[科普中国]-旋翼气动理论

旋翼

旋翼是直升机的重要部件。在直升机飞行过程中，旋翼起产生升力和拉力双重作用。不仅如此，旋翼还起到类似于飞机副翼、升降舵的作用1。旋翼有多种类型，主要有四种：铰接式旋翼、无铰式旋翼、半铰式旋翼、无轴承式旋翼。

旋翼由桨毂和数片桨叶构成。桨毂安装在旋翼轴上，形如细长机翼的桨叶则连在桨毂上。

简介直升机具有独特的飞行能力，如垂直起降、空中悬停、低空低速飞行等,它的应用已遍及军用和民用的各个领域。现代直升机，尤其是军用直升机，其技术要求和研究重点已不仅是追求高的飞行性能、好的舒适性和可靠性，而且更关注于直升机按照驾驶员的操纵来完成任务的适宜程度，即飞行品质。美国军方于年颁布了“军用旋翼飞行器驾驶品质要求”，2000年颁布了最新版本，均明确规定了新机型在各个研制阶段都需进行飞行品质核查和控制，以保证所研制的直升机最终具有合格的飞行品质。飞行品质已成为现代直升机的主要设计指标之一。目前，飞行品质评估主要包括三种技术手段：计算分析、飞行仿真和试飞，其中计算分析和飞行仿真都依赖于直升机飞行动力学模型。先进的飞行控制系统作为提高直升机飞行品质的主要手段之一，其设计过程也是以飞行动力学模型为基础。因此，建立高置信度的直升机飞行动力学模型是进行飞行品质分析与设计的前提和关键。

长久以来，直升机工程界和学术界花费了大量的人力、物力建立了多种直升机飞行动力学模型，不断的提高其置信度。目前，已有的模型能有效预测直升机中等速度平飞状态的飞行特性，但对直升机在悬停、低速飞行以及机动飞行状态的飞行特性预测精度较低，还不能完全满足工程精度的要求。例如，对于直升机俯仰或滚转机动时异轴响应的预测，已有的模型还显得“力不从心”。造成这一现状的主要原因是对悬停、低速飞行及机动飞行状态的旋翼气动力及旋翼与直升机各部件气动干扰的预测不够理想。由于旋翼与直升机各部件气动干扰的预测精度与旋翼气动力的预测精度密切相关，所以旋翼气动力的预测精度已成为制约直升机飞行动力学模型置信度的主要因素。

与固定翼不同，直升机旋翼由大展弦比的柔性桨叶组成，主要依靠自身的旋转运动来产生升力，桨叶后缘拖出的尾涡呈三维螺旋结构，并以外部卷起的桨尖涡主导旋翼的气动特性；在悬停和低速飞行状态，自由来流很小，旋翼尾迹会非常靠近桨盘，并产生严重的凡何形状畸变，在桨盘平面诱导强烈的非均匀入流，改变桨叶的气动载荷分布和桨叶的运动，从而影响直升机的平衡特性和操稳特性;反过来，桨叶气动载荷分布和桨叶运动的变化，又会影响旋翼尾涡涡强分布及凡何结构的变化，三者之间形成一个高度祸合的复杂动力系统。旋翼尾迹及其诱导速度场还会改变机身、尾翼等部件的气动环境，影响机身、尾翼等受到的空气动力。

机动飞行是武装直升机的重要飞行状态，与定常飞行状态不同，在机动飞行中，机体的非定常运动将导致旋翼尾涡响应滞后、凡何形状产生复杂的动态畸变，改变桨盘入流分布特征，此时旋翼的非定常气动环境将发生显著变化，并导致旋翼载荷产生与定常飞行状态不同的动态特性，进而影响机体的运动规律。对于大机动飞行，快速、大幅变化的操纵输入和机体的运动将引起更剧烈的尾迹动态畸变，而且旋翼桨叶还可能会产生大的弹性变形、动态失速等复杂现象，旋翼气动力的非定常、非线性特性将更加严重。

由于上述气动问题本身的复杂性，到目前为止，仍未能得出一个全面的、满意的旋翼非定常气动力模型，许多相关问题远未解决。目前的直升机飞行动力学建模中，大多只能采用相对简化的模型，如动态入流模型、桨叶刚性挥舞运动模型和准定常翼型气动力模型等。此类模型能合理预测直升机中等速度前飞状态的旋翼气动力，但由于未计入尾迹自诱导畸变以及操纵输入和机体非定常运动引起的尾迹动态畸变对桨盘入流的影响，忽略了桨叶弹性变形、动态失速等的作用，难以准确预测悬停、低速飞行以及机动飞行状态的旋翼非定常气动力，从而降低了直升机飞行动力学模型的置信度。因此，开展与直升机飞行动力学模型相匹配的高置信度旋翼非定常气动力建模研究，使其能准确预测悬停、低速飞行以及机动飞行状态的旋翼气动力，不仅是一项具有理论意义的重要课题，而且是一项具有实际应用价值的课题。2

常用旋翼气动特性计算方法目前研究旋翼气动特性的分析方法主要包括动量理论、叶素理论、涡流理论、旋翼流场计算的CFD方法。

动量理论是一种出现较早、较为简单的研究方法。动量理论采用均匀滑流的的假设，把旋翼看成一个无厚度桨盘，把受旋翼作用的气流当做一根流管单独处理，根据牛顿第二定律、质量守恒定律、动量理论、能量守恒定律得到旋翼拉力与诱导速度的简单关系。其优点是计算模型简单，主要用于旋翼诱导气流的初步估算，在旋翼性能计算、总体参数选择等分析中使用；缺点是采用了诱导速度均匀分布的假设，不涉及旋翼的翼型、几何形状等细节，不能进行参数优化。

叶素理论把桨叶看成由无限个桨叶微段（即叶素），考查每个叶素的运动、受力情况，并找出叶素的几何特性、运动特性和空气动力特性之间的关系，对一片桨叶进而对整个旋翼进行积分，得到旋翼的气动力、力矩和功率公式。旋翼气动特性取决于桨叶各个叶素的如流特性和升阻特性，而升阻特性与当地迎角（从而与诱导速度）密切相关。叶素理论为旋翼空气动力学奠定了基础，它涉及桨叶的细节流动和载荷，将桨叶的几何参数与气动特性联系在一起，使旋翼性能与设计参数相关。但是叶素理论本身并不能计算桨叶叶素的当地诱导速度，诱导速度必须借助其他方法得到。

涡流理论应用流体力学的基本定理（Biot-Savart定理、Kelvin定理、Helmhotz定理）计算旋翼流场中任一点处的诱导速度。按照旋翼尾迹分析模型可归纳为四种：固定尾迹、预定尾迹、自由尾迹、约束尾迹。自由尾迹方法计入尾流速度的不均匀分布，认为旋翼的尾涡系按照当地速度延伸，允许涡线自由移动，最后得到形状畸变的涡系。与固定尾迹和预定尾迹相比，自由尾迹分析可以给出更为实际的尾迹形状，但是由于其涡系几何形状复杂，数学处理上也就更为繁杂，计算工作量随之增大。

CFD方法是用计算流体力学的理论和方法来处理旋翼流场。通过嵌套网格来模拟桨叶运动，求解三维N-S方程求解流场，并通过湍流模型来解决粘性问题，最终可提供旋翼流场的精确的计算结果。

从物理意义上来讲，数值求解微型旋翼流场的N-S方程的CFD应该是最全面准确计算微型旋翼气动特性的方法。但是，由于其极大的工作量、湍流模型的选取、数值计算的稳定性，及嵌套网格挖洞插值计算量巨大等原因，此方法还不能够作为预估微型旋翼性能的实用工具。涡尾迹方法被认为最能再现旋翼尾迹结构，因此适合于模拟旋翼的复杂流场，并能准确给出桨叶载荷的详细分布。尽管涡尾迹方法的计算量要比求解N-S方程小很多，但其计算量还是不能满足旋翼日常设计和计算的速度要求。与涡尾迹方法和CFD方法相比，动量叶素方法则较为成熟，计算量小，常用于直升机悬停性能的近似计算中，是非常适用于工程应用的计算模型。进来已有研究者将其发展到微型旋翼悬停性能计算中，通过在计算中考虑空气粘性效应，可以获得较为准确的计算结果。

微型旋翼气动特性研究微型旋翼尺寸小，工作在低雷诺数下，空气的粘性力影响相对较大，给气动分析带来一定的困难。在分析微型旋翼的气动特性时，必须考虑空气粘性的作用。目前，微型旋翼的气动特性分析方法有动量-叶素理论、CFD数值计算和实验分析。

动量-叶素理论方法较为成熟，计算量小，常用于直升机旋翼气动特性的工程计算中。近年来也有研究者通过在计算中计入空气粘性的影响，将其应在微型旋翼的气动特性计算中，取得了较好的效果。使用CFD数值模拟可以计算出微型旋翼的流场分布，通过对旋翼桨叶表面的压强积分可得到旋翼的气动力，并能够对旋翼流场中的分离流动、尾迹涡、涡桨干扰等复杂特征进行研究。

Peter J.Kunz对动量-叶素理论方法进行了修正，建立了微型旋翼悬停性能的计算方法，并对微型旋翼的平面形状进行了气动优化设计。作者使用OVERFLOW-D程序研究分析了微型旋翼的三维流场。

上海交通大学的肖永利应用INS2d程序计算得出的圆弧翼型的低雷诺数的升阻性能，结合经过修正的动量叶素组合理论计算了微型旋翼的空气动力特性，同时用此方法指导设计出了梯形的微型旋翼桨叶平面形状。实现了几个厘米大小微型飞行器的离地起飞，验证了旋翼飞行方式在现阶段厘米级微型飞行器设计中的可行性，并在相关技术研究上取得了一些进展。

西北工业大学的蔡伟明，宋文萍等通过求解拟可压缩修正后的Euler 方程，模拟了微型直升机的旋翼绕流，计算网格采用O-H 拓扑形式的结构网格，空间离散采用中心有限体积法，时间推进为五步Runge-Kutta方法。采用了当地时间步长、压强阻尼及隐式残值平均方法来加速收敛。应用此方法对低速条件下旋翼进行了数值模拟，计算结果与实验数据吻合得较好，经气动分析，证明拟压缩性方法运用于微型直升机旋翼完全可行。Bohorquez建立了计算微型旋翼悬停气动特性的动量-叶素理论方法，分析了微型旋翼桨叶平面形状对其气动特性的影响。作者还进行了微型共轴双旋翼悬停气动特性的计算研究，建立了上下旋翼气动干扰的计算模型。

上海大学的赵小辉应用嵌套网格技术和预处理技术求解三维微型旋翼低速流场，研究了桨叶的厚度和扭转对低雷诺数旋翼悬停流场的影响，研究结果表明，随着桨叶厚度增加，后缘分离加剧且展向流动也更加明显，桨叶的扭转对桨叶流场的分离情况影响不大，但是随着扭转的增加，产生的拉力也增加。

南京航空航天大学的姬国生应用涵道风扇的结构型式设计了一种新型气动布局的微型旋翼飞行器，它能实验垂直起降、悬停和快速前飞。作者应用动量-叶素理论对其旋翼进行了气动特性分析，并将旋翼当作动量源处理，使用CFD方法计算了涵道-风扇结构的气动特性。

在微型旋翼的气动特性分析方法的研究中，实验验证是建立计算方法的重要环节。实验方法可以完全真实的反应微型旋翼的工作状态，得到可信度较高的结论，为了完善计算模型，对微型旋翼低雷诺数空气动力学这个新的研究领域进行探索研究，各研究机构也建立了相应的实验设备及实验方法。

Peter J.Kunz设计了测量测量微型旋翼气动力的实验装置，该装置利用杠杆平衡原理，可实现对微型旋翼的拉力和扭矩的测量。通过对微型旋翼气动力的实验测定，作者完成了计算结果的验证。

Bohorquez等对微型旋翼悬停流场进行了实验研究，测量了NACA0012、平板、8%弯度圆弧的不同翼型的桨叶在不同安装角和转速的旋翼悬停性能，并使用荧光油显示了边界层的流动。与全尺寸直升机相比，工作在低雷诺数下的微型旋翼型阻功率所占功率损失的比重较大，达到了50%的量级。对桨叶的流动显示实验结果表明了工作在低雷诺数下的微型旋翼桨叶，其表面的边界层只有很小部分是附着流动，导致了较高的型阻和较低的升阻比。使用在低雷诺数下达到较高升阻比的翼型是设计高效的微型旋翼的有效途径。作者还对微型共轴双旋翼进行了实验研究，测定了上、下旋翼之间的气动干扰范围，及上、下旋翼间距对旋翼气动特性的影响。最终设计、制造了名为“MICRO”的微型共轴旋翼飞行器。3