Aerodynamic Environment At the Rotor Blade
注：
1. 本篇结合之前的直升机前飞内容看，可有最佳食用效果
2. 题图来源不明，似乎是来自NASA，请勿商用

在此前关于直升机前飞特点的文章中已经详细介绍过直升机前飞过程中，旋翼气流的非对称分布。正因为这种非对称气流分布的存在，旋翼后行侧的桨叶气动迎角势必要比旋翼前行侧的气动迎角来得大一些。当然，具体桨叶微段的气动迎角与飞行状态和桨叶的几何参数也直接相关，因而从根本上来说，旋翼桨盘的迎角分布取决于飞行员的实际操纵。

# 迎角分布

图——直升机前飞桨盘迎角分布等值线图

图中展示了直升机在前进比μ=0.3的时候，三种不同的配平情况下桨盘诱导速度的分布等值线图，从左往右的配平状态依次是：平飞、爬升、自转。从图中明显可以看出，不同的飞行状况下，旋翼前行侧桨盘诱导速度分布大致相似，而后行侧的桨盘诱导速度分布则有显著的差异。在平飞状态下，迎角最大的位置大约在80%半径的径向站位处；在爬升状态下，迎角峰值进一步向桨盘外侧移动——这就可能导致桨尖失速；在自转的状态下，存在桨叶迎角更大的集中区域，但是所幸这块区域靠近桨根，因而对气动力的影响较小。

从上图中同样可以发现旋翼迎角纵向分布同样不对称，这个不对称的形成原因一般认为是受到两个因素的影响——旋翼锥度和诱导速度的不均匀分布。

图——纵向迎角不均匀分布的影响因素

在此前的文章中也提到过，旋翼锥度的存在就使得前飞来流对挥起的前方旋翼和后方旋翼产生了不同的垂向速度分量，如图中所示，前飞来流将在前方桨叶上产生一个向上的垂向速度分量，而在后侧桨叶上，它将产生一个向下的垂向速度分量，这两个速度分量的差异势必会导致迎角分布的差异。而所说的诱导速度的非均匀分布主要就是旋翼尾涡后移带来的影响，由于前飞来流会迅速将旋翼尾迹涡吹向桨盘后方，因而尾迹涡对前侧桨叶的诱导速度就比较小，而对后侧桨叶的诱导速度就会比较大。Prouty 曾进行过前飞旋翼的烟尾迹风洞试验，试验结果和此处的理论相似度很高，试验数据表明，桨盘前端的诱导速度几乎为0，而桨盘中心的诱导速度大致等同于动量理论推导的均匀诱导速度，而桨盘后侧的诱导速度大致为中心诱导速度的两倍。（这个试验没有具体的试验数据，但是其结论从宏观上来说是没错的，但是假如结合现代化的CFD或者尾迹涡动力学方法来考虑的话——尤其是在前飞速度不算很高的情况下——诱导速度的分布要更为复杂一些，并非真的是这种简单的线性几何关系，不过用作初步的工程分析，这种高效方便的线性模型还是具备一定置信度的）

尽管上面关于迎角分布的等值线图已经能对工程设计起到一定的参考作用，但是无可否认的是，该图只是通过简单的理论分析方法得出的，并且还计入了不少假设——比如小角度假设等。引入更精细的气动分析模型方法、考虑机身对前飞来流的影响和计入更细致的桨叶几何参数（扭转、尖削）及其弯曲变形能够得到更准确的结果，桨盘气动迎角的分布图也将会有更多的畸变区域。就目前的试验仪器水平来说，要准确检测旋翼高速旋转过程中，各桨叶叶素段气动迎角的分布还是有着不少困难的，因而迎角分布的试验结果尚且无法得到。

在前飞过程中，后行侧桨叶受限于其当地流速（为前飞来流速度和桨叶旋转速度之差），只能提供较小的升力，而为了力矩平衡，前行侧桨叶也只能通过周期变距改变迎角产生较小的升力。因此，在前飞过程中，直升机的升力主要来源实则是桨盘的前侧和尾侧。

# 前行侧桨尖的迎角

对直升机气动不熟悉的读者可能会对上图中前行侧桨尖迎角为负值感到很疑惑。这主要是受直升机桨叶本身的扭转所影响。通常来说，直升机的桨叶安装角分布会采取负扭转分布——也就是说，其桨尖的安装角比桨根安装角更小——采用这种分布的主要原因有两点：

• 一是采用负扭转分布可以使得在悬停过程中，旋翼桨叶的诱导速度分布更均匀，以此，旋翼可以获得更佳的悬停性能；
• 二是如此分布可以降低后行侧桨尖的迎角来延缓高速前飞过程中后行侧桨尖的失速，这一点可以从上述迎角分布图中看出来——该图所用的桨叶具有-10°的负扭——从而使得后行侧桨尖的迎角比之内侧有了小幅的下降。

图——桨叶扭转分布

如果上述气动迎角分布图是针对无扭转桨叶所绘制的话，那么无论在哪个方位角站位，其桨尖的迎角都将要大于其内侧。虽然桨叶的扭转对后行侧有利，但是显然对前行侧没有太多的好处，负扭转不仅降低了前行侧桨尖的迎角，同样降低了相应的升力。此外，较高的桨叶扭转往往还意味着高速飞行状态下较大的桨叶振动，因此，直升机设计师在设计桨叶负扭的时候，一般都会比较保守。假如通过计算发现-20°甚至-30°的桨叶扭转对于悬停性能或者高速飞行中后行侧桨尖失速性能最有利，那么直升机设计师大多数时候都会采取折中的做法——取个-6°到-12°的负扭。

从能源消耗的角度来看，前行侧桨尖的迎角为负是一种浪费甚或损失。这部分桨叶微段耗费了不少的能源但却对直升机的飞行没有什么益处。这也是为什么设计指标和尺寸大小类似的直升机和固定翼飞机想比，其升阻比却总是更低的原因之一。

# 反流区

此前的文章已经描述过反流区的形成原因，如对此不了解的可以翻阅一下。在反流区内部，气流实际上是从旋翼桨叶的几何后缘吹向前缘的。在自转过程中，由于气流从桨盘下方穿过桨盘，所以反流区内叶素微段上，气流将会从后缘的下方向上吹，因而即便是在反流区中往往也能产生正升力。而在平飞和爬升过程中，旋翼桨盘会前倾一定的角度，反流区内，气流将从后缘的上方吹往下方，因而会产生负升力。当然，在低速情况下，这种情况没什么大不了，毕竟反流区很小，但是在高速情况下，反流区范围较大，大范围的负升力存在会带来显著的性能损失。

由于这个原因，直升机设计师常常会考虑设计更大的桨叶根切来避免较大的反流区带来的损失，但是，对于前行侧而言，较大的根切却又也会导致性能损失。一侧需要大根切，一侧需要小根切，如何折中权衡也是长期困扰直升机设计师的一个问题。

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图——主动旋翼控制技术

在现代化设计技术中，主动变旋翼技术也是未来旋翼飞行器的一种热门技术（也是笔者主要研究方向之一），该技术设计变转速、变直径、变翼型、主动扭转控制等，随着该技术的发展，这一困扰或许有望得到解决。

<To be continued>

来源：知乎 www.zhihu.com

作者：丁尹

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