第４４卷第５期 ２０１２年１Ｏ月 南 京航空航天大学 学报 Ｖｏ１．４４ Ｎｏ．５ Ｊｏｕｒｎａ１ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆ ０Ｃｔ．２０１２ 桨尖后掠对旋翼流场和气动特性的影响 招启军 徐国华 （南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，２１００１６） 摘要：推导了后掠桨尖剖面法向马赫数和等效迎角与矩形桨尖的关系，指出前飞状态下旋翼后掠桨尖上的法向 来流并不一定总比矩形桨叶小的新结论，进一步得出了在后掠桨尖上出现较大法向来流马赫数的解析区间，并 给出了克服这种情况出现的解决办法；提出了保持前缘法向来流速度为常数的桨尖设计方案。然后，采用ＣＦＤ 方法，针对后掠新型桨尖旋翼的悬停和前飞跨声速流场进行了数值模拟，并结合理论分析的结果，深入地分析了 桨叶后掠对旋翼流场、气动特性的影响，得出了后掠桨尖流场的细节特征，尤其是桨尖附近的激波位置、范围和 强度的变化规律。 关键词：旋翼；直升机；后掠桨尖；气动特性；数值模拟 中图分类号：Ｖ２ｌ１．１；Ｖ２１１．３ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００５—２６１５（２０１２）０５—０７０６—０７ Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ Ｓｗｅｐｔ Ｂｌａｄｅ Ｔｉｐ ｏｎ Ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ａｎｄ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ Ｒｏｔｏｒ Ｚｈａｏ ＱＵｕｎ，Ｘｕ Ｇｕｏｈｕａ （Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ ＲｏｔｏｒｃｒＭｔ Ａｅｒｏｍｅｅｈａｎｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｓｅｃｔｉｏｎ ｎｏｒｍａｌ ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ａｎｄ ｔｈｅ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ｏｆ ｔｈｅ ｒｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ａ ｓｗｅｐｔ ｔｉｐ ａｎｄ ｔｈｅ ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ａｎｄ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ｏｆ ｔｈｅ ｒｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ａ ｒｅｃｔａｎｇｕｌａｒ ｔｉｐ ａｒｅ ｄｅｒｉｖｅｄ，ａｎｄ ａ ｎｅｗ ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｎｏｒｍａｌ ｉｎｃｏｍｉｎｇ ｆｌｏｗ ｏｎ ａ ｓｗｅｐｔ ｂｌａｄｅ ｔｉｐ ａｒｅ ｎｏｔ ａｌｗａｙｓ ｌｅｓｓ ｔｈａｎ ｔｈａｔ ｏｎ ａ ｒｅｃｔａｎｇｕｌａｒ ｔｉｐ ｉｎ ｆｏｒｗａｒｄ ｆｌｉｇｈｔ ｉｓ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｎｄ ｐｒｏｖｅｄ．Ａｓ ａ ｒｅｓｕｌｔ，ａｎ ａｎａｌｙｔｉｃ ａｚ— ｉｍｕｔｈａｌ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｗｈｅｒｅ ｔｈｅ ｎｏｒｍａｌ ｉｎｃｏｍｉｎｇ ｒｏａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｏｎ ａ ｓｗｅｐｔ ｔｉｐ ｉｓ ｂｉｇｇｅｒ ｔｈａｎ ｔｈａｔ ｏｎ ａ ｒｅｃｔａｎ— ｇｕｌａｒ ｔｉｐ ｉｓ ｇｉｖｅｎ．Ｏｎ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒａｒｙ，ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ａｖｏｉｄ ｔｈｅ ｅｍｅｒｇｅｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ａｎａｌｙｔｉｃ ａｚｉｍｕｔｈａｌ ｉｎｔｅｒｖａｌ，ａ ｓｗｅｅｐｂａｃｋ ａｎｇｌｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅ ｒｅｇｕｌａｔｉｏｎ ｉｓ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．Ａ ｄｅｓｉｇｎ ｐｒｏｇｒａｍ ｏｆ ｔｈｅ ｒｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ａ ｃｕｒｖｉｌｉｎｅａｒ ｓｗｅｐｔ ｔｉｐ ｆｏｒ ｋｅｅｐｉｎｇ ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｏｆ ｌｅａｄｉｎｇ—ｅｄｇｅ ｎｏｒｍａｌ ｉｎｃｏｍｉｎｇ ｆｌｏｗ ｃｏｎｓｔａｎｔ ｉｓ ｒａｉｓｅｄ．Ｔｈｅｎ，ｎｕ— ｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｒａｎｓｏｎｉｃ ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ｆｏｒ ａ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ａ ｓｗｅｐｔ ｔｉｐ ｉｎ ｂｏｔｈ ｈｏｖｅｒ ａｎｄ ｆｏｒ— ｗａｒｄ ｆｌｉｇｈｔ ａｒｅ ｐｅｒｆｏｒｍｅｄ ｂｙ ｕｓｉｎｇ ＣＦＤ．Ｂａｓｅｄ ｕｐｏｎ ｔｈｅ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ｒｅｓｕｌｔｓ ａｎｄ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕ— ｌａｔｅｄ ｒｅｓｕｌｔｓ，ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ａ ｓｗｅｐｔ ｂｌａｄｅ ｔｉｐ ｏｎ ｔｈｅ ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ａｎｄ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ ｏｆ ｔｈｅ ｒｏ— ｔｏｒ，ｅｓｐｅｃｉａｌｌｙ ｔｈｅ ｃｈａｎｇｉｎｇ ｏｆ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ ｌｏｃａｔｉｏｎ，ｓｃｏｐｅ ａｎｄ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｎｅａｒｂｙ ｔｈｅ ｂｌａｄｅ ｔｉｐ ａｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ ｔｈｏｒｏｕｇｈｌｙ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｒｏｔｏｒｓ；ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒｓ；ｓｗｅｐｔ ｔｉｐ；ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ 众所周知，后掠翼在固定翼飞机上已取得了广 泛应用，主要得益于它的两个特性：一是减弱空气 基金项目：国家重点基础研究发展计划（“九七三”计划）资助项目。 修订日期：２０１２—０７—２３ 通讯作者：招启军，男，教授，博士生导师，Ｅ—ｍａｉｌ：ｚｈａｏｑｉｊｕｎ＠ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ。 第５期 招启军，等：桨尖后掠对旋翼流场和气动特性的影响 ７０７ 的压缩性，推迟激波的发生；二是提高阻力发散马 赫数和抑制阻力突增。这种得益来源于机翼前缘的 法向来流减小。以无限翼展斜置机翼为例，它的临 界马赫数可提高到直机翼的１／ｃｏｓＡ倍（以为机翼 前缘的后掠角），从而提高了阻力发散马赫数；由于 机翼的有效速度低于飞行速度，作用在翼面上的压 力值也减小（约按ｃｏｓＡ规律减小），因此后掠机翼 有“减缓”阻力剧增的优点。对于旋翼而言，旋翼前 行桨叶桨尖处出现的激波现象是阻碍直升机飞行 速度提高的重要因素之一，采用新型桨尖形状可以 克服或推迟上述现象的发生，提高直升机飞行速 度。自２０世纪七、八十年代以来，不少国家先后开 始了旋翼新型桨尖形状的研究［】 ］。 然而，由于旋翼桨尖流场、畸变尾迹等的复杂 性，给研究工作带来了很大的困难。正如文献［３１指 出，虽然国外不少直升机上已采用了新型桨尖，但关 于新型桨尖旋翼流场和气动特性的研究大都基于试 验分析，对桨尖形状的研究还很不充分，对桨尖的影 响机理还不很清楚，甚至出现得出的研究结论不一 致的现象［ 。近年来，国内外已对新型桨尖开展了一 些数值分析研究 。采用基于可压Ｎ—Ｓ方程的 ＣＦＤ方法，由于考虑了粘性，可较精确地捕捉出现 的激波，已成为旋翼流场模拟的一个重要工具。 后掠桨尖作为一种最基本的新型桨尖形式之 一，采用ＣＦＤ方法研究后掠桨尖尚不成熟，尤其是 前飞状态下，后掠桨尖与矩形桨尖之间的对比关 系，只得出了一些初步结论，未给出这种桨尖旋翼 流场的细节特征和影响机理。 本文首先推导后掠桨尖剖面法向马赫数和等 效迎角与矩形桨尖的关系，从理论上分析后掠桨尖 旋翼的气动特性，并给出保持前缘法向来流速度为 常数的桨尖设计方案。在理论分析的基础上，采用 基于Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程／自由尾迹分析／全位势方 程的混合ＣＦＤ方法［１ ，针对后掠新型桨尖旋翼的 悬停和前飞跨声速流场进行数值模拟，深人分析不 同后掠桨尖及外形参数对旋翼流场、气动特性的影 响机理。 １ 后掠桨尖旋翼气动特性的理论 分析 图１给出了后掠桨尖桨叶（这里不妨简称为 “后掠桨叶”）上的来流示意图，图中以为后掠角， 为旋翼转速， 。为前飞速度， 为桨叶所处方位角， 图１后掠桨尖桨叶来流示意图 为矩形桨叶前缘法向来流， 为矩形桨叶前缘 切向来流， 为后掠桨叶后掠部分前缘法向来流， 为后掠桨叶后掠部分前缘切向来流，ｒ为桨叶的 展向位置。由图１中可以得出 一． ＋ ０ｓｉｎ￣ ｔ一 ０ｃｏｓ￣ Ｖｎｓ一／２ｒｃｏｓＡ＋ 。ｓｉｎ（ 一以） （１） ｔ 一￣ｒｓｉｎＡ＋ ０ＣＯＳ（ 一以） 那么后掠桨叶与矩形桨叶的速度对应关系为 ７．）ｎｓ一 ｃｏｓＡ一 ｓｉｎＡ： ｃｏｓＡｆ＼ １一 ｔ＂Ｕｎ ａｎＡ１／ ７ｉｔｓ一 ｉｎＡ＋ ｔｃｏｓＡ＝ ｓｉｎＡ（１＋ｖ￣－ＣｏｔＡ） （２） １．１剖面等效迎角 设后掠桨叶后掠部分某一剖面的安装角为 ， 与参考矩形桨叶的安装角相同，可以证明后掠桨叶 上后掠部分的剖面等效迎角 与矩形桨叶上的迎 角ａ 之间的关系式为 一一 ： ㈤ 因为口。为零，即口 一０，所以ａ：一 ｌ…Ｌ』▲ ，而且 一口 ｃｏｓＡ，此时后掠桨尖的作用与后掠机翼有相 似之处，由于后掠桨叶上的有效速度低于对应矩形 桨叶上的相对速度，可以减弱空气的压缩性，推迟 激波的发生，同时可以提高阻力发散马赫数和减缓 阻力突增。但与后掠机翼又有所不同，由于桨叶的 旋转运动，桨叶后掠部分的法向来流 沿桨叶展 向逐渐变大，而且法向来流的方向指向桨叶内端， 因此，在同一展向位置，后掠桨叶上的气流要大于 ７０８ 南京航空航天大学学报 第４４卷 后掠机翼的情况。此时，作用到桨叶后掠剖面上的 压力值不再满足如后掠机翼上的变化规律（约按 ｃｏｓＡ规律减小）。考虑到等效迎角的变大，此时的 后掠剖面上的压力值可能会大于矩形桨叶的情况。 注意到，在方位角Ｅ９ｏ。，１８０。］范围内，相对法 向来流值可能较大，即最有可能出现超临界流现 象。进一步研究表明，当后掠角只要满足以＞ ２ａｒｃ ｒｏ，对于后掠桨叶，由于桨叶的旋转运动，桨叶前 缘的法向来流沿桨叶展向逐渐变大，如果单纯地采 用直线后掠形式，则桨尖处的相对来流可能仍然较 大。为了克服这种情况，这里给出一个设计思想，即 此时ａｒｃｃｏｔ忐＜ａｒｃ ，在 方位角［９ｏ。，１８０。］范围内就不存在后掠桨叶上的 相对法向来流值强于矩形桨叶上的情况。当后掠角 Ａ＜２ａｒｃｃｏｔ Ｔ ｏ时，可证明桨叶方位角在［９０。＋ 保证桨叶后掠部分前缘的相对法向来流的速度 （沿展向保持）为一常数。 令 ＝ｃ，Ｃ为一常数。有 ＣＯＳＡ—Ｃ （４） 又 一ｎｒ，于是得到 ￣ｒｃｏｓＡ＝Ｃ （５） 通过式（５）可以看出，只要后掠角满足以（ｒ）一 ａｒｃｃｏｓＣ／￣ｒ，即能使桨叶后掠部分前缘的相对法向 来流速度 保持为一常数，从而可较优地利用后 掠效应。通常需要的是桨叶前缘的分布规律，于是 可以通过积分运算得到桨叶后掠部分前缘的坐标 值。这里直接给出桨叶前缘的坐标值 （ｒ）： √ｒ２一ｒｏ２—１，ｏａｒｃｏｓｈ ｒ ｒ∈［ｒ。，Ｒ］ （６） 此时，前缘从零度角开始后掠，对应的Ｃ— ｒ０，ｒ。 为后掠起始位置，Ｒ为桨叶半径。 １．３前飞状态下 与 、Ｇ２与ａ 的对比关系 因为此时口。不为零，即口 ≠０，有 ａ 一 ｔａｎ以 ２一———广——＿＝———Ｔ ｃｏｓ以Ｉ １一￣ｔａｎＡｌ （７） 一ｖ．ｃｏｓＡＩ １一一ＵｔｔａｎＡＩ ＼ Ｕｎ ／ 从式（７）可以看出，前飞情况要比悬停复杂得多，此 时，没有了悬停时简单的后掠效应关系，并且已很 难看出 与 和 与 的大小关系。研究发现，在 旋翼旋转一周的过程中，后掠桨尖上的剖面法向来 流不一定小于对应的矩形桨尖上的情况，这给后掠 桨尖的应用带来了负面影响。 假设 一０，桨叶后掠的起始位置为ｒ０，最大前 飞速度为 ，当后掠角满足Ａ＞２ａｒｃｓｉｎ 时， 有Ｖｎｓ＜ 成立，此时阻力发散马赫数提高，有减缓 阻力剧增的作用，而且相对来流马赫数均小于矩形 桨叶的情况，因此有利于提高桨叶的前飞速度。 Ａ，２７０。］之间的某一连续区域，如下 ∈『２ａｒｃｔａｎ －１－－Ｊｌ－－ａＺ＋ｂ２，３６ｏ。＋ ２ａｒｃｔａｎ—－１＋ ￣／１－－ａ２＋ｂ２ 有｛ “ Ｉ＜ 口 成立，其中口一 和６ｕ０ 一 ｓｕｏｉ ｎＪ Ａ。￣ｍｔ－，－Ｉ能出现后掠桨尖叶上的超临界流强于矩形桨叶上 的情况，也就是说，在这些区域后掠桨尖没有减弱 压缩性，阻力有可能会增加，这就给后掠桨尖的应 用带来一些影响。 在悬停状态时，给出了一种保持前缘法向速度 为常数的后掠角分布。分析表明，在有前飞速度的 前提下，在每一个方位角处，后掠部分前缘的法向 来流速度没有再保持为常数，但是相差不大。 ２基于ＣＦＤ方法的后掠桨尖旋翼跨 声速流场的数值模拟 ２．１ ＣＦＤ方法 为充分考虑旋翼尾迹对流场的影响和减少尾 迹的数值耗散，采用作者Ｅ¨ 已经建立的一个基于 Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程／自由尾迹分析／全位势方程的 旋翼流场求解的混合方法来计算旋翼的悬停和前 飞流场。该方法将旋翼流场分成以下３个部分： （１）围绕旋翼桨叶周围的粘性区域，采用可压 Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程来捕捉近场信息，包括激波及 旋翼尾迹，将三阶逆风格式（Ｍｏｎｏｔｏｎｉｃ ｕｐｗｉｎｄ ｓｃｈｅｍｅ ｆｏｒ ｃｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｌａｗｓ，ＭＵＳＣＬ）与通量差 分裂方法相结合，以改进二阶中心差分格式导致较 大尾迹数值耗散的不足。将坐标系定义在惯性系 上，建立以绝对物理量为参数的守恒的积分形式的 雷诺平均Ｎ—Ｓ方程，如下 』ＪＪ Ｗｄ ＋ＪＪ 一Ｆｖ）‘ｎｄ 一０（８） 式中：ｗ为守恒变量；Ｆ 和Ｆ 分别为无粘和粘性通 量。 第５期 招启军，等：桨尖后掠对旋翼流场和气动特性的影响 ７０９ （２）离桨叶较远、粘性可以忽略的等熵流区域， 以全位势方程来描述其流动。以连续方程为主控方 程 ｊＩ『ＪＤｄ口＋Ｊ￣Ｐ（ｑ一 ）・ｎ 一ｏ （９） 式中：流速窖由自由流速度 、扰动速度 声以及诱 导速度ｇｔ．三部分组成 窖一ｇ。。＋Ｖ’Ｉ＋ｑ （１Ｏ） 这里，密度可以通过等熵关系与速度势确立关系。 （３）在无粘区域中嵌入自由尾迹模型，模拟桨 尖涡从粘性区域进入势流范围的发展变化。为便于 流场分区求解和信息传递，采用了运动嵌套网格方 法，并给出了不同区域之间的信息传递方法［１ 。采 用文献ＦｌＯ］的方法来模拟势流区域中的尾迹影响。 该方法不仅考虑了桨尖涡，而且包括内部的尾随 涡。涡线的主控方程如下 争 ＋塑 一去（’ ｎ 。霉 ＋矿（ ，））（１１） 式中：，为涡线节点位置； 为桨叶的方位角；声为尾 迹寿命角。 关于混合方法的数值验证在文献Ｅ１３］中已进 行了详细展开。 ２．２悬停状态的ＣＦＤ数值模拟及分析 本文设计了几种有代表性的桨尖： ＲＴ桨尖：矩形桨尖，其桨叶（ＮＡＣＡ００１２翼 型、无扭转）作为参考桨叶。 ＳＢＴ桨尖：常后掠桨尖，后掠起始位置为 ０．８５Ｒ处，后掠角分别为１０，２Ｏ，３Ｏ和４Ｏ。，分别对应 ＳＢＴ一１桨叶、ＳＢＴ一２桨叶、ＳＢＴ一３桨叶和ＳＢＴ一４桨 叶。 ＣＳＢＴ桨尖：曲线后掠桨尖，是１．２节中设计 的桨叶，后掠起始位置为０．８５Ｒ处。 选取的工作条件为桨尖马赫数０．８８，总距 角８。。 ２．２．１后掠桨尖 图２给出了不同桨尖后掠角的桨叶及矩形桨 叶沿展向不同典型剖面的压强系数分布，图３给出 了它们的上表面等压线分布图。结合图２和３分析 可以看出，后掠可以减弱激波的强度，同时减少跨 临界流的范围，这有利于减少激波阻力，尤其是在 桨叶后掠的起始位置左右；并且随着后掠角变大， 桨叶上表面的吸力中心向桨尖部位移动，同时更靠 近桨叶的前缘些，此时，桨尖部位（Ｏ．９５Ｒ～１．ＯＲ） 的最低压强系数比矩形桨叶的要小，可导致局部升 ｘ｜Ｃ 图２不同后掠角桨叶沿展向４个剖面压强系数分布 图３不同后掠角桨叶上表面等压线分布图 力的增加，从而带来阻力的增加，但由于此时的激 波更靠近前缘，因而阻力增加也不会很多。 ２．２．２曲线后掠桨尖 图４给出了不同桨叶沿展向不同剖面的压强 系数分布，图５给出了它们的上表面等压线分布 图。从这两幅图中可以看出，在桨叶后掠段的大部 分区域内，在同一展向位置，ＣＳＢＴ桨叶上的激波 强度比常后掠桨尖的要小，即减弱激波的能力强于 常后掠桨尖，而且ＣＳＢＴ桨叶上的超临界的范围最 小，体现了曲线后掠桨尖的优势。 ２．２．３不同桨尖旋翼的性能对比 为了比较不同桨尖旋翼的性能，本文计算了这 几种不同桨尖旋翼的悬停效率，见表１。可以看出， 与矩形桨叶相比，在同一工作状态下（相同转速和 ７１０ 南京航空航图４曲线后掠、常后掠与矩形桨叶展向不同剖面的压 强系数分布 图５曲线后掠、常后掠与矩形桨叶上表面等压线分布 图 表１不同桨尖旋翼的悬停效率对比 桨尖 ＲＴ ＳＢＴ一１ ＳＢＴ一２ ＳＢＴ一３ ＳＢＴ一４ ＣＳＢＴ 悬停效率０．５８１ ０．５８７ ０．５９４ ０．６０２ ０．６０８ ０．６１９ 相同桨距角），随着后掠角的增大，后掠桨尖可以不 同程度地提高旋翼的悬停性能，后掠角为４Ｏ。的桨 叶效率提高了２．７％。在相同工作状态下，与常后掠 桨尖相比，ＣＳＢＴ旋翼消耗的功率最小，效率最高。 因此，曲线后掠桨尖旋翼的悬停性能一般优于常后 掠桨尖旋翼。 ２．３前飞状态的ＣＦＤ数值模拟及分析 工作条件为Ｍａ ｉ 一０．７， 一０．３，０（ ）＝＝＝８。， 天大学学报 第４４卷 ｌｆ（ｔ）一０。， 一一７。。 图６给出了不同桨尖桨叶（ＲＴ、ＳＢＴ一２和ＣＳ— ＢＴ）沿周向０．９５Ｒ剖面的压强系数分布，图７给出 ＲＴ和ＳＢＴ一２桨叶在展向０．９５Ｒ剖面的法向来流 马赫数对比。从图６可以看出，具有常规后掠桨尖 的桨叶其激波强度和范围在［０。，９Ｏ。］方位角内比 常规矩形桨叶要小，而且激波位置靠近桨叶的前 缘，在 一３０。时，后掠桨叶上甚至没有出现激波，可 解释为后掠导致桨叶前缘来流的相对马赫数较小， 体现出后掠桨叶在减弱跨声速流方面的优势。但是 在［９０。，１８０。］方位角范围内，后掠桨叶上的激波逐 渐强于矩形桨叶的情况，在 ：＝：１２０。时，后掠桨叶上 的激波位置与矩形桨叶相比离桨叶前缘要远些，但 此时的激波强度仍较弱；在 一１５０。之后，后掠２Ｏ。 桨叶上的激波强度和范围均大于矩形桨叶的情况， 主要是此时后掠桨叶桨尖部位的法向来流马赫数 逐渐大于矩形桨叶的情况，见图７。在［－９０。，２７０。］方 位角范围内，常规后掠桨尖上的法向等效来流速度 存在大于矩形桨叶的区域，这与前面１．３节的理论 分析结果一致。 对于曲线后掠桨叶的情况，从图中可以看出， 整个桨盘平面的范围内，ＣＳＢＴ桨叶上的激波强度 和范围基本均比常规矩形桨叶要小，只是在 一 １５０。之后，ＣＳＢＴ桨叶上的激波位置与矩形桨叶相 比，离桨叶前缘稍远一些；在整个桨盘平面的范围 内，桨叶后掠段的大部分区域内，在同一展向位置， ＣＳＢＴ桨叶上的激波强度比常后掠桨尖（ｓＢＴ一２） 的要小，而且激波位置更加靠近桨叶前缘，即减弱 激波的能力强于常后掠桨尖，体现了曲线后掠桨尖 的优势。 为了比较这几种桨叶的前飞性能，这里采用旋 翼配平方法＿１ ，使得它们产生的拉力系数相同 （ｃ ／ 一０．０７５），以比较它们消耗的功率系数、采 ｆ、ｔ 用如下的比值 来表示，将结果列于表２ ＼ ｐ／ｕ／矩形桨叶 中。可以看出，采用ＣＳＢＴ桨尖的旋翼消耗的功率 最少，后掠桨叶旋翼其次，消耗的功率均小于矩形 桨叶旋翼。 表２不同桨尖旋翼的需用功率对比（ＣＴ／ａ—ｏ．０７５， ｏ．３） 第５期 招启军，等：桨尖后掠对旋翼流场和气动特性的影响 ７１１ 籁ｊ堇嘿幽 旧雨 ∞ ．。匠匪船蕾 鞲 翅 ｌ＼ ＼ ＼ ５丰 她，∞匦 ７１２ 南京航空航图７矩形及常后掠桨尖桨叶法向来流马赫数 ３ 结 论 通过理论分析和数值模拟分析，可总结结论如下： （１）在悬停状态下，后掠可以减弱激波的强度， 同时减少跨临界流的范围，这有利于减少激波阻 力，尤其是在桨叶后掠的起始位置左右；并且随着 后掠角变大，桨叶上表面的吸力中心向桨尖部位移 动，同时更靠近桨叶的前缘些，此时，桨尖部位的最 低压强系数比矩形桨叶的要小，可导致局部升力的 增加，从而带来阻力的增加，但由于此时的激波更 靠近前缘，因而阻力增加也不会很多。因此，后掠桨 叶的悬停效率高于矩形桨叶。 （２）在前飞状态下，后掠桨尖上的相对法向来 流并不总是比相应矩形桨叶上的小，即在某些方位 角上，前者的相对法向来流反而更大。在 一９０。之 前，后掠桨叶上的超临界流强度和范围均小于矩形 桨叶的情况，在 一９０。之后，后掠桨叶上的超临界 流逐渐增强，在桨尖区域甚至强于矩形桨叶，但其 前飞性能优于矩形桨叶。 （３）提出了一种桨尖曲线后掠的方案，并给出 其分布规律。在悬停状态下，后掠桨尖前缘的相对 法向来流一致，前飞状态下，前缘的相对法向来流 相差不大，比常后掠桨尖减弱跨声速流动的能力更 强。无论是悬停状态还是前飞状态，曲线后掠桨叶 的性能均优于常后掠桨叶。 参考文献： ［１］ Ｐｅｒｒｙ Ｆ Ｊ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ ｏｆ ｔｈｅ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｗｏｒｌｄ ｓｐｅｅｄ ｒｅｃｏｒｄ［ｃ］Ｉ／Ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｔ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅｌｉ— ｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ ４３ｒｄ Ａｎｎｕａｌ Ｆｏｒｕｍ．Ｓｔ．Ｌｏｕｉｓ Ｍｉｓ— ｓｏｕｒｉ：ｓ．ｎ．］，１９８７：３—１６． ［２］ Ｖｕｉｌｌｅｔ Ａ．Ｒｏｔｏｒ ａｎｄ ｂｌａｄｅ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｄｅｓｉｇｎＥＲ］． ＡＧＡＲＤ—Ｒ一７８１，１９９０． ［３］ Ｄｅｓｏｐｐｅｒ Ａ，Ｌａｆｏｎ Ｐ，Ｐｈｉｌｉｐｐｅ Ｊ Ｊ，ｅｔ ａ１．Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ａｎ ａｎｈｅｄｒａｌ ｓｗｅｐｔｂａｃｋ ｔｉｐ ｏｎ ｔｈｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ａ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒ［Ｊ］．Ｖｅｒｔｉｃａ，１９８８，１２（４）：３４５—３５５． ［４］ Ｐｈｉｌｉｐｐｅ Ｊ Ｊ，Ｖｕｉｌｌｅｔ Ａ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ａｄ一 天大学学报 第４４卷 ｖａｎｃｅｄ ｒｏｔｏｒｓ ｗｉｔｈ ｎｅｗ ｔｉｐ ｓｈａｐｅｓ ＥＣ］／／Ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｔ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ ３９ｔｈ Ａｎｎｕａｌ Ｆｏ— ｒｕｍ．Ｓｔ．Ｌｏｕｉｓ，Ｍｉｓｓｏｕｒｉ：ｓ．ｎ．］，１９８３：５８—７１． ［５］ Ｊｏｎｃｈｅｒａｙ Ｐｈ．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ ｏｆ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒ ｉｎ ｈｏｖｅｒ：ｔｈｅ ｌｉｆｔｉｎｇ—ｖｏｒｔｅｘ ｌｉｎｅ ｍｅｔｈｏｄ ａｐｐｌｉｅｄ ｔｏ ｄｉｈｅ— ｄｒａｌ ｔｉｐ ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏ— ｇｙ，１９９７，１：１７－２５． ［６］ Ｗａｌｓｈ Ｊ Ｌ，Ｂｉｎｇｈａｍ Ｇ Ｊ，Ｒｉｌｅｙ Ｍ Ｆ．Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄｓ ａｐｐｌｉｅｄ ｔｏ ｔｈｅ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｈｅｌｉ— ｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒ ｂｌａｄｅｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅ— ｌｉｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ，１９８７，３２：３９． ［７］Ｈａｒｒｉｓｏｎ Ｒ，Ｓｔａｃｅｙ Ｓ，Ｈａｎｓｆｏｒｄ Ｂ．ＢＥＲＰ ＩＶ—ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ，ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ａｎｄ ｔｅｓｔｉｎｇ ｏｆ ａｎ ａｄｖａｎｃｅｄ Ｒｏ— ｔｏｔ Ｂｌａｄｅ［Ｃ］／／Ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｔ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅｌｉ． ｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ ６４ ｔｈ Ａｎｎｕａｌ Ｆｏｒｕｍ．Ｍｏｎｔｒｅａｌ，Ｃａｎａ— ｄａ：ｓ．ｎ．］，２００８． ［８］Ｄｕｍｏｎｔ Ａ，Ｌｅ Ｐａｐｅ Ａ，Ｐｅｔｅｒ Ｊ，ｅｔ ａ１．Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｓｈａｐｅ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ｈｏｖｅｒｉｎｇ ｒｏｔｏｒｓ ｕｓｉｎｇ ａ ｄｉｓｃｒｅｔｅ ａｄｊｏｉｎｔ ｏｆ ｔｈｅ ＲＡＮＳ ｅｑｕａｔｉｏｎｓ［Ｃ］ｉ／Ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ａｔ ｔｈｅ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ ６５ ｔｈ Ａｎｎｕａｌ Ｆｏ— ｒｕｍ．Ｆｔ．Ｗｏｒｔｈ Ｔｅｘａｓ：ｓ．ｎ．］，２００９． ［９］Ｌｅ Ｐａｐｅ Ａ，Ｂｅａｕｍｉｅｒ Ｐ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｉｎ ｈｏｖｅｒ ［Ｊ］．Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５，９ （３）：１９１—２０１． ［１Ｏ］徐国华．应用自由尾迹分析的新型桨尖旋翼气动特性 研究［Ｄ］．南京：南京航空航天大学航空宇航学院， １９９６． Ｘｕ Ｇｕｏｈｕａ．Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｎ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒ— ｉｓｔｉｃ ｏｆ ｒｏｔｏｒ ｗｉｔｈ ｎｅｗ ｔｉｐ ｓｈａｐｅ ｕｓｉｎｇ ｆｒｅｅ ｗａｋｅ ａｎａｌｙｓｉｓ［Ｄ］．Ｎａｎｊｉｎｇ：Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｎｇｉ— ｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏ— ｎａｕｔｉｃｓ，１９９６． ［１１］宋文萍，韩忠华，王立群，等．旋翼桨尖几何形状对旋 翼气动噪声影响的定量计算分析［Ｊ］．计算物理， ２００１，１８（６）：５６９—５７２． Ｓｏｎｇ Ｗｅｎｐｉｎｇ，Ｈａｎ Ｚｈｏｎｇｈｕａ，Ｗａｎｇ Ｌｉｑｕｎ，ｅｔ ａ１． Ｔｈｅ ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｂｌａｄｅ－ｔｉｐ ｓｈａｐｅ ｏｎ ｒｏｔｏｒ ａｅｒｏａｃｏｕｓｔｉｃ ｎｏｉｓｅ ｂｙ Ｅｕｌｅｒ／Ｋｉｒｃｈｈｏｆｆ ｍｅｔｈｏｄ口］．Ｃｈｉｎｅｓｅ Ｊｏｕｒ— ｎａｌ ｏｆ Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ Ｐｈｙｓｉｃｓ，２００１，１８（６）：５６９－５７２． ［１２］Ｚｈａｏ Ｑｉｊｕｎ，Ｘｕ Ｇｕｏｈｕａ．Ａ ｓｔｕｄｙ ｏｎ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ａｎｄ ａｃｏｕｓｔｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ａｄｖａｎｃｅｄ ｔｉｐ－ｓｈａｐｅ ｒｏ— ｔｏｒｓ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｍｅｒｉｃａｎ Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ Ｓｏｃｉｅｔｙ， ２００７，５２（３）：２０１—２１３． ［１ ３３ Ｚｈａｏ Ｑｉｊｕｎ，Ｘｕ Ｇｕｏｈｕａ，Ｚｈａｏ Ｊｉｎｇｇｅｎ．Ａ ｎｅｗ ｈｙ— ｂｒｉｄ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇ ｔｈｅ ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ｏｆ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｉｎ ｈｏｖｅｒ ａｎｄ ｆｏｒｗａｒｄ ｆｌｉｇｈｔ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｉｒｃｒａｆｔ， ２００６，４３（２）：３７３—３８０． ［１４］Ｚｈａｏ Ｑｉｊｕｎ，Ｘｕ Ｇｕｏｈｕａ，Ｚｈａｏ Ｊｉｎｇｇｅｎ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｕｎｓｔｅａｄｙ ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ ｏｆ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｒｏｔｏｒｓ ｏｎ ｍｏｖｉｎｇ ｅｍｂｅｄｄｅｄ ｇｒｉｄｓ［Ｊ］．Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉ— ｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２００５，９（２）：１１７—１２４．