江露生，曹亞雄，劉婷，樊楓

（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)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，景德鎮(zhèn) 333001）

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)是當(dāng)前及未來(lái)直升機(jī)的重點(diǎn)研究方向［1-2］，其上下旋翼在大速度前飛時(shí)升力均向前行側(cè)偏置，充分發(fā)揮前行槳葉［3］的氣動(dòng)性能，同時(shí)為后行槳葉卸載，推遲甚至避免后行槳葉的氣流分離，減弱了后行槳葉動(dòng)態(tài)失速的影響。同時(shí)，在高速飛行時(shí)，通過(guò)降低旋翼轉(zhuǎn)速來(lái)減弱前行槳葉槳尖的空氣壓縮性影響，從而實(shí)現(xiàn)高速飛行［4］。

由于共軸剛性旋翼的氣動(dòng)原理與常規(guī)旋翼具有明顯差別，其氣動(dòng)環(huán)境和特征與常規(guī)旋翼也有很大不同。由于上下旋翼反向旋轉(zhuǎn)，且相距很近，下旋翼大部分區(qū)域處于上旋翼強(qiáng)烈的下洗流中，并且存在嚴(yán)重的渦-渦干擾、槳-渦干擾等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，共軸剛性旋翼氣動(dòng)環(huán)境是非常復(fù)雜的，即使是在懸停狀態(tài)其流場(chǎng)也是高度非定常的。槳葉表面壓力是能夠反映槳葉表面流動(dòng)和旋翼氣動(dòng)特性的重要物理量，為此，本文通過(guò)開(kāi)展共軸剛性旋翼槳葉表面壓力計(jì)算分析與試驗(yàn)研究，深入探索共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性和槳葉表面流動(dòng)狀態(tài)，這對(duì)指導(dǎo)旋翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)具有重要的學(xué)術(shù)意義和工程價(jià)值。

國(guó)外，特別是美國(guó)針對(duì)共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性已經(jīng)開(kāi)展了較多的研究［5-9］，但絕大多數(shù)都是針對(duì)共軸剛性旋翼氣動(dòng)性能、氣動(dòng)力、流場(chǎng)，而關(guān)于共軸剛性旋翼槳葉表面壓力的試驗(yàn)研究卻仍然很少。2016年，西科斯基飛機(jī)公司針對(duì)S-97的旋翼、槳轂、機(jī)身開(kāi)展了縮比模型的氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究［10］，并給出了少量的槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果。國(guó)內(nèi)，針對(duì)共軸剛性旋翼氣動(dòng)特性的研究起步較晚，不過(guò)在近幾年發(fā)展較快，開(kāi)展了一些理論［11-14］和試驗(yàn)［15-17］的研究，但尚未見(jiàn)公開(kāi)發(fā)表共軸剛性旋翼槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)研究的相關(guān)文獻(xiàn)。

鑒于此，本文通過(guò)對(duì)4 m直徑共軸剛性旋翼模型進(jìn)行懸停狀態(tài)槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)，得到了上下旋翼槳葉不同剖面的表面壓力數(shù)據(jù)，為其他數(shù)值建模研究提供了可靠的驗(yàn)證數(shù)據(jù)。在此基礎(chǔ)上，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，結(jié)合數(shù)值模擬方法，分析了上下旋翼槳葉表面的壓力分布特性及氣動(dòng)干擾特性，得到了有意義的結(jié)論。

1 試驗(yàn)方法和內(nèi)容

1.1 共軸剛性雙旋翼試驗(yàn)臺(tái)

本文試驗(yàn)使用的試驗(yàn)臺(tái)如圖1所示，其通過(guò)2個(gè)框式應(yīng)變天平六分量天平分別對(duì)上下旋翼進(jìn)行分開(kāi)測(cè)力，主要部件包括電機(jī)、錐齒輪、內(nèi)軸、外軸、軸承座、天平、滑油機(jī)，其中，內(nèi)軸穿過(guò)軸承座內(nèi)部，外軸中空套于軸承座外。對(duì)于此次表面壓力測(cè)量試驗(yàn)，特別需要說(shuō)明的是，上旋翼測(cè)壓點(diǎn)壓力數(shù)據(jù)采用集流環(huán)進(jìn)行傳輸，下旋翼測(cè)壓點(diǎn)壓力數(shù)據(jù)采用無(wú)線(xiàn)的方式進(jìn)行傳輸，無(wú)線(xiàn)遙測(cè)裝置如圖2所示。

圖1 試驗(yàn)臺(tái)及試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Experimental station and experimental model

圖2 無(wú)線(xiàn)遙測(cè)裝置Fig.2 Wireless telemetry device

本文試驗(yàn)采用微型壓力傳感器測(cè)量槳葉表面的非定常壓力，傳感器型號(hào)為kulit LQ-62型，壓力傳感器如圖3所示。該型號(hào)傳感器具有體積小、靈敏度高等優(yōu)點(diǎn)，適用于本文槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)。

圖3 微型壓力傳感器Fig.3 Micro pressure sensor

試驗(yàn)臺(tái)的數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)由PXI系統(tǒng)組成，采集處理通道為96個(gè)，可進(jìn)行方位角觸發(fā)同步采集。上旋翼壓力數(shù)據(jù)通過(guò)集流環(huán)傳輸?shù)男盘?hào)數(shù)據(jù)通過(guò)下方碼盤(pán)給定觸發(fā)信號(hào)進(jìn)行采集，一圈采集64個(gè)點(diǎn)，一次采集80圈數(shù)據(jù)。下旋翼壓力數(shù)據(jù)通過(guò)無(wú)線(xiàn)遙測(cè)傳輸，以固定2 000 Hz的頻率進(jìn)行采集傳輸，傳輸至數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)中，進(jìn)行插值處理成一圈64個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，一次采集80圈數(shù)據(jù)，一個(gè)遙測(cè)具有8個(gè)通道，為保證方位角的精確，方位定位觸發(fā)信號(hào)需要占用1個(gè)通道，實(shí)際壓力數(shù)據(jù)采集只有7個(gè)通道。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

本文試驗(yàn)的模型為4 m直徑共軸剛性旋翼，具體參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼參數(shù)Table 1 Rotor parameters

上下旋翼槳葉分別在展向位置r＝0.5R和r＝0.8R兩個(gè)剖面上布有測(cè)壓點(diǎn)，如圖4所示。

圖4 剖面位置示意圖Fig.4 Schematic diagram of profile location

上表面布置有5個(gè)測(cè)壓點(diǎn)，下表面布置有3個(gè)測(cè)壓點(diǎn)。測(cè)壓點(diǎn)位置為：上表面：x／c＝0.02、0.05、0.12、0.30、0.7；下表面：x／c＝0.03、0.15、0.75。x為測(cè)壓點(diǎn)距當(dāng)?shù)仄拭媲熬壍木嚯x，c為剖面位置對(duì)應(yīng)的弦長(zhǎng)。

1.3 試驗(yàn)內(nèi)容

本文試驗(yàn)?zāi)Ｐ托淼念~定轉(zhuǎn)速為778 r/min，試驗(yàn)內(nèi)容主要包括：測(cè)量懸停狀態(tài)共軸雙旋翼不同總距角配平狀態(tài)（以上旋翼為準(zhǔn)，φ0.7＝5°、7°、9°、10°）下的上下旋翼槳葉表面壓力數(shù)據(jù)，同時(shí)開(kāi)展單旋翼懸停狀態(tài)總距角（φ0.7＝5°、7°、9°、10°）掃描槳葉表面壓力測(cè)量試驗(yàn)。

2 數(shù)值模擬方法

由于試驗(yàn)中壓力測(cè)量只有2個(gè)剖面位置，且每個(gè)剖面僅8個(gè)測(cè)壓點(diǎn)數(shù)量，為更加全面地研究共軸剛性旋翼槳葉表面壓力，本文同時(shí)采用了數(shù)值計(jì)算方法［18］進(jìn)行了數(shù)值模擬，以深入研究共軸剛性旋翼槳葉表面壓力的變化特性。

2.1 控制方程

由于共軸剛性旋翼上下旋翼氣流相互干擾，不論是前飛還是懸停狀態(tài)，都處于非定常狀態(tài)，采用的控制方程為三維非定常雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程：

式中：W 為守恒變量；F（W）和G（W）分別為無(wú)黏通量和黏性通量。

為了減小物理耗散的影響及提高計(jì)算精度，采用低耗散的Roe格式，并結(jié)合MUSCL格式計(jì)算交接面上的無(wú)黏通量，同時(shí)采用物理時(shí)間和偽時(shí)間相結(jié)合的雙時(shí)間方法進(jìn)行時(shí)間步進(jìn)。為了更好地捕捉黏性影響，采用了S-A一方程湍流模型。

與常規(guī)旋翼相同的是，共軸剛性旋翼各槳葉也存在旋轉(zhuǎn)、變距等復(fù)雜運(yùn)動(dòng)。而與常規(guī)旋翼不同的是，共軸剛性旋翼2副旋翼反向旋轉(zhuǎn)，且間距很小，上下旋翼存在復(fù)雜的氣動(dòng)干擾。因此，在生成網(wǎng)格時(shí)，上下旋翼槳葉網(wǎng)格要保持足夠小的邊界。為了準(zhǔn)確模擬上下旋翼氣動(dòng)干擾流場(chǎng)，還要求在上下旋翼之間對(duì)背景網(wǎng)格進(jìn)行加密，這也引起了網(wǎng)格量的劇烈增加，導(dǎo)致計(jì)算量增大。圖5給出了共軸剛性旋翼嵌套網(wǎng)格示意圖。本文計(jì)算采用的槳葉網(wǎng)格大小為175×43×95（弦向×法向×展向），背景網(wǎng)格大小為271×206×271（縱向×垂向×橫向），對(duì)處于槳盤(pán)平面附近和槳尖附近的背景網(wǎng)格進(jìn)行局部加密處理。

圖5 共軸雙旋翼嵌套網(wǎng)格Fig.5 Coaxial dual-rotor overset grids

2.2 共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比

將本次試驗(yàn)測(cè)量得到的結(jié)果進(jìn)行處理，將各個(gè)剖面測(cè)量得到的壓力值P進(jìn)行無(wú)量綱化得到

式中：ρ為空氣密度；P為試驗(yàn)中測(cè)量得到的壓力值；P0為試驗(yàn)開(kāi)始前測(cè)量得到的壓力初始值；Vr為對(duì)應(yīng)剖面的相對(duì)來(lái)流速度。數(shù)值模擬得到的壓力系數(shù)處理方式與試驗(yàn)一致。

首先，研究槳葉表面壓力的計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比情況，選取拉力系數(shù)為0.016 3的共軸雙旋翼懸停狀態(tài)在180°方位角的剖面壓力分布。圖6給出了配平狀態(tài)上下旋翼在180°方位角槳葉表面壓力計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比曲線(xiàn)。圖中：Cw為拉力系數(shù)。可以看出，上下旋翼的計(jì)算結(jié)果在0.5R剖面吻合得較好，而在0.8R剖面上，翼剖面壓強(qiáng)分布吻合度略差。受上旋翼尾跡干擾，下旋翼槳葉0.8R～0.9R處的流動(dòng)特征最為復(fù)雜，上旋翼收縮的尾跡與槳葉在該位置附近易發(fā)生垂直干擾［19］，引起尾跡渦的破碎，破碎的渦會(huì)對(duì)局部的氣動(dòng)力產(chǎn)生影響。尾跡渦與槳葉的這種干擾過(guò)程是非定常的，在旋轉(zhuǎn)周期上呈現(xiàn)一定程度的非穩(wěn)態(tài)特性，這種特征也給試驗(yàn)的準(zhǔn)確測(cè)量和數(shù)值模擬帶來(lái)了困難，從而造成兩者之間的誤差。

圖6 槳葉表面壓力系數(shù)計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比曲線(xiàn)（C w ＝0.016 3）Fig.6 Comparison of blade surface pressure coefficient between calculation and experiment（C w ＝0.016 3）

圖7給出了下單旋翼懸停0.5R剖面壓力系數(shù)試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比曲線(xiàn)?？梢钥闯?，計(jì)算與試驗(yàn)吻合得很好。圖8給出了單旋翼懸停0.8R剖面壓力系數(shù)試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比曲線(xiàn)?？梢钥闯?，0.8R剖面壓力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度良好。無(wú)論是單旋翼還是雙旋翼的計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比，吻合度均良好，可以看出數(shù)值模擬的精度較高，可有效進(jìn)行共軸剛性旋翼槳葉表面壓力特性計(jì)算研究。同時(shí)，互相驗(yàn)證了結(jié)果的可靠性，也為后續(xù)分析奠定了基礎(chǔ)。

圖7 槳葉0.5R剖面壓力系數(shù)計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比曲線(xiàn)（C w ＝0.010 2）Fig.7 Comparison of pressure coefficient of 0.5R blade profile between calculation and experiment（C w ＝0.010 2）

圖8 槳葉0.8R剖面壓力系數(shù)計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比曲線(xiàn)（C w ＝0.010 2）Fig.8 Comparison of pressure coefficient of 0.8R blade profile between calculation and experiment（C w ＝0.010 2）

3 試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果分析

3.1 配平狀態(tài)槳葉表面壓力特性

為觀察共軸雙旋翼槳葉表面壓力旋轉(zhuǎn)一周的變化曲線(xiàn)，在旋轉(zhuǎn)一周采集64個(gè)點(diǎn)的情況下，選取試驗(yàn)配平狀態(tài)上下旋翼槳葉0.8R和0.5R剖面上表面0.02c測(cè)壓點(diǎn)，壓力變化曲線(xiàn)如圖9和圖10所示（圖中：φ為方位角）?？梢钥闯?，上旋翼的上表面2個(gè)測(cè)壓點(diǎn)的壓力變化在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)存在8個(gè)明顯的小周期，這是由于上旋翼的槳葉與下旋翼槳葉在一圈內(nèi)相遇8次，會(huì)出現(xiàn)8次明顯的瞬時(shí)壓力變化，下旋翼槳葉表面壓力亦是如此。

圖9 槳葉0.8R剖面測(cè)壓點(diǎn)壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)（試驗(yàn)值）Fig.9 Pressure coefficient variation with azimuth angle at pressure measuring point of 0.8R blade profile（experiment value）

圖10 槳葉0.5R剖面測(cè)壓點(diǎn)壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)（試驗(yàn)值）Fig.10 Pressure coefficient variation with azimuth angle at pressure measuring point of 0.5R blade profile（experiment value）

從0.5R和0.8R剖面的下旋翼0.02c測(cè)壓點(diǎn)的不同拉力系數(shù)下壓力變化可以看出，下旋翼受到上旋翼下洗流的影響，拉力增大，壓力系數(shù)波動(dòng)的幅值也會(huì)明顯增大。但0.5R的測(cè)壓點(diǎn)壓力隨著拉力系數(shù)增大的幅值變化沒(méi)有0.8R剖面的大，這是由于下旋翼0.8R剖面不僅受到下洗流的影響，還受到槳尖渦的影響。而上旋翼2個(gè)剖面0.02c測(cè)壓點(diǎn)的壓力隨著旋翼拉力系數(shù)增大幅值變化沒(méi)那么明顯。

本文試驗(yàn)狀態(tài)及結(jié)果有限，為進(jìn)一步分析槳葉表面壓力特性，開(kāi)展相關(guān)的計(jì)算研究。首先，分析共軸雙旋翼配平狀態(tài)（上下旋翼扭矩平衡）的槳葉表面壓力特性，此時(shí)上下旋翼總距角分別為8°和9°，上旋翼拉力系數(shù)為0.008 82，下旋翼拉力系數(shù)為0.007 46?？梢钥闯?，下旋翼的總距角雖然比上旋翼要大，但拉力卻要小于上旋翼。圖11給出了配平狀態(tài)上下旋翼槳盤(pán)的拉力分布云圖?？梢钥闯觯滦順P(pán)的大部分區(qū)域拉力小于上旋翼，說(shuō)明此時(shí)上下旋翼存在明顯的氣動(dòng)干擾，且下旋翼受到的干擾影響較大。

圖11 配平狀態(tài)槳盤(pán)拉力分布Fig.11 Distribution of disc traction in trimmed state

圖12給出了配平狀態(tài)上下旋翼徑向剖面的軸向誘導(dǎo)速度V云圖?？梢钥闯?，下旋翼槳葉比較大的一部分區(qū)域（0.4R～0.9R）的誘導(dǎo)速度明顯要大于上旋翼槳葉，誘導(dǎo)速度的增大使得槳葉的有效迎角減小，這也就導(dǎo)致下旋翼總距角雖然大于上旋翼，但拉力明顯低于上旋翼。而槳尖部分區(qū)域的流場(chǎng)主要受到各自槳尖上洗流的影響，槳葉周?chē)恼T導(dǎo)速度場(chǎng)的變化必然會(huì)影響槳葉表面的壓力變化。由于槳葉不同剖面位置受到的軸向誘導(dǎo)速度不一致，計(jì)算了0.5R、0.8R和0.98R三個(gè)剖面位置前緣區(qū)域的壓力云圖，如圖13所示?？梢悦黠@看出，在槳葉0.5R和0.8R上旋翼槳葉上表面的低壓區(qū)域明顯多于下旋翼，而在0.98R出現(xiàn)相反的結(jié)果，翼型剖面的壓力大小直接影響了剖面的升力，如圖14所示。可以看出，上下旋翼壓力系數(shù)差異主要在前緣區(qū)域，也是翼型的主要升力段。在0.5R和0.8R剖面位置的上旋翼槳葉壓力系數(shù)的負(fù)壓峰值大于下旋翼，而下旋翼在0.98R剖面位置的升力大于上旋翼，主要是因?yàn)?.98R處下旋翼的總距角大于上旋翼，且此時(shí)主要受到各自上洗流的影響。

圖12 上下旋翼軸向誘導(dǎo)速度云圖（180°方位角）Fig.12 Axial induced velocity contour of upper and lower rotor（180°azimuth angle）

圖13 上下旋翼剖面壓力云圖（180°方位角）Fig.13 Profile pressure contour of upper and lower rotor（180°azimuth angle）

圖14 不同剖面位置壓力系數(shù)分布（180°方位角）Fig.14 Pressure coefficient distribution at different profile positions（180°azimuth angle）

共軸雙旋翼上下旋翼反向旋轉(zhuǎn)，因此上下旋翼槳葉表面的壓力也是非定常的。圖15給出了上下旋翼槳葉0.5R剖面位置不同弦向位置點(diǎn)的壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)?？梢钥闯?，槳葉表面的點(diǎn)，無(wú)論是靠近前緣還是后緣，壓力均隨著方位角呈周期性變化，由于上旋翼一片槳葉與下旋翼槳葉在一圈內(nèi)相遇8次，會(huì)出現(xiàn)8次明顯的瞬時(shí)壓力變化，而且整體來(lái)看上旋翼的壓力脈動(dòng)幅值要高于下旋翼。

圖15 不同弦向位置點(diǎn)壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)（C w ＝0.016 3）Fig.15 Pressure coefficient variation with azimuth angle at different chordwise positions（C w ＝0.016 3）

3.2 相同總距角狀態(tài)下槳葉表面壓力特性

為更好研究共軸剛性旋翼上下旋翼氣動(dòng)干擾情況，選取上下旋翼總距角均為9°及單旋翼總距角為9°狀態(tài)下的槳葉表面壓力進(jìn)行對(duì)比，此時(shí)上旋翼拉力系數(shù)0.010 8，下旋翼拉力系數(shù)0.006 5，單旋翼拉力系數(shù)Cw＝0.012 0，上旋翼拉力與單旋翼接近，而下旋翼拉力遠(yuǎn)低于二者。圖16給出了上下旋翼和單旋翼均為9°總距角狀態(tài)下的槳盤(pán)拉力分布云圖?？梢钥闯觯舷滦泶嬖诿黠@的氣動(dòng)干擾。

圖16 同總距角狀態(tài)槳盤(pán)拉力分布Fig.16 Distribution of disc traction at the same total pitch angle

圖17給出了上下旋翼和單旋翼的拉力系數(shù)隨著方位角變化曲線(xiàn)，單旋翼的拉力系數(shù)近乎一條直線(xiàn)，而上下旋翼的拉力系數(shù)則隨著方位角呈周期性變化，旋轉(zhuǎn)一圈，呈現(xiàn)出8個(gè)小周期。

圖17 同總距角狀態(tài)拉力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)Fig.17 Traction coefficient variation with azimuth angle at the same total pitch angle

圖18給出了相同總距角狀態(tài)下不同剖面的壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯?，0.5R和0.8R上旋翼剖面的壓力系數(shù)與單旋翼比較接近，但整個(gè)剖面的拉力在幾個(gè)剖面位置均低于單旋翼，而下旋翼剖面拉力比上旋翼小得較多。在槳尖部分，0.98R剖面位置上下旋翼的壓力系數(shù)非常接近，但負(fù)壓峰值還是略低于單旋翼，此時(shí)槳尖區(qū)域上下旋翼存在一定的干擾，但干擾相對(duì)較小。

圖18 同總距角狀態(tài)不同剖面位置壓力系數(shù)分布（180°方位角）Fig.18 Pressure coefficient distribution at different profile positions at the same total pitch angle（180°azimuth angle）

圖19給出了0.5R剖面槳葉上表面弦向位置0.02c和0.3c的壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)。上旋翼呈現(xiàn)比較清晰的周期性，而下旋翼受到的干擾較大，剖面的壓力系數(shù)隨著方位角波動(dòng)更為明顯，而單旋翼波動(dòng)很小，近乎是一條直線(xiàn)。

圖19 剖面點(diǎn)壓力系數(shù)隨方位角變化曲線(xiàn)Fig.19 Pressure coefficient variation with azimuth angle at profile measuring point

4 結(jié) 論

本文針對(duì)共軸剛性模型旋翼懸停狀態(tài)槳葉表面壓力進(jìn)行了試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果分析研究，得出以下結(jié)論：

1）獲得了共軸剛性旋翼槳葉表面非定常壓力變化試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并驗(yàn)證了計(jì)算模型的有效性。

2）對(duì)于上下旋翼各4片槳葉的共軸雙旋翼懸停狀態(tài)，槳葉表面壓力隨著槳葉旋轉(zhuǎn)呈周期性變化，槳葉旋轉(zhuǎn)一周，壓力變化8個(gè)小周期，而且上旋翼的壓力脈動(dòng)幅值高于下旋翼。

3）在配平狀態(tài)，下旋翼的總距角大于上旋翼，而下旋翼槳葉大部分區(qū)域受下洗流影響，使得下旋翼剖面拉力低于上旋翼；槳尖區(qū)域主要受到各自上洗流的影響，使得下旋翼槳尖部分的升力高于上旋翼。

4）相同總距角狀態(tài)下，大部分區(qū)域上旋翼的剖面負(fù)壓峰值接近單旋翼，但遠(yuǎn)高于下旋翼；而槳尖區(qū)域上下旋翼槳葉剖面的負(fù)壓峰值基本一致，但還是略低于單旋翼。