旋翼翼型动态失速机理及非定常设计研究进展

2022-01-06招启军井思梦赵国庆

空气动力学学报 2021年6期

招启军，井思梦，赵国庆，王清

(1. 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；2. 兰州理工大学能源与动力工程学院，兰州 730050)

0 引言

直升机前飞时，旋翼后行侧桨叶剖面的相对来流速度小于前行侧，因此后行侧桨叶需要较大的桨距以保持与前行侧相当的拉力，这使得直升机在高速前飞（前、后行侧相对来流速度差距大）和机动飞行（拉力大）时，旋翼桨叶局部迎角过大而产生复杂的动态失速现象。动态失速过程伴随着非定常涡的演化和复杂的气动干扰，并导致旋翼拉力突降、反扭矩和桨叶振动突增等非定常气动问题，从而限制了直升机的飞行速度和机动性[1]。

与风力机等翼型的动态失速特征不同，直升机旋翼桨叶在旋转的同时存在周期变距、挥舞、摆振及弹性变形等复杂运动的耦合，因而旋翼翼型在动态失速过程中的运动规律极为复杂；同时，由于旋翼桨尖速度较高，叠加大的前飞速度，不仅旋翼桨叶上同时存在可压和不可压流动，同一桨叶剖面在旋转一周过程中可能先后经历可压与不可压流动，由此导致旋翼翼型动态失速特性受压缩性效应影响。

翼型是构成旋翼桨叶外形的“基因”，其动态失速特性直接决定了旋翼的动态失速特性和非定常气动性能，从而在很大程度上影响直升机的气动效率、飞行速度以及操纵品质等关键性能指标[1]。因此，揭示旋翼翼型的动态失速机理，进而开展翼型气动外形设计，对于缓解甚至解决旋翼动态失速问题具有重要意义。

在旋翼翼型动态失速特性与机理研究方面，主要研究手段有风洞试验[2-6]、半经验模型[7-10]和计算流体力学（CFD）方法[11-15]等。其中，试验方法通过测量气动载荷和流场特性，可以直观地观测旋翼翼型气动力的迟滞效应和动态失速涡的生成与发展。但风洞试验复杂、周期长、成本高，并且受到试验设备和技术的限制，只能开展有限工况的研究，针对动态失速机理的研究仍有很大困难。

为快速预测动态失速过程中翼型的气动力，一些学者提出了基于试验数据的半经验模型，如著名的Leishman-Beddoes（L-B）模型[16-18]。这些模型在直升机结构动力学与飞行力学分析中得到了广泛的应用。但半经验模型只适用于某种特定翼型，对气流再附过程中气动载荷的计算不够准确，并且无法模拟流动细节，从而很难揭示旋翼翼型的动态失速机理。

CFD方法从模拟流场细节出发，具备准确模拟旋翼翼型动态失速时全部流场信息与气动载荷的能力，已成为目前研究动态失速的最为有效的手段之一。然而，CFD方法对计算网格和数值格式的依赖性较强。为提高动态失速流场模拟的分辨率，需要精细化网格与高精度格式的支撑，目前针对深度失速气流再附过程中涡的运动规律与气动力的计算仍有较大误差。

整体而言，当前通过试验、半经验模型与CFD等方法，国内外已对旋翼翼型的动态失速特性进行了很多研究，也获得了很多规律性的结论。但旋翼翼型动态失速的机理仍未完全清晰，主要体现在对于涡运动的认知仍有欠缺，如涡的形成、对流及脱落机制、二次涡的演化及其对翼型非定常气动特性的影响机理等；另一方面，目前针对动态失速的研究主要集中在翼型迎角振荡，对于来流的非定常变化对动态失速涡的演化和气动力迟滞效应的影响还存在诸多未知。

在抑制旋翼翼型动态失速方面，最直接的方法是改造翼型，即翼型气动外形设计（简称“翼型设计”）。Dadone[19]、ONERA[20]等提出的翼型设计指标中均对翼型的动态失速特性进行了约束。但是，目前的旋翼翼型设计以定常状态下的多目标设计为主，只考虑多个设计状态下的升力、阻力和力矩特性。虽然设计翼型能够显著改善翼型的定常气动特性，但无法保证翼型的非定常气动特性。针对这些问题，有学者提出了非定常翼型设计新理念，即根据旋翼桨叶典型剖面的运动规律，在二维情况下以迎角振荡翼型的非定常气动特性为设计目标开展翼型设计。现有研究结果表明，通过非定常设计获得的翼型能够显著抑制动态失速特性，并在一定程度上提高旋翼的气动性能。但由于未考虑旋翼桨叶剖面来流速度的非定常变化，在定来流速度下设计的翼型仍然很难保证在宽的马赫数范围内均具有良好的非定常气动特性，因此可能会影响在旋翼上的应用效果。

针对上述问题，本文分别介绍了旋翼翼型动态失速研究方法、失速机理研究以及翼型设计理念的发展，对比分析了各种研究方法的特点；探讨了动态失速机理研究的不足并预测了未来的研究方向；阐述了旋翼翼型设计理念的发展与设计案例；梳理了旋翼翼型设计的层级划分，并就旋翼翼型设计未来发展方向进行了设想和讨论。

1 旋翼翼型动态失速机理研究进展

1.1 旋翼翼型动态失速研究方法

1.1.1 试验方法

早期针对旋翼翼型动态失速的研究主要采用试验方法，通过流动显示（烟线法）[4]、气动力测量[21-23]和压力测量[24]等，初步获得了气动力的非定常变化特征，并发现了动态失速涡的形成、运动与翼型动态失速之间的关联。随着粒子图像测速（Particle Image Velocity，简称PIV）技术（图1）的发展，研究人员根据测得的流场速度信息（图2）开展了速度型、动态失速涡等流动细节的分析[5,25-26]，从而推动了旋翼翼型动态失速机理的研究。

图1 PIV试验示意图[26]Fig. 1 Schematic of PIV experiment[26]

图2 PIV试验测得的瞬时速度分布[26]Fig. 2 Instantaneous velocity field measured by PIV[26]

截至目前，翼型的动态失速试验大多在定常风洞中开展，这与高速前飞状态旋翼桨叶剖面相对来流速度的周期变化特征（图3[27]）不符。

图3 前飞状态旋翼桨盘平面速度分布[27]Fig. 3 Incoming velocity distribution of a rotor disk in forward flight[27]

为解决这一问题，一种方法是在定常风洞中采用模型周期性平移策略。20世纪七八十年代，Favier等[28-29]通过翼型模型在风洞中的周期性运动来模拟相对来流速度的变化。通过测量翼型的气动载荷，发现来流速度的非定常变化可能引起翼型的动态失速。另一种模拟变来流环境的试验方法是采用变来流风洞。但由于技术难度大，目前变来流风洞极少，所开展的研究也相对较晚。南京航空航天大学、俄亥俄州立大学以及以色列理工大学均建有变来流低速风洞。史志伟[30]、Gregory等[31-33]及Greenblatt等[34-36]基于变来流风洞开展了变来流状态下翼型动态失速特性的研究，发现变来流会引起气动力的迟滞效应，且气动力变化曲线与定常来流状态明显不同。从图4中可以发现，与定常来流状态相比，来流速度的非定常变化以及相位差的改变会显著影响翼型的动态失速迎角、力矩发散迎角、气动力峰值以及迟滞回线面积等。然而，这些试验的风速变化幅值（ΔMa约为0.1，如图5所示）和频率（国内唯一非定常风洞的最大频率为1 Hz）难以达到旋翼翼型的工作条件（ΔMa> 0.2，频率 > 5 Hz）。

图4 变来流与定来流状态下的气动力系数对比[32]Fig. 4 Comparisons of aerodynamic force coefficients under steady and unsteady freestream conditions[32]

图5 OSU风洞中来流马赫数变化规律[32]Fig. 5 Variations of the freestream Mach number in OSU wind tunnel[32]

1.1.2 半经验模型

基于旋翼翼型动态失速的试验研究结果，研究人员发展了多种模拟动态失速状态气动载荷的半经验模型，如时间延迟模型[37-38]、Johnson模型[39]和Leishman-Beddoes（L-B）模型[7,16,40]等。其中，L-B模型由附着流模型、后缘分离模型和前缘分离涡模型等三部分组成，具有明确的物理意义，能够高效准确地模拟出后缘分离或激波诱导分离状态下的翼型动态失速特性，从而得到了广泛的应用。考虑到直升机前飞时，旋翼桨叶表面存在展向流，Leishman[41]在原有的L-B模型的基础上修改了相应的临界参数，以模拟受到展向流影响时的旋翼翼型动态气动载荷。后来，Sheng等[42-43]在L-B模型的基础上提出了新的分离临界条件，改善了该模型在低速情况下的计算精度。王清等[40]通过建立旋翼翼型动态失速后缘涡模型，对L-B模型进行了改进，显著提高了该模型对旋翼翼型动态失速气动载荷的计算精度。虽然是以试验获得的涡运动与气流分离规律为基础，但半经验模型无法模拟流动细节，且适用范围受到翼型气动外形的限制，很难应用于动态失速机理研究与翼型设计。

1.1.3 数值模拟方法

随着计算机技术的进步以及数值计算格式的快速发展，CFD方法逐渐成为直升机空气动力学研究的热点方法，在旋翼翼型动态失速机理研究中得到了广泛的应用。N-S方程反映了黏性流体流动的基本力学规律，是迄今为止描述流体运动最为完备的控制方程。目前，基于求解N-S方程的湍流数值模拟方法主要有以下三种：雷诺平均模拟（RANS）、大涡模拟（LES）和直接数值模拟（DNS）[44]。

DNS方法直接求解N-S方程，可以获得所有尺度的湍流信息，但需要很高的时间和空间分辨率，在模拟三维各向同性湍流时所需网格量约为雷诺数的9/4次方。对于雷诺数为1×106量级的旋翼翼型动态失速问题，DNS方法所需的网格量巨大，因此当前基于DNS方法的旋翼翼型动态失速研究极少。

Visbal等[45-47]基于解析壁面层的LES方法对不可压情况下的翼型动态失速开展了数值模拟研究，细致分析了动态失速过程中边界层的流动与动态失速涡的演化特征。LES方法引入了某种过滤尺度，通过数值计算直接求解得到大尺度脉动信息，小尺度脉动则通过某种模型封闭，因此计算量小于DNS方法，但在模拟包含小尺度高频率脉动信息的边界层流动时，所需网格量仍然较大。对于包含边界层流动的可压缩旋翼翼型动态失速问题，受到计算资源的限制，当前基于LES方法的旋翼翼型动态失速研究也较少。

RANS方法应用湍流统计理论对N-S方程做时间平均得到雷诺平均方程，结合基于线性涡黏性假设的湍流模型封闭方程，从而计算得到时均的流场。因此，RANS的空间分辨率要求低，计算量小，是目前研究动态失速最常用的方法。但RANS只能提供湍流的平均信息，并且受到基于涡黏性假设的湍流模型的限制，RANS方法在模拟大分离流动、逆压梯度引起的尾缘分离流动以及涡的运动等问题时，很难得到令人满意的计算结果（如图6和图7所示）。

图6 不同方法计算的气动力系数对比[51]Fig. 6 Comparisons of aerodynamic force coefficients calculated by different methods[51]

图7 不同方法模拟的流场对比[52]Fig. 7 Comparison of flow fields simulated by different methods[52]

近年来，针对旋翼翼型动态失速特性的研究开始尝试采用DES类方法[48-50]，该方法兼顾了RANS方法和LES方法分别在边界层和分离区域的优势，在有效减少边界层网格数量的同时，提高了对大分离流动的模拟能力。但在旋翼复杂涡流场模拟方面，受旋翼跨声速、强可压缩性、三维流与涡干扰复杂度以及计算资源限制，应用该类型方法的研究依然较少。

1.2 旋翼翼型动态失速机理

1.2.1 动态失速气动载荷与流场特征研究

在动态失速研究初期，研究人员通过试验手段获得了动态失速过程中气动力的迟滞特征以及不同的失速类型。McCroskey等[4]测量了NACA0012翼型及其前缘修型翼型的动态失速特性，发现了尾缘失速、层流分离泡破裂引起的前缘失速和边界层转捩引起的前缘失速等三种不同的失速机制，并指出涡脱落现象是不同类型动态失速的主要共同特征。Ham[53]结合试验和理论方法研究了旋翼翼型的动态失速特性，发现旋翼翼型前缘形成的动态失速涡对气动载荷有明显影响，而且翼型的动态失速迎角远大于静态失速迎角。McCroskey等[21-23]开展了NACA0012、SC1095和VR-7等多个翼型动态失速特性的试验工作。通过对试验结果的分析，发现前缘分离涡的形成、输运和脱落，导致了翼型动态失速气动力的迟滞效应。Rhee[54]基于动态失速试验数据对动态失速涡的发展过程开展了较为系统的研究，并分析了动态失速涡对翼型压强系数和气动力载荷的影响。

1.2.2 翼型外形对动态失速特性的影响研究

旋翼翼型的动态失速特性与翼型气动外形息息相关。为了研究翼型外形对动态失速特性的影响规律，许多学者开展了相应的研究。王友进等[14]计算了不同厚度的NACA系列翼型的动态失速特性，结果表明，薄翼型的动态失速是由前缘分离引起的，而厚翼型的动态失速则是由尾缘分离引起的。通过模拟分析NACA0009、NACA0012、NACA0015和NACA0018等四个不同厚度翼型在低雷诺数下的动态失速特性，Sharma等[55]发现对于较薄的翼型，层流分离泡的破裂标志着动态失速的开始，而对于最厚的NACA0018翼型，湍流边界层的分离会触发动态失速。

一般而言，旋翼翼型厚度相对较小（一般小于12%），因而旋翼翼型的动态失速主要以前缘形成的动态失速涡主导。翼型的前缘外形会直接影响逆压梯度和气流分离，因而对动态失速涡的形成和强度有重要影响。为研究前缘外形对旋翼翼型动态失速特性的影响，一些学者开展了不同前缘修型翼型的动态失速特性研究[56-57]，结果表明，单纯的下表面变形对动态失速特性影响较小，而合理的翼型上表面变形或前缘下弯能够有效抑制动态失速。

1.2.3 来流与振荡参数对动态失速特性的影响研究

除翼型外形外，来流速度及翼型振荡参数，包括平均迎角、迎角振幅和缩减频率等，对动态失速特性也有显著影响。1988年，Carr[58]结合直升机和风力机翼型动态失速的试验结果，从理论上描述了动态失速的过程，并分析了来流速度、迎角和缩减频率等参数对翼型动态失速特性的影响规律。Kim等[59]采用CFD方法研究了不同马赫数下压缩性效应对VR-12翼型动态失速特性的影响，计算结果表明：在小马赫数下，翼型的动态失速特性主要受到由逆压梯度引起的气流分离的影响，此时压缩性效应对失速特性的影响较小；而在高马赫数下，会出现激波诱导的气流分离现象，此时压缩性效应对翼型的动态失速特性起主导作用。宋辰瑶等[15]和赵国庆等[60]分别采用理论模型和CFD方法开展了振荡参数对翼型非定常动态失速特性影响研究，揭示了平均迎角、迎角振幅及缩减频率等振荡参数对气动力迟滞效应以及气动力峰值的影响规律。杨鹤森等[61]综述了翼型外形、运动及气动参数对动态失速的影响规律，包括缩减频率、雷诺数、马赫数以及翼型外形等。

1.2.4 变来流状态下的动态失速机理研究

上述针对翼型动态失速机理的研究均集中在二维定来流状态，未考虑前飞状态旋翼桨叶剖面的变来流特征。Kaufmann等[62]通过研究发现，在二维定来流状态模拟的翼型动态失速特性与旋翼翼型环境有很大差异（图8），并指出只有计入变来流-变迎角的耦合特征才能提高旋翼翼型动态失速特性的模拟精度。

图8 二维与三维环境下动态失速气动力对比[62]Fig. 8 Comparisons of aerodynamic forces under 2-D and 3-D dynamic stall conditions[62]

基于非定常风洞、水洞以及CFD方法，一些学者开展了非定常来流下翼型动态失速特性的研究。Gompertz等[31]测量了NREL-S805翼型在变来流-定迎角下的非定常气动特性，发现在变来流速度下，翼型的气动载荷呈现出非定常特征，升力系数和力矩系数产生明显的迟滞回线，且迟滞回线的面积随着缩减频率和迎角的增加而增大。Gregory等[32-33]测量了变速度-变迎角情况下SSC-A09翼型的气动特性，结果表明，与仅迎角振荡情况相比，来流速度和迎角反相振荡时的升力线斜率和失速迎角增加，同相振荡时则减小。Gharali等[63]计算了变来流-变迎角下NACA0012翼型的气动特性，并对缩减频率和相位差对翼型动态特性的影响进行了参数分析，发现来流速度和迎角的变化对翼型流场结构和气动载荷具有明显的影响。王清等[27,64]通过翼型平移来模拟旋翼翼型相对来流速度的变化，并采用CFD方法对比分析了变速度-变迎角耦合状态下的旋翼翼型气动特性。研究表明：与定来流状态相比，变来流状态下模拟的翼型气动载荷与等效来流的旋翼桨叶剖面的气动载荷更为接近（图9）；变来流速度会对旋翼翼型的气动特性产生很大的影响，且脉动速度越大，引起的非定常特征也越明显。谢凯等[65]采用CFD方法模拟了SC1095翼型在变来流环境下的非定常气动特性，并对比分析了耦合挥舞、摆振运动时，相位差和振幅对翼型非定常特性的影响。研究发现在迎角振幅不变的情况下，挥舞和摆振运动相位差的增加会使得翼型动态失速提前发生，且升力系数峰值增加；在相位差不变的情况下，挥舞和摆振运动振幅的增加会推迟动态失速的发生，且升力系数的峰值会减小。

图9 二维和三维环境下的翼型动态失速特性对比[27]Fig. 9 Comparison of dynamic stall characteristics under 2-D and 3-D conditions[27]

综合而言，大多数针对翼型动态失速的研究是在定来流-变迎角状态开展。虽然在变来流-变迎角耦合状态的翼型动态失速特性方面已经有部分研究工作，但解耦变来流与变迎角对动态失速涡与气动载荷的作用机理仍然有很大困难。这也是旋翼翼型动态失速未来的重要研究方向之一。

2 旋翼翼型定常设计研究进展

旋翼翼型设计一直是直升机气动设计的重要研究内容。欧美等发达国家，在进行直升机型号改进或更新换代过程中，将旋翼翼型的设计视为关键技术之一。图10归纳了国际直升机旋翼翼型系列的发展进程[66-67]。

图10 直升机旋翼专用翼型发展历程[67]Fig. 10 Development of special airfoils for helicopter rotors[67]

旋翼翼型需要在宽马赫数和宽迎角范围以及大的雷诺数范围内均具有良好的气动特性，包括良好的失速特性、高最大升力、低力矩和低阻力特性等[66]。除上述定性的对直升机旋翼翼型气动特性的要求，NASA[19]和ONERA[20]则提出了旋翼翼型定量化设计指标。

传统的翼型设计采取反复试验-修正的方式来进行，这种设计方法依赖于设计人员丰富的工程经验和理论知识，而且设计周期长、效率低。随着航空技术的发展，直升机的飞行性能不断提高，对旋翼翼型的气动性能要求也进一步提高。直升机高速飞行时，旋翼流场同时存在桨尖附近的跨声速流动和桨根附近的不可压流动，仅仅依靠试验手段和工程经验的翼型设计已经难以满足应用要求。得益于计算机技术和CFD方法的发展，反设计方法和优化设计方法逐渐发展起来并应用到旋翼翼型设计领域。与传统设计方法相比，反设计和优化设计方法对设计人员的工程经验要求较低，而且可以有效地缩短设计周期进而降低设计成本。反设计方法[68-70]计算效率高，但是翼型压强分布、表面速度分布等难以事先给定，所以其应用范围受到了一定的限制。而优化设计方法则并不需要知道目标的气动特性参数，只需要一个较合理的基准翼型即可。因此，优化设计方法在翼型设计中得到了广泛的应用。

1992年，Hager等[71]基于以Euler方程为流场控制方程的CFD方法对NACA0012翼型开展了多状态优化设计。采用带约束条件的梯度优化算法，以最小化翼型的阻力系数进行翼型外形优化设计。结果表明，与NACA0012翼型相比，设计翼型能够显著地减小逆压梯度，改善翼型的阻力特性。2004年，钱瑞战等[72]结合RANS方程和序列二次规划法对OA212翼型开展了多状态-多约束优化设计。结果表明，与OA212翼型相比，设计翼型的压强系数分布得到了改善，升阻比特性和力矩特性均有所提升。2012年，杨慧等[73]采用遗传算法和代理模型对OA209翼型进行了多目标-多约束优化设计。计算结果表明，与OA209翼型相比，优化翼型具有更好的升力、阻力特性和力矩特性。

2016年，作者团队[74]基于遗传算法和CFD方法对SC1095翼型进行了优化设计研究，计算结果表明，与SC1095翼型相比，优化翼型的静态气动特性得到了明显提升。为了检验优化翼型的非定常气动特性，对SC1095翼型和优化翼型开展了非定常气动特性数值模拟分析，通过对比两个翼型的气动载荷，发现两个翼型的升力系数迟滞曲线基本一致，阻力和力矩系数的峰值也基本相当，优化翼型的阻力和力矩发散迎角稍有增加（图11）。由此可以看出，在定常状态下设计得到的翼型可以显著提高翼型的静态气动特性，并在一定程度上缓解动态失速特性，不过效果甚微，因此有必要在非定常状态下更有针对性地开展旋翼翼型气动外形设计。

图11 SC1095翼型和优化翼型非定常气动载荷对比[74]Fig. 11 Comparison of unsteady aerodynamic loadings between SC1095 and the optimized airfoils[74]

3 旋翼翼型非定常设计研究进展

由于定常状态下的旋翼翼型外形优化设计不能很好地解决动态失速问题，一些研究人员开始尝试在非定常状态下开展翼型外形优化设计。

旋翼翼型非定常设计是指，根据旋翼桨叶典型剖面工作环境，在二维情况下以非定常气动特性为设计目标开展的单一状态或多状态的翼型气动外形设计。早期开展非定常设计研究的有美国的斯坦福大学[75-76]、怀俄明大学[77]和中国的南京航空航天大学[78]。其中，斯坦福大学的研究人员推导了时间精确的连续型和离散型伴随方程，并成功应用于RAE2822翼型的非定常设计，在保持平均升力的同时，降低了翼型的平均阻力，但设计状态平均迎角和迎角振幅较小，翼型并未发生动态失速。怀俄明大学的研究人员采用伴随方法对动态失速状态下的SC1095翼型进行了优化，优化得到的翼型削弱了动态失速涡的强度，从而降低了阻力和力矩系数峰值，但优化翼型的厚度较大，并不适用于直升机旋翼桨叶。

南京航空航天大学基于优化设计方法开展了旋翼翼型非定常设计研究[78-81]，并对比分析了基准翼型和优化翼型的非定常气动特性。计算结果表明，SC1095翼型上表面形成了动态失速涡，并发生了深度失速，而优化翼型抑制了动态失速涡的形成（图12），在保证升力特性的同时，显著降低了阻力和力矩系数峰值（图13），证明了在非定常状态下开展旋翼翼型外形优化设计的可行性和有效性。为了检验优化翼型在定常状态下的气动特性，计算了SC1095翼型和优化翼型的静态气动特性。结果表明，与SC1095翼型相比，优化翼型表现出更好的静态气动特性，升力系数增加，并且失速迎角和阻力、力矩系数发散迎角增加（图14）。

图12 SC1095翼型和优化翼型流线图对比（α = 17.9°）[80]Fig. 12 Comparison of streamlines between SC1095 and the optimized airfoil (α = 17.9°) [80]

图13 SC1095翼型和优化翼型非定常气动力系数对比[80]Fig. 13 Comparison of unsteady aerodynamic force coefficients between SC1095 and the optimized airfoil[80]

图14 SC1095翼型和优化翼型定常气动力系数对比[80]Fig. 14 Comparison of steady aerodynamic force coefficients between SC1095 and the optimized airfoil[80]

2020年，喻伯平等[82]采用代理模型对SC1095翼型开展了非定常设计研究。研究结果表明：优化翼型具有较大的前缘半径和弯度，能够抑制前缘涡的形成，从而阻碍阻力和力矩的发散。

上述针对旋翼翼型的非定常设计大多是在单个动态失速状态下开展的，设计翼型无法同时满足多个工作状态下的气动特性要求。因此，作者团队[80]基于OA209翼型进一步开展了多状态-多约束的非定常优化设计研究，翼型在设计状态下的非定常气动特性如图15和图16所示。研究结果表明，多状态下设计的翼型在各个设计状态下的设计效果要比单个状态下设计的翼型差一些。这是由于翼型难以同时在多个状态下表现最优，因此需要在不同的设计状态之间折中。但与OA209翼型相比，设计翼型在各个设计状态下的动态失速特性均得到明显改善。

图15 设计状态1下的翼型气动力系数对比[80]Fig. 15 Comparisons of aerodynamic force coefficients of airfoils under design point 1[80]

图16 设计状态2下的气动力系数对比[80]Fig. 16 Comparisons of aerodynamic force coefficients of OA209 and optimized airfoils under design point 2[80]

为了检验非定常设计翼型在旋翼环境下的表现，还计算了分别配置OA209翼型和优化翼型的两副旋翼的悬停（桨叶周期变距）和高速前飞性能[80]。计算结果表明：在悬停状态，优化翼型能够削弱甚至抑制动态失速涡（图17），从而提升旋翼的气动性能；在高速前飞状态，优化翼型可以推迟旋翼动态失速的发生，降低后行桨叶剖面的阻力系数和力矩系数峰值（图18），从而改善旋翼前飞时的非定常气动特性。综合优化翼型的定常和非定常气动特性分析可以看出，基于动态气动特性的非定常设计可以获得既能够缓解动态失速又能显著提高静态气动特性的翼型，并且设计翼型在旋翼环境下能够明显改善旋翼的动态失速特性。因此，针对旋翼桨叶运动特征的非定常设计是当前旋翼翼型设计的一个新思路和新方向。

图17 悬停状态270°方位角桨叶不同剖面的涡量对比[79]Fig. 17 Comparisons of vorticity at different spanwise stations of a blade at the azimuth of 270° in hover[79]

图18 前飞状态不同剖面的阻力和力矩系数对比[79]Fig. 18 Comparisons of drag and pitching moment coefficients at different spanwise stations in forward flight[79]

4 旋翼翼型设计未来发展方向

翼型设计的目的是提高旋翼的性能，从而满足直升机的飞行性能要求。旋翼性能不仅受到翼型的影响，还受到旋翼实度、桨叶片数、翼型配置和桨叶三维气动外形等气动布局与外形参数的影响。基于国内外在旋翼设计方面的研究工作与经验，结合旋翼设计与旋翼性能改善方面的发展趋势，可将直升机旋翼外形设计分为三个层级、六个设计阶段，如图19所示。

图19 旋翼设计阶段Fig. 19 The procedure of rotor design

旋翼外形设计的第一层级为翼型设计，分为以下三个阶段：翼型定常设计、翼型非定常设计以及三维环境下翼型设计。针对第一阶段的翼型定常设计，研究人员已经开展了大量的工作，积累了丰富的设计经验[19,20,68-74,83]。

非定常设计是指根据旋翼桨叶典型剖面的运动规律与来流特征，在二维情形下以非定常气动特性为设计目标开展的单一状态或多状态的翼型气动外形设计。目前旋翼翼型的非定常设计研究主要在定来流-变迎角状态下开展[77-79,82,84]，研究结果表明，设计翼型可以有效缓解甚至抑制某些状态的动态失速现象，具有大幅提升旋翼气动性能的潜力，是旋翼翼型设计未来的重点发展方向之一。为完善旋翼翼型非定常设计理念，需要进一步考虑桨叶剖面来流速度的周期性变化，变来流-变迎角状态下的旋翼翼型设计是未来的一个新发展方向。

三维环境下的旋翼翼型设计是以提高旋翼气动性能（如悬停效率、前飞升阻比等）为目标，针对桨叶剖面翼型开展的单一或多状态的气动外形设计。由于旋翼流场中存在展向流、下洗流和桨尖涡等三维特征的流动，以二维翼型气动特性为设计目标开展的翼型设计无法考虑三维流动对旋翼性能的影响，导致设计翼型应用于旋翼桨叶时往往难以达到理想的效果。但由于旋翼气动特性的计算量较大，三维环境下的旋翼翼型设计研究相对较少。随着计算机技术的迅速发展，三维环境下的旋翼翼型设计将迎来更广阔的发展空间。

旋翼外形设计的第二层级是旋翼桨叶外形设计，包括桨叶外形一体化设计和桨叶气动/结构一体化设计两个阶段。旋翼桨叶外形一体化设计指将桨叶三维外形的特征参数（如扭转分布、翼型配置、弦长分布、1/4弦线分布及细致的桨尖外形等）作为综合设计参数，为满足旋翼在多状态下的气动性能及噪声特性需求开展的桨叶三维气动外形的一体化设计。旋翼桨叶外形一体化设计不再涉及“翼型”的概念，而是将桨叶外形作为一个整体进行设计。一些学者已经开展了桨叶外形一体化设计研究[85]，但是设计变量多、计算量大，这对目前的计算水平来说具有很大的挑战性。

桨叶气动/结构一体化设计指基于流/固耦合分析方法，综合流动特征与结构动力学特征开展的旋翼桨叶气动外形与内部结构的多学科一体化设计。旋翼的性能不仅受到气动外形的影响，还受到旋翼结构的影响。目前针对旋翼性能和外形设计的研究大多是将气动和结构特性分开进行，但二者紧密相连、相互影响，因此气动/结构一体化设计是旋翼设计发展的一个必然趋势。

旋翼外形设计的第三层级是旋翼桨叶智能化设计。为突破有限固定状态下的旋翼外形设计无法满足全部工作状态下旋翼性能需求的壁垒，将智能主动流动控制策略引入旋翼设计中，实现旋翼工作过程中的智能化控制，如动态前后缘[86-90]、旋翼变体技术（包括变直径、变弦长和变弯度等）[91-94]及射流[95-99]等主动流动控制方法。目前主动流动控制技术仍不成熟，难以实现工程应用，但随着人工智能和工业技术的迅速发展，国内外对解决主动流动控制技术的工程应用问题持乐观态度，因此主动流动控制技术是旋翼设计的探索方向之一。