自适应旋翼性能研究进展

韩东，董晨，魏武雷，桑玉委

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

由于直升机能在狭小范围内垂直起降并具有良好的低空、低速以及机动性能，因此，其在抗震救灾、海上急救、消防、资源探测等民用方面以及侦查、跟踪、监视、攻击、运输等军事方面用途广泛。航时、航程、速度和升限等性能指标不高一直是困扰直升机界的一个难题。前行桨叶激波和后行桨叶失速是导致直升机飞行性能指标相对不高的关键因素。Sikorsky早就指出[1]，直升机本质上并不是一种高速、高升限或者大航程飞行器。自从直升机诞生之日起，提升直升机的飞行效率、速度、航时、航程和升限等性能指标一直是直升机领域研究中的重中之重。

旋翼被动设计，比如：旋翼桨叶翼型气动特性及分布的优化，桨叶负扭转的优化，新型桨尖的设计，旋翼直径、转速和弦长等参数的选择等[1-7]，在提升旋翼性能方面已经取得了显著的成效。被动旋翼可在某个或者局部飞行状态获得较优飞行性能，随着直升机飞行环境或者飞行状态的改变，旋翼偏离较优工作状态，飞行性能随之下降。比如，采用较大桨叶负扭转的旋翼可获得较好的悬停性能，但采用较小的桨叶负扭转有利于高速飞行；再如旋翼转速，悬停时采用较低转速可降低旋翼需用功率，前飞速度较大时，需采用较高的旋翼转速。旋翼被动设计实际上是参数设计的折中，直升机在整个飞行包线内难以发挥最佳的飞行性能。

自适应旋翼技术最大的优势是能根据飞行状态的变化，优化旋翼参数，进而提升旋翼升阻比L/D，以适应不同飞行状态和环境的需要，最大限度地提升旋翼性能。从功率节省方面来看，自适应旋翼主要减少旋翼诱导功率和/或旋翼型阻功率，达到节省旋翼需用功率的目的。本文主要探讨自适应旋翼技术在降低旋翼需用功率、提升直升机飞行性能方面的研究进展，为自适应旋翼技术发展提供方向性参考。

1 自适应旋翼分类

自适应旋翼(Adaptive Rotor)也被称为主动旋翼(Active Rotor)、智能旋翼(Smart Rotor)或者变体旋翼(Morphing Rotor)。狭义上来讲，自适应旋翼包括旋翼总体参数变化对应自适应旋翼构型，比如变转速旋翼、变直径旋翼等，而广义上来讲，自适应旋翼还包括桨叶参数变化对应自适应旋翼构型，比如智能桨尖、桨叶变弦长和翼型变弯度等广义自适应旋翼。根据参数变化的范围，本文将自适应旋翼分为旋翼整体参数控制和单片桨叶参数控制，如图1。旋翼整体参数控制主要是指自适应旋翼改变整副旋翼的参数，比如旋翼操纵量、旋翼转速和旋翼直径等。单片桨叶控制主要是指自适应旋翼改变单片桨叶参数，比如桨叶翼型参数、桨叶桨距、桨叶扭转角分布和桨尖参数等，这些参数会根据飞行状态或者环境的不同而进行自我优化，达到提升旋翼性能的目的。翼型参数变化(翼型变体)又包括前缘缝翼、合成射流、后缘襟翼、格尼襟翼、变弦长和翼型变弯度等。

图1 自适应旋翼的分类Fig.1 Classification of adaptive rotors

2 国外研究进展

2.1 变转速旋翼

Karem最早提出最优转速旋翼(Optimum Speed Rotor, OSR)技术[8]。飞行过程中，通过改变旋翼转速，优化旋翼升阻比、降低旋翼需用功率，来提升直升机航时、航程、升限和效率等飞行性能指标。该专利给出了不同起飞重量(635、1 179和1 814 kg)时，最优转速和常转速旋翼直升机需用功率，如图2～图4所示[8]。起飞重量较小时，优化旋翼转速可显著降低旋翼需用功率，随着起飞重量的增加，优化旋翼转速所带来的功率节省相对较小。旋翼最优转速随前飞速度增加而增大。起飞重量为1 179 kg时，60 kn速度飞行时，优化旋翼转速可降低45%的需用功率、增加82%的航时；80 kn速度飞行时，优化旋翼转速可降低38%的需用功率、增加61%的航程。最优转速旋翼更加适合于直升机在较低前飞速度和较小负载飞行时提升旋翼性能。

图2 起飞重量为635 kg时在海平面需用功率[8]Fig.2 Power required for takeoff weight 635 kg at sea level [8]

图3 起飞重量为1 179 kg时在海平面需用功率[8]Fig.3 Power required for takeoff weight 1 179 kg at sea level[8]

图4 起飞重量为1 814 kg时在海平面需用功率[8]Fig.4 Power required for takeoff weight 1 814 kg at sea level[8]

Prouty从直升机悬停效率、航时、航程和最大飞行速度等方面阐述了旋翼变转速技术的优势[9]。该文考虑了发动机特性对旋翼转速优化的影响，旋翼需用功率最小并不意味着发动机油耗最低，因为两者对应的最优转速很可能不一致，虽然该文采用的分析模型比较简单，但该研究内容非常重要。常规直升机较少采用旋翼变转速技术，主要还是由于振动问题，尤其是接近共振转速时的共振问题。分析表明，旋翼变转速技术不仅可用于提升直升机悬停性能，还可以提升其航时、航程和最大飞行速度等性能。

Steiner等研究了旋翼转速变化对直升机性能和配平的影响[10]，采用较为经典的方法预测直升机飞行性能。以UH-60直升机为算例的分析表明，旋翼转速降低，旋翼总距和纵向周期变距增大；旋翼转速降低，桨叶所受离心力减小，桨叶预锥角随之增大；其他配平量，比如机体俯仰和滚转姿态角、桨叶周期挥舞以及尾桨拉力等随旋翼转速变化不明显。降低旋翼转速带来旋翼需用功率节省主要源于旋翼型阻功率的降低，而转速变化对旋翼诱导功率的影响小很多。旋翼转速降低会伴随旋翼扭矩的增大，随飞行速度增加，扭矩增大幅值减小。Steiner等也指出，旋翼转速变化会带来一些潜在问题：① 旋翼转速变化，旋翼传给机体的激振载荷频率随之改变，该激振频率有可能会接近机体固有频率，从而引起机体振动水平的增加；② 旋翼转速降低，旋翼动能随之减小，给直升机自转特性带来负面影响，进而影响直升机安全性；③ 旋翼转速降低，旋翼需增大桨距角以提供足够拉力，桨距角增大带来失速区扩大，旋翼产生更大拉力的潜力降低，直升机机动性能降低；④ 旋翼转速降低，桨叶离心力减小，直升机更易于受阵风的影响。

DiOttavio和Friedmann以A160T无人直升机为背景[11]，探讨了宽范围变化的旋翼转速在旋翼性能提升方面的优势。A160T无人直升机的旋翼转速可降低至其基准值的60%，尚未达到专利技术中的40%[8]。飞行实测结果与理论预测吻合较好，说明最优转速旋翼技术可用于提升直升机航时、航程、升限和效率等性能指标，以及降低发动机燃油消耗。试验也表明，A160T无人直升机的旋翼明显比许多其他类型直升机的旋翼安静，即噪声水平更低。从该方面研究可看出，旋翼变转速技术已可应用于工程实践。

改变旋翼转速一般有两种途径：主减速器改变传动比或者发动机控制出轴转速。如通过调节发动机转速来实现旋翼变转速，旋翼与发动机联动，旋翼转速变化带来发动机出轴转速变化，进而影响发动机的耗油特性，事实上发动机燃油消耗降低才意味着直升机需用功率下降。

图5 常转速与最优转速时需用功率对比[12]Fig.5 Comparison of power required at constant and optimal speeds[12]

图6 常转速与最优转速时发动机耗油率对比[12]Fig.6 Comparison of engine fuel consumption rate at constant and optimal speeds[12]

图7 常转速与最优转速时发动机单位时间油耗对比[12]Fig.7 Comparison of engine unit time fuel consumption at constant speed and optimal speeds[12]

Garavello和Benini在采用旋翼变转速技术提升直升机性能的研究中考虑了发动机出轴转速变化对其耗油特性的影响[12]。该文以UH-60A直升机为算例进行分析，旋翼最优转速根据桨叶最优载荷范围来确定，由于缺少UH-60A直升机旋翼桨叶载荷数据，该文采用文献[8, 11]中最优旋翼桨叶载荷数据。起飞重量为7 257 kg、飞行高度为500 m、不同飞行速度时，需用功率P、耗油率(SFC)和单位时间油耗Wf对比如图5～图7所示[12]。很明显，优化旋翼转速有助于降低直升机需用功率，但当发动机转速偏离额定转速时，发动机耗油率增加明显，导致直升机低速和高速飞行时，发动机油耗增加，优化旋翼转速不仅没有达到降低发动机耗油率的效果，反而使其增加。该研究的重要意义在于,说明了旋翼需用功率最小并不意味着发动机耗油最省，在优化旋翼转速提升旋翼性能时，需通盘考虑出轴转速对发动机耗油特性的影响。

基于上述研究，Misté和Benini以发动机油耗最小为目标优化旋翼转速[13]，考虑了转速变化对发动机耗油特性的影响，采用经典性能预测方法分析了旋翼转速对UH-60直升机需用功率的影响。飞行高度为500 m、起飞重量为7 257 kg时，发动机燃油消耗减少百分比随前飞速度变化如图8所示。很明显，以发动机耗油率最小为目标时，同样可通过优化旋翼转速降低悬停和大速度前飞时直升机燃油消耗。

为进一步研究发动机耗油特性对旋翼最优转速的影响[14]，Misté等综合旋翼和发动机性能，以发动机油耗最小为目标优化旋翼转速，在原有研究的基础上[12-13]，以叶素和动量理论为基础，采用翼型二维数据查表的方法计算翼型气动特性，考虑前行桨叶压缩性和后行桨叶失速的影响，探讨旋翼转速对发动机油耗的影响。图9给出了以旋翼需用功率最小为目标(Main rotor power optimum)和以燃油消耗最小为目标(Global optimum)时，发动机燃油消耗随前飞速度变化曲线[14]。悬停和小速度时，两者差异非常明显，如果以旋翼需用功率最小为目标，反而会带来发动机燃油消耗的增加，而以燃油消耗最小为目标时，却可以节省燃油，随着前飞速度的增加，两者的效果非常接近。

图8 燃油消耗率随前飞速度变化曲线[13]Fig.8 Fuel consumption with forward speed[13]

图9 不同优化目标时燃油消耗随前飞速度变化曲线[14]Fig.9 Fuel consumption with forward speed with different optimization targets[14]

Mistry和Gandhi以类似UH-60A直升机为研究对象[15]，采用经典性能预测方法分析了旋翼转速变化对直升机需用功率的影响。旋翼转速变化被限定在±11%额定转速范围内，海平面巡航飞行时，旋翼需用功率节省最多大于14%。降低旋翼转速能较为有效地降低巡航小负载时需用功率。较高飞行高度，或较大前飞速度和起飞重量时，由于失速的影响，功率节省效果变差。速度较小时，功率节省效果也变差。文中研究内容与文献[10]类似，在此不再赘述。

为进一步提升变转速旋翼性能，Han等将桨叶变扭转技术应用于变转速旋翼[16]。图10给出旋翼变转速、桨叶变扭转以及两者共同作用时，旋翼需用功率节省的最大值[16]。整体上来看，旋翼变转速技术所取得的功率节省优于桨叶变扭转技术。随着前飞速度增加，桨叶变扭转提升变转速旋翼性能的效果越来越明显，两者共同作用时节省功率的效果优于单独作用效果，大速度时，提升效果有减小趋势。

图10 不同方法功率节省值对比[16]Fig.10 Comparison of power saving with different methods[16]

旋翼变转速技术已在欧洲蓝色直升机(Bluecopter)验证机上得到应用，是该直升机提升飞行性能和降低噪声水平的关键技术之一。旋翼变转速技术也是高速直升机的支撑技术，比如，美国西科斯基公司的X-2共轴高速直升机验证机，前飞时旋翼转速降低20%以减小空气压缩性影响，从而提高最大飞行速度。由于本文是围绕自适应旋翼在飞行性能(效率)提升方面的研究综述，因此在高速直升机和低噪声直升机上的应用不在此赘述。

旋翼转速变化，旋翼激振频率变化，旋翼桨叶挥舞、摆振和扭转频率比变化，这可能会导致严重的桨叶固有频率与激振频率共振问题。随着转速降低，旋翼左右气流不对称会恶化旋翼载荷状况。当然不仅是动力学问题，旋翼变转速系统也会带来相关的重量代价、可靠性以及飞行品质等问题。目前，2转速旋翼已经在某些直升机上得到应用，更多转速旋翼尚未见在直升机型号中得到应用。

2.2 变直径旋翼

桨盘载荷较小有利于提升旋翼悬停性能，但会降低直升机高速前飞性能。为提升复合式直升机、停转翼飞行器和倾转旋翼飞行器高速飞行性能，20世纪60年代，研究人员提出了旋翼变直径概念[17]，悬停和小速度时采用较大旋翼直径，高速前飞时减小旋翼直径，从而兼顾悬停和高速性能。

图11 不同旋翼直径需用功率对比[18]Fig.11 Comparison of power required of rotors with different diameters[18]

为对比多种构型自适应旋翼提升旋翼性能的效果，Kang等分析了旋翼直径R对需用功率的影响，如图11所示[18]。悬停和小速度时，旋翼诱导功率占主导，增大桨盘面积有利于降低诱导功率，虽然旋翼型阻功率增加，但增加幅值小于诱导功率的节省，从而带来总功率的降低，而中等到大速度飞行时，旋翼型阻功率节省占主导，采用较小直径旋翼有利于降低需用功率。

Mistry和Gandhi采用类似UH-60A直升机参数的通用直升机为算例[19]，进一步探讨了不同飞行环境时旋翼直径变化对旋翼性能的提升效果。分析指出，随着飞行高度的增大，直升机所能达到的最大飞行速度减小，但优化旋翼直径所能带来的功率节省效果越来越好；低速和高速前飞时，优化旋翼直径能带来更多的直升机功率节省，而中等速度飞行(巡航)时，优化旋翼直径所能带来的功率节省较小，尤其是低海拔飞行时，功率节省非常小。

由于实现难度太大，旋翼变直径技术尚未在直升机上应用，相关研究很少。

2.3 独立桨距控制旋翼

高阶谐波控制(Higher Harmonic Control， HHC)最早被应用于直升机旋翼振动主动控制，由于其在不旋转坐标系中，如图12所示[20]，作动频率转换到旋转坐标系中就变为Nb-1、Nb和Nb+1阶(Nb为桨叶片数)。对于4片桨叶旋翼，输入频率可为3、4、5阶，缺少2阶输入，难以在提升旋翼性能和降低噪声等方面得到应用。随后提出了基于桨距控制的独立桨叶控制(Individual Blade Control，IBC)[20]，以克服输入频率的制约。独立桨距控制的输入位于旋转坐标系内，可以给单片桨叶提供不同阶次和不同幅值的桨距输入，如图12所示。

图12 高阶谐波控制和独立桨距控制示意图[20] Fig.12 Configuration of Higher Harmonic Control (HHC) and Individual Blade Control (IBC)[20]

20世纪50年代，研究人员就试图将高阶谐波桨距控制用于直升机旋翼[21]。Arcidiacono将高阶谐波桨距控制用于延缓失速、提升直升机最大飞行速度[22]，分析表明，典型常规直升机采用2阶桨距控制，最大飞行速度可增加约25%，如采用2阶加3阶输入，最大飞行速度可增加约30%。

波音公司的Shaw等通过风洞试验研究了2阶桨距对旋翼性能的提升[23]，试验采用3片桨叶CH-47D支努干直升机模型旋翼，自动倾斜器产生高阶谐波输入，试验结果证实了2阶谐波控制可用于提升高速飞行时的旋翼性能，速度为135 kn时，旋翼需用功率节省6%，速度为160 kn时，需用功率节省4%，对应谐波输入均为2°。

为了探讨独立桨距控制对直升机桨涡干扰噪声、振动和功率消耗等的影响，NASA联合多家单位在其低速风洞中进行了基于BO-105直升机旋翼的独立桨距控制系统试验[25-26]，测试结果表明，高速前飞时，2阶桨距输入最多可降低7%的旋翼需用功率，速度较低时，未观察到功率节省。试验表明独立桨距控制更适宜于降低高速飞行时旋翼需用功率。

图13 旋翼性能提升随飞行速度变化关系[24]Fig.13 Rotor performance improvement vs forward speed[24]

图14 起飞重量为16 000 lb时旋翼功率随2阶 输入相位角变化曲线[27]Fig.14 Rotor power vs phase angle of 2P input with takeoff weight 16 000 lb[27]

图15 起飞重量为22 000 lb时旋翼功率随2阶 输入相位角变化曲线[27]Fig.15 Rotor power vs phase angle of 2P input with takeoff weight 22 000 lb[27]

Cheng等通过分析2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响[27]，揭示了阻力系数分布发生变化是导致功率节省的物理机理。图14给出起飞重量为16 000 lb(1 lb=0.453 59 kg)时，旋翼功率随2阶输入相位角变化曲线[27]，前进比为0.3、输入幅值为1°、相位角为210°时功率节省最多， 2阶输入增加了桨叶前行侧迎角，减少了前行侧桨尖型阻峰值。图15给出起飞重量为22 000 lb时旋翼功率随2阶输入相位角变化曲线，前进比为0.3、输入幅值为1°、相位角为60°时功率节省最多， 2阶输入降低了后行侧桨叶迎角，进而减少了失速区。

随后，Cheng和Celi运用优化算法和更为精细模型研究了最优2阶桨距控制对旋翼性能的影响[28]。结果表明，优化算法得到的最优值与参数扫描所得结果非常接近。基于不同诱导速度模型预测的旋翼需用功率最小值对应相位角非常接近，但功率幅值有一定差距。同样，基于刚性桨叶和柔性桨叶的最小功率预测，幅值差距较大，但对应相位角非常接近。

为验证独立桨距控制对旋翼性能提升以及振动、载荷和噪声的控制效果，NASA Ames研究中心进行了独立桨距控制的全尺寸UH-60A直升机旋翼性能和载荷风洞测试[29-30]。试验配平了旋翼升力、前进力和桨毂滚转力矩，桨轴前倾角固定。图16给出前进比μ分别为0.35和0.40时旋翼需用功率测试值[30]，当2阶桨距输入调节到适当相位角时，独立桨距控制可用于降低旋翼需用功率，最佳相位角为225°、前进比为0.40时，1.5°和2.0°均可达到最大功率节省，前进比为0.35和0.40时，功率节省最大分别可达3.3%和5.0%，速度较大时功率节省更多。该试验通过全尺寸旋翼试验确认了独立桨距控制用于提升旋翼性能的实际效果。

图16 不同前飞速度时主旋翼功率测试值[30]Fig.16 Test data of main rotor power at different forward speeds[30]

经过约60年左右的发展，独立桨距控制虽然在旋翼振动载荷和噪声控制以及旋翼性能提升等方面展现出巨大的潜力，但该系统在复杂度、可靠性、有效性、系统重量、费用以及载荷承受能力等方面存在的问题[31]，使得其仍尚未在直升机型号中得到应用。

2.4 智能扭转旋翼

研究人员很早就认识到桨叶负扭转可用于提升旋翼悬停和前飞性能[4,32]。负扭转可优化旋翼升力分布，增大桨叶内侧载荷，从而降低旋翼需用功率、提升旋翼性能。高速飞行时，桨叶负扭转也可推迟桨叶失速和延缓桨尖压缩性效应。制约智能扭转旋翼工程实现的主要难题在于能否产生足够大的桨叶扭转角。20个世纪90年代，压电材料开始应用于驱动桨叶扭转[33-34]，由于桨叶扭转变形太小，难以应用于振动控制，更不用说旋翼性能提升。随着主动纤维复合材料(Active Fiber Composite, AFC)和宏纤维复合材料(Marco Fiber Composite, MFC)的应用[35-40]，桨叶主动扭转角最大已可达4°[39]，对于旋翼振动和噪声控制已经足够，有望应用于提升旋翼性能。

Zhang等采用弱CFD/CSD耦合方法[41]，研究了桨叶主动扭转用于Bo-105模型旋翼振动控制和性能提升，功率节省预估值高达14%，该值明显过高估计了桨叶主动扭转降低旋翼需用功率的能力，但该结果表明桨叶主动扭转可用于提升旋翼性能。

Boyd， Jr.同样采用弱CFD/CSD耦合方法研究了主动扭转降低旋翼噪声和提升旋翼性能[42]。桨叶主动扭转3阶输入可同时降低中频噪声和4阶垂向桨毂振动载荷，但会带来源于型阻增加的旋翼升阻比的降低。

为对比多种自适应旋翼提升旋翼性能的效果，Kang等分析了不同扭转角对旋翼诱导功率和型阻功率之和的影响，如图17所示[18]。悬停和低速时，采用较大扭转角可有效降低旋翼需用功率，随着前飞速度的增大，减小负扭角有助于降低巡航和大速度时需用功率，但负扭角不宜太大。很明显，采用适当负扭角，比如-9°，可兼顾较好的低速和高速性能，如采用智能扭转旋翼，所取得的功率节省将会很小。该研究表明桨叶主动扭转对旋翼性能的提升效果有限。

图17 不同桨叶扭转时总功率随前进比变化曲线[18]Fig.17 Total power at different advance ratio with different blade twist[18]

为对比后缘变形、前缘变形和主动扭转对旋翼性能的提升效果，Jain等采用基于升力线的性能预测模型和CFD/CSD耦合方法分析了高速(C8534)和大拉力飞行(C9017)状态时，这些主动控制方法对旋翼性能的提升效果[43]。图18给出高速时主动扭转对旋翼升阻比影响(升力线模型)，图中横坐标为输入相位角φ,纵坐标为旋翼升阻比L/De的增量，1、2、3阶谐波输入时升阻比最多增大3.2%、3.1%、1.8%，4阶谐波输入时未见升阻比增大。CFD/CSD方法预测结果与升力线模型接近。升阻比的增大主要源于前行侧桨尖负载荷区域阻力未增大情况下的升力额外增大。大拉力前飞时，并未见主动扭转提升了旋翼升阻比。Jain等进而研究了主动扭转同时提升旋翼性能和降低载荷的能力[44]，高速前飞时，4°幅值的2阶输入可节省3.3%旋翼需用功率，同时减少了22%的桨毂垂向载荷。

图18 飞行状态C8534时主动扭转对旋翼升阻比影响[43]Fig.18 Effect of active twist on rotor lift-to-drag ratio in the flight state C8534[43]

图19 静态扭转耦合各阶动态扭转时旋翼功率的节省[45]Fig.19 Rotor power savings with static twist coupling with different harmonic dynamic twist[45]

前述相关研究都是基于桨叶扭转角随旋翼方位角不变的假设，笔者团队则研究了桨叶动态扭转对直升机飞行性能的提升效果[45]。文中分析了桨叶扭转各阶谐波量对旋翼需用功率的影响，包括静态扭转和动态扭转，该文以类似UH-60A直升机为样例，采用较为经典的刚性桨叶模型、2维翼型数据查表、3状态入流和旋翼-机体耦合前飞配平模型等。图19给出桨叶静态扭转耦合各阶动态扭转时旋翼功率节省的百分比[45]，旋翼拉力系数为0.007 4。很明显，悬停和低速时功率节省效果不明显，随着飞行速度增大，节省效果变差，高速时效果显著，说明智能扭转旋翼更适宜于提升高速飞行时旋翼性能，且低阶动态扭转节省旋翼功率的效果明显高于高阶。分析也指出，旋翼功率的节省主要源于桨叶静态扭转(0阶)，动态扭转效果较小，起飞重量越大，桨叶扭转获得的功率节省越大。

智能扭转旋翼目前尚处于实验室阶段，仍有一些应用于工程实践的问题尚待解决，比如重量代价、能量消耗、可靠性和维修性等，随着智能材料和结构技术的不断发展，很有可能将来应用于旋翼振动和噪声控制以及旋翼性能提升。

2.5 主动桨尖

旋翼桨叶尖部形状对旋翼气动特性影响显著，现代旋翼均会对桨叶尖部形状进行专门设计，主动桨尖通过改变旋翼桨叶尖部形状来改变作用在其上的气动力和力矩，以适应飞行环境和状态变化，从而提升旋翼性能。Bernhard和Chopra提出了一种主动桨尖构型，该构型实际上是改变桨尖部桨距角，相关结构设计和悬停试验验证了主动桨尖概念的技术可行性[46-47]。目前，相关研究非常少。

2.6 前缘缝翼

前缘缝翼很早就应用于固定翼飞行器，用于延缓机翼上的气流分离和增大机翼的升力系数。在旋转翼上尚未得到实用，但进行过相关旋翼加装前缘缝翼的理论和风洞试验研究。

Bangalor和Sankar较早开展了加装前缘缝翼旋翼气动特性研究，运用三维可压N-S方程计算了悬停和前飞时加装前缘缝翼旋翼性能[48-49]，结果表明，前缘缝翼可显著提升大桨距时旋翼悬停性能，低桨距时旋翼悬停性能反而会降低。

Yeo和Lim将前缘缝翼应用于提升UH-60A直升机旋翼性能[50]，揭示了前缘缝翼对旋翼性能的影响机理。前缘缝翼是增升装置，小拉力载荷时，旋翼加装前缘缝翼，其升阻比反而降低，需用功率增大；大拉力载荷时，升阻比才会增大，如图20所示[50]，需用功率随之减小。由此可知，前缘缝翼适用于旋翼大负载状态，小负载反而会增大旋翼需用功率。

通过风洞试验，Lorber等确认了加装前缘缝翼旋翼前后性能变化，如图21所示[51]，拉力系数CT较小时，加装前缘缝翼会降低旋翼升阻比L/De并增大旋翼扭矩系数CQ，拉力系数较大时，旋翼升阻比增大旋翼扭矩减小，该研究从试验方面验证了前缘缝翼适宜于提升旋翼大负载时的性能。

图20 旋翼最大升阻比随拉力载荷的变化[50]Fig.20 Maximum rotor lift-to-drag ratio vs thrust[50]

图21 前进比为0.3时加装前缘缝翼前后的 性能对比[51]Fig.21 Performance comparison with and without a leading edge slat at advance ratio 0.3[51]

Mishra和Baeder采用更为精细的方法分析了前缘缝翼对旋翼性能的提升效果[52]。该研究以UH-60A载荷试验为基准，探讨了40%展长前缘缝翼用于推迟大拉力状态时UH-60A直升机旋翼的动态失速特性，基于耦合CFD/CSD方法的分析结果表明，该前缘缝翼可使旋翼最大拉力的增大超过10%。

目前在旋翼上加装前缘缝翼的研究主要集中在理论分析，试验研究相对较少，尚未见其在直升机型号方面的工程应用。

2.7 后缘襟翼

卡曼伺服襟翼很早就被应用于卡曼直升机，通过伺服襟翼偏转驱动桨叶扭转，进而操纵旋翼，如图22所示。20世纪90年代Friedman教授团队就开始将后缘襟翼应用于旋翼振动控制[20]，随后后缘襟翼被用于提升旋翼性能。

Liu等将主动后缘襟翼应用于旋翼振动控制和性能提升[53]，揭示了后缘襟翼提升旋翼性能机理：由于主动后缘襟翼的存在，桨盘上的非定常气动载荷分布得到改善，导致前行侧的功率损失减小，旋翼需用功率降低，进而提升了旋翼性能。大速度前飞时，后缘襟翼能延缓动态失速，达到降低振动载荷和节省功率的效果。

为确认后缘襟翼对旋翼振动、噪声和性能等方面影响，研究人员在NASA风洞中进行了加装后缘襟翼MD 900直升机旋翼振动、噪声和性能测试(SMART智能旋翼项目)[54]。试验数据表明旋翼升阻比变化约在1%左右，由于该值在试验误差范围内，难以判定后缘襟翼是否提升了旋翼性能。

图22 卡曼伺服襟翼Fig.22 Kaman servo flap

随后，Potsdam等采用CFD/CSD耦合方法对SMART旋翼性能、噪声和载荷等进行了分析[55]，基于配平的SMART旋翼分析结果表明，不同襟翼配置、旋翼拉力以及前进比时，后缘襟翼对旋翼性能的提升效果可忽略甚至略有降低，大体上与试验数据一致。

Ravichandran等分析了后缘襟翼对直升机振动控制和性能提升的效果，在扭转柔软的桨叶上加装正偏转的后缘襟翼，可以有效提升旋翼悬停效率，如图23所示[56],图中：δ为后缘襟翼偏转角。前进比为0.4时，较低阶的谐波输入后缘襟翼可降低4%～5%左右的旋翼需用功率。

后缘襟翼会驱动桨叶扭转，进而影响旋翼性能。为探讨扭转刚度对加装后缘襟翼旋翼性能的影响程度，Jain等采用基于升力线的综合模型和CFD/CSD耦合方法，分析了大前进比时UH-60A直升机旋翼加装后缘襟翼后性能，如图24所示[57]，较软的桨叶扭转刚度会降低旋翼升阻比。

为评估后缘襟翼对旋翼性能的影响，Lorber等在风洞中测试了加装后缘襟翼旋翼的性能[58]。稳态时，加装后缘襟翼旋翼悬停效率如图25所示[58]，图中Col为旋翼总距。当后缘襟翼偏转角度δ较小(±3°)时，旋翼的悬停效率变化较小，当偏转角度较大(-9°)时，悬停效率降低幅值较大。

后缘襟翼与桨叶间连接存在的间隙，对加装后缘襟翼旋翼的性能有影响，Jain等采用CFD/CSD耦合方法分析了该间隙与旋翼升阻比之间的关系[59]，开缝后缘襟翼受到间隙的影响，相比无缝襟翼，旋翼性能降低，间隙越大，降低程度越大。

图23 后缘襟翼偏转角度对悬停效率的影响[56]Fig.23 Effect of deflection of trailing edge flap on figure of merit[56]

图24 扭转刚度对加装后缘襟翼旋翼性能的影响[57]Fig.24 Effect of torsional stiffness on performance of rotor with trailing edge flap[57]

图25 不同总距时后缘襟翼偏转角度对 悬停效率的影响[58] Fig.25 Effect of deflection of trailing edge flap on figure of merit with different collective pitches[58]

为尽量降低飞行包线内加装后缘襟翼旋翼的需用功率，Kody等优化了后缘襟翼的非谐波输入量[60]。图26给出最优输入时样例直升机需用功率节省最大值[60]，前进比μ为0.3时，功率节省最多可达9.51%。

图26 需用功率变化量随前进比变化曲线[60]Fig.26 Curves of power change with advance ratio[60]

随后，Kody等进一步研究了较高阶谐波输入对加装后缘襟翼旋翼性能的提升和减振效果[61]。基于UH-60A直升机的分析表明，通过优化单段和多段后缘襟翼的高阶谐波输入量，可以实现明显的功率节省和减振。优化单目标单段后缘襟翼，功率节省最多可达9.81%，优化单目标两段后缘襟翼，功率节省效果变化不大，约为8.9%。

Wang和Lu揭示了2阶动态变化后缘襟翼对旋翼性能的影响机理并作了参数分析[62]。后缘襟翼降低旋翼需用功率源于旋翼后行侧迎角减小和前行侧迎角增大带来的型阻减少，后缘襟翼对性能的提升程度与桨叶失速程度紧密相关，速度越大、旋翼拉力越大，性能提升效果越好。

综上，后缘襟翼，理论上能较大幅度提升大速度和大负载时的旋翼性能，但试验测结果不够理想，这可能源于试验选取的飞行状态与理论分析选择的飞行状态不一致。加装主动后缘襟翼的BK117演示验证机在2005年就进行了首飞[63]，飞行试验很好地验证了后缘襟翼的振动主动控制能力。从工程实践上来讲，后缘襟翼已可应用于直升机，但重量代价、能量消耗、可靠性以至适航性等可能阻碍了其在直升机型号中的应用。

2.8 格尼襟翼

格尼襟翼最先被用于改善一级方程式赛车的抓地性能、提高弯道速度[64]，后来拓展到航空领域，发现其具有增升显著、构造简单以及高可靠性等优点。如图27所示，格尼襟翼是一块高度约为翼型1%～5%弦长的平板，通常安装在翼型后缘受压的一侧，加装格尼襟翼会使翼型的升力系数和阻力系数同时增加，选取适当高度的格尼襟翼，能使翼型升力增加的幅度大于阻力增加的幅度，达到增大升阻比的目的[65]。

图27 加装格尼襟翼翼型示意图Fig.27 Configuration of an airfoil with Gurney flap

Kentfield最早开展了加装格尼襟翼旋翼性能研究[66]，发现在前飞状态下，格尼襟翼可有效提高后行桨叶的最大升力系数和升阻比，从而提升旋翼的性能。悬停和前飞时，旋翼的拉力可增大约10%，这个结果也得到了风洞试验的验证。

Nelson等将格尼襟翼应用的范围拓展到微型旋翼飞行器[67]，实验测试了总距在0°～10°范围内，旋翼拉力和需用功率的变化情况，如图28所示，旋翼拉力增大50%～70%，功率消耗增加20%～30%，拉力与功率的比值总体提升量约为30%。

图28 加装格尼襟翼旋翼的拉力和需用功率的变化[67]Fig.28 Changes in rotor thrust and power with Gurney flap[67]

为更精确描述格尼襟翼对翼型气动特性的影响，Kinzel等建立了加装格尼襟翼翼型的非定常气动模型[68]，探讨了微型尾缘效应器(MiTE，即可部署的格尼襟翼)对旋翼性能的影响。如图29所示[68]，图中GW为直升机起飞重量，前飞速度较小时，直升机需用功率基本没有变化，前飞速度较大时，加装格尼襟翼可以显著地降低需用功率，这主要源于格尼襟翼延缓了后行桨叶的失速。直升机起飞重量较大时，后缘襟翼提升旋翼性能的效果更好。

Bae等探讨了桨叶展向不同位置处格尼襟翼对旋翼性能的提升效果[69]。以UH-60直升机为样例的分析表明，最优布置时，大起飞重量或中等重量和高前飞速度组合时，旋翼需用功率节省最多高达40%，后行侧的迎角也显著减小，有效缓解了旋翼的失速问题。中低起飞重量和较低前飞速度时，即使还未达到失速状态，格尼襟翼仍可有效地降低旋翼的需用功率(高达8.74%)，表1给出了不同前进比和起飞重量时需用功率的节省程度[69]。

图29 需用功率随前飞速度变化曲线[68]Fig.29 Curves of power required change with forward speed[68]

表1 需用功率节省程度[69]Table 1 Savings of power required[69]

起飞重量/lb功率节省程度/%μ=0.30μ=0.35μ=0.40160003.424.035.46183006.298.7428.12200040

Bae等同样以UH-60A直升机为样例，研究了加装1阶主动格尼襟翼对直升机性能的提升效果[70]。研究表明，在旋翼70%～80%展向位置加装高度2%弦长的格尼襟翼，较大的起飞重量和高度时，旋翼的需用功率降低大于11%。格尼襟翼提高了直升机的最大起飞重量(约1 000 lb)、最大飞行高度(1 400 ft,1 ft=30.48 cm)以及最大前飞速度(28 kn)。图30给出了旋翼需用功率随起飞重量的变化[70]，存在起飞重量临界点(21 000 lb)，当起飞重量大于这个值时，加装格尼襟翼才能降低旋翼的需用功率，否则会起相反作用。

加装格尼襟翼的W3-Sokol旋翼的分析再次确认了[71]，格尼襟翼更适宜于提升直升机大速度和/或大负载时旋翼性能。

目前，格尼襟翼在Bell 222U直升机垂尾上得到应用，从实现角度来看，格尼襟翼相对后缘襟翼简单、更易于实现，而且驱动功率消耗明显小很多[72]，未来有望在直升机旋翼上得到应用。

图30 需用功率随直升机起飞重量变化 (90 kn，8 000 ft)[70]Fig.30 Power required vs helicopter takeoff weight (90 kn, and 8 000 ft)[70]

2.9 桨叶变弦长

桨叶增大弦长可减小翼型剖面迎角、减小弦长可增大桨叶剖面迎角，通过在飞行过程中改变弦长可优化翼型剖面迎角及升阻比，从而降低旋翼需用功率、提升旋翼性能。

Léon等研究了可伸展弦长桨叶段用于扩展旋翼飞行器的飞行包线[73]。图31给出了起飞重量为24 000 lb、飞行高度为8 000 ft时UH-60直升机需用功率随前飞速度变化关系[73]，翼型增大弦长可明显提高直升机最大飞行速度并降低需用功率，究其原因，增大弦长可提高失速主导飞行状态旋翼性能。文中可伸展弦长翼型气动模型是基于NACA 0012翼型风洞测试数据，翼型弦长增大后，理论模型的预测精度可能不足，所得到结果可能过于乐观。

可伸展弦长安装角对翼型气动特性、桨叶弹性变形和翼型非定常气动特性均有影响，Khoshlahjeh和Gandhi在建模中考虑了这些因素对旋翼性能的影响[74]。分析确认了可伸展弦长旋翼用于提升直升机升限、最大飞行速度以及起飞重量的效果，但较小起飞重量和较低飞行高度时，旋翼需用功率反而会增加。翼型弦长伸展后，桨叶低头方向的弹性扭转力矩增大，桨叶尖部低头方向弹性扭转角增大，桨叶尖部载荷向翼型弦长伸展处偏移，从而带来旋翼功率的节省，同时也伴随着小拉杆载荷的增大。

旋翼桨叶变弦长概念较新，相关研究较少，尚未见真实桨叶变弦长相关试验研究，该概念离实际应用还有较长一段距离。

图31 直升机需用功率随速度变化关系(起飞重量为24 000 lb，飞行高度为8 000 ft)[73]Fig.31 Power required vs. forward speed (24 000 lb, and 8 000 ft)[73]

2.10 翼型变弯度

桨叶翼型剖面弯度变化带来翼型升力线斜率发生变化，从而改变翼型剖面迎角，进而优化翼型剖面升阻比，带来旋翼功率节省和性能提升。

Kumar和Cesnik研究了翼型变弯度(Active Camber Deformation)用于旋翼性能提升和振动主动控制[75]。基于Bo-105模型旋翼的分析表明，前进比为0.33、旋翼拉力系数为0.008时，翼型变弯度对旋翼性能的提升程度不大，均小于4%，且会伴随桨毂某些谐波载荷的增大，难以达到载荷和性能同时提升的效果。

旋翼桨叶剖面刚度相对较大，要想改变其弯度难度很大，目前尚未见相关工程实现、试验和应用研究，离实际应用还有很长一段距离。

2.11 性能提升对比

自适应旋翼构型较多，各种构型所获得的性能提升随飞行环境和飞行状态各不相同，为探讨各自适应旋翼构型更佳适应的飞行环境和飞行状态，多位研究人员进行了自适应旋翼提升旋翼性能的对比研究。

Yeo探讨了7种构型自适应旋翼提升旋翼性能的能力[76]。该文以AH-64直升机旋翼为样例，桨叶翼型更新为VR-12先进翼型。基于CAMRAD Ⅱ软件的分析结果表明，前缘缝翼、变前缘下垂角、振荡射流和格尼襟翼可用于提升旋翼承载能力，但这些构型自适应旋翼并不会增加CT/σ=0.007 5时的旋翼升阻比。采用2阶谐波输入时，独立桨距控制、桨叶主动扭转和后缘襟翼可用于提升旋翼升阻比，160～200 kn速度范围内，升阻比的增加可达6%，巡航速度时可达2%左右。

Kang等对比了多种构型自适应旋翼提升直升机旋翼性能的潜力[18]，采用中型通用直升机(应该是UH-60直升机) 作为算例，分析了巡航(CT=0.006 1、μ=0.186)和最大前飞速度(CT=0.008 1、μ=0.398)时旋翼性能的提升程度。表2给出所分析构型自适应旋翼需用功率节省百分比对比[18]，很明显，巡航时，旋翼变转速技术在提升旋翼性能方面优势明显，最大速度时，1阶桨叶变弦长提升旋翼性能效果更佳。

Jain等采用CSD/CFD耦合方法和升力线(L-L)方法研究了后缘变形、前缘变形和主动扭转对旋翼性能的提升效果，如图32所示[43]。以UH-60A直升机为样例，表3和表4分别给出了高速 (C8534) 和大拉力(C9017)两种飞行状态时各自适应旋翼构型对旋翼性能的提升效果[43]。由于后缘变形和主动扭转主要改善前行侧桨叶桨尖处气动特性，更加适合于大速度飞行状态，而前缘变形主要推迟了后行侧桨叶动态失速，更加适合于大拉力飞行状态。当然文中的分析也指出，低阶展开方式所获得的性能提升高于高阶方式。

表2 不同构型主动旋翼功率节省对比[18]

图32 带后缘变形、前缘变形和主动扭转桨叶 示意图[43] Fig.32 Configuration of blade with trailing edge deflection, leading edge deflection and active twist[43]

表3 高速飞行状态(C8534)性能提升对比[43]Table 3 Comparison of performance improvement in high speed flight condition (C8534) [43]

类型展开方式分析模型有效升阻比增加程度/%功率变化/%后缘变形非谐波CFD6.9-3.1L-L5.9-2.8后缘变形1阶、幅值3°、相位90°CFD8.4-3.7L-L7.6-3.4前缘变形2阶、幅值5°、相位0°CFD4.7-2.3L-L4.5-2.2主动扭转2阶、幅值2°、相位180°CFD4.7-2.3L-L3.1 1.5主动扭转仅前行侧4°抬头方向扭转CFD7.3 3.3L-LN/AN/A

表4 大拉力飞行状态(C9017)性能提升对比[43]Table 4 Comparison of performance improvement in high thrust flight condition (C9017) [43]

3 国内研究现状

与国外相比，国内开展自适应旋翼提升旋翼性能方面的研究相对较晚，研究所涉及的广度和深度相对有限，但在逐步有序展开。

笔者较早开展了旋翼变转速技术提升直升机飞行性能研究[77]，分析表明，降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率、提升直升机飞行性能，旋翼转速变化对直升机配平影响明显，配平限制了旋翼工作于过低的转速，另一方面，旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。徐明等通过风洞试验证实了旋翼变转速技术提升悬停和前飞时旋翼性能的效果[78]。为进一步提升变转速旋翼性能，徐明等优化了变转速旋翼桨叶负扭、尖削和翼型分布等参数[79]，风洞试验验证了其对需用功率的降低效果。刘士明等通过分析指出[80]，合理降低旋翼转速，可以使得直升机最大起飞重量时的需用功率降低30%。

薛立鹏等研究了变直径倾转旋翼机气动特性[81]，研究表明，旋翼变直径能有效提升倾转旋翼机气动效率。笔者团队等则分析了旋翼直径变化对直升机飞行性能的提升效果[82]，研究表明变直径旋翼更适合提升高速飞行时的直升机性能。

王超等运用桨距主动控制提升旋翼性能[83]，施加适当幅值和初相位的2阶桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布，推迟后行侧桨叶失速和延缓前行侧桨叶激波影响，适宜于降低高速、大载荷飞行状态时旋翼需用功率。

崔钊等研究了加装格尼襟翼的自转旋翼气动特性[84]，加装一定高度的格尼襟翼有助于降低自转旋翼的阻力，提升其性能。张勇刚等通过给旋翼加装格尼襟翼提升直升机飞行性能[85]，文中基于UH-60直升机的分析表明，重量系数较小且前飞速度较低时，加装格尼襟翼反而会降低旋翼性能；在重量系数较大且高速前飞时，旋翼加装格尼襟翼能够显著降低直升机的需用功率。加装转动格尼襟翼提升旋翼性能的效果优于加装固定高度格尼襟翼。

笔者团队等研究了多种旋翼变体技术提升直升机飞行性能的效果[86]，对比分析表明，在性能提升方面，旋翼变转速明显优于桨叶变弦长和桨叶变扭转，高速前飞时，相较于旋翼变转速，旋翼变直径能节省更多的功率。

国内在自适应旋翼提升旋翼性能方面的研究主要集中在旋翼变转速、旋翼变直径以及旋翼加装格尼襟翼等自适应旋翼构型，研究工作以理论为主、试验为辅，较少在工程实践方面开展研究。

4 总结与展望

自适应旋翼可根据飞行环境和飞行状态的变化，在飞行过程中优化旋翼参数，摆脱了制约旋翼被动设计难以兼顾多个飞行状态的约束，达到多个飞行状态飞行性能较优、充分发挥旋翼潜力的效果。本文重点梳理旋翼变转速、旋翼变直径、独立桨距控制、智能扭转旋翼、主动桨尖、前缘缝翼、后缘襟翼、格尼襟翼、桨叶变弦长、翼型变弯度等多个构型自适应旋翼技术在提升旋翼性能方面的研究进展。

从旋翼性能提升方面来讲，旋翼总体设计参数，比如旋翼转速、旋翼直径，对旋翼性能影响较大，应优先考虑其用于提升旋翼性能的可能性。桨叶参数，比如桨叶负扭转、翼型弦长、前后缘襟翼等，这些参数的变化对旋翼性能影响相对较小，在某些飞行状态时，比如大负载、高速和高海拔，对旋翼性能影响较大，应重点在这些飞行状态考虑其提升旋翼性能的能力。

从工程实现方面来讲，自适应旋翼各具体构型的实现方法和难度不尽相同，有些已经在旋翼飞行器中得到应用，比如旋翼变转速，预计将来会在旋翼飞行器中得到普遍应用；有些已经经过试飞验证，比如独立桨距控制、后缘襟翼，将来有可能得到应用；有些尚处于实验室阶段，比如智能扭转旋翼、格尼襟翼、前缘缝翼等，离实际应用还有一段距离；有些尚处于理论研究阶段，比如旋翼变直径、主动桨尖、桨叶变弦长、翼型变弯度等，离工程实现还有相当长一段距离。

国内在自适应旋翼方面的研究与国外相比，无论是深度还是广度方面，仍有一定差距，应加强相关方面研究。

从目前的自适应旋翼技术研究现状来看，以下方面将是未来自适应旋翼技术发展的重点：

1) 多功能自适应旋翼研究

自适应旋翼不仅可应用于提升旋翼性能，还可应用于诸如振动和噪声控制、稳定性增强以及飞行品质改善等方面。已有研究人员开展了自适应旋翼应用于同时提升旋翼性能和降低振动方面研究。是否可通过单构型自适应旋翼同时达到双目标甚至多目标的效果，将是未来自适应旋翼研究的重要内容之一。

2) 复合构型自适应旋翼研究

单构型自适应旋翼有其优势，也有其不足之处。比如旋翼变转速技术并不适用于降低直升机大速度飞行时需用功率，可采用另外一种自适应旋翼构型，比如格尼襟翼或后缘襟翼，增强变转速旋翼直升机高速飞行性能。因此，将两种或以上构型自适应旋翼相复合，取长补短，扩展整个直升机飞行包线性能，将是未来自适应旋翼研究的重要内容之一。

3) 新构型自适应旋翼研究

自适应旋翼构型较多，文中探讨的构型有限，有些构型触及较少，有些构型的潜力尚未被充分挖掘，比如合成射流，这些潜在的自适应旋翼构型对旋翼性能的提升程度如何，有待通过深入研究来确认。挖掘新构型自适应旋翼的潜在价值并提升旋翼性能，将是未来自适应旋翼研究的重要内容之一。

4) 自适应旋翼技术工程实现

自适应旋翼在提升旋翼性能或其他目标时，也会付出相应的代价，比如重量、能量、可靠性、强度等，这些负面问题制约了自适应旋翼的工程实现，这些问题解决的好坏将对自适应旋翼的应用产生深远影响，这些问题的研究将是未来自适应旋翼研究的重要内容之一。

提升旋翼性能是旋翼技术发展的永恒主题，自适应旋翼将是未来先进旋翼技术发展的重点和热点之一。

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