旋翼

00）0.引言多旋翼無人機作為一種優秀的飛行平臺，在民用的諸多領域發揮著舉足輕重的作用，從影視航拍到農業植保再到國土測繪，我們幾乎可以在各行各業中看到多旋翼無人機的身影。多旋翼無人機憑借其優異的可靠性及操縱性，獲得了民用領域的青睞，成為家喻戶曉的高科技產品，但與此同時，多旋翼無人機的劣勢也在其廣泛應用中越來越受到關注。多旋翼無人機采用螺旋槳作為升力的來源，但螺旋槳無法改變槳距，使得其氣動效率低于直升機旋翼，又加上多個螺旋槳相距較近，會產生較為嚴重的氣動干擾

）1 引言共軸雙旋翼兼顧垂直起降和高速飛行的能力，其結構緊湊、上下旋翼反轉扭矩相消，具有良好的操控性等優勢，廣泛應用在民用和軍用領域［1-3］。但是，由于兩個旋翼距離較近，上旋翼下洗流直接作用在下旋翼的入流區域，使得旋翼間的氣動干擾變得更為復雜。復雜的氣動環境增加了共軸旋翼單元氣動分析的難度。文獻［4］在國外航空航天局對兩個全尺寸的共軸旋翼進行了性能測試，得到了上下旋翼的升阻力系數。文獻［5］運用CFD方法得到了懸停時共軸雙旋翼的流場分布。文獻［6］采用滑

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個 68.38 77.57 68.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

相比于常規直升機旋翼，共軸式剛性雙旋翼可以顯著提高直升機運行時的工作拉力，無需安裝力矩平衡尾槳，具有結構緊湊、氣動效率高等特點，在高速直升機上應用廣泛。但共軸式雙旋翼相較于單旋翼，氣動特性更為復雜，上下兩副旋翼的旋向相反，旋翼周圍流場為非定常流場[1]，上下兩副旋翼的間距小，上下旋翼間產生嚴重氣動干擾。氣動干擾不僅影響直升機的飛行平衡及其操縱穩定，也使得共軸式雙旋翼氣動載荷計算難度驟增[2]。在正向設計直升機旋翼的時候，動力傳動系統的匹配是關鍵步驟之一，旋

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個 68.38 77.57 68.00 17015 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN32 個 103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個 68.38 77.57 68.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個103.0 0 112.0 0 99.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

150066）旋翼系統是直升機的升力面，其設計的優劣對直升機的飛行性能有著至關重要的影響。槳葉負扭轉對旋翼性能有直接的影響。1948 年，Gessow 提出理想負扭轉的概念，這種槳葉扭轉分布可以使旋翼在懸停及軸流狀態下的誘導速度沿槳尖平面均勻分布，從而使旋翼的誘導功率最小。受材料、制造工藝等因素的制約，早期直升機的旋翼槳葉多采用無扭轉或簡單的線性負扭轉較小的設計方案[1]。隨著材料、制造工藝等技術的進步，旋翼槳葉可以實現更大的負扭轉角度，從而使槳葉的扭轉

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN25 個 68.38 77.57 70.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS－15E DN32個103.0 0 112.0 0 100.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E D

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN25 個 68.38 77.57 70.00 17015旋翼式冷水表(螺紋)LXS-15E DN32個103.00 112.0 0 100.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS-15E DN

0 17012 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN15 個 42.74 44.96 41.00 17013 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN20 個 47.01 53.28 49.00 17014 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN25 個 68.38 77.57 73.00 17015 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－15E DN32 個 103.0 0 112.0 0 104.0 0 17016 旋翼式冷水表(螺紋) LXS－1

74)引 言交叉旋翼是一種獨特的旋翼構型, 具有結構緊湊、氣動效率高的特點, 并且采用該構型旋翼的直升機重量效率很高, 如K-MAX直升機, 空重只有2 330 kg, 極端情況下可吊起3 100 kg的貨物.相對于單旋翼、共軸雙旋翼等常規構型, 交叉旋翼的兩幅旋翼旋轉軸呈一定角度, 旋轉中心距離很近.兩幅旋翼的流場交叉影響, 互相處在對方下洗和尾跡渦中, 存在嚴重的渦-渦、槳-渦干擾等復雜的流動現象.目前, 國內外對于共軸旋翼、縱列旋翼的氣動及流場特性研

懸浮子彈升力由多旋翼懸浮裝置提供，因此懸浮子彈多旋翼間的氣動干擾特性研究對于提高子彈的懸浮能力具有重要意義。對于旋翼氣動特性的研究，蘇京昭等人通過對不同結構參數的旋翼模型進行研究，得到單旋翼的結構參數對其氣動力的影響，為懸浮彈懸浮裝置旋翼結構參數的選擇提供了依據[1]。肖天航等人建立了低雷諾數非定常流場的數值方法，并將其應用于微型飛行器[3]。黃水林等人建立了對縱列式直升機雙旋翼氣動干擾特性分析的自由下洗流迭代方法，并對縱列式雙旋翼氣動干擾特性進行分析[4

00）0 引言四旋翼是由4 個電機和螺旋槳驅動的無人機。由于四旋翼具有較簡單的結構，在科研、工業和農業等方面[1?2]被廣泛應用。但當前四旋翼的控制研究主要在低速飛行控制方面，而較少有人關注四旋翼的高速（大于8 m/s）飛行控制研究。四旋翼的高速穩定飛行對螺旋槳在高速飛行下的變形、四旋翼空氣動力學模型等研究具有相當重要的意義[3]。具有系繩約束的無人機有許多應用，如可以用于無人機的供電[4]、機器人遠程控制的輔助[5]，還可以用于室內定位[6]和無人機的定

航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016)0 引 言與常規單旋翼直升機相比，縱列式直升機具有諸多優勢，比如更加緊湊的結構，更大的載重量，更強的抗側風能力，更高的懸停效率，允許較大的重心變化范圍等。這些優點決定了縱列式直升機具有廣闊的應用前景，軍事上，可應用于機降部隊、彈藥投送、艦船補給、吊運大型武器裝備等方面，民用方面，適用于災后物資運送、災民轉移、油氣開發、森林滅火等方面[1-4]。因此，對縱列式直升機的理論研究具有重要的現實意義。

S方程的共軸剛性旋翼流場數值模擬方法。通過對比不同前行槳尖馬赫數旋翼的實驗結果，驗證了該方法的準確性和模擬ABC旋翼的適用性。運用商業軟件ANSYS ICEM 劃分非結構化網格，采用了滑移網格和動網格技術，在FLUENT求解器中使用UDF程序實現了槳葉周期變距運動，對在懸停及大速度前飛狀態下的XH-59A旋翼流場進行了數值模擬計算。計算結果表明：XH-59A旋翼在懸停狀態上旋翼對下旋翼的氣動干擾比較大，但隨著前飛速度的增加，干擾逐漸減小;上下旋翼間的氣動干

航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室，南京 210016直升機在垂直起降和貼地飛行時，必然會經歷有地面效應的飛行狀態。此時，地面對旋翼的性能有顯著影響，在相同功率條件下，旋翼近地時產生的拉力與遠離地面時相比明顯增大，這種現象稱之為“地面效應”(Ground Effect)。相對于傳統的單旋翼直升機而言，共軸剛性旋翼直升機的地面效應更加復雜。這是由于共軸剛性旋翼由兩副轉向相反的旋翼構成，其下旋翼大部分區域處于上旋翼的下洗流和尾跡渦中，雙旋翼間的氣動干擾

計研究所，直升機旋翼動力學國家重點實驗室，江西 景德鎮 333001；2.南京航空航天大學，直升機旋翼動力學國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)共軸剛性旋翼非定常氣動特性初步試驗研究曾 偉1，林永峰1，黃水林1，朱清華2(1.中國直升機設計研究所，直升機旋翼動力學國家重點實驗室，江西 景德鎮 333001；2.南京航空航天大學，直升機旋翼動力學國家重點實驗室，江蘇 南京 210016)為了解旋翼總距、間距、轉速和風速等參數對共軸剛性雙旋翼氣動特性影響

航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016懸停狀態共軸剛性雙旋翼非定常流動干擾機理朱正， 招啟軍*，李鵬 南京航空航天大學 直升機旋翼動力學國家級重點實驗室， 南京 210016基于運動嵌套網格方法，建立了一套適合于懸停狀態下共軸剛性雙旋翼非定常干擾流場分析的計算流體力學(CFD)方法。首先，基于高效的運動嵌套網格技術，采用積分形式的可壓雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程作為雙旋翼非定常流場求解控制方程，湍流模型選用B

停狀態下縱列式雙旋翼氣動干擾性能計算楊學峰1，吳林波2(1.海軍裝備采購中心，北京 100001；2.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)針對縱列式雙旋翼共面與不共面兩種情況，建立了雙旋翼氣動干擾特性分析的計算方法，通過與試驗數據對比，表明了方法的有效性。在此基礎上，開展了懸停狀態下縱列式雙旋翼的氣動性能初步分析，獲取了旋翼拉力、需用功率隨槳榖間距、旋翼轉速、總距角等參數的變化影響規律，結果表明，相比于傳統單旋翼直升機，縱列式雙旋翼附加了一項

0089)直升機旋翼轉速包線拓展試飛研究張毅1, 尹建峰2(1.中國飛行試驗研究院 中航工業飛行仿真航空科技重點實驗室, 陜西 西安 710089;2.中國飛行試驗研究院 試飛員學院, 陜西 西安 710089)根據在國外試飛的經歷,介紹并分析了單旋翼帶尾槳直升機旋翼轉速包線拓展試飛有關內容。首先根據該試飛科目要求來源,結合相關適航規范確定試驗點;其次介紹了科目的試飛基本方法,并分析了無動力時初始試驗點的選擇和旋翼轉速的控制;最終進行了空中演示試驗并對試驗

拉力要大于孤立的旋翼系統，原因是涵道本體提供了相當一部分升力。其次，上下旋翼共軸反槳，產生的反向扭矩可以相互抵消，省去了無人直升機的尾槳。再則，涵道結構使無人機結構更加緊湊，低空飛行安全性高，噪聲低，隱蔽性好。國外關于單旋翼涵道無人機的研究已經相當成熟[1－2]。對于共軸雙旋翼的理論計算也由來已久，早先采用滑流理論[3]，后來發展到預定尾渦模型[4－5]，再后來發展到自由渦模型[6]。國內的童自立、孫茂[7]采用了動量源項法對雙旋翼的干擾流動進行了Navi

設計研究所直升機旋翼動力學重點實驗室，江西 景德鎮，333001）0 引 言直升機旋翼尾跡幾何形狀隨操縱和流場參數復雜多變［1］，且旋翼各槳葉的槳尖渦互誘導和自誘導作用引起的尾跡畸變使得旋翼氣動特性難以準確計算。對于縱列式直升機，其旋翼尾跡中渦線之間的纏繞更為嚴重，兩旋翼之間相互誘導作用使其氣動特性比單旋翼情況更加復雜，要完全通過數值模擬來研究縱列式雙旋翼氣動特性是很困難的。正如文獻［2］指出的那樣，旋翼氣動性能計算的關鍵是旋翼尾跡的確定，因此，深入地開展