悬停状态桨尖形状对中小型旋翼的影响

第３５卷第２期　弹箭与制导学报　Ｖ０１．３５　Ｎｏ．２　Ａｐｒ　２０１５　２０１５年４月　Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ，Ｒｏｃｋｅｔｓ，Ｍｉｓｓｉｌｅｓ　ａｎｄ　Ｇｕｉｄａｎｃｅ　ＤＯＩ：１０．１５８９２／ｊ．ｃｎｋｉ．ｄｊｚｄｘｂ．２０１５，０２．０３１　悬停状态桨尖形状对中小型旋翼的影响　秦　洁　，何敏桃　，邵伟平　，石玉洁　，韩　宇　（１沈阳理工大学，沈阳摘１１０１５９；２海军驻沈阳弹药专业军事代表室，沈阳１１０１００）　要：针对悬停状态中小型飞行器气动性能，考虑桨尖涡对飞行器桨叶桨尖的影响，分析了不同形状桨尖桨　叶气动特性及其变化规律。尖削桨尖旋翼可有效削弱桨尖涡，从而降低旋翼的阻力距。桨尖涡导致桨尖处下　洗速度减小，使桨尖处桨叶截面翼型的实际迎角增大。随着转速的提高，桨尖雷诺数的增大，尖削桨尖的优势　才逐渐体现。　关键词：悬停；桨尖涡；尖削；后掠；下反　中图分类号：ＴＪ７６５．４３；Ｖ２７９文献标志码：Ａ　Ｉｍｐａｃｔ　ｏｆ　Ｂｌａｄｅ　Ｔｉｐ　Ｓｈａｐｅ　ｏｎ　Ｓｍａｌｌ　ａｎｄ　Ｍｅｄｉｕｍ　Ｒｏｔｏｒ　ｉｎ　Ｈｏｖｅｒｉｎｇ　ＱＩＮ　Ｊｉｅ　，ＨＥ　Ｍｉｎｔａｏ　，ＳＨＡＯ　Ｗｅｉｐｉｎｇ　，ＳＨＩ　Ｙｕｊｉｅ　，ＨＡＮ　Ｙｕ　（１　Ｓｈｅｎｙａｎｇ　Ｌｉｇｏｎｇ　Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ　１　１０１５９，Ｃｈｉｎａ；　２　Ｍｉｌｉｔａｒｙ　Ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅ　Ｏｆｉｃｅｆ　ｏｆ　Ｎａｖｙ　Ａｍｍｕｎｉｔｉｏｎ　ｉｎ　Ｓｈｅｎｙａｎｇ　Ａｒｅａ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ　１　１０１００，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ　ｉｍｐｒｏｖｅ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｏｆ　ｓｍａｌｌ　ａｎｄ　ｍｅｄｉｕｍ　ｒｏｔｏｒ　ｉｎ　ｈｏｖｅｒ，ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇ　ｔｈｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ，　ｔｈｅ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ａｎｄ　ｃｈａｎｇｅ　ｒｕｌｅｒ　ｏｆ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ｔｉｐ　ｓｈａｐｅ　ｗｅｒｅ　ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ　ｃａｎ　ｂｅ　ｒｅ—　ｄｕｃｅｄ　ｂｙ　ｓｈａｒｐｅｎｉｎｇ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｒｅｓｉｓｔｉｎｇ　ｍｏｍｅｎｔ　ｏｆ　ｒｏｔｏｒ　ｉｎ　ｈｏｖｅｒｉｎｇ．Ｔｈｅ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ　ｒｅｄｕｃｅｓ　ｄｏｗｎｗａｓｈ　ｓｐｅｅｄ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｂｌａｄｅ　ｔｉｐ　ａｎｄ　ｅｎｌａｒｇｅｓ　ａｎｇｌｅ　ｏｆ　ａｔｔａｃｋ　ｏｆ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ｓｅｃｔｉｏｎ．Ａｌｏｎｇ　ｗｉｔｈ　ｉｎｃｒｅａｓｅ　ｏｆ　ｒｏｔａｔｉｏｎ　ｓｐｅｅｄ　ａｎｄ　Ｒｅｙｎｏｌｄｓ　ｎｕｍｂｅｒ，ｔｈｅ　ｓｕｐｅｒｉｏｒｉｔｙ　ｏｆ　ｓｈａｒｐ—　ｅｎｅｄ　ｐａｄｄｌｅ　ｂｌａｄｅ　ｉｓ　ｃｌｅａｒ．　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｏｖｅｒ；ｂｌａｄｅ　ｔｉｐ　ｖｏ￣ｅｘ；ｔａｐｅｒ；ｓｗｅｅｐ　ｂａｃｋ；ｃａｔｈｅｄｒａｌｓ　中，并为喷发射中小型飞行器的研究指明了方向。　０　引言　旋翼是飞行器最关键的部件之一，多年来，飞行　器设计领域一直以最大限度提高旋翼气动性能为目　标而努力。一方面，气动翼型得到了研究工作者的重　视；另一方面，随着加工工艺、材料等技术的发展，新　型气动外形桨叶也被相应提出。在此背景下，扭转桨　叶逐渐代替了矩形桨叶，成为桨叶外形设计的主流。　然而，不是所有的桨叶均需要扭转，小型和微型　旋翼飞行器由于扭转后效果不明显，多用于玩具，为　减小加工难度和增加互换性，一般不采用扭转。同　参照ＧＬＭＡＶ的发展，通过对旋翼气动特性的分　析，改善旋翼性能，提高中小型飞行器气动性能，为喷　发射中小型飞行器的实现提供理论支撑。文中通　过对中小型旋翼桨叶气动特性的分析，结合桨尖涡对　旋翼的干扰，采用不同的桨尖形状来探究提高旋翼性　能的可行性。其目的在于完善ＧＬＭＡＶ的理论研究，　从而指导中小型飞行器桨叶的设计。　１旋翼桨叶气动特性分析　１．１旋翼桨叶的空气动力　桨叶的空气动力是决定飞行器设计的关键所在，　也是提高载重能力的关键所在。旋翼桨叶的空气动　力是由桨叶异型曲面产生的空气动力和桨叶扭转向　下推空气产生的反作用力组成的。如图１所示，所谓　时，中小型飞行器存在结构尺寸大、容易被侦查、巡航　耗燃高等不利特点，导致中小型旋翼飞行器并不受研　究工作者的青睐。　２００６年１２月，由法．德圣路易斯研究所提出的无　人微型飞行器（ＵＭＡＶ）得到了业界人士的肯定，并经　文献［８－９］发展成喷发射微型飞行器（ＧＬＭＡＶ），验　证了理论与实验的可行性。目前，该项目仍在研究　异型曲面产生的空气动力，是指桨叶的上桨面与下桨　面的曲率不同，气流对曲率大的上桨面压力小，对曲　率小的下桨面压力大，形成的压力差引起的向上的空　收稿日期：２０１４—０４—２８　作者简介：秦洁（１９６３一）女，湖南人，教授，研究方向：弹箭技术与模拟仿真。　・１２４・　弹箭与制导学报　第３５卷　表２不同转速下后缘尖削桨尖旋翼气动特－陛　ｐｒｏｇｒｅｓｓ　ｉｎ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｏｆ　ｒｏｔｏｒｅｒａｆｔ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ　ａｔ　ＴｓＡＧＩ　编　转速　号　（ｒ／ｍｉｎ）　１　５００　仿真结果　升力Ｆ／Ｎ　１４．９０８　４０７　［Ｃ］／／３５ｔｈ　Ｅｕｒｏｐｅａｎ　Ｒｏｔｏｒｃｒａｆｌ　Ｆｏｒｕｍ．Ｎｅｗ　Ｙｏｒｋ：Ｃｕｒｒａｎ　Ｆ／Ｍ　ｌ３．６６５　扭距　（Ｎ／ｍ）　１．０９１　０２４　Ａｓｓｏｃｉａｔｅｓ　Ｉｎｃ．，２００９：６７０—６８０．　［３］郝江南，蔡晋生，刘郑州．新概念轮翼气动特性实验研　究［Ｊ］．实验流体力学，２０１１，２５（２）：４９—５３．　２　２　０００　２　５００　１　５００　２６．０９７　８６１　４１．５９３　７３９　１０．５６０　９０３　２２．５７２　６６７　１．９１９　４７４　５　３．０２４　２７４　８　０．８４４　３４５　３　１．６３８　９０７　２　１３．５９６　１３．７５３　１２．５０９　１３．７７３　［４］　Ｒａｙ　Ｄ　Ｌｅｏｎｉ．Ｂｌａｃｋ　ｈａｗｋ：ｔｈｅ　ｓｔｏｒｙ　ｏｆ　ａ　ｗｏｒｌｄ　ｃｌａｓｓ　ｈｅｌｉ—　ｃｏｐｔｅｒ『Ｍ］．Ａｍｅｒｉｃａｎ：Ａｍｅｒｉｃａｎ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ　ａｎｄ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，２００７．　３　２　００ｏ　２　５００　３３．８３ｌ　８５　２．３５６　８０２　８　１４．３５５　［５］　乔宇航，马东立，邓小刚．基于升力线理论的机翼几何　表３不同转速下下反桨尖旋翼气动特性　编　转速　仿真结果　号　（ｒ／ｍｉｎ）　升力Ｆ／Ｎ　扭距　（Ｎ／ｍ）　Ｆ／Ｍ　１　５００　１４．９０８　４０７　１．０９１　０２４　１３．６６５　２　２　０００　２６．０９７　８６１　１．９１９　４７４　５　１３．５９６　２　５０Ｏ　４１．５９３　７３９　３．０２４　２７４　８　１３．７５３　１　５００　１５．０３９　７９６　１．０１７　２６０　４　１４．７８５　７　２　０００　２５．４５７　８２４　１．８３０　ｌ９７　１３．９１０　２　５００　３９．５３１　１８９　２．７６３　０６４　０　１４．３０７　１　５００　１４．３１８　５１７　１．０５４　６１５　８　１３．５７７　８　２　０００　２６．５２８　９４　１．９１３　１３４　１３．８６７　２　５００　３９．００９　１０３　２．８０８　０３３　７　１３．８９２　仿真结果表明：下反桨叶目的就是保证桨尖处截　面翼型处于有利迎角工作范围，因此，合理的选择下　反角度，在不同转速下，均可体现其优势。　４　结论　１）桨尖涡对旋翼桨尖的影响处于旋翼半径０．８５　Ｒ至桨尖的‘桨尖区’，为降低桨尖损失，在‘桨尖区，　采用不同的桨尖形状来提高旋翼的性能，主要桨尖形　状有：尖削、后掠、下反。　２）尖削桨尖旋翼可有效的削弱桨尖涡，从而降低　旋翼的阻力距。但在低速时尖削桨尖没有性能优势，　随着转速的提高，桨尖雷诺数的增大，尖削桨尖的优　势才逐渐体现。　３）中小型飞行器处在低速工作环境，故而后掠桨　尖不适用于中小型旋翼飞行器。　４）桨尖涡导致桨尖处下洗速度减小，使桨尖处桨　叶截面翼型的实际迎角增大，从而高出翼型的有利迎　角。采用下反桨尖可使桨尖截面翼型的实际迎角接　近于二维翼型的有利迎角，从而提高旋翼性能。下反　桨尖的关键在于合理选择下反角度。　参考文献：　［１］　招启军，徐广，徐国华，等．桨尖形状对直升机旋翼悬　停性能的影响研究［Ｃ］∥第二十三届全国直升机年会　论文集．北京：中国航空学会，２００７：７０９—７１６．　［２］Ｌｉｎ　Ｊ　Ｃ　Ｍ，Ｐａｕｌｅｙ　Ｌ．Ｌｏｗ—Ｒｅｙｎｏｌｄｓ—ｎｕｍｂｅｒ　ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ　扭转设计方法［Ｊ］．北京航空航天大学学报，２０１３，３９　（３）：３２０—３２４．　［６］　唐正飞，王畅，高卓飞．微型旋翼悬停状态气动性能分　析方法［Ｊ］．航空动力学报，２０１１，４３（３）：３５７—３６２．　［７］　Ａｒｎａｕｄ　Ｋｏｃｈ１，Ｈｕｇｕｅｓ　Ｒａｆａｒａｌａｈｙ，Ｍｏｈａｍｅｄ　Ｂｏｕｔａｙｅｂ，ｅｔ　ａ１．Ａｅｒｏｄ）　ｎａｍｉｃ　ｍｏｄｅｌｌｉｎｇ　ａｎｄ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　Ｉｄｅｎｔｉｉｆｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａ　ｃｏａｘｉａｌ—ｒｏｔｏｒ　ＵＡＶ［Ｊ］．Ｊ　Ｉｎｔｅｌｌ　Ｒｏｂｏｔ　Ｓｙｓｔ，２０１２，６８：　５３—６８．　［８］　Ｇｎｅｍｍｉ　Ｐ，Ｈａｅｒｔｉｇ　Ｊ．Ｃｏｎｃｅｐｔ　ｏｆ　ａ　ｇｕｎ　ｌａｕｎｃｈｅｄ　ｍｉｃｒｏ　ａｉｒ　ｖｅｈｉｃｌｅ［ｃ］／／Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ　ｏｆ　２６ｔｈ　ＡＩＡＡ　Ａｐｐｌｉｅｄ　Ａｅｒｏｄｙ—　ｎａｍｉｃｓ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ．ＡＩＡＡ，Ｈｏｎｏｌｕｌｕ，２００８．　［９］　Ｇｎｅｍｍｉ　Ｐ，Ｋｏｅｈｌ　Ａ，Ｍａｒｔｉｎｅｚ　Ｂ，ｅｔ　ａ１．Ｍｏｄｅｌｉｎｇ　ａｎｄ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　ｔｗｏ　ＧＬＭＡＶ　ｈｏｖｅｒ—ｆｌｉｇｈｔ　ｃｏｎｃｅｐｔｓ．Ｅｕｒｏｐｅａｎ　Ｍｉ—　ｃｒｏ　Ａｅｒｉａｌ　Ｖｅｈｉｃｌｅ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｆｌｉｇｈｔ　Ｃｏｍｐｅｔｉｔｉｏｎ［Ｊ］．　Ｆｒｅｎｃｈ—Ｇｅｒｍａｎ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｓａｉｎｔ—Ｌｏｕｉｓ．　Ｄｅｌｔｆ，２００９．　［１Ｏ］Ｓｍｉｔｈ　Ｔ　Ｒ，Ｓｈｏｏｋ　Ｌ，Ｕｈｅｌｓｋｙ　Ｆ，ｅｔ　ａ１．Ｂａｌｌｕｔｅ　ａｎｄ　ｐａｒａ－　ｃｈｕｔｅ　ｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒｓ　ｆｏｒ　ＦＡｓＭ／ＱｕＩｃＫＬ００Ｋ　ＵＡＶ［Ｃ］∥　Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ　ｏｆ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　Ｄｅｃｅｌｅｒａｔｏｒ　Ｓｙｓｔｅｍｓ　Ｔｅｅｈｎｏｌ—　ｏｇｙ　Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ　ａｎｄ　Ｓｅｍｉｎａｒ．ＡＩＡＡ，Ｍｏｎｔｅｒｅｙ，２００３．　［１１］Ｗｅｒｅｌｅｙ　Ｎ　Ｍ，Ｐｉｎｅｓ　Ｄ　Ｊ．Ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ　ｓｔｕｄｙ　ｏｆ　ａ　ｓｍａｒｔ　ｓｕｂ—　ｍｕｎｉｔｉｏｎ：ｄｅｐｌｏｙｍｅｎｔ　ｆｒｏｍ　ａ　ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　ｗｅａｐｏｎ［Ｃ］∥　ＡＲＬ—ＣＲ－０４７５，Ａｒｍｙ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ａｂｅｒｄｅｅｎ　Ｐｒｏｖｉｎｇ　Ｇｒｏｕｎｄ，２００１．　［１　２］　Ｃ　Ｃｈａｕｆｆａｕｔ，Ｊ　Ｅｓｃａｒｅｎｏ，Ｒ　Ｌｏｚａｎｏ．Ｔｈｅ　ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ　ｐｈａｓｅ　ｏｆ　ａ　ｇｕｎ—ｌａｕｎｃｈｅｄ　ｍｉｃｒｏ　ａｉｒ　ｖｅｈｉｃｌｅ［Ｊ］．Ｊ　Ｉｎｔｅｌｌ　Ｒｏｂｏｔ　Ｓｙｓｔ，２０１３，７０：１１９—１３１．　［１　３］　Ａｄｒｉｅｎ　Ｄｒｏｕｏｔ，Ｅｄｏｕａｒｄ　Ｒｉｃｈａｒｄ，Ｍｏｈａｍｅｄ　Ｂｏｕｔａｙｅｂ．　Ａｎ　ａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅ　ｂａｃｋｓｔｅｐｐｉｎｇ　ｂａｓｅｄ　ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ　ｔｒａｃｋｉｎｇ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　ａ　ｇｕｎ　ｌａｕｎｃｈｅｄ　ｍｉｃｒｏ　ａｅｒｉａｌ　ｖｅｈｉｃｌｅ　ｉｎ　ｃｒｏｓｓｗｉｎｄ　［Ｊ］．Ｊ　Ｉｎｔｅｌ　Ｒｏｂｏｔ　Ｓｙｓｔ，２０１３，７０：１３３—１５０．　［１４］邵伟平，何敏桃，郝永平．悬停状态共轴双旋翼桨叶　扭转气动特性［Ｊ］．航空动力学报，２０１４，２９（１１）：　２６０６—２６１２．　［１５］　李攀，陈仁良．旋翼桨尖涡模型及其参数确定方法研　究［Ｃ］∥第二十三届全国直升机年会论文集，北京：　中国航空学会，２００７：７８８—７９７．　［１６］　许和勇，叶正寅，史爱明．基于非结构嵌套网格的旋　翼机身干扰流场数值模拟［Ｊ］．航空动力学报，２０１０，　２８（６）：８１４—８１７．　第２期　秦洁等：悬停状态桨尖形状对中小型旋翼的影响　・１２５・　（上接第１２０页）　表２满载测量结果　３．２空载测试　摩擦转矩Ｔ，主要来源于轴承，其大小会影响修　正机构的动态特性。若令图５中发电机的负载电阻　开路，则绕组中没有感应电流，此时电磁转矩Ｔ　为　零。将永磁同步电动机的转速设定为恒定值，则测试　系统达到稳态后动力学方程（１）化为：　Ｔａ＝Ｔｆ　（３）　此时，转矩传感器的输出就是摩擦转矩。调节电　主轴的转速，分别测量电主轴在不同转速时的摩擦转　矩。测量结果如表１所示。　表１摩擦转矩测量值　由测量结果可以看出，摩擦转矩与电磁转矩相比　值很小，电磁转矩的大小与电主轴的转速成正相关，　与负载电阻阻值成负相关。电磁转矩的大小将为执　行机构的气动设计和控制策略的制定提供依据。　４　结语　文中提出了基于虚拟仪器的二维修正弹修正机　构的仿真测试系统。该系统可有效模拟修正机构的　工作环境和工作过程，并能够精确测量微型发电机工　作过程中的重要参数。测试软件界面友好，操作简　单，可进行实时配置，并能够准确记录、分析测量结　果，为二维修正弹气动外形的设计和控制策略的制定　提供实验依据。　根据以上测量结果可以得到：摩擦转矩的大小相　参考文献：　对于电主轴的转速变动不大。组与组之间的测量值　差异主要是由轴承的品质和装配精度引起的。选用　高质量轴承，保证装配精度，可以大大减小摩擦转矩。　３．３满载测量　［１］祁载康．制导弹药技术［Ｍ］．北京：北京理工大学出　版社，２００２．　［２］　Ｒｅｇａｎ　Ｆ　Ｊ．Ａｅｒｏｂａｌｌｉｓｔｉｃｓ　ｏｆ　ａ　ｔｅｒｍｉｎａｌｌｙ　ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ　ｓｐｉｎｎｉｎｇ　ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅ（ＴＣＳＰ）［Ｊ］．Ｊ．ＳＰＡＣＥＣＡＲＦ３＂ＡＩＡＡ．１９７５．　［３］谭凤岗．弹道修正弹的概念研究［Ｊ］．弹箭技术，１９９８　（４）：２—１１．　电磁转矩Ｔ　的大小将决定修正机构的修正能　力。如图５所示的闭合回路，调整负载电阻的阻值，　调整电主轴的转速，永磁同步电动机的转速保持恒定　（约ｌＯ　ｒ／ｓ）。系统进人稳态后，式（１）化为：　＝　＋　（４）　［４］　黄建勋．弹道修正弹电磁式舵机系统设计［Ｄ］．南京：　南京理工大学，２００９．　［５］孟庆宇．二维弹道修正弹修正机构设计及其气动特性　分析［Ｄ］．沈阳：沈阳理工大学，２０１２．　此时，转矩传感器的输出为电磁转矩和摩擦转矩　的和。测量结果如表２所示。　［６］　刘欣．脉冲式弹道修正弹运动稳定性分析［Ｄ］．南京：　南京理工大学，２００７．