高速升力偏置旋翼桨叶结构形变特性研究

周云 胡和平 余智豪

摘要：对于共轴刚性旋翼而言，过大的桨叶结构变形可能导致上下旋翼桨尖发生碰撞，从而影响高速直升机的飞行安全。本文建立了一套含升力偏置配平目标的共轴刚性旋翼综合气弹分析模型，并利用XH-59A风洞试验数据验证了计算方法的有效性，获得了不同升力偏置和前进比状态下的桨叶结构变形特性，并进一步从剖面来流动压、剖面桨距角以及桨根挥舞弯矩载荷等方面进行剖析，揭示了桨叶结构变形的影响作用机理。研究结果表明，在低速小前进比阶段，桨叶结构变形主要由升力偏置控制决定，随着前飞速度的增加，前进比的影响将越来越突出，两者均对桨叶结构变形有重要影响，在高速飞行状态下，适当增大升力偏置可以减小桨叶结构变形，进而有利于桨尖间距控制。

关键词：共轴刚性旋翼；桨叶变形；桨尖间距；升力偏置；前进比

中图分类号：V221文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.06.008

高速是未来直升机发展的重要方向，共轴刚性旋翼直升机是极具发展潜力的高速构型之一，是世界各国目前研究的热点。共轴刚性旋翼基于前行桨叶概念，通过升力偏置大幅提升了旋翼气动性能，但与此同时带来了十分严重的动力学问题，共轴刚性旋翼的振动载荷问题非常突出，旋翼桨叶及桨毂动载荷水平很高[1-2]。在强大的动载荷作用下，桨叶结构会产生显著的挥舞方向弹性形变，对于共轴构型旋翼而言，共轴反转的上下旋翼桨尖就存在发生碰撞的危险，从而影响高速直升机的飞行安全，因此必须对共轴刚性旋翼桨叶结构变形进行准确的评估和设计。

美国西科斯基公司在共轴刚性旋翼技术方面处于领先地位，已先后研制了XH-59A、X-2、S-97以及SB>1等多型共轴刚性旋翼高速直升机[2-7]，并研制了桨尖形变及桨尖间距机载在线监测系统，可以推断他们在这方面已开展了系统而翔实的研究工作，但受保密及技术封锁等限制，具体设计资料几乎无法获取，仅能查阅到部分高校的相关理论基础研究。美国马里兰大学Chopra教授团队在原UMARC代码基础上，针对共轴刚性旋翼进行了适应性改进和完善，对共轴刚性旋翼动力学问题进行了较系统的理论计算和分析研究，研究指出，升力偏置和前飞速度是对桨叶结构变形影响最大的参数，并完成了共轴刚性模型旋翼桨尖间距在线监测试验测试[8-9]。美国陆军实验室的Rajneesh和Hao Kang采用CFD/CSD耦合方法研究了上下旋翼反转桨叶相遇引起的气动干扰作用，结果表明高频的2Nb/r的气动干扰脉冲载荷对桨叶结构变形影响很弱[10]，美国密歇根大学Friedmann教授团队开展了基于黏性涡粒子方法的共轴刚性旋翼气动载荷计算研究[11]。另外，德国慕尼黑工业大学和韩国首尔大学近年来也在开展共轴刚性旋翼的理论计算和分析研究[12-14]，重點在旋翼性能和载荷方面，还探索了基于单片桨叶控制（individual blade control， IBC）方法的共轴刚性旋翼减振措施[15]。近年来，国内逐步开始开展共轴刚性旋翼相关技术研究，目前还主要集中在共轴刚性旋翼气动特性、飞行操纵策略等基础研究方面[16-19]。

本文首先建立一套含升力偏置配平目标的共轴刚性旋翼综合气弹分析计算模型，并利用XH-59A风洞试验数据进行计算方法验证。在此基础上，计算分析在不同升力偏置和前进比状态下的桨叶结构变形特性，并从剖面来流动压、桨距角变化以及桨根挥舞弯矩载荷等角度进行深入剖析，揭示了高速升力偏置旋翼桨叶结构变形的作用机理，可为共轴刚性旋翼设计提供理论支撑。

1计算方法与验证

1.1共轴双旋翼气弹动力学计算模型

1.3计算方法验证

利用XH-59A风洞试验数据对本文计算模型进行验证[22]。表1给出了桨叶结构固有频率计算值与参考文献值的对比，误差在5%以内。图3给出了前进比0.25状态下上旋翼桨叶0.1R剖面处挥舞弯矩前四阶谐波幅值计算对比情况，可以看出本文计算的1/r和2/r桨叶动载荷较风洞试验值稍偏大，可能的原因是没有采用XH-59A旋翼桨叶所用翼型的气动数据，而是采用OA309翼型数据进行计算，但OA309翼型相较更优。本文计算的3/r和4/r等高阶桨叶动载荷较风洞试验值偏低，分析原因可能是建模中没有考虑上下旋翼气动干扰，但高阶动载荷对桨叶结构变形以及桨尖间距的影响比较小，总体来说本文计算结果与参考文献试验值吻合程度较好，表明本文计算方法有效。

2桨叶结构形变计算与影响机理分析

本文计算所采用的共轴刚性旋翼基本参数见表2，主要研究桨叶挥舞方向结构变形，桨尖间距通过上下旋翼桨尖挥舞位移获得，如图4所示。

2.1桨叶结构形变计算

图6是4种升力偏置状态下，桨尖挥舞方向结构变形随前进比变化的时域曲线，当LOS=0时，桨叶变形以2/r波形为主，并且随着前进比μ增大，桨叶动态变形量显著增大；随着升力偏置LOS增大，桨叶变形1/r波形就越来越显著，在大升力偏置、中小速度段（如LOS=0.3，μ<0.5），桨叶变形主要由升力偏置决定，基本不随前进比变化，但是随着前进比继续增大，到了大速度段（如μ>0.5），前进比的影响就越来越突出。

图7给出了相同升力偏置和前进比变化范围内，桨叶变形1/r～3/r谐波幅值变化趋势，可以更加直观地看出，在小升力偏置状态下，桨叶变形的高阶谐波成分，随着前进比增大迅速增加，尤其是2/r谐波幅值剧烈增加。桨叶变形的1/r谐波幅值与升力偏置基本是线性对应的，在高速段，升力偏置对桨叶高阶变形具有明显的抑制作用。

图8给出了4种升力偏置状态下，桨叶结构变形1/2峰峰值随前进比变化情况，升力偏置越小，桨叶变形随前进比变化就越剧烈。在小前进比阶段（如μ<0.25），桨叶变形主要由升力偏置控制，随升力偏置增大而增大；在大前进比阶段（如μ>0.55），升力偏置和前进比都有重要影响，桨叶变形随升力偏置增大反而是减小的，也就是说在大前进比状态下，采用适当的升力偏置可以减小桨叶变形量。

2.2桨叶结构变形影响机理分析

桨叶挥舞结构变形是由于桨叶升力方向气动载荷引起的，下面将从剖面来流动压、桨距角变化，以及桨根挥舞弯矩等方面对结构变形特性的作用机理进行剖析。

下面对桨距角周期变化情况进行分析。图10是旋翼配平操纵量随前进比和升力偏置变化曲线，桨距角的周期变化部分主要是由纵向周期变距A1和差动横向变距B1贡献的，在高速前飞状态下，随着升力偏置增大，旋翼纵向周期变距A1和差动横向周期变距B1都是趋于减小的，那么剖面桨距角周期变化幅值必然就更小，也就是说，在相同的来流动压情况下，傅里叶谐波叶栅效应将减弱，从而对桨叶高阶动载荷具有一定抑制作用。

图11是4种升力偏置状态下，桨根挥舞弯矩载荷随前进比变化情况，可以看出，桨根1/r动载荷与升力偏置是线性对应的，且基本不随前进比变化；在零升力偏置状态下，随着前进比增大，2/r动载荷急剧增大；在大前进比状态下，适当增大升力偏置，可以显著地减小2/r桨叶动载荷。

2.3上下旋翼桨尖间距影响分析

对于共轴构型旋翼，过大的桨叶结构变形可能导致上下旋翼桨尖发生碰撞，影响高速直升机的飞行安全，图12是上下旋翼桨尖间距示意图，通过计算上下旋翼槳叶挥舞方向结构变形，就能得到桨尖间距。

图13是4种升力偏置状态下，桨尖间距随前进比变化情况，在小前进比状态，桨尖间距主要受升力偏置控制，升力偏置越大，桨尖间距越小。但是随着前进比的增大，小升力偏置状态的桨尖间距会急剧减小，而大升力偏置状态的桨尖间距变化不大。也就是说，共轴刚性旋翼在高速飞行状态下，采用适当的升力偏置实际上是有利于桨尖间距安全控制的。图13所示的桨尖间距的变化趋势与图8所示的桨叶结构变形特性是相对应的。

3结论

共轴刚性旋翼高速直升机巡航飞行状态，前进比和升力偏置是对桨叶结构变形以及桨尖间距最重要的影响因素。通过研究，可以得到以下结论：

（1）在小前进比阶段，桨叶结构变形主要由升力偏置控制决定，变形以1/r为主，且变形随升力偏置增大而线性增大。随着前飞速度增加，2/r变形分量越来越显著，前进比的影响越来越突出，两方面因素均对桨叶变形有重要影响。在高速飞行状态下，采用适当的升力偏置可以减小桨叶结构变形，进而有利于桨尖间距控制。

（2）共轴刚性旋翼高速飞行状态下，前进比可高达0.7以上，剖面来流动压1/r和2/r周期变化幅值急剧增加，是导致桨叶高阶动载荷激增，进而引起桨叶结构变形的根本原因。在高速飞行状态下，引入适当的升力偏置，实际上是减小了桨距角周期变化幅值，进而减弱了傅里叶谐波的叶栅效应，因此可以减小桨叶高阶动载荷，进而减小桨叶结构变形量。

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（责任编辑陈东晓）

Research on Blade Structure Deformation Characteristics of High-speed Lift Offset Rotor

Zhou Yun，Hu Heping，Yu Zhihao

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Heicopter Rsesarch and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： For coaxial rigid rotors， excessive blade structural deformation may lead to collision between upper and lower rotor tip， thus affecting the flight safety of high-speed helicopters. A comprehensive aeroelastic analysis model of coaxial rigid rotor with lift offset trimmed target is established， and the validity of the calculation method is verified by XH-59A wind tunnel test data. Deformation characteristics of blade structure under different lift offset and forward ratio are obtained. Further analysis is made on the blade section dynamic pressure， blade section pitch angle and flapping moment load of blade root， and the effect mechanism of blade structure deformation is then revealed. The results show that the blade structure deformation is mainly determined by lift offset at low speed stage. With the increase of forward flight speed， the influence of forward ratio will become more and more prominent. Both of them have important effects on the deformation of blade structure. In high speed flight， properly increasing lift offset can reduce the structural deformation of blade， which is beneficial to the control of coaxial rotor tip clearance.

Key Words： coaxial rigid rotor； blade deformation； rotor tip clearance； lift offset； advance ratio