H EL I C O P T ER TE C H N I Q U E
T ot al N o．155
N o．32008
文章编号：1673-1220(2008)03-ooi-03
抓住机遇深入研究
吴希明，陈平剑
(中国直升机设计研究所，景德镇，333001)中图分类号：V21I．52文献标识码：A
l前言
直升机空气动力学是阐明直升机(主要是它的旋翼)与周围空气相互作用的空气动力现象，研究直升机在不 同飞行状态下的气动载荷、估算直升机的飞行性能和分析直升机的飞行品质的一门学科，在直升机及其旋翼的设计中起着关键作用。 直升机空气动力学由旋翼空气动力学、机身空气动力学和干扰空气动力学三部分组成，其中旋翼空气动力学是主要部分，体现了直升机主要特点。研究旋翼空气动力学的三大基本理论是：动量理论、叶素理论和涡流理论，分别适应于不同的研究目的。
动量理论又称滑流理论。把旋翼简化为一个作用盘，穿过作用盘的气流是边界明显的滑流，对以滑流边界为边界的控制体应用流体力学的基本守恒定律，得出气流速度与旋翼拉力、功率之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。
叶素理论又称片条理论。它把桨叶沿展向分成若干叶素，每个叶素的气动特性根据二元气动特性得出，再由叶素的气动特性得出桨叶及旋翼的空气动力特性，是描述旋翼气动特性与桨叶气动细节设计(平面形状、几何扭转、翼型配置等)之间关系的一种旋翼空气动力学经典理论。
涡流理论是将旋翼流场描述为一个涡的空问形状来进行研究，直升机的绕流场极其复杂，它受旋翼产生的复杂涡场所控制．每片桨叶都产生它自己的
收稿日期：2008-06-．09尖、根和片涡。根涡和尖涡因有限翼展三维效应而产生，而涡片主要由于附面层效应所发展。最后的流场由所有桨叶释放的这些涡(尾迹)所充满。
2型号牵引，推动技术进步
2．1飞行性能
国内飞行性能专业始于20世纪60年代，对引进生产的米一4直升机资料的消化和反设计，并通过直6和直7的测仿和研制，奠定了飞行性能专业发展的基础，尤其是直6的研制，使国内走过了从风洞试验、基本性能计算到飞行试验的全过程，初步建立了一套基于动量理论的可手工计算的基本性能计算方法，初步具备了对飞行性能进行测试和数据处理的能力，获得了一套宝贵的飞行性能试飞数据。
20世纪80年代直8型的研制和直9型的专利引进以及相应的改进改型，为飞行性能专业的发展提供了更好的平台。通过这些机型的研制以及对这参考样机的反设计，提高了技术水平，积累了大量飞行性能专业的设计经验，基本具备了评估涵道尾桨直升机飞行性能的能力；对小松鼠和海豚功率谱的研究，使我国初步理解了功率谱中飞行状态的含义，并初步建立了相应功率的评估方法。另外，对直升机任务能力的要求促进了任务性能评估方法的建立。同时计算机技术的发展、工作的日益复杂及繁忙推动了飞行性能计算软件的编制。
20世纪80～90年代直l1型军民两用机的研
2直升机技术总第155期
制，基本掌握了民机设计飞行性能关心的问题以及如何使直升机的飞行性能满足民用要求，同时直】1回避区和不可超越速度等风险科目的试飞，为我国在特殊性能验证领域的迈进奠定了坚实的基础。2．2飞行载荷和飞行品质
1976年前，我国的直升机设计和试制工作一直是沿用前苏联的标准、规范。直8型机是首次接触西方的直升机，不清楚其设计思想，必须从零起步，由吃透其设计思想，摸索西方规范到确定自己的标准。通过对西方规范资料的翻译、分析、吸收工作，既保证了直8型机设计工作的要求，也为逐步形成我国直升机工业自己的规范、手册创造了条件。
操稳特性计算选用了美军标M I L—F一83300；飞行载荷计算选用了美军标M I L—S一8698，同时参考了FA R29。计算方法则参考美国的报告。
直8机的研制极大地推动了我国直升机气动设计技术的发展。
“海豚”直升机的引进生产，带来了许多资料，该验证资料在直9型机反设计中发挥了重要作用。
1980年到1990年，以中国直升机设计研究所为主编单位，开始了直升机飞行品质规范、强度规范的编制。在学习、消化西方规范的基础上，认真总结了我国在直升机设计、研究和飞行实践方面的经验。
到20世纪90年代初，《军用直升机飞行性能规范》、《军用直升机飞行品质规范》等和配套的计算方法
手册、使用说明的出版．标志着我国初步形成了自己的直升机气动设计技术体系。
飞行品质、飞行载荷计算是以20世纪70年代初美国的A D报告为基础，旋翼气动力模型是采用准定常、经典叶素理论，线性气动力假设，基于沿半径、沿方位积分导出来的解析公式，没有也不可能考虑旋翼的激波、失速和反流效应，诱导速度则是采用动量理论高速时得出的结论，因此，其适用范围为前进比仙<0．30。运动方程是采用线性小扰动理论得出的线性方程，其适用范围受到很大限制。
2．3气动载荷和气动外形设计
旋翼气动载荷计算开始于20世纪70年代．旋翼尾迹模型是用的王适存固定尾迹模型，由平衡计算程序先计算某状态的操纵量和飞行姿态，将这些计算结果放入载荷计算程序进行计算，计算状态主要为悬停、前飞和左右侧飞，这是一些定常飞行状态。到20世纪80年代，开展了旋翼自由尾迹模型的研究，提高了旋翼气动载荷的计算精度。
在旋翼气动外形设计方面，直8型机研制主要是参考国外已有的旋翼桨叶气动外形。20世纪90年代，对旋翼桨叶的桨尖进行了改进，提高了悬停效率，这时还没有形成自己的设计方法和设计能力。
在着舰风限图的计算研究方面，直升机的平衡计算主要采用以美国的A D报告为基础的计算方法，而在甲板流场计算中主要是采用面元法，将甲板分成两个方向的二维流场，计算精度有限。
3r抓住机遇，努力拼搏，实现技术的跨越式发展
随着直升机研制的进一步深入，对直升机气动设计提出了新的需求，原来的设计规范和计算方法已不能满足设计要求。科研设计人员抓住机遇，努力拼搏，实现了气动设计的快速发展。
在飞行载荷和飞行品质方面，开始研究美国新的飞行品质规范(A D S一33)和旋翼飞行器结构设计准则(A D S一29)，以A D S一33D为蓝本形成某型号的飞行品质型号规范，1998年以A D S一29为蓝本形成了国军标《直升机结构设计要求》。“十五”期间进行了针对A D S一33E的研究，形成某型号的飞行品质型号规范。“十一五”期间正在进行《军用直升机强度和刚度规范》的修订工作。
1998年至2001年开发了非线性的飞行品质计算方法，旋翼气动模型是采用升力线理论，线性气动力假设，用动力人流理论，建立了包括简单飞控系统的飞行动力学模型，运动方程是非线性的，而旋翼气动模型是线性的，其适用范围受到很大的限制(“< 0．30)。基于非线性直升机数学模型，独立开发了以积分算法为基础的逆仿真计算方法。这套方法是针对美军标A D S一33的定量指标计算而研制的，可以满足某重点型号的需求，美中不足的是旋翼的气动模型不能满足大速度的使用要求。
“八五”、“九五”期间，飞行载荷计算重点突破大速度问题，在平衡计算时，对《直升机载荷手册》中的公式进行部分修改；在导数计算时，则是将《直升机操纵性与稳定性计算手册》(A D662259)中的近200条旋翼导数曲线。采用三元插值求得。
采用这套方法可计算飞行速度到360km／h，能满足我国直升机研制的需要．而且在工程上比较实用。但这套法不能反映一些设计参的影响，比如无法考虑不同翼型和桨尖形状、无轴承旋翼桨叶的挥舞、摆振和扭转之间的强耦合等的影响，旋翼气
2008年第3期吴希明，等：抓住机遇深入研究加快直升机气动设计技术的快速发展3
动力模型已不能适应直升机研制的需求。直升机的运动方程是线性的，限制了其适用范围。
“十一五”重点突破旋翼非定常气动力的建模研究，翼型非定常气动力采用L e i s hm an—Beddoe s模型，旋翼非定常诱导速度采用Pet e r s．H e模型或动态尾迹畸变模型。建立旋翼结构动力学模型，解决挥舞、摆振和扭转的耦合问题；建立直升机非线性飞行动力学模型，以满足现代直升机研制的需求。
在飞行性能方面，“六五”期间主要开展了回避区的计算方法研究，分别采用半经验公式和能量法进行估算；“七五”期间主要开展了起飞和着陆临界决策点的初步研究，对相关概念和计算方法进行了初步探索；“八五”和“九五”期间主要开展了机动性能包括的主要内容、定义和评估方法进行了初步研究。此外，通过悬臂机试验和R22直升机的试飞对涡环边界进行了大量的研究，并以此为基础，对Pe—t er s涡环判剧进行了修正，给出了涡环边界的工程确定方法。“十五”期间开展了自转的飞行仿真研究，并采用点质量模型研究了自转飞行的优化问题，给出不同状态和不同约束下直升机自转着陆过程的最优控制形式，并初步开展了纵列式直升机双旋翼的干扰和飞行性能计算方法研究。“十一五”正在开展倾转旋翼机的飞
行性能研究。
直8型机换尖削旋翼是我国直升机气动设计对外合作的第一步。通过合作，使国内初步摸清了尖削桨尖形状对直升机飞行性能的影响。
6吨民用机的中法合作是我国直升机至今为止最大的合作项目，虽然总体和气动设计主要由法方负责，但全过程的参与及总体参数和飞行性能设计点的共同确定，以及与法方飞行性能计算结果的对比，是一次难得的锻炼机会。通过6吨机的研制，基本掌握了倾斜尾桨方案的飞行性能计算方法，以及不同机场类型评估A类直升机单发故障条件下飞行性能的方法(如悬停改出性能、无障碍机场安全起飞和着陆性能、小面积机场安全起飞和着陆性能等)，为以后民机的论证提供强有力的技术支持。
在旋翼气动载荷计算和气动外形设计方面，“七五”期间对现有的固定涡系、自由涡系和加速度位三种载荷计算方法精度和工程适用范围进行了评估研究。以H34为算例，计算了从¨=0～0．29等10种飞行状态，计算结果与H34试验结果比较，得出了一些有用的结论，以满足型号设计要求。
“七五”期间，开展了旋翼桨叶气动外形优化设计研究，以悬停需用功率最小作为目标函数，前飞性能要求为约束条件，弦长、几何扭转角、给定翼型的展向配置、桨尖后掠角等为设计变量，建立的性能优化分析方法及软件达到了要求的分析精度。“八五”期间，采用此方法研制了某型机选型吹风模型，经悬停状态的风洞试验，证明其优化分析方法可行。
“八五”期间主要开展了以提高小速度和大速度飞行状态旋翼载荷分析精度的关键技术研究，综合考虑影响旋翼载荷的各种因素，即大速度和小速度飞行时桨叶的气动特点，较好地解决了大速度前飞状态旋翼载荷的工程计算方法，计算结果与风洞试验结果相比，有较好的一致性，采用这种方法计算中等速度旋翼载荷，比固定涡系方法结果更为合理。
“八五”期间，开展了旋翼原理样机研制，桨叶气动设计采用我国设计的O A212M K翼型，桨尖为尖削后掠型式，桨叶结构采用玻璃碳纤维混杂铺层。样机达到20世纪80年代中后期的国际水平。
20世纪90年代中期，我们对桨尖形状开展了研究，在4m旋翼台上把约占5％半径的矩形桨叶改成尖削梯形进行实验，试验表明，旋翼的悬停效率可提高2％一3％。1999年，在8m×6m风洞内，又进行了尖削和后掠尖削两种桨尖在前飞状态下的对比实验，试验表明，在大前进比时后掠桨尖较好。在桨尖形状的理论分析方面也进行了研究，计算了矩形、尖削、后掠尖削特别是三维下反新型桨尖的气动特性，并进行了三维下反桨尖的验证试验。
某型号的对外合作更加快了旋翼气动载荷计算和气动外形设计的水平，旋翼载荷计算将载荷、响应和平衡结合在一起，计算状态包含了飞行谱中的大部分状态，提高了计算精度和使用范围。桨叶的气动外形设计，通过合作，得到了先进的桨叶翼型和先进的桨尖形状。
着舰风限图的计算研究，在甲板流场的计算方面，我们采用了先进的C FD计算方法，提高了计算精度和
使用范围。
4展望和目标
通过多个型号研制和课题预研，我国的直升机气动设计技术取得长足进步，基本掌握了第三代直升机的气动设计技术，形成了专业齐全的研制队伍。目前，我们正通过引进国外商业软件、同国内研究单位合作研制等手段．在气动设计师的努力工作下，快速提高我国的直升机气动设计技术水平。
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