韓東，董晨，魏武雷，桑玉委

南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室，南京 210016

由于直升機能在狹小范圍內(nèi)垂直起降并具有良好的低空、低速以及機動性能，因此，其在抗震救災(zāi)、海上急救、消防、資源探測等民用方面以及偵查、跟蹤、監(jiān)視、攻擊、運輸?shù)溶娛路矫嬗猛緩V泛。航時、航程、速度和升限等性能指標(biāo)不高一直是困擾直升機界的一個難題。前行槳葉激波和后行槳葉失速是導(dǎo)致直升機飛行性能指標(biāo)相對不高的關(guān)鍵因素。Sikorsky早就指出[1]，直升機本質(zhì)上并不是一種高速、高升限或者大航程飛行器。自從直升機誕生之日起，提升直升機的飛行效率、速度、航時、航程和升限等性能指標(biāo)一直是直升機領(lǐng)域研究中的重中之重。

旋翼被動設(shè)計，比如：旋翼槳葉翼型氣動特性及分布的優(yōu)化，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的優(yōu)化，新型槳尖的設(shè)計，旋翼直徑、轉(zhuǎn)速和弦長等參數(shù)的選擇等[1-7]，在提升旋翼性能方面已經(jīng)取得了顯著的成效。被動旋翼可在某個或者局部飛行狀態(tài)獲得較優(yōu)飛行性能，隨著直升機飛行環(huán)境或者飛行狀態(tài)的改變，旋翼偏離較優(yōu)工作狀態(tài)，飛行性能隨之下降。比如，采用較大槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的旋翼可獲得較好的懸停性能，但采用較小的槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)有利于高速飛行；再如旋翼轉(zhuǎn)速，懸停時采用較低轉(zhuǎn)速可降低旋翼需用功率，前飛速度較大時，需采用較高的旋翼轉(zhuǎn)速。旋翼被動設(shè)計實際上是參數(shù)設(shè)計的折中，直升機在整個飛行包線內(nèi)難以發(fā)揮最佳的飛行性能。

自適應(yīng)旋翼技術(shù)最大的優(yōu)勢是能根據(jù)飛行狀態(tài)的變化，優(yōu)化旋翼參數(shù)，進(jìn)而提升旋翼升阻比L/D，以適應(yīng)不同飛行狀態(tài)和環(huán)境的需要，最大限度地提升旋翼性能。從功率節(jié)省方面來看，自適應(yīng)旋翼主要減少旋翼誘導(dǎo)功率和/或旋翼型阻功率，達(dá)到節(jié)省旋翼需用功率的目的。本文主要探討自適應(yīng)旋翼技術(shù)在降低旋翼需用功率、提升直升機飛行性能方面的研究進(jìn)展，為自適應(yīng)旋翼技術(shù)發(fā)展提供方向性參考。

1 自適應(yīng)旋翼分類

自適應(yīng)旋翼(Adaptive Rotor)也被稱為主動旋翼(Active Rotor)、智能旋翼(Smart Rotor)或者變體旋翼(Morphing Rotor)。狹義上來講，自適應(yīng)旋翼包括旋翼總體參數(shù)變化對應(yīng)自適應(yīng)旋翼構(gòu)型，比如變轉(zhuǎn)速旋翼、變直徑旋翼等，而廣義上來講，自適應(yīng)旋翼還包括槳葉參數(shù)變化對應(yīng)自適應(yīng)旋翼構(gòu)型，比如智能槳尖、槳葉變弦長和翼型變彎度等廣義自適應(yīng)旋翼。根據(jù)參數(shù)變化的范圍，本文將自適應(yīng)旋翼分為旋翼整體參數(shù)控制和單片槳葉參數(shù)控制，如圖1。旋翼整體參數(shù)控制主要是指自適應(yīng)旋翼改變整副旋翼的參數(shù)，比如旋翼操縱量、旋翼轉(zhuǎn)速和旋翼直徑等。單片槳葉控制主要是指自適應(yīng)旋翼改變單片槳葉參數(shù)，比如槳葉翼型參數(shù)、槳葉槳距、槳葉扭轉(zhuǎn)角分布和槳尖參數(shù)等，這些參數(shù)會根據(jù)飛行狀態(tài)或者環(huán)境的不同而進(jìn)行自我優(yōu)化，達(dá)到提升旋翼性能的目的。翼型參數(shù)變化(翼型變體)又包括前緣縫翼、合成射流、后緣襟翼、格尼襟翼、變弦長和翼型變彎度等。

圖1 自適應(yīng)旋翼的分類Fig.1 Classification of adaptive rotors

2 國外研究進(jìn)展

2.1 變轉(zhuǎn)速旋翼

Karem最早提出最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼(Optimum Speed Rotor, OSR)技術(shù)[8]。飛行過程中，通過改變旋翼轉(zhuǎn)速，優(yōu)化旋翼升阻比、降低旋翼需用功率，來提升直升機航時、航程、升限和效率等飛行性能指標(biāo)。該專利給出了不同起飛重量(635、1 179和1 814 kg)時，最優(yōu)轉(zhuǎn)速和常轉(zhuǎn)速旋翼直升機需用功率，如圖2～圖4所示[8]。起飛重量較小時，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速可顯著降低旋翼需用功率，隨著起飛重量的增加，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速所帶來的功率節(jié)省相對較小。旋翼最優(yōu)轉(zhuǎn)速隨前飛速度增加而增大。起飛重量為1 179 kg時，60 kn速度飛行時，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速可降低45%的需用功率、增加82%的航時；80 kn速度飛行時，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速可降低38%的需用功率、增加61%的航程。最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼更加適合于直升機在較低前飛速度和較小負(fù)載飛行時提升旋翼性能。

圖2 起飛重量為635 kg時在海平面需用功率[8]Fig.2 Power required for takeoff weight 635 kg at sea level [8]

圖3 起飛重量為1 179 kg時在海平面需用功率[8]Fig.3 Power required for takeoff weight 1 179 kg at sea level[8]

圖4 起飛重量為1 814 kg時在海平面需用功率[8]Fig.4 Power required for takeoff weight 1 814 kg at sea level[8]

Prouty從直升機懸停效率、航時、航程和最大飛行速度等方面闡述了旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)的優(yōu)勢[9]。該文考慮了發(fā)動機特性對旋翼轉(zhuǎn)速優(yōu)化的影響，旋翼需用功率最小并不意味著發(fā)動機油耗最低，因為兩者對應(yīng)的最優(yōu)轉(zhuǎn)速很可能不一致，雖然該文采用的分析模型比較簡單，但該研究內(nèi)容非常重要。常規(guī)直升機較少采用旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)，主要還是由于振動問題，尤其是接近共振轉(zhuǎn)速時的共振問題。分析表明，旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)不僅可用于提升直升機懸停性能，還可以提升其航時、航程和最大飛行速度等性能。

Steiner等研究了旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機性能和配平的影響[10]，采用較為經(jīng)典的方法預(yù)測直升機飛行性能。以UH-60直升機為算例的分析表明，旋翼轉(zhuǎn)速降低，旋翼總距和縱向周期變距增大；旋翼轉(zhuǎn)速降低，槳葉所受離心力減小，槳葉預(yù)錐角隨之增大；其他配平量，比如機體俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角、槳葉周期揮舞以及尾槳拉力等隨旋翼轉(zhuǎn)速變化不明顯。降低旋翼轉(zhuǎn)速帶來旋翼需用功率節(jié)省主要源于旋翼型阻功率的降低，而轉(zhuǎn)速變化對旋翼誘導(dǎo)功率的影響小很多。旋翼轉(zhuǎn)速降低會伴隨旋翼扭矩的增大，隨飛行速度增加，扭矩增大幅值減小。Steiner等也指出，旋翼轉(zhuǎn)速變化會帶來一些潛在問題：① 旋翼轉(zhuǎn)速變化，旋翼傳給機體的激振載荷頻率隨之改變，該激振頻率有可能會接近機體固有頻率，從而引起機體振動水平的增加；② 旋翼轉(zhuǎn)速降低，旋翼動能隨之減小，給直升機自轉(zhuǎn)特性帶來負(fù)面影響，進(jìn)而影響直升機安全性；③ 旋翼轉(zhuǎn)速降低，旋翼需增大槳距角以提供足夠拉力，槳距角增大帶來失速區(qū)擴大，旋翼產(chǎn)生更大拉力的潛力降低，直升機機動性能降低；④ 旋翼轉(zhuǎn)速降低，槳葉離心力減小，直升機更易于受陣風(fēng)的影響。

DiOttavio和Friedmann以A160T無人直升機為背景[11]，探討了寬范圍變化的旋翼轉(zhuǎn)速在旋翼性能提升方面的優(yōu)勢。A160T無人直升機的旋翼轉(zhuǎn)速可降低至其基準(zhǔn)值的60%，尚未達(dá)到專利技術(shù)中的40%[8]。飛行實測結(jié)果與理論預(yù)測吻合較好，說明最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)可用于提升直升機航時、航程、升限和效率等性能指標(biāo)，以及降低發(fā)動機燃油消耗。試驗也表明，A160T無人直升機的旋翼明顯比許多其他類型直升機的旋翼安靜，即噪聲水平更低。從該方面研究可看出，旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)已可應(yīng)用于工程實踐。

改變旋翼轉(zhuǎn)速一般有兩種途徑：主減速器改變傳動比或者發(fā)動機控制出軸轉(zhuǎn)速。如通過調(diào)節(jié)發(fā)動機轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)旋翼變轉(zhuǎn)速，旋翼與發(fā)動機聯(lián)動，旋翼轉(zhuǎn)速變化帶來發(fā)動機出軸轉(zhuǎn)速變化，進(jìn)而影響發(fā)動機的耗油特性，事實上發(fā)動機燃油消耗降低才意味著直升機需用功率下降。

圖5 常轉(zhuǎn)速與最優(yōu)轉(zhuǎn)速時需用功率對比[12]Fig.5 Comparison of power required at constant and optimal speeds[12]

圖6 常轉(zhuǎn)速與最優(yōu)轉(zhuǎn)速時發(fā)動機耗油率對比[12]Fig.6 Comparison of engine fuel consumption rate at constant and optimal speeds[12]

圖7 常轉(zhuǎn)速與最優(yōu)轉(zhuǎn)速時發(fā)動機單位時間油耗對比[12]Fig.7 Comparison of engine unit time fuel consumption at constant speed and optimal speeds[12]

Garavello和Benini在采用旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)提升直升機性能的研究中考慮了發(fā)動機出軸轉(zhuǎn)速變化對其耗油特性的影響[12]。該文以UH-60A直升機為算例進(jìn)行分析，旋翼最優(yōu)轉(zhuǎn)速根據(jù)槳葉最優(yōu)載荷范圍來確定，由于缺少UH-60A直升機旋翼槳葉載荷數(shù)據(jù)，該文采用文獻(xiàn)[8, 11]中最優(yōu)旋翼槳葉載荷數(shù)據(jù)。起飛重量為7 257 kg、飛行高度為500 m、不同飛行速度時，需用功率P、耗油率(SFC)和單位時間油耗Wf對比如圖5～圖7所示[12]。很明顯，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速有助于降低直升機需用功率，但當(dāng)發(fā)動機轉(zhuǎn)速偏離額定轉(zhuǎn)速時，發(fā)動機耗油率增加明顯，導(dǎo)致直升機低速和高速飛行時，發(fā)動機油耗增加，優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速不僅沒有達(dá)到降低發(fā)動機耗油率的效果，反而使其增加。該研究的重要意義在于,說明了旋翼需用功率最小并不意味著發(fā)動機耗油最省，在優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速提升旋翼性能時，需通盤考慮出軸轉(zhuǎn)速對發(fā)動機耗油特性的影響。

基于上述研究，Misté和Benini以發(fā)動機油耗最小為目標(biāo)優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速[13]，考慮了轉(zhuǎn)速變化對發(fā)動機耗油特性的影響，采用經(jīng)典性能預(yù)測方法分析了旋翼轉(zhuǎn)速對UH-60直升機需用功率的影響。飛行高度為500 m、起飛重量為7 257 kg時，發(fā)動機燃油消耗減少百分比隨前飛速度變化如圖8所示。很明顯，以發(fā)動機耗油率最小為目標(biāo)時，同樣可通過優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速降低懸停和大速度前飛時直升機燃油消耗。

為進(jìn)一步研究發(fā)動機耗油特性對旋翼最優(yōu)轉(zhuǎn)速的影響[14]，Misté等綜合旋翼和發(fā)動機性能，以發(fā)動機油耗最小為目標(biāo)優(yōu)化旋翼轉(zhuǎn)速，在原有研究的基礎(chǔ)上[12-13]，以葉素和動量理論為基礎(chǔ)，采用翼型二維數(shù)據(jù)查表的方法計算翼型氣動特性，考慮前行槳葉壓縮性和后行槳葉失速的影響，探討旋翼轉(zhuǎn)速對發(fā)動機油耗的影響。圖9給出了以旋翼需用功率最小為目標(biāo)(Main rotor power optimum)和以燃油消耗最小為目標(biāo)(Global optimum)時，發(fā)動機燃油消耗隨前飛速度變化曲線[14]。懸停和小速度時，兩者差異非常明顯，如果以旋翼需用功率最小為目標(biāo)，反而會帶來發(fā)動機燃油消耗的增加，而以燃油消耗最小為目標(biāo)時，卻可以節(jié)省燃油，隨著前飛速度的增加，兩者的效果非常接近。

圖8 燃油消耗率隨前飛速度變化曲線[13]Fig.8 Fuel consumption with forward speed[13]

圖9 不同優(yōu)化目標(biāo)時燃油消耗隨前飛速度變化曲線[14]Fig.9 Fuel consumption with forward speed with different optimization targets[14]

Mistry和Gandhi以類似UH-60A直升機為研究對象[15]，采用經(jīng)典性能預(yù)測方法分析了旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機需用功率的影響。旋翼轉(zhuǎn)速變化被限定在±11%額定轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，海平面巡航飛行時，旋翼需用功率節(jié)省最多大于14%。降低旋翼轉(zhuǎn)速能較為有效地降低巡航小負(fù)載時需用功率。較高飛行高度，或較大前飛速度和起飛重量時，由于失速的影響，功率節(jié)省效果變差。速度較小時，功率節(jié)省效果也變差。文中研究內(nèi)容與文獻(xiàn)[10]類似，在此不再贅述。

為進(jìn)一步提升變轉(zhuǎn)速旋翼性能，Han等將槳葉變扭轉(zhuǎn)技術(shù)應(yīng)用于變轉(zhuǎn)速旋翼[16]。圖10給出旋翼變轉(zhuǎn)速、槳葉變扭轉(zhuǎn)以及兩者共同作用時，旋翼需用功率節(jié)省的最大值[16]。整體上來看，旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)所取得的功率節(jié)省優(yōu)于槳葉變扭轉(zhuǎn)技術(shù)。隨著前飛速度增加，槳葉變扭轉(zhuǎn)提升變轉(zhuǎn)速旋翼性能的效果越來越明顯，兩者共同作用時節(jié)省功率的效果優(yōu)于單獨作用效果，大速度時，提升效果有減小趨勢。

圖10 不同方法功率節(jié)省值對比[16]Fig.10 Comparison of power saving with different methods[16]

旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)已在歐洲藍(lán)色直升機(Bluecopter)驗證機上得到應(yīng)用，是該直升機提升飛行性能和降低噪聲水平的關(guān)鍵技術(shù)之一。旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)也是高速直升機的支撐技術(shù)，比如，美國西科斯基公司的X-2共軸高速直升機驗證機，前飛時旋翼轉(zhuǎn)速降低20%以減小空氣壓縮性影響，從而提高最大飛行速度。由于本文是圍繞自適應(yīng)旋翼在飛行性能(效率)提升方面的研究綜述，因此在高速直升機和低噪聲直升機上的應(yīng)用不在此贅述。

旋翼轉(zhuǎn)速變化，旋翼激振頻率變化，旋翼槳葉揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn)頻率比變化，這可能會導(dǎo)致嚴(yán)重的槳葉固有頻率與激振頻率共振問題。隨著轉(zhuǎn)速降低，旋翼左右氣流不對稱會惡化旋翼載荷狀況。當(dāng)然不僅是動力學(xué)問題，旋翼變轉(zhuǎn)速系統(tǒng)也會帶來相關(guān)的重量代價、可靠性以及飛行品質(zhì)等問題。目前，2轉(zhuǎn)速旋翼已經(jīng)在某些直升機上得到應(yīng)用，更多轉(zhuǎn)速旋翼尚未見在直升機型號中得到應(yīng)用。

2.2 變直徑旋翼

槳盤載荷較小有利于提升旋翼懸停性能，但會降低直升機高速前飛性能。為提升復(fù)合式直升機、停轉(zhuǎn)翼飛行器和傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器高速飛行性能，20世紀(jì)60年代，研究人員提出了旋翼變直徑概念[17]，懸停和小速度時采用較大旋翼直徑，高速前飛時減小旋翼直徑，從而兼顧懸停和高速性能。

圖11 不同旋翼直徑需用功率對比[18]Fig.11 Comparison of power required of rotors with different diameters[18]

為對比多種構(gòu)型自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能的效果，Kang等分析了旋翼直徑R對需用功率的影響，如圖11所示[18]。懸停和小速度時，旋翼誘導(dǎo)功率占主導(dǎo)，增大槳盤面積有利于降低誘導(dǎo)功率，雖然旋翼型阻功率增加，但增加幅值小于誘導(dǎo)功率的節(jié)省，從而帶來總功率的降低，而中等到大速度飛行時，旋翼型阻功率節(jié)省占主導(dǎo)，采用較小直徑旋翼有利于降低需用功率。

Mistry和Gandhi采用類似UH-60A直升機參數(shù)的通用直升機為算例[19]，進(jìn)一步探討了不同飛行環(huán)境時旋翼直徑變化對旋翼性能的提升效果。分析指出，隨著飛行高度的增大，直升機所能達(dá)到的最大飛行速度減小，但優(yōu)化旋翼直徑所能帶來的功率節(jié)省效果越來越好；低速和高速前飛時，優(yōu)化旋翼直徑能帶來更多的直升機功率節(jié)省，而中等速度飛行(巡航)時，優(yōu)化旋翼直徑所能帶來的功率節(jié)省較小，尤其是低海拔飛行時，功率節(jié)省非常小。

由于實現(xiàn)難度太大，旋翼變直徑技術(shù)尚未在直升機上應(yīng)用，相關(guān)研究很少。

2.3 獨立槳距控制旋翼

高階諧波控制(Higher Harmonic Control， HHC)最早被應(yīng)用于直升機旋翼振動主動控制，由于其在不旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中，如圖12所示[20]，作動頻率轉(zhuǎn)換到旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中就變?yōu)镹b-1、Nb和Nb+1階(Nb為槳葉片數(shù))。對于4片槳葉旋翼，輸入頻率可為3、4、5階，缺少2階輸入，難以在提升旋翼性能和降低噪聲等方面得到應(yīng)用。隨后提出了基于槳距控制的獨立槳葉控制(Individual Blade Control，IBC)[20]，以克服輸入頻率的制約。獨立槳距控制的輸入位于旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系內(nèi)，可以給單片槳葉提供不同階次和不同幅值的槳距輸入，如圖12所示。

圖12 高階諧波控制和獨立槳距控制示意圖[20] Fig.12 Configuration of Higher Harmonic Control (HHC) and Individual Blade Control (IBC)[20]

20世紀(jì)50年代，研究人員就試圖將高階諧波槳距控制用于直升機旋翼[21]。Arcidiacono將高階諧波槳距控制用于延緩失速、提升直升機最大飛行速度[22]，分析表明，典型常規(guī)直升機采用2階槳距控制，最大飛行速度可增加約25%，如采用2階加3階輸入，最大飛行速度可增加約30%。

波音公司的Shaw等通過風(fēng)洞試驗研究了2階槳距對旋翼性能的提升[23]，試驗采用3片槳葉CH-47D支努干直升機模型旋翼，自動傾斜器產(chǎn)生高階諧波輸入，試驗結(jié)果證實了2階諧波控制可用于提升高速飛行時的旋翼性能，速度為135 kn時，旋翼需用功率節(jié)省6%，速度為160 kn時，需用功率節(jié)省4%，對應(yīng)諧波輸入均為2°。

為了探討?yīng)毩嗫刂茖χ鄙龣C槳渦干擾噪聲、振動和功率消耗等的影響，NASA聯(lián)合多家單位在其低速風(fēng)洞中進(jìn)行了基于BO-105直升機旋翼的獨立槳距控制系統(tǒng)試驗[25-26]，測試結(jié)果表明，高速前飛時，2階槳距輸入最多可降低7%的旋翼需用功率，速度較低時，未觀察到功率節(jié)省。試驗表明獨立槳距控制更適宜于降低高速飛行時旋翼需用功率。

圖13 旋翼性能提升隨飛行速度變化關(guān)系[24]Fig.13 Rotor performance improvement vs forward speed[24]

圖14 起飛重量為16 000 lb時旋翼功率隨2階 輸入相位角變化曲線[27]Fig.14 Rotor power vs phase angle of 2P input with takeoff weight 16 000 lb[27]

圖15 起飛重量為22 000 lb時旋翼功率隨2階 輸入相位角變化曲線[27]Fig.15 Rotor power vs phase angle of 2P input with takeoff weight 22 000 lb[27]

Cheng等通過分析2階諧波槳距控制對旋翼性能的影響[27]，揭示了阻力系數(shù)分布發(fā)生變化是導(dǎo)致功率節(jié)省的物理機理。圖14給出起飛重量為16 000 lb(1 lb=0.453 59 kg)時，旋翼功率隨2階輸入相位角變化曲線[27]，前進(jìn)比為0.3、輸入幅值為1°、相位角為210°時功率節(jié)省最多， 2階輸入增加了槳葉前行側(cè)迎角，減少了前行側(cè)槳尖型阻峰值。圖15給出起飛重量為22 000 lb時旋翼功率隨2階輸入相位角變化曲線，前進(jìn)比為0.3、輸入幅值為1°、相位角為60°時功率節(jié)省最多， 2階輸入降低了后行側(cè)槳葉迎角，進(jìn)而減少了失速區(qū)。

隨后，Cheng和Celi運用優(yōu)化算法和更為精細(xì)模型研究了最優(yōu)2階槳距控制對旋翼性能的影響[28]。結(jié)果表明，優(yōu)化算法得到的最優(yōu)值與參數(shù)掃描所得結(jié)果非常接近?；诓煌T導(dǎo)速度模型預(yù)測的旋翼需用功率最小值對應(yīng)相位角非常接近，但功率幅值有一定差距。同樣，基于剛性槳葉和柔性槳葉的最小功率預(yù)測，幅值差距較大，但對應(yīng)相位角非常接近。

為驗證獨立槳距控制對旋翼性能提升以及振動、載荷和噪聲的控制效果，NASA Ames研究中心進(jìn)行了獨立槳距控制的全尺寸UH-60A直升機旋翼性能和載荷風(fēng)洞測試[29-30]。試驗配平了旋翼升力、前進(jìn)力和槳轂滾轉(zhuǎn)力矩，槳軸前傾角固定。圖16給出前進(jìn)比μ分別為0.35和0.40時旋翼需用功率測試值[30]，當(dāng)2階槳距輸入調(diào)節(jié)到適當(dāng)相位角時，獨立槳距控制可用于降低旋翼需用功率，最佳相位角為225°、前進(jìn)比為0.40時，1.5°和2.0°均可達(dá)到最大功率節(jié)省，前進(jìn)比為0.35和0.40時，功率節(jié)省最大分別可達(dá)3.3%和5.0%，速度較大時功率節(jié)省更多。該試驗通過全尺寸旋翼試驗確認(rèn)了獨立槳距控制用于提升旋翼性能的實際效果。

圖16 不同前飛速度時主旋翼功率測試值[30]Fig.16 Test data of main rotor power at different forward speeds[30]

經(jīng)過約60年左右的發(fā)展，獨立槳距控制雖然在旋翼振動載荷和噪聲控制以及旋翼性能提升等方面展現(xiàn)出巨大的潛力，但該系統(tǒng)在復(fù)雜度、可靠性、有效性、系統(tǒng)重量、費用以及載荷承受能力等方面存在的問題[31]，使得其仍尚未在直升機型號中得到應(yīng)用。

2.4 智能扭轉(zhuǎn)旋翼

研究人員很早就認(rèn)識到槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)可用于提升旋翼懸停和前飛性能[4,32]。負(fù)扭轉(zhuǎn)可優(yōu)化旋翼升力分布，增大槳葉內(nèi)側(cè)載荷，從而降低旋翼需用功率、提升旋翼性能。高速飛行時，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)也可推遲槳葉失速和延緩槳尖壓縮性效應(yīng)。制約智能扭轉(zhuǎn)旋翼工程實現(xiàn)的主要難題在于能否產(chǎn)生足夠大的槳葉扭轉(zhuǎn)角。20個世紀(jì)90年代，壓電材料開始應(yīng)用于驅(qū)動槳葉扭轉(zhuǎn)[33-34]，由于槳葉扭轉(zhuǎn)變形太小，難以應(yīng)用于振動控制，更不用說旋翼性能提升。隨著主動纖維復(fù)合材料(Active Fiber Composite, AFC)和宏纖維復(fù)合材料(Marco Fiber Composite, MFC)的應(yīng)用[35-40]，槳葉主動扭轉(zhuǎn)角最大已可達(dá)4°[39]，對于旋翼振動和噪聲控制已經(jīng)足夠，有望應(yīng)用于提升旋翼性能。

Zhang等采用弱CFD/CSD耦合方法[41]，研究了槳葉主動扭轉(zhuǎn)用于Bo-105模型旋翼振動控制和性能提升，功率節(jié)省預(yù)估值高達(dá)14%，該值明顯過高估計了槳葉主動扭轉(zhuǎn)降低旋翼需用功率的能力，但該結(jié)果表明槳葉主動扭轉(zhuǎn)可用于提升旋翼性能。

Boyd， Jr.同樣采用弱CFD/CSD耦合方法研究了主動扭轉(zhuǎn)降低旋翼噪聲和提升旋翼性能[42]。槳葉主動扭轉(zhuǎn)3階輸入可同時降低中頻噪聲和4階垂向槳轂振動載荷，但會帶來源于型阻增加的旋翼升阻比的降低。

為對比多種自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能的效果，Kang等分析了不同扭轉(zhuǎn)角對旋翼誘導(dǎo)功率和型阻功率之和的影響，如圖17所示[18]。懸停和低速時，采用較大扭轉(zhuǎn)角可有效降低旋翼需用功率，隨著前飛速度的增大，減小負(fù)扭角有助于降低巡航和大速度時需用功率，但負(fù)扭角不宜太大。很明顯，采用適當(dāng)負(fù)扭角，比如-9°，可兼顧較好的低速和高速性能，如采用智能扭轉(zhuǎn)旋翼，所取得的功率節(jié)省將會很小。該研究表明槳葉主動扭轉(zhuǎn)對旋翼性能的提升效果有限。

圖17 不同槳葉扭轉(zhuǎn)時總功率隨前進(jìn)比變化曲線[18]Fig.17 Total power at different advance ratio with different blade twist[18]

為對比后緣變形、前緣變形和主動扭轉(zhuǎn)對旋翼性能的提升效果，Jain等采用基于升力線的性能預(yù)測模型和CFD/CSD耦合方法分析了高速(C8534)和大拉力飛行(C9017)狀態(tài)時，這些主動控制方法對旋翼性能的提升效果[43]。圖18給出高速時主動扭轉(zhuǎn)對旋翼升阻比影響(升力線模型)，圖中橫坐標(biāo)為輸入相位角φ,縱坐標(biāo)為旋翼升阻比L/De的增量，1、2、3階諧波輸入時升阻比最多增大3.2%、3.1%、1.8%，4階諧波輸入時未見升阻比增大。CFD/CSD方法預(yù)測結(jié)果與升力線模型接近。升阻比的增大主要源于前行側(cè)槳尖負(fù)載荷區(qū)域阻力未增大情況下的升力額外增大。大拉力前飛時，并未見主動扭轉(zhuǎn)提升了旋翼升阻比。Jain等進(jìn)而研究了主動扭轉(zhuǎn)同時提升旋翼性能和降低載荷的能力[44]，高速前飛時，4°幅值的2階輸入可節(jié)省3.3%旋翼需用功率，同時減少了22%的槳轂垂向載荷。

圖18 飛行狀態(tài)C8534時主動扭轉(zhuǎn)對旋翼升阻比影響[43]Fig.18 Effect of active twist on rotor lift-to-drag ratio in the flight state C8534[43]

圖19 靜態(tài)扭轉(zhuǎn)耦合各階動態(tài)扭轉(zhuǎn)時旋翼功率的節(jié)省[45]Fig.19 Rotor power savings with static twist coupling with different harmonic dynamic twist[45]

前述相關(guān)研究都是基于槳葉扭轉(zhuǎn)角隨旋翼方位角不變的假設(shè)，筆者團(tuán)隊則研究了槳葉動態(tài)扭轉(zhuǎn)對直升機飛行性能的提升效果[45]。文中分析了槳葉扭轉(zhuǎn)各階諧波量對旋翼需用功率的影響，包括靜態(tài)扭轉(zhuǎn)和動態(tài)扭轉(zhuǎn)，該文以類似UH-60A直升機為樣例，采用較為經(jīng)典的剛性槳葉模型、2維翼型數(shù)據(jù)查表、3狀態(tài)入流和旋翼-機體耦合前飛配平模型等。圖19給出槳葉靜態(tài)扭轉(zhuǎn)耦合各階動態(tài)扭轉(zhuǎn)時旋翼功率節(jié)省的百分比[45]，旋翼拉力系數(shù)為0.007 4。很明顯，懸停和低速時功率節(jié)省效果不明顯，隨著飛行速度增大，節(jié)省效果變差，高速時效果顯著，說明智能扭轉(zhuǎn)旋翼更適宜于提升高速飛行時旋翼性能，且低階動態(tài)扭轉(zhuǎn)節(jié)省旋翼功率的效果明顯高于高階。分析也指出，旋翼功率的節(jié)省主要源于槳葉靜態(tài)扭轉(zhuǎn)(0階)，動態(tài)扭轉(zhuǎn)效果較小，起飛重量越大，槳葉扭轉(zhuǎn)獲得的功率節(jié)省越大。

智能扭轉(zhuǎn)旋翼目前尚處于實驗室階段，仍有一些應(yīng)用于工程實踐的問題尚待解決，比如重量代價、能量消耗、可靠性和維修性等，隨著智能材料和結(jié)構(gòu)技術(shù)的不斷發(fā)展，很有可能將來應(yīng)用于旋翼振動和噪聲控制以及旋翼性能提升。

2.5 主動槳尖

旋翼槳葉尖部形狀對旋翼氣動特性影響顯著，現(xiàn)代旋翼均會對槳葉尖部形狀進(jìn)行專門設(shè)計，主動槳尖通過改變旋翼槳葉尖部形狀來改變作用在其上的氣動力和力矩，以適應(yīng)飛行環(huán)境和狀態(tài)變化，從而提升旋翼性能。Bernhard和Chopra提出了一種主動槳尖構(gòu)型，該構(gòu)型實際上是改變槳尖部槳距角，相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計和懸停試驗驗證了主動槳尖概念的技術(shù)可行性[46-47]。目前，相關(guān)研究非常少。

2.6 前緣縫翼

前緣縫翼很早就應(yīng)用于固定翼飛行器，用于延緩機翼上的氣流分離和增大機翼的升力系數(shù)。在旋轉(zhuǎn)翼上尚未得到實用，但進(jìn)行過相關(guān)旋翼加裝前緣縫翼的理論和風(fēng)洞試驗研究。

Bangalor和Sankar較早開展了加裝前緣縫翼旋翼氣動特性研究，運用三維可壓N-S方程計算了懸停和前飛時加裝前緣縫翼旋翼性能[48-49]，結(jié)果表明，前緣縫翼可顯著提升大槳距時旋翼懸停性能，低槳距時旋翼懸停性能反而會降低。

Yeo和Lim將前緣縫翼應(yīng)用于提升UH-60A直升機旋翼性能[50]，揭示了前緣縫翼對旋翼性能的影響機理。前緣縫翼是增升裝置，小拉力載荷時，旋翼加裝前緣縫翼，其升阻比反而降低，需用功率增大；大拉力載荷時，升阻比才會增大，如圖20所示[50]，需用功率隨之減小。由此可知，前緣縫翼適用于旋翼大負(fù)載狀態(tài)，小負(fù)載反而會增大旋翼需用功率。

通過風(fēng)洞試驗，Lorber等確認(rèn)了加裝前緣縫翼旋翼前后性能變化，如圖21所示[51]，拉力系數(shù)CT較小時，加裝前緣縫翼會降低旋翼升阻比L/De并增大旋翼扭矩系數(shù)CQ，拉力系數(shù)較大時，旋翼升阻比增大旋翼扭矩減小，該研究從試驗方面驗證了前緣縫翼適宜于提升旋翼大負(fù)載時的性能。

圖20 旋翼最大升阻比隨拉力載荷的變化[50]Fig.20 Maximum rotor lift-to-drag ratio vs thrust[50]

圖21 前進(jìn)比為0.3時加裝前緣縫翼前后的 性能對比[51]Fig.21 Performance comparison with and without a leading edge slat at advance ratio 0.3[51]

Mishra和Baeder采用更為精細(xì)的方法分析了前緣縫翼對旋翼性能的提升效果[52]。該研究以UH-60A載荷試驗為基準(zhǔn)，探討了40%展長前緣縫翼用于推遲大拉力狀態(tài)時UH-60A直升機旋翼的動態(tài)失速特性，基于耦合CFD/CSD方法的分析結(jié)果表明，該前緣縫翼可使旋翼最大拉力的增大超過10%。

目前在旋翼上加裝前緣縫翼的研究主要集中在理論分析，試驗研究相對較少，尚未見其在直升機型號方面的工程應(yīng)用。

2.7 后緣襟翼

卡曼伺服襟翼很早就被應(yīng)用于卡曼直升機，通過伺服襟翼偏轉(zhuǎn)驅(qū)動槳葉扭轉(zhuǎn)，進(jìn)而操縱旋翼，如圖22所示。20世紀(jì)90年代Friedman教授團(tuán)隊就開始將后緣襟翼應(yīng)用于旋翼振動控制[20]，隨后后緣襟翼被用于提升旋翼性能。

Liu等將主動后緣襟翼應(yīng)用于旋翼振動控制和性能提升[53]，揭示了后緣襟翼提升旋翼性能機理：由于主動后緣襟翼的存在，槳盤上的非定常氣動載荷分布得到改善，導(dǎo)致前行側(cè)的功率損失減小，旋翼需用功率降低，進(jìn)而提升了旋翼性能。大速度前飛時，后緣襟翼能延緩動態(tài)失速，達(dá)到降低振動載荷和節(jié)省功率的效果。

為確認(rèn)后緣襟翼對旋翼振動、噪聲和性能等方面影響，研究人員在NASA風(fēng)洞中進(jìn)行了加裝后緣襟翼MD 900直升機旋翼振動、噪聲和性能測試(SMART智能旋翼項目)[54]。試驗數(shù)據(jù)表明旋翼升阻比變化約在1%左右，由于該值在試驗誤差范圍內(nèi)，難以判定后緣襟翼是否提升了旋翼性能。

圖22 卡曼伺服襟翼Fig.22 Kaman servo flap

隨后，Potsdam等采用CFD/CSD耦合方法對SMART旋翼性能、噪聲和載荷等進(jìn)行了分析[55]，基于配平的SMART旋翼分析結(jié)果表明，不同襟翼配置、旋翼拉力以及前進(jìn)比時，后緣襟翼對旋翼性能的提升效果可忽略甚至略有降低，大體上與試驗數(shù)據(jù)一致。

Ravichandran等分析了后緣襟翼對直升機振動控制和性能提升的效果，在扭轉(zhuǎn)柔軟的槳葉上加裝正偏轉(zhuǎn)的后緣襟翼，可以有效提升旋翼懸停效率，如圖23所示[56],圖中：δ為后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角。前進(jìn)比為0.4時，較低階的諧波輸入后緣襟翼可降低4%～5%左右的旋翼需用功率。

后緣襟翼會驅(qū)動槳葉扭轉(zhuǎn)，進(jìn)而影響旋翼性能。為探討扭轉(zhuǎn)剛度對加裝后緣襟翼旋翼性能的影響程度，Jain等采用基于升力線的綜合模型和CFD/CSD耦合方法，分析了大前進(jìn)比時UH-60A直升機旋翼加裝后緣襟翼后性能，如圖24所示[57]，較軟的槳葉扭轉(zhuǎn)剛度會降低旋翼升阻比。

為評估后緣襟翼對旋翼性能的影響，Lorber等在風(fēng)洞中測試了加裝后緣襟翼旋翼的性能[58]。穩(wěn)態(tài)時，加裝后緣襟翼旋翼懸停效率如圖25所示[58]，圖中Col為旋翼總距。當(dāng)后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度δ較小(±3°)時，旋翼的懸停效率變化較小，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度較大(-9°)時，懸停效率降低幅值較大。

后緣襟翼與槳葉間連接存在的間隙，對加裝后緣襟翼旋翼的性能有影響，Jain等采用CFD/CSD耦合方法分析了該間隙與旋翼升阻比之間的關(guān)系[59]，開縫后緣襟翼受到間隙的影響，相比無縫襟翼，旋翼性能降低，間隙越大，降低程度越大。

圖23 后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度對懸停效率的影響[56]Fig.23 Effect of deflection of trailing edge flap on figure of merit[56]

圖24 扭轉(zhuǎn)剛度對加裝后緣襟翼旋翼性能的影響[57]Fig.24 Effect of torsional stiffness on performance of rotor with trailing edge flap[57]

圖25 不同總距時后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度對 懸停效率的影響[58] Fig.25 Effect of deflection of trailing edge flap on figure of merit with different collective pitches[58]

為盡量降低飛行包線內(nèi)加裝后緣襟翼旋翼的需用功率，Kody等優(yōu)化了后緣襟翼的非諧波輸入量[60]。圖26給出最優(yōu)輸入時樣例直升機需用功率節(jié)省最大值[60]，前進(jìn)比μ為0.3時，功率節(jié)省最多可達(dá)9.51%。

圖26 需用功率變化量隨前進(jìn)比變化曲線[60]Fig.26 Curves of power change with advance ratio[60]

隨后，Kody等進(jìn)一步研究了較高階諧波輸入對加裝后緣襟翼旋翼性能的提升和減振效果[61]。基于UH-60A直升機的分析表明，通過優(yōu)化單段和多段后緣襟翼的高階諧波輸入量，可以實現(xiàn)明顯的功率節(jié)省和減振。優(yōu)化單目標(biāo)單段后緣襟翼，功率節(jié)省最多可達(dá)9.81%，優(yōu)化單目標(biāo)兩段后緣襟翼，功率節(jié)省效果變化不大，約為8.9%。

Wang和Lu揭示了2階動態(tài)變化后緣襟翼對旋翼性能的影響機理并作了參數(shù)分析[62]。后緣襟翼降低旋翼需用功率源于旋翼后行側(cè)迎角減小和前行側(cè)迎角增大帶來的型阻減少，后緣襟翼對性能的提升程度與槳葉失速程度緊密相關(guān)，速度越大、旋翼拉力越大，性能提升效果越好。

綜上，后緣襟翼，理論上能較大幅度提升大速度和大負(fù)載時的旋翼性能，但試驗測結(jié)果不夠理想，這可能源于試驗選取的飛行狀態(tài)與理論分析選擇的飛行狀態(tài)不一致。加裝主動后緣襟翼的BK117演示驗證機在2005年就進(jìn)行了首飛[63]，飛行試驗很好地驗證了后緣襟翼的振動主動控制能力。從工程實踐上來講，后緣襟翼已可應(yīng)用于直升機，但重量代價、能量消耗、可靠性以至適航性等可能阻礙了其在直升機型號中的應(yīng)用。

2.8 格尼襟翼

格尼襟翼最先被用于改善一級方程式賽車的抓地性能、提高彎道速度[64]，后來拓展到航空領(lǐng)域，發(fā)現(xiàn)其具有增升顯著、構(gòu)造簡單以及高可靠性等優(yōu)點。如圖27所示，格尼襟翼是一塊高度約為翼型1%～5%弦長的平板，通常安裝在翼型后緣受壓的一側(cè)，加裝格尼襟翼會使翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增加，選取適當(dāng)高度的格尼襟翼，能使翼型升力增加的幅度大于阻力增加的幅度，達(dá)到增大升阻比的目的[65]。

圖27 加裝格尼襟翼翼型示意圖Fig.27 Configuration of an airfoil with Gurney flap

Kentfield最早開展了加裝格尼襟翼旋翼性能研究[66]，發(fā)現(xiàn)在前飛狀態(tài)下，格尼襟翼可有效提高后行槳葉的最大升力系數(shù)和升阻比，從而提升旋翼的性能。懸停和前飛時，旋翼的拉力可增大約10%，這個結(jié)果也得到了風(fēng)洞試驗的驗證。

Nelson等將格尼襟翼應(yīng)用的范圍拓展到微型旋翼飛行器[67]，實驗測試了總距在0°～10°范圍內(nèi)，旋翼拉力和需用功率的變化情況，如圖28所示，旋翼拉力增大50%～70%，功率消耗增加20%～30%，拉力與功率的比值總體提升量約為30%。

圖28 加裝格尼襟翼旋翼的拉力和需用功率的變化[67]Fig.28 Changes in rotor thrust and power with Gurney flap[67]

為更精確描述格尼襟翼對翼型氣動特性的影響，Kinzel等建立了加裝格尼襟翼翼型的非定常氣動模型[68]，探討了微型尾緣效應(yīng)器(MiTE，即可部署的格尼襟翼)對旋翼性能的影響。如圖29所示[68]，圖中GW為直升機起飛重量，前飛速度較小時，直升機需用功率基本沒有變化，前飛速度較大時，加裝格尼襟翼可以顯著地降低需用功率，這主要源于格尼襟翼延緩了后行槳葉的失速。直升機起飛重量較大時，后緣襟翼提升旋翼性能的效果更好。

Bae等探討了槳葉展向不同位置處格尼襟翼對旋翼性能的提升效果[69]。以UH-60直升機為樣例的分析表明，最優(yōu)布置時，大起飛重量或中等重量和高前飛速度組合時，旋翼需用功率節(jié)省最多高達(dá)40%，后行側(cè)的迎角也顯著減小，有效緩解了旋翼的失速問題。中低起飛重量和較低前飛速度時，即使還未達(dá)到失速狀態(tài)，格尼襟翼仍可有效地降低旋翼的需用功率(高達(dá)8.74%)，表1給出了不同前進(jìn)比和起飛重量時需用功率的節(jié)省程度[69]。

圖29 需用功率隨前飛速度變化曲線[68]Fig.29 Curves of power required change with forward speed[68]

表1 需用功率節(jié)省程度[69]Table 1 Savings of power required[69]

起飛重量/lb功率節(jié)省程度/%μ=0.30μ=0.35μ=0.40160003.424.035.46183006.298.7428.12200040

Bae等同樣以UH-60A直升機為樣例，研究了加裝1階主動格尼襟翼對直升機性能的提升效果[70]。研究表明，在旋翼70%～80%展向位置加裝高度2%弦長的格尼襟翼，較大的起飛重量和高度時，旋翼的需用功率降低大于11%。格尼襟翼提高了直升機的最大起飛重量(約1 000 lb)、最大飛行高度(1 400 ft,1 ft=30.48 cm)以及最大前飛速度(28 kn)。圖30給出了旋翼需用功率隨起飛重量的變化[70]，存在起飛重量臨界點(21 000 lb)，當(dāng)起飛重量大于這個值時，加裝格尼襟翼才能降低旋翼的需用功率，否則會起相反作用。

加裝格尼襟翼的W3-Sokol旋翼的分析再次確認(rèn)了[71]，格尼襟翼更適宜于提升直升機大速度和/或大負(fù)載時旋翼性能。

目前，格尼襟翼在Bell 222U直升機垂尾上得到應(yīng)用，從實現(xiàn)角度來看，格尼襟翼相對后緣襟翼簡單、更易于實現(xiàn)，而且驅(qū)動功率消耗明顯小很多[72]，未來有望在直升機旋翼上得到應(yīng)用。

圖30 需用功率隨直升機起飛重量變化 (90 kn，8 000 ft)[70]Fig.30 Power required vs helicopter takeoff weight (90 kn, and 8 000 ft)[70]

2.9 槳葉變弦長

槳葉增大弦長可減小翼型剖面迎角、減小弦長可增大槳葉剖面迎角，通過在飛行過程中改變弦長可優(yōu)化翼型剖面迎角及升阻比，從而降低旋翼需用功率、提升旋翼性能。

Léon等研究了可伸展弦長槳葉段用于擴展旋翼飛行器的飛行包線[73]。圖31給出了起飛重量為24 000 lb、飛行高度為8 000 ft時UH-60直升機需用功率隨前飛速度變化關(guān)系[73]，翼型增大弦長可明顯提高直升機最大飛行速度并降低需用功率，究其原因，增大弦長可提高失速主導(dǎo)飛行狀態(tài)旋翼性能。文中可伸展弦長翼型氣動模型是基于NACA 0012翼型風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)，翼型弦長增大后，理論模型的預(yù)測精度可能不足，所得到結(jié)果可能過于樂觀。

可伸展弦長安裝角對翼型氣動特性、槳葉彈性變形和翼型非定常氣動特性均有影響，Khoshlahjeh和Gandhi在建模中考慮了這些因素對旋翼性能的影響[74]。分析確認(rèn)了可伸展弦長旋翼用于提升直升機升限、最大飛行速度以及起飛重量的效果，但較小起飛重量和較低飛行高度時，旋翼需用功率反而會增加。翼型弦長伸展后，槳葉低頭方向的彈性扭轉(zhuǎn)力矩增大，槳葉尖部低頭方向彈性扭轉(zhuǎn)角增大，槳葉尖部載荷向翼型弦長伸展處偏移，從而帶來旋翼功率的節(jié)省，同時也伴隨著小拉桿載荷的增大。

旋翼槳葉變弦長概念較新，相關(guān)研究較少，尚未見真實槳葉變弦長相關(guān)試驗研究，該概念離實際應(yīng)用還有較長一段距離。

圖31 直升機需用功率隨速度變化關(guān)系(起飛重量為24 000 lb，飛行高度為8 000 ft)[73]Fig.31 Power required vs. forward speed (24 000 lb, and 8 000 ft)[73]

2.10 翼型變彎度

槳葉翼型剖面彎度變化帶來翼型升力線斜率發(fā)生變化，從而改變翼型剖面迎角，進(jìn)而優(yōu)化翼型剖面升阻比，帶來旋翼功率節(jié)省和性能提升。

Kumar和Cesnik研究了翼型變彎度(Active Camber Deformation)用于旋翼性能提升和振動主動控制[75]?；贐o-105模型旋翼的分析表明，前進(jìn)比為0.33、旋翼拉力系數(shù)為0.008時，翼型變彎度對旋翼性能的提升程度不大，均小于4%，且會伴隨槳轂?zāi)承┲C波載荷的增大，難以達(dá)到載荷和性能同時提升的效果。

旋翼槳葉剖面剛度相對較大，要想改變其彎度難度很大，目前尚未見相關(guān)工程實現(xiàn)、試驗和應(yīng)用研究，離實際應(yīng)用還有很長一段距離。

2.11 性能提升對比

自適應(yīng)旋翼構(gòu)型較多，各種構(gòu)型所獲得的性能提升隨飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)各不相同，為探討各自適應(yīng)旋翼構(gòu)型更佳適應(yīng)的飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)，多位研究人員進(jìn)行了自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能的對比研究。

Yeo探討了7種構(gòu)型自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能的能力[76]。該文以AH-64直升機旋翼為樣例，槳葉翼型更新為VR-12先進(jìn)翼型?；贑AMRAD Ⅱ軟件的分析結(jié)果表明，前緣縫翼、變前緣下垂角、振蕩射流和格尼襟翼可用于提升旋翼承載能力，但這些構(gòu)型自適應(yīng)旋翼并不會增加CT/σ=0.007 5時的旋翼升阻比。采用2階諧波輸入時，獨立槳距控制、槳葉主動扭轉(zhuǎn)和后緣襟翼可用于提升旋翼升阻比，160～200 kn速度范圍內(nèi)，升阻比的增加可達(dá)6%，巡航速度時可達(dá)2%左右。

Kang等對比了多種構(gòu)型自適應(yīng)旋翼提升直升機旋翼性能的潛力[18]，采用中型通用直升機(應(yīng)該是UH-60直升機) 作為算例，分析了巡航(CT=0.006 1、μ=0.186)和最大前飛速度(CT=0.008 1、μ=0.398)時旋翼性能的提升程度。表2給出所分析構(gòu)型自適應(yīng)旋翼需用功率節(jié)省百分比對比[18]，很明顯，巡航時，旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)在提升旋翼性能方面優(yōu)勢明顯，最大速度時，1階槳葉變弦長提升旋翼性能效果更佳。

Jain等采用CSD/CFD耦合方法和升力線(L-L)方法研究了后緣變形、前緣變形和主動扭轉(zhuǎn)對旋翼性能的提升效果，如圖32所示[43]。以UH-60A直升機為樣例，表3和表4分別給出了高速 (C8534) 和大拉力(C9017)兩種飛行狀態(tài)時各自適應(yīng)旋翼構(gòu)型對旋翼性能的提升效果[43]。由于后緣變形和主動扭轉(zhuǎn)主要改善前行側(cè)槳葉槳尖處氣動特性，更加適合于大速度飛行狀態(tài)，而前緣變形主要推遲了后行側(cè)槳葉動態(tài)失速，更加適合于大拉力飛行狀態(tài)。當(dāng)然文中的分析也指出，低階展開方式所獲得的性能提升高于高階方式。

表2 不同構(gòu)型主動旋翼功率節(jié)省對比[18]

圖32 帶后緣變形、前緣變形和主動扭轉(zhuǎn)槳葉 示意圖[43] Fig.32 Configuration of blade with trailing edge deflection, leading edge deflection and active twist[43]

表3 高速飛行狀態(tài)(C8534)性能提升對比[43]Table 3 Comparison of performance improvement in high speed flight condition (C8534) [43]

類型展開方式分析模型有效升阻比增加程度/%功率變化/%后緣變形非諧波CFD6.9-3.1L-L5.9-2.8后緣變形1階、幅值3°、相位90°CFD8.4-3.7L-L7.6-3.4前緣變形2階、幅值5°、相位0°CFD4.7-2.3L-L4.5-2.2主動扭轉(zhuǎn)2階、幅值2°、相位180°CFD4.7-2.3L-L3.1 1.5主動扭轉(zhuǎn)僅前行側(cè)4°抬頭方向扭轉(zhuǎn)CFD7.3 3.3L-LN/AN/A

表4 大拉力飛行狀態(tài)(C9017)性能提升對比[43]Table 4 Comparison of performance improvement in high thrust flight condition (C9017) [43]

3 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

與國外相比，國內(nèi)開展自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能方面的研究相對較晚，研究所涉及的廣度和深度相對有限，但在逐步有序展開。

筆者較早開展了旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)提升直升機飛行性能研究[77]，分析表明，降低旋翼轉(zhuǎn)速可明顯降低旋翼需用功率、提升直升機飛行性能，旋翼轉(zhuǎn)速變化對直升機配平影響明顯，配平限制了旋翼工作于過低的轉(zhuǎn)速，另一方面，旋翼轉(zhuǎn)速過低反而有可能增加旋翼的需用功率。徐明等通過風(fēng)洞試驗證實了旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)提升懸停和前飛時旋翼性能的效果[78]。為進(jìn)一步提升變轉(zhuǎn)速旋翼性能，徐明等優(yōu)化了變轉(zhuǎn)速旋翼槳葉負(fù)扭、尖削和翼型分布等參數(shù)[79]，風(fēng)洞試驗驗證了其對需用功率的降低效果。劉士明等通過分析指出[80]，合理降低旋翼轉(zhuǎn)速，可以使得直升機最大起飛重量時的需用功率降低30%。

薛立鵬等研究了變直徑傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動特性[81]，研究表明，旋翼變直徑能有效提升傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動效率。筆者團(tuán)隊等則分析了旋翼直徑變化對直升機飛行性能的提升效果[82]，研究表明變直徑旋翼更適合提升高速飛行時的直升機性能。

王超等運用槳距主動控制提升旋翼性能[83]，施加適當(dāng)幅值和初相位的2階槳距控制可以改善槳盤平面迎角分布，推遲后行側(cè)槳葉失速和延緩前行側(cè)槳葉激波影響，適宜于降低高速、大載荷飛行狀態(tài)時旋翼需用功率。

崔釗等研究了加裝格尼襟翼的自轉(zhuǎn)旋翼氣動特性[84]，加裝一定高度的格尼襟翼有助于降低自轉(zhuǎn)旋翼的阻力，提升其性能。張勇剛等通過給旋翼加裝格尼襟翼提升直升機飛行性能[85]，文中基于UH-60直升機的分析表明，重量系數(shù)較小且前飛速度較低時，加裝格尼襟翼反而會降低旋翼性能；在重量系數(shù)較大且高速前飛時，旋翼加裝格尼襟翼能夠顯著降低直升機的需用功率。加裝轉(zhuǎn)動格尼襟翼提升旋翼性能的效果優(yōu)于加裝固定高度格尼襟翼。

筆者團(tuán)隊等研究了多種旋翼變體技術(shù)提升直升機飛行性能的效果[86]，對比分析表明，在性能提升方面，旋翼變轉(zhuǎn)速明顯優(yōu)于槳葉變弦長和槳葉變扭轉(zhuǎn)，高速前飛時，相較于旋翼變轉(zhuǎn)速，旋翼變直徑能節(jié)省更多的功率。

國內(nèi)在自適應(yīng)旋翼提升旋翼性能方面的研究主要集中在旋翼變轉(zhuǎn)速、旋翼變直徑以及旋翼加裝格尼襟翼等自適應(yīng)旋翼構(gòu)型，研究工作以理論為主、試驗為輔，較少在工程實踐方面開展研究。

4 總結(jié)與展望

自適應(yīng)旋翼可根據(jù)飛行環(huán)境和飛行狀態(tài)的變化，在飛行過程中優(yōu)化旋翼參數(shù)，擺脫了制約旋翼被動設(shè)計難以兼顧多個飛行狀態(tài)的約束，達(dá)到多個飛行狀態(tài)飛行性能較優(yōu)、充分發(fā)揮旋翼潛力的效果。本文重點梳理旋翼變轉(zhuǎn)速、旋翼變直徑、獨立槳距控制、智能扭轉(zhuǎn)旋翼、主動槳尖、前緣縫翼、后緣襟翼、格尼襟翼、槳葉變弦長、翼型變彎度等多個構(gòu)型自適應(yīng)旋翼技術(shù)在提升旋翼性能方面的研究進(jìn)展。

從旋翼性能提升方面來講，旋翼總體設(shè)計參數(shù)，比如旋翼轉(zhuǎn)速、旋翼直徑，對旋翼性能影響較大，應(yīng)優(yōu)先考慮其用于提升旋翼性能的可能性。槳葉參數(shù)，比如槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)、翼型弦長、前后緣襟翼等，這些參數(shù)的變化對旋翼性能影響相對較小，在某些飛行狀態(tài)時，比如大負(fù)載、高速和高海拔，對旋翼性能影響較大，應(yīng)重點在這些飛行狀態(tài)考慮其提升旋翼性能的能力。

從工程實現(xiàn)方面來講，自適應(yīng)旋翼各具體構(gòu)型的實現(xiàn)方法和難度不盡相同，有些已經(jīng)在旋翼飛行器中得到應(yīng)用，比如旋翼變轉(zhuǎn)速，預(yù)計將來會在旋翼飛行器中得到普遍應(yīng)用；有些已經(jīng)經(jīng)過試飛驗證，比如獨立槳距控制、后緣襟翼，將來有可能得到應(yīng)用；有些尚處于實驗室階段，比如智能扭轉(zhuǎn)旋翼、格尼襟翼、前緣縫翼等，離實際應(yīng)用還有一段距離；有些尚處于理論研究階段，比如旋翼變直徑、主動槳尖、槳葉變弦長、翼型變彎度等，離工程實現(xiàn)還有相當(dāng)長一段距離。

國內(nèi)在自適應(yīng)旋翼方面的研究與國外相比，無論是深度還是廣度方面，仍有一定差距，應(yīng)加強相關(guān)方面研究。

從目前的自適應(yīng)旋翼技術(shù)研究現(xiàn)狀來看，以下方面將是未來自適應(yīng)旋翼技術(shù)發(fā)展的重點：

1) 多功能自適應(yīng)旋翼研究

自適應(yīng)旋翼不僅可應(yīng)用于提升旋翼性能，還可應(yīng)用于諸如振動和噪聲控制、穩(wěn)定性增強以及飛行品質(zhì)改善等方面。已有研究人員開展了自適應(yīng)旋翼應(yīng)用于同時提升旋翼性能和降低振動方面研究。是否可通過單構(gòu)型自適應(yīng)旋翼同時達(dá)到雙目標(biāo)甚至多目標(biāo)的效果，將是未來自適應(yīng)旋翼研究的重要內(nèi)容之一。

2) 復(fù)合構(gòu)型自適應(yīng)旋翼研究

單構(gòu)型自適應(yīng)旋翼有其優(yōu)勢，也有其不足之處。比如旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)并不適用于降低直升機大速度飛行時需用功率，可采用另外一種自適應(yīng)旋翼構(gòu)型，比如格尼襟翼或后緣襟翼，增強變轉(zhuǎn)速旋翼直升機高速飛行性能。因此，將兩種或以上構(gòu)型自適應(yīng)旋翼相復(fù)合，取長補短，擴展整個直升機飛行包線性能，將是未來自適應(yīng)旋翼研究的重要內(nèi)容之一。

3) 新構(gòu)型自適應(yīng)旋翼研究

自適應(yīng)旋翼構(gòu)型較多，文中探討的構(gòu)型有限，有些構(gòu)型觸及較少，有些構(gòu)型的潛力尚未被充分挖掘，比如合成射流，這些潛在的自適應(yīng)旋翼構(gòu)型對旋翼性能的提升程度如何，有待通過深入研究來確認(rèn)。挖掘新構(gòu)型自適應(yīng)旋翼的潛在價值并提升旋翼性能，將是未來自適應(yīng)旋翼研究的重要內(nèi)容之一。

4) 自適應(yīng)旋翼技術(shù)工程實現(xiàn)

自適應(yīng)旋翼在提升旋翼性能或其他目標(biāo)時，也會付出相應(yīng)的代價，比如重量、能量、可靠性、強度等，這些負(fù)面問題制約了自適應(yīng)旋翼的工程實現(xiàn)，這些問題解決的好壞將對自適應(yīng)旋翼的應(yīng)用產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響，這些問題的研究將是未來自適應(yīng)旋翼研究的重要內(nèi)容之一。

提升旋翼性能是旋翼技術(shù)發(fā)展的永恒主題，自適應(yīng)旋翼將是未來先進(jìn)旋翼技術(shù)發(fā)展的重點和熱點之一。

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