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2019重要旧闻-Φ3.2m风洞共轴刚性旋翼试验台研制（节选） 黄明其1,2 杨永东1,2 梁鉴2 彭先敏1,2 唐敏1,2 1.中国空气动力研究与发展中心 旋翼空气动力学重点实验室, 四川 绵阳 621000 2.中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所, 四川 绵阳 621000
0 m% L+ l `2 G% @7 J8 n; V引言 7 U* y1 x ^+ U2 k; K
目前，常规构型直升机由于气动特性的限制，飞行速度难以大幅提升。国外通过直升机构型的革新，发展ABC(前行桨叶概念)旋翼，引入了共轴刚性旋翼系统和尾部推进装置等特色部件，从气动力方面解决了常规构型直升机速度难以突破的问题，成功研制了共轴刚性旋翼高速直升机。+ m4 g) [) S9 _/ a9 o! O" n- o Q) \
共轴刚性旋翼采用了前行桨叶概念，旋翼的升力主要由前行侧桨叶提供，后行侧桨叶则进行卸载。高速飞行时，旋翼后行桨叶绝大部分都处于反流中，甚至反流区的边界达到80%的桨叶半径处；前行桨叶的桨尖气动环境也不同于小前进比飞行状态，此时桨尖马赫数较大，通常达到0.9左右，在前行桨叶的桨尖处会产生强激波。由于旋翼诱导下洗流的作用，上、下旋翼间存在复杂的气动干扰，干扰特性与旋翼布局、飞行状态等直接相关。$ }* @3 ~! {+ F/ K9 c7 o. {5 |0 `) q
针对ABC旋翼的复杂气动问题，美国早在20世纪60年代就开始了研究。1970年，为了验证全尺寸ABC旋翼系统的悬停和大速度前飞性能，在NASA AMES的全尺寸风洞完成了1副ABC旋翼的风洞试验研究，试验风速范围41~92m/s，前进比0.21~0.91，测量了旋翼的气动性能、操纵、应力和振动数据；风洞试验采用了专门研制的试验装置，旋翼由1套具有双动力输入的共轴减速器驱动，为上、下旋翼分别配套了引电器，旋翼的气动力和力矩由风洞天平测量，结构载荷由桨叶上布置的应变计测量；试验结果表明ABC旋翼在拉力能力、俯仰和滚转操纵能力等方面优于常规旋翼。1980年，在NASA AMES研究中心的全尺寸风洞完成了XH-59A直升机的风洞试验，目的是：(1)提供必要的桨毂减阻和旋翼/尾梁/推进系统间干扰抑制的技术数据，用于评估ABC直升机的潜能和可行性；(2)提供试验数据，用于解释、澄清和强化飞行试验结果，并作为研究与1/5缩比模型试验结果相关性的基础。试验的前进比范围为0.25~0.45，获得的数据包括全机的气动力和力矩、旋翼的操纵位置及结构载荷、振动水平，以及孤立旋翼的气动性能。
9 B; b5 i3 g' G' c2 A# }( N2 Q 近期，美国在X-2高速直升机的基础上发展了S-97高速直升机。为获得S-97从悬停到407km/h的飞行包线内的气动性能、稳定性和操纵导数，在NASA Ames研究中心的NFAC(National Full-Scale Aerodynamics Complex)开展了马赫数相似的1/3缩比旋翼和机身模型的风洞试验，旋翼模型直径为3.2m，采用了新研制的高度集成试验台，上下旋翼的驱动电机、减速箱、自动倾斜器、作动筒、天平等都安装在机身模型内部，可实现上、下旋翼气动力和力矩的分别测量。9 Q! T/ u" h- j' R6 X1 ^# N
为了支持JMR(Joint Multi-Role)技术验证机SB>1的研制，美国开展了一系列风洞试验，目的是为验证和改进气动性能和飞行动力学模型、提高对X-2这种构型的高速直升机气动特性的认识并提供数据。其中，就包括了1/5缩比的旋翼/机身/尾面/尾推模型在NFAC的风洞试验，该试验中采用了与S-97缩比模型试验相同的试验台。
" T" g/ B$ J5 Q( ]% C# K" j 此外，美国高校也开展了共轴刚性对转旋翼系统的风洞试验研究，研制了专用的共轴对转旋翼模型试验台，旋翼模型直径2m，上下旋翼间距较小，桨叶片数可变；采用旋转式天平分别测量上下旋翼的气动力和力矩，可测量操纵角和操纵载荷，上下旋翼的桨尖间距由光学传感器监测；风洞试验的前进比范围为0.21~0.53，旋翼总距范围为2°~10°；通过试验，重点研究了升力偏置对旋翼性能的影响、振动载荷随前进比的变化、旋翼间相位角对振动载荷的影响等。7 d$ G% Y9 q! p) c+ ]; s7 h2 X0 [
国内在共轴刚性旋翼的风洞试验研究方面，也开展了一些工作。文献构建了小型的共轴旋翼模型试验台，研究了上下旋翼间距、前飞速度对旋翼性能的影响，试验模型的直径为0.4m。文献着重从试验方面对悬停状态和前飞状态下旋翼非定常气动性能进行分析研究，目的是了解旋翼总距、间距、转速和风速等参数对共轴刚性双旋翼气动特性影响的规律，探索气动性能最佳的非定常气动模型，试验模型的直径为1.2m。: o! R! w8 n ~1 ~2 U
可以看到，美国在成功进行了共轴刚性旋翼高速直升机的飞行演示验证后，仍然继续开展缩比模型的风洞试验与研究，通过对共轴刚性旋翼复杂尾流、气动性能与载荷、气动干扰、振动载荷等的测量，进一步提高认识，发展相关的分析计算方法，为新型复合式共轴刚性旋翼高速直升机的发展提供技术参考。) e* O, Y" b5 r. d: [6 g
我国在共轴刚性旋翼高速直升机方面的研究处于起步阶段，理论方法和试验技术均需要发展。为了深入研究共轴刚性旋翼大前进比前飞状态下的非定常流动机理，探索与常规旋翼气动环境区别的本质特征，分析共轴刚性双旋翼气动干扰特性，迫切需要发展相关的风洞试验设备与技术。为此，中国空气动力研究与发展中心(CARDC)为Φ3.2m低速风洞配套研制了共轴刚性旋翼试验台(见图1，后文简称“共轴旋翼试验台”)，可完成直径2m共轴刚性旋翼模型的桨尖马赫数相似试验，上、下旋翼共轴反转、间距可调，是研究共轴刚性旋翼气动特性的关键基础设备。
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图 1 风洞中的共轴旋翼试验台
9 k0 e5 Z& h% ~. e. g U+ z2 q图 2 共轴试验台总体布局 | 
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