摘要：針對槳尖形狀對懸停旋翼槳尖渦控制問題，基于逐階連續(xù)分段法和多項式曲線擬合法，通過對槳尖的組合修形，設(shè)計了4種類型的旋翼槳尖，利用旋翼天平和PIV測試技術(shù)研究了槳尖形狀變化對懸停旋翼槳尖渦的控制效果。結(jié)果表明：當(dāng)轉(zhuǎn)速為550 r/min、槳距角為11.3° 時，拋物線后掠尖削下反的三維槳尖可有效抑制槳尖的繞流強(qiáng)度，槳尖渦的環(huán)量降低27.86%，渦量值的峰值降低17.6%，Q值（Q準(zhǔn)則）的峰值降低26%，槳尖渦誘導(dǎo)的上洗流速度峰值降低75%，下洗流速度峰值降低13%，拉力系數(shù)降低13%。槳尖外形對渦核直徑的影響較小，渦核直徑的變化量小于0.65%。以槳尖渦環(huán)量與拉力系數(shù)的變化量比值衡量槳尖形狀的控制效益，具有拋物線后掠尖削下反的三維槳尖的控制效益可達(dá)2.0以上。

關(guān)鍵詞：旋翼 懸停狀態(tài) 槳尖渦 槳尖形狀 組合修形 控制效益

中圖分類號：V211.7；V211.52" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" 文章編號：1671-8755（2024）04-0091-09

Experimental Study on the Control of Hovering Blade Tip Vortex by

Blade Tip Combination Modification

LI Binbin1， YANG Yang1， SHI Zheyu2， ZHANG Weiguo2， TANG Bo2

（1. School of Civil Engineering and Architecture， Southwest University of Science and Technology，

Mianyang" 621010， Sichuan， China; 2. State Key Laboratory of Aerodynamics， China Aerodynamics

Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan， China）

Abstract：" Aiming at the control problem of hovering rotor blade tip vortex by blade tip shape， based on the step-by-step continuous segmentation method and polynomial curve fitting method， four types of rotor blade tips were designed by combining and modifying the blade tips. The effect of tip shape change on hovering rotor blade tip vortex control was investigated by using rotor balance and PIV testing technique. The results show that when the rotational speed is 550 r/min and the pitch angle is 11.3°， the three-dimensional blade tip with parabolic swept-back tapered anhedral can effectively suppress the flow intensity of the blade tip. The blade tip vortex circulation is reduced by 27.86%， the peak value of vorticity is reduced by 17.6%， the peak Q value is reduced by 26%， the peak value of the blade tip vortex induced upwash velocity is reduced by 75%， the peak value of the downwash velocity is reduced by 13%， and the tension coefficient decreases by 13%. The shape of the blade tip has little effect on the diameter of the vortex core， with a variation of less than 0.65% in the diameter of the vortex core. The control efficiency of blade tip shape is measured by the ratio of the change in tip vortex circulation to the change in tension coefficient， and the control efficiency of the three-dimensional tip with parabolic swept-back tip tapered anhedral can be more than 2.0.

Keywords：" Rotor；Hovering status; Blade tip vortex; Tip shape; Combination and shaping; Control efficiency

直升機(jī)及其他旋翼飛行器在懸停狀態(tài)下，由于槳葉的高速旋轉(zhuǎn)，在槳葉尖端會形成高速邊界層與低速流之間界面的分離現(xiàn)象，進(jìn)而產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)的渦旋，即槳尖渦［1］。槳尖渦的產(chǎn)生會使飛行器周圍的空氣流動變得紊亂，導(dǎo)致阻力增加，懸停效率降低，引發(fā)噪聲和振動等氣動問題［2］。因此，現(xiàn)代直升機(jī)設(shè)計采取了流動控制技術(shù)，以減弱由槳尖渦引起的負(fù)面效應(yīng)，從而提升直升機(jī)及其他旋翼飛行器在懸停狀態(tài)下的穩(wěn)定性和飛行安全性［3］。

早在20世紀(jì)70年代，美、法、英、俄等國便開始探索通過改變槳尖形狀以實現(xiàn)槳尖渦的控制，并提出了許多槳尖設(shè)計方案［4-5］。從槳尖幾何形狀的變化來看，其發(fā)展大致可分為3個階段［6］：（1）槳尖形狀由矩形過渡到簡單直線后掠、尖削以及后掠尖削的組合變化；（2）槳尖平面形狀的曲線變化；（3）槳尖的形狀設(shè)計從平面的變化發(fā)展為三維空間的變化，即所謂的三維槳尖。Uluocak等［7］通過實驗研究了槳尖下反對旋翼氣動性能和槳尖渦特性的影響，結(jié)果表明下反槳尖使得懸停效率提高了約5%，槳尖渦環(huán)量減少了13%。Afshari等［8］通過求解可壓縮的非定常RANS方程，針對懸停狀態(tài)下的9種不同槳尖外形旋翼流場進(jìn)行了研究，以期改善旋翼在懸停狀態(tài)下的氣動性能和噪聲特性，結(jié)果表明Eagle和Eagle下反的槳尖形狀可以提升旋翼槳葉的氣動性能，同時降低旋翼噪聲。文獻(xiàn)［9］對槳尖設(shè)計和外形演變進(jìn)行了全面回顧，主要分析了3種類型的槳尖外形（拋物面槳尖、后掠尖削槳尖和BERP槳尖）對槳尖渦控制效果的影響。國內(nèi)對于槳尖形狀進(jìn)行了若干理論與實驗，并在此過程中獲得了槳尖外形對旋翼氣動性能影響的重要結(jié)論。秦潔等［10］對懸停狀態(tài)中小型飛行器氣動性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明尖削槳尖旋翼可有效削弱槳尖渦，降低旋翼的阻力矩。孫傳偉等［11］設(shè)計了一種后緣鋸齒槳尖的模型旋翼，分別對矩形、尖削、后緣鋸齒槳尖的模型旋翼進(jìn)行了懸停氣動特性試驗，結(jié)果表明鋸齒槳尖旋翼的懸停效率有顯著提高，振動及噪聲水平比矩形、尖削旋翼有明顯降低。李擎［12］對尖削、后掠、組合3種改變外形的槳尖進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明后掠槳尖和組合槳尖比矩形槳尖和尖削槳尖具有更好的控制效果，能較好地降低槳尖渦強(qiáng)度。林永峰等［13］通過實驗驗證和數(shù)值模擬研究了3組下反槳尖對旋翼的懸停性能和噪聲特性的影響，結(jié)果表明槳尖下反能有效降低槳尖渦強(qiáng)度，從而提升旋翼的懸停性能。劉平安等［14］利用PIV技術(shù)對旋翼懸停狀態(tài)下的槳尖渦控制進(jìn)行了實驗，但由于槳尖的不可更換，僅對旋翼槳尖固定開孔構(gòu)型的槳尖渦控制進(jìn)行了測量。招啟軍等［15］結(jié)合代理模型和遺傳算法，根據(jù)組合優(yōu)化模型方法設(shè)計了具有前掠-后掠-尖削特性的槳尖外形，相比于矩形槳尖，優(yōu)化后的槳尖使負(fù)壓峰值降低了58.4%，同時可使槳尖渦的強(qiáng)度降低30%?；贑LOR槳尖，王博等［16］提出了曲線前/后掠組合、尖削及多種翼型分段配置的設(shè)計方法，并結(jié)合實驗與數(shù)值模擬方法對改進(jìn)型CLOR槳尖模型旋翼在懸停狀態(tài)下的氣動噪聲特性進(jìn)行研究。綜上所述，二維槳尖以及三維槳尖的設(shè)計仍處于持續(xù)的研究和發(fā)展過程中，尤其是槳尖三維形狀的設(shè)計，被證明能夠有效改善旋翼的氣動特性［17-18］。

為了進(jìn)一步探索三維槳尖對懸停狀態(tài)下旋翼槳尖渦的控制效果，文中首先設(shè)計了一種適用于槳尖渦流動控制實驗的基礎(chǔ)旋翼模型，解決了實驗中槳尖外形不易更換的技術(shù)問題，并成功申請了發(fā)明專利［19］。在此基礎(chǔ)上，基于逐階連續(xù)分段法和多項式曲線擬合法，通過對旋翼槳尖的組合修形，設(shè)計了一種具有拋物線后掠尖削下反特性的三維槳尖。在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所的簡易旋翼試驗臺系統(tǒng)上，利用旋翼天平和PIV流場測試技術(shù)，針對懸停狀態(tài)下槳尖渦的流動控制特性進(jìn)行了實驗，對比分析了不同槳尖外形對懸停狀態(tài)下槳尖渦的控制效果和氣動性能的影響，探索槳尖渦流動控制的有效方法。

1 試驗設(shè)備與旋翼模型

1.1 旋翼試驗臺測試系統(tǒng)

在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所簡易旋翼試驗臺上，針對懸停狀態(tài)下槳尖組合修形控制旋翼槳尖渦進(jìn)行了實驗。旋翼試驗臺測試系統(tǒng)如圖1所示，由臺架系統(tǒng)、槳葉模型、PIV測試系統(tǒng)、旋翼天平和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成。

PIV測試系統(tǒng)主要包括激光器、同步控制器、CCD相機(jī)和三腳架。激光片光由雙脈沖Nd∶YAG激光器和片光頭組成，脈沖能量為500 mJ，片光厚度小于1 mm。CCD相機(jī)分辨率為1024×1024像素，最大采樣頻率為15 Hz。采用專用的PIV圖形分析軟件對測量結(jié)果進(jìn)行分析，計算出測量區(qū)域的速度分布。PIV測量視場區(qū)域為400 mm×400 mm，測試精度為2%。應(yīng)用PIV專有軟件對每對粒子圖像進(jìn)行互相關(guān)分析，得到各轉(zhuǎn)速下流場在各個時刻的瞬時速度矢量場。處理過程中采用的分析查問區(qū)為32×32像素，查問域重疊率50％。每個測試狀態(tài)共獲得50個PIV圖像，選擇合理的圖像矢量圖進(jìn)行平均值處理，進(jìn)一步分析獲得平均速度矢量場。旋翼天平為六分量框式應(yīng)變天平，采用高精度力傳感器作為測量元件，其靜態(tài)校準(zhǔn)精度達(dá)0.1%。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)為PXI數(shù)采系統(tǒng)，并使用動態(tài)信號采集系統(tǒng)來收集試驗數(shù)據(jù)。

1.2 旋翼試驗?zāi)Ｐ?/p>

為滿足基礎(chǔ)研究的需求，同時解決實驗中旋翼槳尖不易更換的技術(shù)難題，自主研發(fā)和設(shè)計了一種適用于槳尖渦流動控制實驗的旋翼模型，該旋翼模型由基礎(chǔ)槳葉和可拆卸式旋翼槳尖組成?；A(chǔ)槳葉配備有一體成型連接段，旋翼槳尖處設(shè)計有與連接段配套的內(nèi)腔段。利用沉頭螺絲和緊固螺母可以實現(xiàn)基礎(chǔ)槳葉和旋翼槳尖的快速組裝與緊固。模型的實驗照片和設(shè)計方案如圖2所示。

基礎(chǔ)槳葉與旋翼槳尖的設(shè)計和加工是獨(dú)立完成的，基礎(chǔ)槳葉采用7075鋁合金制作，并經(jīng)過高精度數(shù)控技術(shù)加工。旋翼槳尖采用了3D打印尼龍燒結(jié)技術(shù)制作，這一創(chuàng)新性設(shè)計顯著降低了模型重量并提高了強(qiáng)度。單個旋翼模型的質(zhì)量控制在0.43 kg，兩片旋翼之間的質(zhì)量差小于0.03 kg。預(yù)實驗結(jié)果顯示，重新設(shè)計后的旋翼槳葉運(yùn)行平穩(wěn)，具有良好的動平衡性能，穩(wěn)定轉(zhuǎn)速范圍500～1 200 r/min。

基礎(chǔ)槳葉模型以Caradonna-Tung旋翼實驗?zāi)Ｐ蜑閰⒖?，剖面為NACA0012翼型，為等弦長無扭轉(zhuǎn)的直槳葉，槳葉片數(shù)2片。槳葉展長為527 mm，弦長c為60 mm，旋翼實度為0.054 8。槳轂形式為鉸接式，槳葉的旋轉(zhuǎn)半徑R為600 mm。

1.3 旋翼槳尖的外形設(shè)計

旋翼槳尖組合修形的設(shè)計方案采用了逐階連續(xù)分段法和多項式曲線擬合法，具體的設(shè)計流程已在文獻(xiàn)［20］中進(jìn)行了詳細(xì)說明?；诖嗽O(shè)計流程，研制和設(shè)計了一種具有拋物線后掠尖削下反外形的三維槳尖。圖3給出了槳尖組合修形設(shè)計的流程圖和三維數(shù)模的外形設(shè)計圖，槳尖修形的起始位置位于槳葉展向位置0.88R處，修形量為12%。

為了研究不同槳尖外形對旋翼氣動特性及槳尖渦的影響，文中設(shè)計了以下4種旋翼槳尖：（1）矩形槳尖（Rectangular blade-tip，RT）；（2）拋物線后掠尖削槳尖（Parabola sweep-back sharp blade-tip，PSST），槳尖外形為二維槳尖，槳尖后掠的修形量小于13%；（3）拋物線后掠尖削下反槳尖（Parabolasweep-back sharp anhedral blade-tip，PSSAT-1），槳尖外形為三維槳尖，下反角連續(xù)變化為2°→4°→6°；（4）拋物線后掠尖削下反槳尖（Parabola sweep-back sharp anhedral blade-tip，PSSAT-2），槳尖外形為三維槳尖，下反角連續(xù)變化為4°→8°→12°，槳尖下反修形的變化量小于3%。修形槳尖與矩形槳尖相比，旋翼實度的變化量小于2%。

2 試驗方法

2.1 懸停測力試驗

懸停測力試驗在簡易旋翼試驗臺上進(jìn)行。通過操縱控制器來驅(qū)動旋翼模型，旋翼總距角θ在工作范圍內(nèi)離散調(diào)節(jié)，每種旋翼槳尖進(jìn)行4～5個總距角測試。試驗使用旋翼天平來測量不同總距角θ下的旋翼拉力系數(shù)，以對比不同旋翼槳尖外形下的氣動荷。為了確保結(jié)果的可靠性，每個試驗狀態(tài)下進(jìn)行3次重復(fù)。試驗中為了比較和分析控制效果，使用無量綱拉力系數(shù)CT 來評估旋翼的氣動性能，無量綱拉力系數(shù)CT" 的計算公式如下：

CT=T12ρπR2（RΩ）2（1）

式中：R為旋轉(zhuǎn)半徑；Ω為旋轉(zhuǎn)角速度；ρ為空氣密度；T為旋翼模型的拉力。

2.2 槳尖渦PIV流場測試

采用PIV粒子圖像測速技術(shù)對懸停狀態(tài)下的旋翼槳尖渦流場進(jìn)行測量。測量平面通過槳轂的中心，且垂直于旋翼槳盤平面。當(dāng)旋翼槳葉通過測量平面時，該平面與旋翼槳葉四分之一弦線平行。為了保證能夠照射到旋翼槳葉后方的測量區(qū)域，將激光光源布置在旋翼的側(cè)方，并向旋翼槳尖的方向進(jìn)行投射。觸發(fā)信號由位于旋翼轉(zhuǎn)軸的編碼器同步觸發(fā)產(chǎn)生，以便在指定的測量方位角下獲取測量數(shù)據(jù)。

試驗中使用煙餅燃燒產(chǎn)生的煙粒子作為示蹤粒子，煙粒子具有小的平均直徑和良好的跟隨性。為便于調(diào)節(jié)發(fā)煙的位置和方向，將煙餅放置在自行設(shè)計的可移動支撐平臺上，支撐平臺位于旋翼流場之外，略高于旋翼槳尖位置，以確保不會對測量流場產(chǎn)生干擾。試驗開始之前，進(jìn)行了多次嘗試，確定了合適的支撐平臺安裝位置。試驗時，將點(diǎn)燃的煙餅放置在支撐平臺上，此時，示蹤粒子是具有高濃度和強(qiáng)散射的白色煙霧，通過操縱控制器來驅(qū)動旋翼模型，通過旋翼下洗流場的引射作用將白色煙霧引入旋翼流場中。由于旋翼流場具有非定常和周期性的特點(diǎn)，濃度較高的白色煙霧會迅速擴(kuò)散并與旋翼流場充分混合，從而實現(xiàn)示蹤粒子的均勻分布。圖4展示了示蹤粒子投放照片和使用CCD相機(jī)獲取的槳尖渦流場照片。從圖4可以看出，流場區(qū)域內(nèi)示蹤粒子分布均勻，槳尖渦的結(jié)構(gòu)清晰可見。該實驗方法實現(xiàn)了對旋翼槳尖渦流場的可視化和定量研究。

2.3 流場數(shù)據(jù)處理方法

為了研究槳尖渦的流動細(xì)節(jié)，揭示不同槳尖外形對槳尖渦的控制機(jī)制，在使用渦量（Vorticity）來識別槳尖渦結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步采用Q準(zhǔn)則渦識別方法對槳尖渦結(jié)構(gòu)進(jìn)行識別和提取。在二維情況下，渦量（ω）和Q值的計算公式如下：

ω=vx-uy（2）

Q=12［（ux）2+（vy）2］-uyvx（3）

式中u和v分別表示流場在x軸和y軸方向的速度分量。

3 試驗結(jié)果及分析

3.1 旋翼流場建構(gòu)及槳尖渦流場結(jié)構(gòu)

基礎(chǔ)槳葉和旋翼槳尖的設(shè)計和制造有效解決了旋翼槳尖更換困難的技術(shù)問題。然而，基礎(chǔ)槳葉和旋翼槳尖組合后是否能夠建立穩(wěn)定的旋翼流場并將其應(yīng)用于槳尖渦流動控制，尚未完全弄清楚，需進(jìn)一步研究。因此，首先采用旋翼天平和PIV技術(shù)對組合后的旋翼流場進(jìn)行了建構(gòu)，一方面驗證測試系統(tǒng)的可靠性，另一方面獲取旋翼流場特性數(shù)據(jù)，為后續(xù)的槳尖渦流動控制研究奠定基礎(chǔ)。

圖5給出了穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為550 r/min，旋翼天平測量的矩形槳尖旋翼拉力系數(shù)CT "隨槳距角θ變化的時程曲線，圖中1#，2#，3# 代表3次重復(fù)性試驗結(jié)果。從圖中可以看出，數(shù)據(jù)重復(fù)性良好，精度較高。進(jìn)一步的統(tǒng)計分析表明，旋翼拉力系數(shù)CT測試樣本的均方根相對于總體均值小于2%，說明旋翼模型的轉(zhuǎn)動平穩(wěn)，所建構(gòu)的旋翼流場性能穩(wěn)定。

圖6為穩(wěn)定轉(zhuǎn)速550 r/min、槳距角θ=11.3°、垂直于槳盤平面、沿槳葉展向0.5c截面位置的槳尖渦流場PIV粒子圖像和渦量云圖。由于PIV背景圖像會對軟件處理的數(shù)據(jù)產(chǎn)生誤差，以及槳尖渦流場的周期性，會對槳尖渦旋渦位置的準(zhǔn)確辨識產(chǎn)生影響，試驗數(shù)據(jù)后期處理分析時，選擇將PIV瞬時粒子圖像和流場云圖進(jìn)行對比，通過觀察粒子圖像照片中的旋渦位置，從而在流場云圖中準(zhǔn)確辨識出槳尖渦的旋渦位置。

結(jié)合文獻(xiàn)［21-22］與旋翼槳尖渦結(jié)構(gòu)的對比，可以看出，槳尖渦內(nèi)部呈現(xiàn)為一個明顯的空心區(qū)域，反映了槳尖渦結(jié)構(gòu)的完整性。以上結(jié)果說明構(gòu)建的旋翼流場是穩(wěn)定的，設(shè)計的粒子發(fā)煙裝置滿足實驗需求，能夠用于槳尖渦流動控制實驗。

3.2 槳尖組合修形控制的PIV試驗結(jié)果

旋翼槳尖外形的變化對槳尖渦的形成具有顯著影響，為了研究不同槳尖外形對懸停旋翼槳尖渦的控制效果，文中采用逐階連續(xù)分段法和多項式曲線擬合法，通過對槳尖組合修形，研制設(shè)計了4種不同類型的槳尖外形。圖7給出了試驗穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為550 r/min、槳距角θ=11.3°、不同槳尖外形下的PIV瞬時粒子圖像照片和流場云圖。

從圖7可以看出，槳尖外形的變化對槳尖渦的位置和強(qiáng)度有顯著影響。從PIV瞬時粒子圖像和渦量云圖可以看出，拋物線后掠尖削槳尖（PSST）與矩形槳尖（RT）相比，槳尖旋渦A的旋渦強(qiáng)度變化不大，但旋渦位置由（x=197 mm，y=92 mm）移至（x=200 mm，y=80 mm），渦心位置略有下移。當(dāng)采用拋物線后掠尖削下反（PSSAT）的三維槳尖時，槳尖旋渦A的尺度減小，旋渦的強(qiáng)度降低，同時槳尖旋渦A的渦心位置移至（x=205 mm，y=76.7 mm），說明槳尖的下反不僅有效抑制了槳尖繞流，使得槳尖渦的強(qiáng)度降低，還使得槳尖旋渦的運(yùn)動軌跡發(fā)生了改變。此外，從PIV瞬時照片和渦量云圖中可以看到，槳尖下反時流場中存在旋渦A和伴生渦B，也說明了槳尖下反對槳尖渦的顯著抑制效果。為了更清晰闡明不同槳尖外形對槳尖渦的流動控制效果，基于Q準(zhǔn)則渲染截面槳尖渦分布云圖，從圖中可以看出，在矩形槳尖（RT）和拋物線后掠尖削（PSST）的二維槳尖下，產(chǎn)生了旋轉(zhuǎn)強(qiáng)度較高的渦運(yùn)動，其截面形狀呈圓形。拋物線后掠尖削下反三維槳尖與二維槳尖相比，由旋轉(zhuǎn)作用引起的壓降作用逐漸降低，可有效降低槳尖渦的旋轉(zhuǎn)強(qiáng)度，改變槳尖渦的位置軌跡。從速度云圖可以看出，旋翼的下洗流誘導(dǎo)速度場分界明顯，550 r/min轉(zhuǎn)速下，下洗流誘導(dǎo)的速度峰值在0.05 m/s之間。

圖8和圖9分別給出了槳尖渦A渦心處的渦量值和Q值分布曲線。從渦量值分布曲線可以看出，拋物線后掠尖削二維槳尖（PSST）與矩形槳尖（RT）相比，渦心處的渦量峰值增加了約4.2%，Q值增加了約14%，說明渦心處的旋渦強(qiáng)度略有增強(qiáng)，但峰值位置變化不大。拋物線后掠尖削下反三維槳尖（PSSAT-2）與矩形槳尖（RT）相比，渦心處的渦量峰值降低了約17.6%，Q值減小了約26%，峰值位置向旋翼轉(zhuǎn)軸一側(cè)發(fā)生遷移，變化量約為12.5%c，說明槳尖的下反不僅可以有效調(diào)控槳尖的繞流，促進(jìn)槳尖渦的物理耗散，同時還可以改變槳尖渦的運(yùn)動軌跡。

圖10給出了槳尖渦A渦心處的誘導(dǎo)速度分布曲線。從圖10可以看出，與矩形槳尖（RT）相比，具有槳尖組合修形的拋物線后掠下反（PSSAT-2）三維槳尖，使旋渦A的上洗流誘導(dǎo)速度峰值降低了75%，下洗流峰值降低了13%。若以誘導(dǎo)速度峰值的間距來衡量槳尖渦的渦核直徑變化，從圖中可以看出，不同槳尖外形渦核直徑的變化量小于 0.65%，說明槳尖修形僅降低了槳尖的繞流強(qiáng)度，促進(jìn)了槳尖渦的物理耗散，從而使得槳尖渦的強(qiáng)度降低，但對渦核直徑的影響較小。

3.3 槳尖組合修形的控制效益

為了對不同槳尖外形的流動控制效益進(jìn)行對比分析，通過槳尖渦環(huán)量與拉力系數(shù)的變化量比值來表征不同槳尖外形的控制效益。圖11給出了不同槳尖外形的旋翼拉力系數(shù)CT隨槳距角θ的變化曲線。

從圖11可以看出，不同槳尖外形相比，槳尖下反對旋翼拉力系數(shù)CT的影響最為顯著。隨槳尖下反角的增加，旋翼拉力系數(shù)CT逐漸降低。當(dāng)槳距角θ=11.3° 時，拋物線后掠尖削的二維槳尖（PSST）與矩形槳尖（RT）相比，旋翼最大拉力系數(shù) CT降低了9%。拋物線后掠尖削下反的三維槳尖（PSSAT-2）與矩形槳尖（RT）相比，旋翼拉力系數(shù)CT的降低量達(dá)到13%。通過對比不同槳尖外形下的誘導(dǎo)速度，分析認(rèn)為主要是由于槳尖下反導(dǎo)致了槳葉剖面的氣流誘導(dǎo)速度降低，從而使得旋翼的拉力系數(shù)顯著降低。

為了進(jìn)一步對不同槳尖外形下的槳尖渦控制效益進(jìn)行分析比較，采用基于環(huán)量分析的方法，對不同槳尖外形下的槳尖渦環(huán)量進(jìn)行了計算。以槳尖渦A的渦心為圓點(diǎn)，對半徑R=30 mm的面元區(qū)域進(jìn)行了環(huán)量計算。鑒于PIV測量結(jié)果后處理的渦量是離散的，因此，環(huán)量Γ采用下式來確定：

Γ=∫∫ω·dA=nk=0ωkAk（4）

式中：k為參與計算網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)總數(shù)目；ωk為k點(diǎn)的渦量值；Ak為單位面元區(qū)域的面積。

表1給出了試驗穩(wěn)定轉(zhuǎn)速為550 r/min、槳距角θ=11.3°、不同槳尖外形下的旋翼拉力系數(shù)CT和槳尖渦的環(huán)量Γ及其變化量的對比結(jié)果。

從表1可以看出，與矩形槳尖（RT）相比，拋物線后掠尖削（PSST）二維槳尖使槳尖渦的環(huán)量降低了2.46%，拋物線后掠尖削下反（PSSAT-2）三維槳尖使槳尖渦的環(huán)量降低了27.86%。不同槳尖外形相比，雖然都可以降低槳尖渦的環(huán)量，但也會帶來拉力系數(shù)CT降低的負(fù)面效應(yīng)。若以槳尖渦的環(huán)量與拉力系數(shù)的變化量比值來衡量不同槳尖外形的控制效益，可以看出，具有拋物線后掠尖削下反（PSSAT-2）的三維槳尖可以獲得較高的控制效益，其控制效益可以達(dá)到2.0以上。

4 結(jié)論

針對中等轉(zhuǎn)速下懸停旋翼的槳尖渦控制進(jìn)行了實驗，利用旋翼天平和PIV流場測試技術(shù)對比分析了不同類型槳尖外形下槳尖渦的控制效果和氣動力特性，得出以下結(jié)論：（1）通過對旋翼流場的實驗驗證，本文構(gòu)建的旋翼流場性能穩(wěn)定，槳尖旋渦結(jié)構(gòu)完整，適用于開展懸停狀態(tài)下槳尖渦流動控制實驗。（2）具有拋物線后掠尖削下反的三維槳尖，可以有效抑制槳尖的繞流強(qiáng)度，改變槳尖渦的位置和軌跡，顯著降低槳尖渦的上洗流速度峰值。槳尖渦環(huán)量與拉力系數(shù)變化量的比值表明，拋物線后掠尖削下反三維槳尖的控制效益可達(dá)2.0以上，是一種具有巨大發(fā)展?jié)摿Φ臉鉁u流動控制方法。（3）本文通過實驗驗證了在槳尖外形設(shè)計上的新思路，還需從空間流場及CFD理論模擬方面進(jìn)一步研究拋物線后掠尖削下反三維槳尖對懸停旋翼槳尖渦的控制及對旋渦運(yùn)動軌跡的影響以及槳尖速度場和槳尖渦的變化規(guī)律。

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