井思夢，趙國慶，王 清

(1. 南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016；2. 蘭州理工大學 能源與動力工程學院，蘭州 730050)

0 引言

直升機前飛時，旋翼后行側(cè)槳葉剖面的相對來流速度小于前行側(cè)，因此后行側(cè)槳葉需要較大的槳距以保持與前行側(cè)相當?shù)睦?，這使得直升機在高速前飛（前、后行側(cè)相對來流速度差距大）和機動飛行（拉力大）時，旋翼槳葉局部迎角過大而產(chǎn)生復雜的動態(tài)失速現(xiàn)象。動態(tài)失速過程伴隨著非定常渦的演化和復雜的氣動干擾，并導致旋翼拉力突降、反扭矩和槳葉振動突增等非定常氣動問題，從而限制了直升機的飛行速度和機動性[1]。

與風力機等翼型的動態(tài)失速特征不同，直升機旋翼槳葉在旋轉(zhuǎn)的同時存在周期變距、揮舞、擺振及彈性變形等復雜運動的耦合，因而旋翼翼型在動態(tài)失速過程中的運動規(guī)律極為復雜；同時，由于旋翼槳尖速度較高，疊加大的前飛速度，不僅旋翼槳葉上同時存在可壓和不可壓流動，同一槳葉剖面在旋轉(zhuǎn)一周過程中可能先后經(jīng)歷可壓與不可壓流動，由此導致旋翼翼型動態(tài)失速特性受壓縮性效應影響。

翼型是構(gòu)成旋翼槳葉外形的“基因”，其動態(tài)失速特性直接決定了旋翼的動態(tài)失速特性和非定常氣動性能，從而在很大程度上影響直升機的氣動效率、飛行速度以及操縱品質(zhì)等關鍵性能指標[1]。因此，揭示旋翼翼型的動態(tài)失速機理，進而開展翼型氣動外形設計，對于緩解甚至解決旋翼動態(tài)失速問題具有重要意義。

在旋翼翼型動態(tài)失速特性與機理研究方面，主要研究手段有風洞試驗[2-6]、半經(jīng)驗模型[7-10]和計算流體力學（CFD）方法[11-15]等。其中，試驗方法通過測量氣動載荷和流場特性，可以直觀地觀測旋翼翼型氣動力的遲滯效應和動態(tài)失速渦的生成與發(fā)展。但風洞試驗復雜、周期長、成本高，并且受到試驗設備和技術的限制，只能開展有限工況的研究，針對動態(tài)失速機理的研究仍有很大困難。

為快速預測動態(tài)失速過程中翼型的氣動力，一些學者提出了基于試驗數(shù)據(jù)的半經(jīng)驗模型，如著名的Leishman-Beddoes（L-B）模型[16-18]。這些模型在直升機結(jié)構(gòu)動力學與飛行力學分析中得到了廣泛的應用。但半經(jīng)驗模型只適用于某種特定翼型，對氣流再附過程中氣動載荷的計算不夠準確，并且無法模擬流動細節(jié)，從而很難揭示旋翼翼型的動態(tài)失速機理。

CFD方法從模擬流場細節(jié)出發(fā)，具備準確模擬旋翼翼型動態(tài)失速時全部流場信息與氣動載荷的能力，已成為目前研究動態(tài)失速的最為有效的手段之一。然而，CFD方法對計算網(wǎng)格和數(shù)值格式的依賴性較強。為提高動態(tài)失速流場模擬的分辨率，需要精細化網(wǎng)格與高精度格式的支撐，目前針對深度失速氣流再附過程中渦的運動規(guī)律與氣動力的計算仍有較大誤差。

整體而言，當前通過試驗、半經(jīng)驗模型與CFD等方法，國內(nèi)外已對旋翼翼型的動態(tài)失速特性進行了很多研究，也獲得了很多規(guī)律性的結(jié)論。但旋翼翼型動態(tài)失速的機理仍未完全清晰，主要體現(xiàn)在對于渦運動的認知仍有欠缺，如渦的形成、對流及脫落機制、二次渦的演化及其對翼型非定常氣動特性的影響機理等；另一方面，目前針對動態(tài)失速的研究主要集中在翼型迎角振蕩，對于來流的非定常變化對動態(tài)失速渦的演化和氣動力遲滯效應的影響還存在諸多未知。

在抑制旋翼翼型動態(tài)失速方面，最直接的方法是改造翼型，即翼型氣動外形設計（簡稱“翼型設計”）。Dadone[19]、ONERA[20]等提出的翼型設計指標中均對翼型的動態(tài)失速特性進行了約束。但是，目前的旋翼翼型設計以定常狀態(tài)下的多目標設計為主，只考慮多個設計狀態(tài)下的升力、阻力和力矩特性。雖然設計翼型能夠顯著改善翼型的定常氣動特性，但無法保證翼型的非定常氣動特性。針對這些問題，有學者提出了非定常翼型設計新理念，即根據(jù)旋翼槳葉典型剖面的運動規(guī)律，在二維情況下以迎角振蕩翼型的非定常氣動特性為設計目標開展翼型設計?，F(xiàn)有研究結(jié)果表明，通過非定常設計獲得的翼型能夠顯著抑制動態(tài)失速特性，并在一定程度上提高旋翼的氣動性能。但由于未考慮旋翼槳葉剖面來流速度的非定常變化，在定來流速度下設計的翼型仍然很難保證在寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)均具有良好的非定常氣動特性，因此可能會影響在旋翼上的應用效果。

針對上述問題，本文分別介紹了旋翼翼型動態(tài)失速研究方法、失速機理研究以及翼型設計理念的發(fā)展，對比分析了各種研究方法的特點；探討了動態(tài)失速機理研究的不足并預測了未來的研究方向；闡述了旋翼翼型設計理念的發(fā)展與設計案例；梳理了旋翼翼型設計的層級劃分，并就旋翼翼型設計未來發(fā)展方向進行了設想和討論。

1 旋翼翼型動態(tài)失速機理研究進展

1.1 旋翼翼型動態(tài)失速研究方法

1.1.1 試驗方法

早期針對旋翼翼型動態(tài)失速的研究主要采用試驗方法，通過流動顯示（煙線法）[4]、氣動力測量[21-23]和壓力測量[24]等，初步獲得了氣動力的非定常變化特征，并發(fā)現(xiàn)了動態(tài)失速渦的形成、運動與翼型動態(tài)失速之間的關聯(lián)。隨著粒子圖像測速（Particle Image Velocity，簡稱PIV）技術（圖1）的發(fā)展，研究人員根據(jù)測得的流場速度信息（圖2）開展了速度型、動態(tài)失速渦等流動細節(jié)的分析[5,25-26]，從而推動了旋翼翼型動態(tài)失速機理的研究。

圖1 PIV試驗示意圖[26]Fig. 1 Schematic of PIV experiment[26]

圖2 PIV試驗測得的瞬時速度分布[26]Fig. 2 Instantaneous velocity field measured by PIV[26]

截至目前，翼型的動態(tài)失速試驗大多在定常風洞中開展，這與高速前飛狀態(tài)旋翼槳葉剖面相對來流速度的周期變化特征（圖3[27]）不符。

圖3 前飛狀態(tài)旋翼槳盤平面速度分布[27]Fig. 3 Incoming velocity distribution of a rotor disk in forward flight[27]

為解決這一問題，一種方法是在定常風洞中采用模型周期性平移策略。20世紀七八十年代，F(xiàn)avier等[28-29]通過翼型模型在風洞中的周期性運動來模擬相對來流速度的變化。通過測量翼型的氣動載荷，發(fā)現(xiàn)來流速度的非定常變化可能引起翼型的動態(tài)失速。另一種模擬變來流環(huán)境的試驗方法是采用變來流風洞。但由于技術難度大，目前變來流風洞極少，所開展的研究也相對較晚。南京航空航天大學、俄亥俄州立大學以及以色列理工大學均建有變來流低速風洞。史志偉[30]、Gregory等[31-33]及Greenblatt等[34-36]基于變來流風洞開展了變來流狀態(tài)下翼型動態(tài)失速特性的研究，發(fā)現(xiàn)變來流會引起氣動力的遲滯效應，且氣動力變化曲線與定常來流狀態(tài)明顯不同。從圖4中可以發(fā)現(xiàn)，與定常來流狀態(tài)相比，來流速度的非定常變化以及相位差的改變會顯著影響翼型的動態(tài)失速迎角、力矩發(fā)散迎角、氣動力峰值以及遲滯回線面積等。然而，這些試驗的風速變化幅值（ΔMa約為0.1，如圖5所示）和頻率（國內(nèi)唯一非定常風洞的最大頻率為1 Hz）難以達到旋翼翼型的工作條件（ΔMa> 0.2，頻率 > 5 Hz）。

圖4 變來流與定來流狀態(tài)下的氣動力系數(shù)對比[32]Fig. 4 Comparisons of aerodynamic force coefficients under steady and unsteady freestream conditions[32]

圖5 OSU風洞中來流馬赫數(shù)變化規(guī)律[32]Fig. 5 Variations of the freestream Mach number in OSU wind tunnel[32]

1.1.2 半經(jīng)驗模型

基于旋翼翼型動態(tài)失速的試驗研究結(jié)果，研究人員發(fā)展了多種模擬動態(tài)失速狀態(tài)氣動載荷的半經(jīng)驗模型，如時間延遲模型[37-38]、Johnson模型[39]和Leishman-Beddoes（L-B）模型[7,16,40]等。其中，L-B模型由附著流模型、后緣分離模型和前緣分離渦模型等三部分組成，具有明確的物理意義，能夠高效準確地模擬出后緣分離或激波誘導分離狀態(tài)下的翼型動態(tài)失速特性，從而得到了廣泛的應用?？紤]到直升機前飛時，旋翼槳葉表面存在展向流，Leishman[41]在原有的L-B模型的基礎上修改了相應的臨界參數(shù)，以模擬受到展向流影響時的旋翼翼型動態(tài)氣動載荷。后來，Sheng等[42-43]在L-B模型的基礎上提出了新的分離臨界條件，改善了該模型在低速情況下的計算精度。王清等[40]通過建立旋翼翼型動態(tài)失速后緣渦模型，對L-B模型進行了改進，顯著提高了該模型對旋翼翼型動態(tài)失速氣動載荷的計算精度。雖然是以試驗獲得的渦運動與氣流分離規(guī)律為基礎，但半經(jīng)驗模型無法模擬流動細節(jié)，且適用范圍受到翼型氣動外形的限制，很難應用于動態(tài)失速機理研究與翼型設計。

1.1.3 數(shù)值模擬方法

隨著計算機技術的進步以及數(shù)值計算格式的快速發(fā)展，CFD方法逐漸成為直升機空氣動力學研究的熱點方法，在旋翼翼型動態(tài)失速機理研究中得到了廣泛的應用。N-S方程反映了黏性流體流動的基本力學規(guī)律，是迄今為止描述流體運動最為完備的控制方程。目前，基于求解N-S方程的湍流數(shù)值模擬方法主要有以下三種：雷諾平均模擬（RANS）、大渦模擬（LES）和直接數(shù)值模擬（DNS）[44]。

DNS方法直接求解N-S方程，可以獲得所有尺度的湍流信息，但需要很高的時間和空間分辨率，在模擬三維各向同性湍流時所需網(wǎng)格量約為雷諾數(shù)的9/4次方。對于雷諾數(shù)為1×106量級的旋翼翼型動態(tài)失速問題，DNS方法所需的網(wǎng)格量巨大，因此當前基于DNS方法的旋翼翼型動態(tài)失速研究極少。

Visbal等[45-47]基于解析壁面層的LES方法對不可壓情況下的翼型動態(tài)失速開展了數(shù)值模擬研究，細致分析了動態(tài)失速過程中邊界層的流動與動態(tài)失速渦的演化特征。LES方法引入了某種過濾尺度，通過數(shù)值計算直接求解得到大尺度脈動信息，小尺度脈動則通過某種模型封閉，因此計算量小于DNS方法，但在模擬包含小尺度高頻率脈動信息的邊界層流動時，所需網(wǎng)格量仍然較大。對于包含邊界層流動的可壓縮旋翼翼型動態(tài)失速問題，受到計算資源的限制，當前基于LES方法的旋翼翼型動態(tài)失速研究也較少。

RANS方法應用湍流統(tǒng)計理論對N-S方程做時間平均得到雷諾平均方程，結(jié)合基于線性渦黏性假設的湍流模型封閉方程，從而計算得到時均的流場。因此，RANS的空間分辨率要求低，計算量小，是目前研究動態(tài)失速最常用的方法。但RANS只能提供湍流的平均信息，并且受到基于渦黏性假設的湍流模型的限制，RANS方法在模擬大分離流動、逆壓梯度引起的尾緣分離流動以及渦的運動等問題時，很難得到令人滿意的計算結(jié)果（如圖6和圖7所示）。

圖6 不同方法計算的氣動力系數(shù)對比[51]Fig. 6 Comparisons of aerodynamic force coefficients calculated by different methods[51]

圖7 不同方法模擬的流場對比[52]Fig. 7 Comparison of flow fields simulated by different methods[52]

近年來，針對旋翼翼型動態(tài)失速特性的研究開始嘗試采用DES類方法[48-50]，該方法兼顧了RANS方法和LES方法分別在邊界層和分離區(qū)域的優(yōu)勢，在有效減少邊界層網(wǎng)格數(shù)量的同時，提高了對大分離流動的模擬能力。但在旋翼復雜渦流場模擬方面，受旋翼跨聲速、強可壓縮性、三維流與渦干擾復雜度以及計算資源限制，應用該類型方法的研究依然較少。

1.2 旋翼翼型動態(tài)失速機理

1.2.1 動態(tài)失速氣動載荷與流場特征研究

在動態(tài)失速研究初期，研究人員通過試驗手段獲得了動態(tài)失速過程中氣動力的遲滯特征以及不同的失速類型。McCroskey等[4]測量了NACA0012翼型及其前緣修型翼型的動態(tài)失速特性，發(fā)現(xiàn)了尾緣失速、層流分離泡破裂引起的前緣失速和邊界層轉(zhuǎn)捩引起的前緣失速等三種不同的失速機制，并指出渦脫落現(xiàn)象是不同類型動態(tài)失速的主要共同特征。Ham[53]結(jié)合試驗和理論方法研究了旋翼翼型的動態(tài)失速特性，發(fā)現(xiàn)旋翼翼型前緣形成的動態(tài)失速渦對氣動載荷有明顯影響，而且翼型的動態(tài)失速迎角遠大于靜態(tài)失速迎角。McCroskey等[21-23]開展了NACA0012、SC1095和VR-7等多個翼型動態(tài)失速特性的試驗工作。通過對試驗結(jié)果的分析，發(fā)現(xiàn)前緣分離渦的形成、輸運和脫落，導致了翼型動態(tài)失速氣動力的遲滯效應。Rhee[54]基于動態(tài)失速試驗數(shù)據(jù)對動態(tài)失速渦的發(fā)展過程開展了較為系統(tǒng)的研究，并分析了動態(tài)失速渦對翼型壓強系數(shù)和氣動力載荷的影響。

1.2.2 翼型外形對動態(tài)失速特性的影響研究

旋翼翼型的動態(tài)失速特性與翼型氣動外形息息相關。為了研究翼型外形對動態(tài)失速特性的影響規(guī)律，許多學者開展了相應的研究。王友進等[14]計算了不同厚度的NACA系列翼型的動態(tài)失速特性，結(jié)果表明，薄翼型的動態(tài)失速是由前緣分離引起的，而厚翼型的動態(tài)失速則是由尾緣分離引起的。通過模擬分析NACA0009、NACA0012、NACA0015和NACA0018等四個不同厚度翼型在低雷諾數(shù)下的動態(tài)失速特性，Sharma等[55]發(fā)現(xiàn)對于較薄的翼型，層流分離泡的破裂標志著動態(tài)失速的開始，而對于最厚的NACA0018翼型，湍流邊界層的分離會觸發(fā)動態(tài)失速。

一般而言，旋翼翼型厚度相對較小（一般小于12%），因而旋翼翼型的動態(tài)失速主要以前緣形成的動態(tài)失速渦主導。翼型的前緣外形會直接影響逆壓梯度和氣流分離，因而對動態(tài)失速渦的形成和強度有重要影響。為研究前緣外形對旋翼翼型動態(tài)失速特性的影響，一些學者開展了不同前緣修型翼型的動態(tài)失速特性研究[56-57]，結(jié)果表明，單純的下表面變形對動態(tài)失速特性影響較小，而合理的翼型上表面變形或前緣下彎能夠有效抑制動態(tài)失速。

1.2.3 來流與振蕩參數(shù)對動態(tài)失速特性的影響研究

除翼型外形外，來流速度及翼型振蕩參數(shù)，包括平均迎角、迎角振幅和縮減頻率等，對動態(tài)失速特性也有顯著影響。1988年，Carr[58]結(jié)合直升機和風力機翼型動態(tài)失速的試驗結(jié)果，從理論上描述了動態(tài)失速的過程，并分析了來流速度、迎角和縮減頻率等參數(shù)對翼型動態(tài)失速特性的影響規(guī)律。Kim等[59]采用CFD方法研究了不同馬赫數(shù)下壓縮性效應對VR-12翼型動態(tài)失速特性的影響，計算結(jié)果表明：在小馬赫數(shù)下，翼型的動態(tài)失速特性主要受到由逆壓梯度引起的氣流分離的影響，此時壓縮性效應對失速特性的影響較?。欢诟唏R赫數(shù)下，會出現(xiàn)激波誘導的氣流分離現(xiàn)象，此時壓縮性效應對翼型的動態(tài)失速特性起主導作用。宋辰瑤等[15]和趙國慶等[60]分別采用理論模型和CFD方法開展了振蕩參數(shù)對翼型非定常動態(tài)失速特性影響研究，揭示了平均迎角、迎角振幅及縮減頻率等振蕩參數(shù)對氣動力遲滯效應以及氣動力峰值的影響規(guī)律。楊鶴森等[61]綜述了翼型外形、運動及氣動參數(shù)對動態(tài)失速的影響規(guī)律，包括縮減頻率、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)以及翼型外形等。

1.2.4 變來流狀態(tài)下的動態(tài)失速機理研究

上述針對翼型動態(tài)失速機理的研究均集中在二維定來流狀態(tài)，未考慮前飛狀態(tài)旋翼槳葉剖面的變來流特征。Kaufmann等[62]通過研究發(fā)現(xiàn)，在二維定來流狀態(tài)模擬的翼型動態(tài)失速特性與旋翼翼型環(huán)境有很大差異（圖8），并指出只有計入變來流-變迎角的耦合特征才能提高旋翼翼型動態(tài)失速特性的模擬精度。

圖8 二維與三維環(huán)境下動態(tài)失速氣動力對比[62]Fig. 8 Comparisons of aerodynamic forces under 2-D and 3-D dynamic stall conditions[62]

基于非定常風洞、水洞以及CFD方法，一些學者開展了非定常來流下翼型動態(tài)失速特性的研究。Gompertz等[31]測量了NREL-S805翼型在變來流-定迎角下的非定常氣動特性，發(fā)現(xiàn)在變來流速度下，翼型的氣動載荷呈現(xiàn)出非定常特征，升力系數(shù)和力矩系數(shù)產(chǎn)生明顯的遲滯回線，且遲滯回線的面積隨著縮減頻率和迎角的增加而增大。Gregory等[32-33]測量了變速度-變迎角情況下SSC-A09翼型的氣動特性，結(jié)果表明，與僅迎角振蕩情況相比，來流速度和迎角反相振蕩時的升力線斜率和失速迎角增加，同相振蕩時則減小。Gharali等[63]計算了變來流-變迎角下NACA0012翼型的氣動特性，并對縮減頻率和相位差對翼型動態(tài)特性的影響進行了參數(shù)分析，發(fā)現(xiàn)來流速度和迎角的變化對翼型流場結(jié)構(gòu)和氣動載荷具有明顯的影響。王清等[27,64]通過翼型平移來模擬旋翼翼型相對來流速度的變化，并采用CFD方法對比分析了變速度-變迎角耦合狀態(tài)下的旋翼翼型氣動特性。研究表明：與定來流狀態(tài)相比，變來流狀態(tài)下模擬的翼型氣動載荷與等效來流的旋翼槳葉剖面的氣動載荷更為接近（圖9）；變來流速度會對旋翼翼型的氣動特性產(chǎn)生很大的影響，且脈動速度越大，引起的非定常特征也越明顯。謝凱等[65]采用CFD方法模擬了SC1095翼型在變來流環(huán)境下的非定常氣動特性，并對比分析了耦合揮舞、擺振運動時，相位差和振幅對翼型非定常特性的影響。研究發(fā)現(xiàn)在迎角振幅不變的情況下，揮舞和擺振運動相位差的增加會使得翼型動態(tài)失速提前發(fā)生，且升力系數(shù)峰值增加；在相位差不變的情況下，揮舞和擺振運動振幅的增加會推遲動態(tài)失速的發(fā)生，且升力系數(shù)的峰值會減小。

圖9 二維和三維環(huán)境下的翼型動態(tài)失速特性對比[27]Fig. 9 Comparison of dynamic stall characteristics under 2-D and 3-D conditions[27]

綜合而言，大多數(shù)針對翼型動態(tài)失速的研究是在定來流-變迎角狀態(tài)開展。雖然在變來流-變迎角耦合狀態(tài)的翼型動態(tài)失速特性方面已經(jīng)有部分研究工作，但解耦變來流與變迎角對動態(tài)失速渦與氣動載荷的作用機理仍然有很大困難。這也是旋翼翼型動態(tài)失速未來的重要研究方向之一。

2 旋翼翼型定常設計研究進展

旋翼翼型設計一直是直升機氣動設計的重要研究內(nèi)容。歐美等發(fā)達國家，在進行直升機型號改進或更新?lián)Q代過程中，將旋翼翼型的設計視為關鍵技術之一。圖10歸納了國際直升機旋翼翼型系列的發(fā)展進程[66-67]。

圖10 直升機旋翼專用翼型發(fā)展歷程[67]Fig. 10 Development of special airfoils for helicopter rotors[67]

旋翼翼型需要在寬馬赫數(shù)和寬迎角范圍以及大的雷諾數(shù)范圍內(nèi)均具有良好的氣動特性，包括良好的失速特性、高最大升力、低力矩和低阻力特性等[66]。除上述定性的對直升機旋翼翼型氣動特性的要求，NASA[19]和ONERA[20]則提出了旋翼翼型定量化設計指標。

傳統(tǒng)的翼型設計采取反復試驗-修正的方式來進行，這種設計方法依賴于設計人員豐富的工程經(jīng)驗和理論知識，而且設計周期長、效率低。隨著航空技術的發(fā)展，直升機的飛行性能不斷提高，對旋翼翼型的氣動性能要求也進一步提高。直升機高速飛行時，旋翼流場同時存在槳尖附近的跨聲速流動和槳根附近的不可壓流動，僅僅依靠試驗手段和工程經(jīng)驗的翼型設計已經(jīng)難以滿足應用要求。得益于計算機技術和CFD方法的發(fā)展，反設計方法和優(yōu)化設計方法逐漸發(fā)展起來并應用到旋翼翼型設計領域。與傳統(tǒng)設計方法相比，反設計和優(yōu)化設計方法對設計人員的工程經(jīng)驗要求較低，而且可以有效地縮短設計周期進而降低設計成本。反設計方法[68-70]計算效率高，但是翼型壓強分布、表面速度分布等難以事先給定，所以其應用范圍受到了一定的限制。而優(yōu)化設計方法則并不需要知道目標的氣動特性參數(shù)，只需要一個較合理的基準翼型即可。因此，優(yōu)化設計方法在翼型設計中得到了廣泛的應用。

1992年，Hager等[71]基于以Euler方程為流場控制方程的CFD方法對NACA0012翼型開展了多狀態(tài)優(yōu)化設計。采用帶約束條件的梯度優(yōu)化算法，以最小化翼型的阻力系數(shù)進行翼型外形優(yōu)化設計。結(jié)果表明，與NACA0012翼型相比，設計翼型能夠顯著地減小逆壓梯度，改善翼型的阻力特性。2004年，錢瑞戰(zhàn)等[72]結(jié)合RANS方程和序列二次規(guī)劃法對OA212翼型開展了多狀態(tài)-多約束優(yōu)化設計。結(jié)果表明，與OA212翼型相比，設計翼型的壓強系數(shù)分布得到了改善，升阻比特性和力矩特性均有所提升。2012年，楊慧等[73]采用遺傳算法和代理模型對OA209翼型進行了多目標-多約束優(yōu)化設計。計算結(jié)果表明，與OA209翼型相比，優(yōu)化翼型具有更好的升力、阻力特性和力矩特性。

2016年，作者團隊[74]基于遺傳算法和CFD方法對SC1095翼型進行了優(yōu)化設計研究，計算結(jié)果表明，與SC1095翼型相比，優(yōu)化翼型的靜態(tài)氣動特性得到了明顯提升。為了檢驗優(yōu)化翼型的非定常氣動特性，對SC1095翼型和優(yōu)化翼型開展了非定常氣動特性數(shù)值模擬分析，通過對比兩個翼型的氣動載荷，發(fā)現(xiàn)兩個翼型的升力系數(shù)遲滯曲線基本一致，阻力和力矩系數(shù)的峰值也基本相當，優(yōu)化翼型的阻力和力矩發(fā)散迎角稍有增加（圖11）。由此可以看出，在定常狀態(tài)下設計得到的翼型可以顯著提高翼型的靜態(tài)氣動特性，并在一定程度上緩解動態(tài)失速特性，不過效果甚微，因此有必要在非定常狀態(tài)下更有針對性地開展旋翼翼型氣動外形設計。

圖11 SC1095翼型和優(yōu)化翼型非定常氣動載荷對比[74]Fig. 11 Comparison of unsteady aerodynamic loadings between SC1095 and the optimized airfoils[74]

3 旋翼翼型非定常設計研究進展

由于定常狀態(tài)下的旋翼翼型外形優(yōu)化設計不能很好地解決動態(tài)失速問題，一些研究人員開始嘗試在非定常狀態(tài)下開展翼型外形優(yōu)化設計。

旋翼翼型非定常設計是指，根據(jù)旋翼槳葉典型剖面工作環(huán)境，在二維情況下以非定常氣動特性為設計目標開展的單一狀態(tài)或多狀態(tài)的翼型氣動外形設計。早期開展非定常設計研究的有美國的斯坦福大學[75-76]、懷俄明大學[77]和中國的南京航空航天大學[78]。其中，斯坦福大學的研究人員推導了時間精確的連續(xù)型和離散型伴隨方程，并成功應用于RAE2822翼型的非定常設計，在保持平均升力的同時，降低了翼型的平均阻力，但設計狀態(tài)平均迎角和迎角振幅較小，翼型并未發(fā)生動態(tài)失速。懷俄明大學的研究人員采用伴隨方法對動態(tài)失速狀態(tài)下的SC1095翼型進行了優(yōu)化，優(yōu)化得到的翼型削弱了動態(tài)失速渦的強度，從而降低了阻力和力矩系數(shù)峰值，但優(yōu)化翼型的厚度較大，并不適用于直升機旋翼槳葉。

南京航空航天大學基于優(yōu)化設計方法開展了旋翼翼型非定常設計研究[78-81]，并對比分析了基準翼型和優(yōu)化翼型的非定常氣動特性。計算結(jié)果表明，SC1095翼型上表面形成了動態(tài)失速渦，并發(fā)生了深度失速，而優(yōu)化翼型抑制了動態(tài)失速渦的形成（圖12），在保證升力特性的同時，顯著降低了阻力和力矩系數(shù)峰值（圖13），證明了在非定常狀態(tài)下開展旋翼翼型外形優(yōu)化設計的可行性和有效性。為了檢驗優(yōu)化翼型在定常狀態(tài)下的氣動特性，計算了SC1095翼型和優(yōu)化翼型的靜態(tài)氣動特性。結(jié)果表明，與SC1095翼型相比，優(yōu)化翼型表現(xiàn)出更好的靜態(tài)氣動特性，升力系數(shù)增加，并且失速迎角和阻力、力矩系數(shù)發(fā)散迎角增加（圖14）。

圖12 SC1095翼型和優(yōu)化翼型流線圖對比（α = 17.9°）[80]Fig. 12 Comparison of streamlines between SC1095 and the optimized airfoil (α = 17.9°) [80]

圖13 SC1095翼型和優(yōu)化翼型非定常氣動力系數(shù)對比[80]Fig. 13 Comparison of unsteady aerodynamic force coefficients between SC1095 and the optimized airfoil[80]

圖14 SC1095翼型和優(yōu)化翼型定常氣動力系數(shù)對比[80]Fig. 14 Comparison of steady aerodynamic force coefficients between SC1095 and the optimized airfoil[80]

2020年，喻伯平等[82]采用代理模型對SC1095翼型開展了非定常設計研究。研究結(jié)果表明：優(yōu)化翼型具有較大的前緣半徑和彎度，能夠抑制前緣渦的形成，從而阻礙阻力和力矩的發(fā)散。

上述針對旋翼翼型的非定常設計大多是在單個動態(tài)失速狀態(tài)下開展的，設計翼型無法同時滿足多個工作狀態(tài)下的氣動特性要求。因此，作者團隊[80]基于OA209翼型進一步開展了多狀態(tài)-多約束的非定常優(yōu)化設計研究，翼型在設計狀態(tài)下的非定常氣動特性如圖15和圖16所示。研究結(jié)果表明，多狀態(tài)下設計的翼型在各個設計狀態(tài)下的設計效果要比單個狀態(tài)下設計的翼型差一些。這是由于翼型難以同時在多個狀態(tài)下表現(xiàn)最優(yōu)，因此需要在不同的設計狀態(tài)之間折中。但與OA209翼型相比，設計翼型在各個設計狀態(tài)下的動態(tài)失速特性均得到明顯改善。

圖15 設計狀態(tài)1下的翼型氣動力系數(shù)對比[80]Fig. 15 Comparisons of aerodynamic force coefficients of airfoils under design point 1[80]

圖16 設計狀態(tài)2下的氣動力系數(shù)對比[80]Fig. 16 Comparisons of aerodynamic force coefficients of OA209 and optimized airfoils under design point 2[80]

為了檢驗非定常設計翼型在旋翼環(huán)境下的表現(xiàn)，還計算了分別配置OA209翼型和優(yōu)化翼型的兩副旋翼的懸停（槳葉周期變距）和高速前飛性能[80]。計算結(jié)果表明：在懸停狀態(tài)，優(yōu)化翼型能夠削弱甚至抑制動態(tài)失速渦（圖17），從而提升旋翼的氣動性能；在高速前飛狀態(tài)，優(yōu)化翼型可以推遲旋翼動態(tài)失速的發(fā)生，降低后行槳葉剖面的阻力系數(shù)和力矩系數(shù)峰值（圖18），從而改善旋翼前飛時的非定常氣動特性。綜合優(yōu)化翼型的定常和非定常氣動特性分析可以看出，基于動態(tài)氣動特性的非定常設計可以獲得既能夠緩解動態(tài)失速又能顯著提高靜態(tài)氣動特性的翼型，并且設計翼型在旋翼環(huán)境下能夠明顯改善旋翼的動態(tài)失速特性。因此，針對旋翼槳葉運動特征的非定常設計是當前旋翼翼型設計的一個新思路和新方向。

圖17 懸停狀態(tài)270°方位角槳葉不同剖面的渦量對比[79]Fig. 17 Comparisons of vorticity at different spanwise stations of a blade at the azimuth of 270° in hover[79]

圖18 前飛狀態(tài)不同剖面的阻力和力矩系數(shù)對比[79]Fig. 18 Comparisons of drag and pitching moment coefficients at different spanwise stations in forward flight[79]

4 旋翼翼型設計未來發(fā)展方向

翼型設計的目的是提高旋翼的性能，從而滿足直升機的飛行性能要求。旋翼性能不僅受到翼型的影響，還受到旋翼實度、槳葉片數(shù)、翼型配置和槳葉三維氣動外形等氣動布局與外形參數(shù)的影響。基于國內(nèi)外在旋翼設計方面的研究工作與經(jīng)驗，結(jié)合旋翼設計與旋翼性能改善方面的發(fā)展趨勢，可將直升機旋翼外形設計分為三個層級、六個設計階段，如圖19所示。

圖19 旋翼設計階段Fig. 19 The procedure of rotor design

旋翼外形設計的第一層級為翼型設計，分為以下三個階段：翼型定常設計、翼型非定常設計以及三維環(huán)境下翼型設計。針對第一階段的翼型定常設計，研究人員已經(jīng)開展了大量的工作，積累了豐富的設計經(jīng)驗[19,20,68-74,83]。

非定常設計是指根據(jù)旋翼槳葉典型剖面的運動規(guī)律與來流特征，在二維情形下以非定常氣動特性為設計目標開展的單一狀態(tài)或多狀態(tài)的翼型氣動外形設計。目前旋翼翼型的非定常設計研究主要在定來流-變迎角狀態(tài)下開展[77-79,82,84]，研究結(jié)果表明，設計翼型可以有效緩解甚至抑制某些狀態(tài)的動態(tài)失速現(xiàn)象，具有大幅提升旋翼氣動性能的潛力，是旋翼翼型設計未來的重點發(fā)展方向之一。為完善旋翼翼型非定常設計理念，需要進一步考慮槳葉剖面來流速度的周期性變化，變來流-變迎角狀態(tài)下的旋翼翼型設計是未來的一個新發(fā)展方向。

三維環(huán)境下的旋翼翼型設計是以提高旋翼氣動性能（如懸停效率、前飛升阻比等）為目標，針對槳葉剖面翼型開展的單一或多狀態(tài)的氣動外形設計。由于旋翼流場中存在展向流、下洗流和槳尖渦等三維特征的流動，以二維翼型氣動特性為設計目標開展的翼型設計無法考慮三維流動對旋翼性能的影響，導致設計翼型應用于旋翼槳葉時往往難以達到理想的效果。但由于旋翼氣動特性的計算量較大，三維環(huán)境下的旋翼翼型設計研究相對較少。隨著計算機技術的迅速發(fā)展，三維環(huán)境下的旋翼翼型設計將迎來更廣闊的發(fā)展空間。

旋翼外形設計的第二層級是旋翼槳葉外形設計，包括槳葉外形一體化設計和槳葉氣動/結(jié)構(gòu)一體化設計兩個階段。旋翼槳葉外形一體化設計指將槳葉三維外形的特征參數(shù)（如扭轉(zhuǎn)分布、翼型配置、弦長分布、1/4弦線分布及細致的槳尖外形等）作為綜合設計參數(shù)，為滿足旋翼在多狀態(tài)下的氣動性能及噪聲特性需求開展的槳葉三維氣動外形的一體化設計。旋翼槳葉外形一體化設計不再涉及“翼型”的概念，而是將槳葉外形作為一個整體進行設計。一些學者已經(jīng)開展了槳葉外形一體化設計研究[85]，但是設計變量多、計算量大，這對目前的計算水平來說具有很大的挑戰(zhàn)性。

槳葉氣動/結(jié)構(gòu)一體化設計指基于流/固耦合分析方法，綜合流動特征與結(jié)構(gòu)動力學特征開展的旋翼槳葉氣動外形與內(nèi)部結(jié)構(gòu)的多學科一體化設計。旋翼的性能不僅受到氣動外形的影響，還受到旋翼結(jié)構(gòu)的影響。目前針對旋翼性能和外形設計的研究大多是將氣動和結(jié)構(gòu)特性分開進行，但二者緊密相連、相互影響，因此氣動/結(jié)構(gòu)一體化設計是旋翼設計發(fā)展的一個必然趨勢。

旋翼外形設計的第三層級是旋翼槳葉智能化設計。為突破有限固定狀態(tài)下的旋翼外形設計無法滿足全部工作狀態(tài)下旋翼性能需求的壁壘，將智能主動流動控制策略引入旋翼設計中，實現(xiàn)旋翼工作過程中的智能化控制，如動態(tài)前后緣[86-90]、旋翼變體技術（包括變直徑、變弦長和變彎度等）[91-94]及射流[95-99]等主動流動控制方法。目前主動流動控制技術仍不成熟，難以實現(xiàn)工程應用，但隨著人工智能和工業(yè)技術的迅速發(fā)展，國內(nèi)外對解決主動流動控制技術的工程應用問題持樂觀態(tài)度，因此主動流動控制技術是旋翼設計的探索方向之一。

5 總 結(jié)

本文介紹了旋翼翼型動態(tài)失速特性和翼型設計的研究進展，分析了現(xiàn)有動態(tài)失速研究仍存在的問題以及翼型設計方法的優(yōu)缺點，主要結(jié)論如下：

1）當前，針對旋翼動態(tài)失速特性的研究多局限于固定來流速度狀態(tài)，對旋翼動態(tài)失速特性以及動態(tài)失速渦演化機理的認識仍然有一些欠缺；

2）與定常設計方法相比，翼型非定常設計方法可以獲得既能緩解動態(tài)失速又能顯著提高靜態(tài)氣動特性的翼型，綜合考慮旋翼槳葉典型剖面運動與來流特征的非定常設計是直升機旋翼翼型設計的新方向；

3）二維情況下的翼型設計，無法考慮真實旋翼環(huán)境下的復雜三維流動，以旋翼氣動性能為設計目標的旋翼環(huán)境下的翼型設計、槳葉外形一體化設計、氣動/結(jié)構(gòu)一體化設計以及主動流動控制設計等將成為旋翼/翼型設計的未來發(fā)展方向。