胡志遠(yuǎn)，史勇杰，徐國華，溫小軍

南京航空航天大學(xué) 直升機動力學(xué)全國重點實驗室，江蘇 南京 210016

高速直升機共軸剛性旋翼由兩副尺寸相同、旋轉(zhuǎn)方向相反的旋翼構(gòu)成,它沒有常規(guī)直升機的結(jié)構(gòu)復(fù)雜的揮舞鉸和擺振鉸,并充分利用了高速前飛時旋翼前行槳葉動壓大的特點,使前行槳葉承擔(dān)絕大部分升力[1]；另外,通過減小后行槳葉迎角,對槳盤后行側(cè)進(jìn)行卸載,使后行槳葉產(chǎn)生小升力或幾乎不產(chǎn)生升力,從而推遲或避免了后行槳葉產(chǎn)生動態(tài)失速的現(xiàn)象[2]。與常規(guī)旋翼相比,共軸剛性旋翼上下旋翼前行側(cè)槳葉所產(chǎn)生的升力左右對稱,消除了由于單旋翼氣流不對稱引起的旋翼傾側(cè)力矩。同時,由于上下旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反、扭矩相互抵消,可省去用于平衡反扭矩的尾槳裝置,提高了功率利用效率。與傳統(tǒng)單旋翼直升機相比,在產(chǎn)生相同拉力時,共軸剛性旋翼高速直升機所需要的旋翼直徑更小。共軸剛性旋翼兼顧懸停和高速飛行能力,具有結(jié)構(gòu)緊湊、氣動效率高、機動性能和操縱性能好等優(yōu)點。正是這些優(yōu)點,使得共軸剛性旋翼復(fù)合式高速直升機成為當(dāng)前的研究熱點,也代表了未來高速直升機的一個重要發(fā)展方向[3]。除了最早提出共軸剛性旋翼的美國西科斯基公司在其研制的X2及改進(jìn)型S-97 高速直升機中均采用共軸剛性旋翼外,俄羅斯的K-92高速直升機方案中也使用了共軸剛性旋翼[4]。

與常規(guī)旋翼相比,共軸剛性旋翼的氣動特性要復(fù)雜得多。這是由以下幾個方面引起的:（1）共軸剛性旋翼由旋轉(zhuǎn)方向相反的兩副旋翼構(gòu)成,這使得即便在懸停狀態(tài)下,其流場也是非定常的,需要考慮其中的配平影響[5]；（2）由于上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動干擾,特別是在懸停狀態(tài)下,下旋翼大部分區(qū)域處于上旋翼的下洗流和尾跡之中,其流場存在渦—渦干擾、槳—渦干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象[6-7]。

本文開展了共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)下的氣動特性研究。為了真實地反映槳葉的實際運動,需要對共軸剛性旋翼進(jìn)行配平計算。但與單旋翼流場數(shù)值模擬不同的是,共軸剛性旋翼的雙旋翼會給配平計算帶來很大的困難。為此,本文采用了一個適合于懸停狀態(tài)共軸剛性雙旋翼的計算流體力學(xué)（CFD）配平模型。

1 共軸剛性旋翼懸停氣動特性計算模型

1.1 CFD求解方法

在慣性坐標(biāo)系下三維非定?？蓧篘avier-Stokes 方程可表示為[8]

其中

針對共軸剛性旋翼,為了更好地捕捉其中的復(fù)雜流動現(xiàn)象和氣動干擾效應(yīng),本文采用迎風(fēng)Roe格式[9]對無黏量進(jìn)行空間離散,同時使用了二階MUSCL 格式對網(wǎng)格單元內(nèi)流場進(jìn)行重構(gòu)。為處理共軸上下旋翼間的相互干擾作用,將懸停狀態(tài)按非定常流場進(jìn)行模擬,并采用雙時間步方法進(jìn)行時間推進(jìn),同時在偽時間上使用LU-SGS 時間離散格式來加速計算收斂速度。再考慮到共軸剛性旋翼槳葉表面邊界層流動的黏性影響及分離流動現(xiàn)象,本文計算中湍流模型選用Spalart-Allmaras（S-A）模型[10]。

1.2 運動嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)

本文將常用的單旋翼嵌套網(wǎng)格生成方法推廣到共軸剛性（雙）旋翼[3]。共軸剛性旋翼在上下旋翼做旋轉(zhuǎn)運動的同時還存在槳葉變距運動,運動規(guī)律較為復(fù)雜。為了準(zhǔn)確地描述共軸剛性旋翼流場模擬中上下旋翼槳葉復(fù)雜的運動規(guī)律,這里基于結(jié)構(gòu)運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)并結(jié)合參考文獻(xiàn)[4]給出的槳葉三維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成方法,生成共軸剛性旋翼結(jié)構(gòu)運動嵌套網(wǎng)格系統(tǒng),主要包括[4]:（1）圍繞共軸剛性旋翼槳葉的C-O拓?fù)湫徒Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格,該網(wǎng)格與槳葉固連在一起且跟隨槳葉一起做旋轉(zhuǎn)運動,用于模擬槳葉附近流場和捕捉近場渦尾跡；（2）包含共軸剛性旋翼槳葉貼體網(wǎng)格的笛卡兒背景網(wǎng)格,用于模擬共軸剛性旋翼空間流場、上下旋翼間干擾及遠(yuǎn)場尾跡。為了能夠更為準(zhǔn)確地捕捉槳尖渦和上下旋翼之間的干擾效應(yīng)[11],在背景網(wǎng)格中對槳尖渦形成區(qū)域和上下旋翼之間進(jìn)行了加密。

需要指出的是,共軸剛性旋翼上下旋翼之間的間距較小,生成共軸剛性（雙）旋翼嵌套網(wǎng)格與生成單旋翼嵌套網(wǎng)格有一定的區(qū)別,且更為困難:一是上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動干擾,為了捕捉這種干擾效應(yīng),需要對上下旋翼之間的背景網(wǎng)格進(jìn)行加密；二是上下旋翼槳葉的貼體網(wǎng)格不能與對方槳葉實體發(fā)生重疊,這就要求槳葉貼體網(wǎng)格邊界足夠小。同時,模擬中流場域外邊界設(shè)置為Riemann 遠(yuǎn)場邊界,槳葉物面為無滑移邊界,并將槳葉網(wǎng)格外邊界作為嵌套插值邊界。

1.3 懸停配平分析

共軸剛性旋翼在懸停狀態(tài)時,上下旋翼槳葉存在變總距的運動。為了真實地反映槳葉的實際運動,使得旋翼總拉力系數(shù)達(dá)到給定的目標(biāo)值,同時上下旋翼滿足扭矩平衡,需要對懸停狀態(tài)共軸剛性旋翼進(jìn)行CFD 配平計算。如果直接采用CFD 進(jìn)行配平,會導(dǎo)致計算量急劇增加,這在科學(xué)研究和工程實用中都是不現(xiàn)實的。因此,采用了本文建立的適用于懸停狀態(tài)共軸剛性旋翼的CFD 配平計算的方法[4]。由于共軸剛性旋翼的氣動特性參數(shù)與總距之間為非線性變化關(guān)系[12-13],本文通過Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操縱量。

1.4 計算方法的算例驗證

圖1 和圖2 分別是計算的Caradonna-Tung 旋翼[14]在θ0.75=8°、Matip=0.877狀態(tài)下槳葉剖面壓力分布圖和槳葉剖面拉力系數(shù)沿展向分布圖,由圖1 和圖2 可知,本文計算結(jié)果與參考文獻(xiàn)[14]的試驗值吻合得比較好。

圖3給出了UH-60A模型旋翼懸停性能計算結(jié)果與試驗值[15]的對比。由圖3 可知,雖然旋翼性能的計算是富有挑戰(zhàn)性的,但本文計算結(jié)果與參考文獻(xiàn)試驗值仍吻合良好,這表明本文建立的數(shù)值方法適用于計算具有復(fù)雜氣動外形的旋翼懸停氣動性能。

2 計算結(jié)果與分析

懸停狀態(tài)下的單旋翼可認(rèn)為是定常的,其拉力基本不隨方位角變化,而共軸剛性旋翼由于其上下旋翼間的相互干擾,具有嚴(yán)重的非定常特性。不同于常規(guī)單旋翼懸停流場的定常特征,共軸剛性旋翼由于其上下旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反,即使在懸停狀態(tài)下其流場也是非定常的。在懸停狀態(tài)下,共軸剛性旋翼上下旋翼之間存在嚴(yán)重的氣動干擾。除了旋翼槳葉與自身尾跡的干擾外,上旋翼槳葉與下旋翼槳葉、槳葉與另一旋翼尾跡之間、上下旋翼尾跡之間都會出現(xiàn)干擾。

圖1 Caradonna-Tung旋翼在θ0.75=8°, Matip=0.877計算狀態(tài)下的槳葉剖面壓力分布Fig.1 The pressure distribution on the blade cross-section of the Caradona-Tung rotor in the state of θ0.75=8°, Matip=0.877

圖2 Caradonna-Tung旋翼在θ0.75=8°, Matip=0.877狀態(tài)下的槳葉剖面拉力系數(shù)沿展向分布Fig.2 The thrust coefficient distribution on the blade cross-section of the Caradona-Tung rotor in the state of θ0.75=8°, Matip=0.877

圖3 UH-60A模型旋翼懸停性能計算結(jié)果與試驗值的對比Fig.3 The comparison between the calculated results and experiment for hovering performance of the UH-60A model rotor

共軸剛性旋翼的上下旋翼軸向間距比較小,因而其干擾影響會比常規(guī)共軸雙旋翼更大。以美國高速直升機的驗證機XH-59 為例,它的軸向間距約為0.14R,而俄羅斯Ka-28 直升機的常規(guī)共軸雙旋翼軸向間距達(dá)到了0.2R以上[4]。這里重在研究共軸剛性旋翼的氣動特性,對于旋翼結(jié)構(gòu)和槳葉形狀的細(xì)節(jié)（如槳葉根部連接方式、特殊平面形狀等）不十分關(guān)注,因此算例中采用Harrington rotor-2 旋翼[11]為計算模型,其軸向間距為0.16R,符合共軸剛性旋翼的特征。本文的算例都采用了同一尺度的網(wǎng)格系統(tǒng),背景網(wǎng)格尺度為143×168×143,網(wǎng)格單元數(shù)為3435432 個；槳葉貼體網(wǎng)格使用C-O形網(wǎng)格,網(wǎng)格尺度為177×49×74,單片槳葉網(wǎng)格單元數(shù)為641802個。

2.1 懸停氣動性能

為了研究上下旋翼間距對共軸剛性旋翼懸停氣動特性的影響,計算了目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.005時、旋翼間距為1.0h（0.16R）和1.5h（0.24R）時共軸剛性旋翼的氣動性能。當(dāng)間距為1.0h時,旋翼處于配平狀態(tài),目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.005；當(dāng)間距為1.5h時,保持上下旋翼總距與間距為1.0h時相同,故該間距時旋翼不處于配平狀態(tài)。

圖4給出了不同旋翼間距時上下旋翼拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。從圖4 中可以看出,隨著旋翼間距增加,最大脈沖幅值減小。隨著旋翼間距增加,上旋翼拉力變大,而下旋翼拉力減小。對于上旋翼,旋翼間距增加后,上旋翼誘導(dǎo)入流受下旋翼“吸引”作用減弱,增大了其有效迎角,表現(xiàn)為上旋翼拉力變大；而對于下旋翼,當(dāng)旋翼間距增加后,上旋翼在下旋翼槳盤位置處的下洗速度增大,減小了下旋翼的有效迎角,表現(xiàn)為下旋翼拉力變小。同理,上旋翼扭矩隨旋翼間距增大而增加,下旋翼扭矩隨旋翼間距增加而減小。不管是拉力還是扭矩的脈沖幅值都隨旋翼間距增大而減小,這也說明旋翼間距增加后,上下旋翼之間的干擾作用減弱。

2.2 槳葉氣動外形參數(shù)對懸停氣動特性的影響

共軸剛性旋翼高速直升機最顯著的特點就是采用了共軸剛性旋翼來實現(xiàn)高速飛行,而共軸剛性旋翼氣動特性與其槳葉氣動外形設(shè)計密切相關(guān)。因此,本節(jié)擬應(yīng)用上節(jié)建立的適合于共軸剛性旋翼的流場數(shù)值模擬方法,開展槳葉氣動外形設(shè)計參數(shù)對共軸剛性旋翼氣動特性影響的研究。為了便于后面的計算對比與分析,這里定義了幾種共軸剛性旋翼槳葉氣動外形。

在本節(jié)算例中,主要開展共軸剛性旋翼槳葉翼型配置、扭轉(zhuǎn)分布對懸停氣動特性的影響研究,其計算狀態(tài)為:槳尖馬赫數(shù)Matip= 0.5544、拉力系數(shù)CT為0.002～0.008。

2.2.1 基準(zhǔn)旋翼參數(shù)

表1給出了基準(zhǔn)旋翼參數(shù),其旋翼實度與X2高速直升機（σ=0.1441）相近。為了便于對比分析,后文其他氣動外形槳葉都以此旋翼槳葉為基準(zhǔn),分別進(jìn)行翼型配置、扭轉(zhuǎn)分布更改而給出,并保持其他旋翼槳葉參數(shù)一致。后文基準(zhǔn)槳葉即指該基準(zhǔn)旋翼槳葉。

2.2.2 翼型配置方案

圖4 不同旋翼間距時拉力和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線(CT=0.005)Fig.4 The variation of thrust and torque coefficients of azimuth angle for different rotor spacing(CT=0.005)

表1 基準(zhǔn)旋翼參數(shù)Table 1 The reference rotor parameters

針對共軸剛性旋翼在高速前飛時,后行槳葉內(nèi)側(cè)會出現(xiàn)反流區(qū),選擇反流氣動特性較好的雙鈍頭翼型[16]對基準(zhǔn)旋翼槳葉進(jìn)行更改設(shè)計,給出共軸剛性旋翼槳葉“翼型配置1”方案。在該方案中,用雙鈍頭翼型替換基準(zhǔn)旋翼槳葉0.15R～0.35R段的NACA0012 翼型。為了增大共軸剛性旋翼的拉力,選用升力特性較好的OA209 翼型替換“翼型配置1”方案中0.4R～0.8R段的NACA0012 翼型,同時,針對高速前飛時前行槳葉槳尖部分容易出現(xiàn)激波的現(xiàn)象,采用薄翼型OA206 替換“翼型配置1”方案中0.85R～R段的NACA0012 翼型,形成共軸剛性旋翼槳葉“翼型配置2”方案。

表2給出了用于共軸剛性旋翼槳葉翼型配置對氣動特性的影響研究的兩種方案。

表2 翼型配置方案Table 2 The airfoil configuration scheme

2.2.3 槳葉扭轉(zhuǎn)分布

首先,為了提高共軸剛性旋翼的懸停效率,依據(jù)常規(guī)單旋翼傳統(tǒng)槳葉扭轉(zhuǎn)設(shè)計方法,對基準(zhǔn)旋翼槳葉采用線性負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計,給出了共軸剛性旋翼槳葉“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案。其次,為了減小共軸剛性旋翼槳葉根部的安裝角,使反流與后行槳葉的相對迎角變小,從而減小高速前飛時后行槳葉根部的負(fù)升力和阻力,對基準(zhǔn)旋翼槳葉采用正負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計,即槳葉內(nèi)段采用線性正扭轉(zhuǎn)設(shè)計,槳葉外段采用線性負(fù)扭轉(zhuǎn)設(shè)計,給出了共軸剛性旋翼槳葉“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案。

表3給出了用于共軸剛性旋翼槳葉扭轉(zhuǎn)分布對氣動特性的影響研究的兩種方案。

2.2.4 翼型配置的影響

圖5給出了不同翼型配置方案對應(yīng)的上下旋翼配平總距隨總拉力的變化曲線。從圖5中可以看出:（1）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時,“翼型配置2”方案中的上旋翼和下旋翼需要的總距與基準(zhǔn)槳葉和“翼型配置1”方案相比都要小,這是因為“翼型配置2”方案中采用了升力特性較好的OA209 和OA206翼型替換“翼型配置1”方案中的NACA0012翼型；（2）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時,“翼型配置1”方案中的上旋翼和下旋翼需要的總距與基準(zhǔn)槳葉基本相等,這是因為,雖然利用了雙鈍頭翼型替換基準(zhǔn)槳葉槳根部分的NACA0012翼型,但是在懸停狀態(tài)下,旋翼拉力主要由槳葉外側(cè)產(chǎn)生,槳葉內(nèi)側(cè)尤其是槳根部分產(chǎn)生的升力較小。

表3 扭轉(zhuǎn)分布方案Table 3 The twisted distribution scheme

圖5 不同翼型配置方案中的上下旋翼配平總距隨總拉力系數(shù)的變化Fig.5 The variation of trim values of the upper and lower rotors with the total thrust coefficient in different airfoil configuration schemes

圖6 和圖7 分別給出了不同翼型配置方案對應(yīng)的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)、懸停效率隨總拉力系數(shù)的變化曲線。共軸剛性旋翼懸停效率定義為[4,17]:FM=C/(CQco),其中,總拉力CTco=CTu+CTL、總扭矩CQco=CQu+CQL分別為上下旋翼拉力、扭矩之和。從圖6 中可以看出:（1）在相同的總拉力系數(shù)下,“翼型配置1”方案對應(yīng)的扭矩系數(shù)最大,這是因為氣流由槳葉翼型前緣吹向后緣時,雙鈍頭翼型的升阻特性不如傳統(tǒng)尖后緣翼型（NACA0012）,從而導(dǎo)致“翼型配置1”方案槳葉內(nèi)段升力減小,阻力增大；（2）在相同的總拉力系數(shù)下,“翼型配置2”方案對應(yīng)的扭矩系數(shù)最小,這是因為OA209和OA206的升阻特性比NACA0012翼型好,它們可以增大旋翼的升力并減小阻力。從圖7中可以明顯看出,基準(zhǔn)槳葉的懸停效率優(yōu)于“翼型配置1”,“翼型配置2”的懸停效率最高。

圖6 不同翼型配置方案的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.6 The variation of torque coefficient with total thrust coefficient for different airfoil configuration schemes

圖7 不同翼型配置方案的共軸剛性旋翼懸停效率(FM)隨總拉力系數(shù)的變化對比Fig.7 The variation of FM with total thrust coefficient for different airfoil configuration schemes

圖8給出了目標(biāo)拉力系數(shù)為CT=0.008時不同翼型配置方案拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。由圖8可知,拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)變化曲線都具有周期性；三種翼型配置的拉力系數(shù)曲線稍有誤差,但還是基本接近,這是因為本文懸停配平計算設(shè)置與目標(biāo)拉力系數(shù)誤差達(dá)到1%以內(nèi)時計算收斂,如果配平精度設(shè)置提高,計算誤差將減小,但耗費的計算時間也將大大增加。另外,由圖8 中可知,“翼型配置1”方案的扭矩系數(shù)最大,而“翼型配置2”方案的扭矩系數(shù)最小,這與前文獲得的結(jié)果是一致的。

據(jù)以上分析可以得出:雙鈍頭翼型會降低共軸剛性旋翼懸停效率,采用升阻特性好的翼型可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率。

圖8 不同翼型配置方案的拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)隨方位角的變化(CT=0.008)Fig.8 The variation of thrust coefficient and torque coefficient with azimuth angle for different airfoil configuration schemes (CT=0.008)

2.2.5 扭轉(zhuǎn)分布的影響

圖9給出了不同扭轉(zhuǎn)分布方案對應(yīng)的上下旋翼配平總距隨總拉力的變化曲線。由圖9可知:（1）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時,“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對應(yīng)的上旋翼和下旋翼配平總距比基準(zhǔn)槳葉小,且在大拉力系數(shù)時小得更多,這只是因為“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案增大了槳葉大部分剖面安裝角,從而增大了剖面迎角；（2）在相同的共軸剛性旋翼拉力系數(shù)時,“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對應(yīng)的上旋翼和下旋翼配平總距小于“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的值,這是因為“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案減小了槳葉內(nèi)側(cè)的安裝角,使得槳葉內(nèi)側(cè)剖面迎角減小。

圖9 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的上下旋翼配平總距隨總拉力系數(shù)的變化Fig.9 The variation of trim values of the upper and lower rotors with the total thrust coefficient in different torsion distribution

圖10 和圖11 分別是不同扭轉(zhuǎn)分布方案對應(yīng)的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)和懸停效率與總拉力系數(shù)的關(guān)系曲線。從圖10和圖11中可以看出:（1）在相同的總拉力系數(shù)下,基準(zhǔn)槳葉的扭矩系數(shù)比“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的要大,且懸停效率更低。隨著拉力增加,兩者的扭矩系數(shù)和懸停效率相差更大,這是因為負(fù)扭轉(zhuǎn)使得旋翼槳葉的誘導(dǎo)速度分布更均勻一些,從而減小誘導(dǎo)功率,提高懸停效率,并且在大載荷時更為明顯；（2）在相同的總拉力系數(shù)下,“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案對應(yīng)的扭矩系數(shù)比“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的要小,懸停效率更大,且隨著拉力的增加,兩者扭矩系數(shù)和懸停效率相差更大,這是因為“正負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案使旋翼槳葉誘導(dǎo)速度沿展向分布更不均勻,增大了誘導(dǎo)功率。

圖12 計算了目標(biāo)拉力系數(shù)CT=0.008 時不同扭轉(zhuǎn)分布方案對應(yīng)的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線。由圖12 可知,拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)變化曲線都具有周期性,且拉力系數(shù)變化曲線基本重合,在各方位角處,基準(zhǔn)槳葉的扭矩系數(shù)最大,而“負(fù)扭轉(zhuǎn)”方案的扭矩系數(shù)最小。

圖10 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的共軸剛性旋翼扭轉(zhuǎn)系數(shù)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.10 The variation of torque coefficient with total thrust coefficient for different torsion schemes

圖11 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的共軸剛性旋翼懸停效率(FM)隨總拉力系數(shù)的變化Fig.11 The variation of FM with total thrust coefficient for different torsion schemes

根據(jù)以上分析可以得出:與無扭轉(zhuǎn)分布相比,負(fù)扭轉(zhuǎn)可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率；與負(fù)扭轉(zhuǎn)分布相比,槳葉內(nèi)側(cè)采用正扭轉(zhuǎn)分布會降低共軸剛性旋翼的懸停效率。

3 結(jié)論

本文進(jìn)行了共軸剛性旋翼懸停狀態(tài)下的氣動特性計算,著重開展了槳葉氣動外形設(shè)計參數(shù)和上下旋翼間距對共軸剛性旋翼懸停氣動特性影響的研究,得到以下結(jié)論:

（1） 算例計算結(jié)果表明,本文建立的計入配平分析的懸停氣動特性計算方法適用于共軸剛性旋翼氣動性能的計算與分析。

（2） 計算表明,雙鈍頭翼型會降低共軸剛性旋翼的懸停效率,因而共軸剛性旋翼宜在槳葉內(nèi)側(cè)采用雙鈍頭翼型。

圖12 不同扭轉(zhuǎn)分布方案的拉力系數(shù)與扭矩系數(shù)隨方位角的變化曲線(CT=0.008)Fig.12 The variation of thrust coefficient and torque coefficient with azimuth angle for different torsion schemes (CT=0.008)

（3） 在升力分布占主導(dǎo)的槳葉外側(cè)采用升阻特性好的翼型可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率。

（4） 負(fù)扭轉(zhuǎn)可以提高共軸剛性旋翼的懸停效率,但采用正扭轉(zhuǎn)分布,與負(fù)扭轉(zhuǎn)分布相比,會降低共軸剛性旋翼的懸停效率。在進(jìn)行共軸剛性旋翼設(shè)計時,槳葉內(nèi)側(cè)應(yīng)采用正扭轉(zhuǎn)分布,而在外側(cè)應(yīng)采用負(fù)扭轉(zhuǎn)分布。

（5） 對于本文算例,保持拉力系數(shù)相同,槳葉采用“翼型配置2”方案時,其懸停效率較基準(zhǔn)槳葉最大可提高3.2%。