旋翼_机翼气动干扰对复合式直升机性能影响_杨克龙.pdf

http:/DOI:10.13700/j.bh.1001-5965.2021.0561旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机性能影响杨克龙，韩东*(南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016)摘要：为研究旋翼/机翼气动干扰对双螺旋桨推进复合式直升机的高速飞行性能的影响，建立一种可快速预测复合式直升机飞行性能的模型，以加装机翼和螺旋桨的 AS365N“海豚”直升机为样例，分析了 400km/h 高速飞行时，旋翼/机翼气动干扰对全机飞行性能的影响及机理，并探讨了用副翼操纵配平气动干扰引起的机翼滚转力矩时，全机功率的变化规律。研究表明：气动干扰增加了机翼的诱导速度，导致机翼的升力系数降低、阻力系数增加。在旋翼不对称涡系的作用下，位于旋翼前行侧下机翼的诱导速度和升阻力系数变化比后行侧的更显著。气动干扰导致机翼升力分配从 80.00%降低至 71.59%，旋翼升力分配从 20.04%增加至 28.48%。旋翼、螺旋桨和全机功率分别增加了 16.60%、1.86%和 3.76%。气动干扰使机翼滚转力矩增加、旋翼滚转力矩减小，利于全机配平，但会增加全机功率。用副翼操纵来平衡由气动干扰引起的机翼滚转力矩时，旋翼侧向周期变距和阻力减小，降低了全机功率。关键词：复合式直升机；气动干扰；飞行性能；功率；旋翼；机翼中图分类号：V211.52文献标志码：A文章编号：1001-5965（2023）07-1761-1121 世纪以来，随着对直升机高速度、大航程、高升限等性能指标的迫切需求，复合式直升机已成为国内外直升机研究热点1-3。由于复合式直升机加装了辅助升力装置和推进装置（通常为机翼和螺旋桨），高速飞行时机翼和螺旋桨可为旋翼卸载，从而极大地拓展了直升机的飞行包线和飞行性能4-6。但加装机翼和螺旋桨也会带来诸多问题，如旋翼/机翼气动干扰就会对全机配平和飞行性能产生不利影响7。因此，探讨旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机飞行性能的影响，对复合式直升机的设计就显得尤为重要。目前，国外在旋翼/机翼气动干扰方面已经开展了相关研究。Makino 等8用试验方法研究了悬停时旋翼/机翼气动干扰问题。由于气动干扰的存在，旋翼悬停性能随着旋翼和机翼之间的距离减小而增加，减小旋翼和机翼之间的距离，会增大机翼下洗和旋翼拉力的比值。Hamamoto 等9采用同样的方法探讨了高速飞行时（前进比为 0.7）机翼位置对旋翼/机翼气动干扰的影响，试验研究表明：减小旋翼和机翼之间的距离，机翼升力降低，阻力和滚转力矩增加。在涡方法中，Yeo10则用涡方法研究了旋翼/机翼气动干扰问题，并对 AH-56 复合式直升机飞行测试数据进行验证，取得了较准确的预测结果。Orchard 和 Newman11采用马蹄涡来模拟机翼，用纵、横向分布的涡格来模拟旋翼，计算结果和试验值的变化趋势一致，说明用涡方法可以快速准确地预测气动干扰问题。为更加精确地模拟旋翼/机翼气动干扰，Sugawara 和Tanabe12-13采用了“rFlow3D”计算流体力学（computationalfluiddynamics，CFD）软件，对加装了矩形机翼的 UH-60A 直升机流场进行模拟。研究表明：气动干扰导致旋翼/机翼组合体的等效阻力增加了近 20%。Frey 等14则采用 CFD方法研究了当前流行的 X3 构型复合式直升机旋翼/收稿日期：2021-09-18；录用日期：2022-01-07；网络出版时间：2022-01-2611：31网络出版地址： J.北京航空航天大学学报，2023，49（7）：1761-1771.YANG K L，HAN D.Influence of rotor/wing aerodynamic interference on performance of compound helicoptersJ.Journal of BeijingUniversity of Aeronautics and Astronautics，2023，49（7）：1761-1771（in Chinese）.2023年7月北京航空航天大学学报July2023第49卷第7期JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsVol.49No.7机翼气动干扰问题，旋翼/机翼气动干扰导致位于旋翼前行侧桨叶下方的机翼升力减小，在旋翼后行侧，旋翼对机翼的影响非常小。但以上 CFD 方法均采用风洞配平策略，没有考虑螺旋桨和平尾等的力和力矩，与复合式直升机实际飞行时的配平策略存在差异。国内方面，万佳和陈铭15-16采用自由尾迹法和涡格法，对常规构型复合式直升机的旋翼/机翼气动干扰进行初步分析。研究表明：旋翼/机翼气动干扰与飞行速度有较大关系，由于气动干扰，旋翼和机翼的效率都会降低，但该研究只针对复合式直升机构型进行分析。文献 17-18 则采用动量源方法研究双螺旋桨推进复合式直升机的气动干扰问题，悬停时机身对气流的阻塞作用降低了旋翼的升力，低速前飞时旋翼/机翼之间的气动干扰较大，主要体现在旋翼下洗造成机翼上表面压力分布增大，但没有对高速飞行时气动干扰对飞行性能的影响进行研究。相比于高速飞行状态，在悬停和中低速飞行状态时，气动干扰更显著19，所以多数研究集中在中低速飞行状态。在高速飞行时，只考虑了旋翼和机翼升力的配平，对气动干扰引起的阻力和滚转力矩对全机配平和飞行性能的影响探讨较少。复合式直升机作为一种主要工作在高速飞行状态的飞行器，其高速飞行时的飞行性能很大程度上决定了复合式直升机的综合使用效能。故有必要探讨高速飞行时旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机飞行性能的影响。为此，本文建立了一种可快速预测双螺旋推进复合式直升机飞行性能模型，以加装了螺旋桨和机翼的 AS365N“海豚”直升机为样例，首先，分析了高速飞行时，旋翼/机翼气动干扰对全机飞行性能的影响及机理；然后，分析了不同升力分配时气动干扰对飞行性能影响；最后，探讨了副翼操纵在配平气动干扰引起的机翼滚转力矩时，全机各部分功率的变化规律。为复合式直升机高速飞行时的旋翼/机翼气动干扰研究提供理论支持20。1复合式直升机飞行性能预测模型大部分复合式直升机都是在常规直升机的基础上升级发展而来，如 AH-56“夏衍”、X-49A“速度鹰”和 X3 等21，故建立复合式直升机飞行性能预测模型的思路也参考此方法，即先建立常规直升机飞行性能模型，再将机翼模型和螺旋桨模型等耦合进常规直升机飞行性能模型中，从而构建复合式直升机飞行性能预测模型。常规直升机飞行性能预测模型已经在文献 22-23 中进行了详细描述和验证。本节主要建立旋翼预定尾迹模型、机翼模型、螺旋桨模型、旋翼/机翼气动干扰模型和配平模型。1.1旋翼预定尾迹模型bxy前飞时，尾迹模型采用 Beddoes24预定尾迹模型。图 1 为尾迹在旋翼桨尖平面中的示意图，其中，为桨叶当前方位角，桨尖涡元在桨尖坐标系内的 和 方向位置分别为xv=rvcosv+xv（1）yv=rvsinv（2）rvvvv=bvx式中：为涡元在桨叶展向的位置；为涡元开始形成时桨叶方位角，为尾迹寿命角，；为来流在桨尖平面内分量。zTyTyvxTvbOTxvzvrv浆叶(a)桨尖坐标系bvxTbvrvyvxvOTyT桨尖涡线(b)桨尖平面俯视图图1尾迹在旋翼桨尖平面中的示意图Fig.1Schematicofwakegeometryintippathplaneofmainrotorzv前飞时，尾迹会后掠，在桨盘前部分区域产生上洗流，桨盘后半部分区域产生下洗流，也会出现较强的侧向入流变化25，故尾迹的方向位移随着桨叶方位角变化而不同，可表示为非畸变尾迹和畸变尾迹的叠加：zv=zv+i(1+E(cosv+xv/2rvy3)vxv 02ixv(1Ey3)/x其他（3）zixyE式中：为来流在垂直于桨尖平面的分量；为旋翼无量钢化诱导速度；和为涡元无量纲化的纵向和侧向位置（以尾迹收缩半径尾迹为基准）；为经验修正系数，和尾迹倾斜角有关。尾迹形状确定后，可通过 Biot-Savart 定律26计算桨尖涡元对空间任意一点的诱导速度。图 2 为涡线对任意点诱导速度，由于桨尖涡线为连续曲线，在实际计算中，将其离散成微小的直线涡段，流场中所有涡线对空间任一点诱导速度可归结为直1762北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年线涡段对空间点诱导速度之和。当计算点趋近涡线时，由 Biot-Savart 定律计算得到的诱导速度与实际值相差非常大，为准确模拟涡元的诱导速度，需采用涡核模型进行修正。采用 Lamb-Oseen 涡核模型27，得到：v(r)=vrs2(r4c+r4s)（4）v(r)rvrsrc式中：为距离涡核 处的诱导速度；为涡元环量；为计算点至涡核的距离；为涡核起始半径。ABlP由图 2 可知，假设涡段起点和终点坐标分别为点和点，长度为，对涡核修正后，则涡段对点的诱导速度为vxvyvz=v4h(r4c+h4)(cos1cos2)exeyez（5）ehPAB12APBP式中：为单位向量；为点 到涡段的距离；和分别为和连线与涡元的夹角。先对单个涡线积分，再对桨叶片数积分，就可得到旋翼尾迹在空间任意一点的诱导速度。1.2机翼模型机翼模型基于升力面理论28和查翼型气动力表方法29建立。机翼翼型的弯度和厚度影响在查翼型气动力表方法中进行了考虑。涡格法（vortexlatticemethod，VLM）是升力面理论中一种比较实用的数值计算方法。在复合式直升机中，由于气动干扰，左、右机翼升力分布存在不对称性，左、右机翼的涡格中的马蹄涡涡强分布也存在不对称性。为方便探讨气动干扰问题，在计算诱导速度时，需对左、右机翼分别进行计算，这里以右半机翼为例进行建模，左半机翼与右半机翼类似。OWxWyWnABABR1,R2,RnL1L2,Lni图 3 为机翼涡格示意图，在机翼坐标系平面内，将左、右半机翼分别划分为 个涡格，右半翼上离散马蹄涡（有限长直线涡、无限长直线涡和）的环量分别用来表示。同理，左半翼上离散马蹄涡环量分别用,来表示。右半翼上涡格的马蹄涡在第 个涡格控制点处产生的诱导速度为vRij(u,v,w)=nj=1Cij(u,v,w)Rj（6）Cij(u,v,w)式中：为诱导速度影响系数矩阵的元素，可由 Biot-Savart 定律计算得到28。ivRij(u,v,w)wwing对于每一个控制点，满足物面不可穿透条件，将翼面线化边界条件应用于第 个控制点上，得到的垂向分量 与机翼迎角的关系为vRij(w)V=wing（7）V式中：为来流速度；联立式(6)和式(7)得到：桨叶曲线涡近似为直线涡曲线涡PABABPPABzTyTOTxTvv12vzvzvyvxvyvzvxOTxTyTzTvyvxvvlhh图2涡线对任意点诱导速度Fig.2Inducedvelocityatanarbitrarypointbyvortexfilament控制点马蹄涡yWOWxWyWOWxWjBAjLjRjRjRjRjL图3机翼涡格示意图Fig.3Schematicofvortexlatticeofwing第7期杨克龙，等：旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机性能影响1763nj=1Cij(w)Rj=Vwing（8）求解式(8)，可得到右半机翼上每个涡格的环量。OWxW右半机翼上距离机翼中轴线处的剖面（翼型）环量可表示为R(y)=Mm=1Rm（9）M式中：为涡格行数。eff(y)根据翼型升力系数定义和 Kutta-Zhukovsky 定理，可得剖面（翼型）升力系数和有效迎角的关系为30CL=2R(y)Vc(y)=CLeff(y)L=0(y)（10）c(y)yCLL=0(y)y式中：为展向 处的弦长；为翼型升力线斜率；为 处的零升迎角。整理式(10)，得到剖面处翼型的有效迎角为eff(y)=2R(y)Vc(y)CL+L=0(y)（11）根据翼型的迎角和来流马赫数，通过查翼型气动力表得到该剖面处翼型气动力。然后将剖面的气动力沿翼展积分得到右半机翼的气动力。左半机翼的气动力也可通过以上方法得到，最后将左、右半机翼的气动力相加，得到整个机翼的气动力。ail副翼长度为机翼弦长的 25.0%，位于机翼展向位置的 55.0%75.0%处。副翼偏转角度引起的机翼升、阻力系数变化为31CLwing=CLwingailCDwing=0.0080.003CLwing+0.01C2Lwing（12）CLwingailCLwing式中：为副翼操纵面偏转角度引起的机翼升力系数变化率；为施加副翼操纵后机翼升力系数。1.3螺旋桨模型VzVyrpropproppropprop螺旋桨模型基于组合叶素-动量理论21建立。相比于旋翼，螺旋桨半径小、转速和桨叶载荷高，而且工作在轴流状态。除轴向诱导速度外，还需考虑旋转平面内的周向诱导速度。图 4 为螺旋桨桨叶叶素所受气动力。图中：和分别为叶素的垂向和切向速度，为螺旋桨半径，、和分别为总距角、入流角和迎角。TpropVdrdTpropdTpropdQpropdQproppropproppropVyVzr图4螺旋桨桨叶叶素气动力Fig.4Aerodynamicsofbladeelementofpropellerr根据动量和动量矩定理，距螺旋桨桨毂中心距离为 处的环形微圆上的拉力和扭矩为32dTprop=4rprop(V+vi)vidrdQprop=4r2propV(V+vi)uidr（13）viui式中：和 为轴向和周向诱导速度。由叶素理论建立的拉力和扭矩的表达式26为dTprop=12V2cpropNprop(CLcospropCDsinprop)drdQprop=12V2cpropNprop(CLsinprop+CDcosprop)rdr（14）cpropNpropCLCD式中：为螺旋桨桨叶弦长；为螺旋桨桨叶片数；和分别为桨叶叶素的升阻力系数。prop通过对进行迭代，改变螺旋桨拉力和力矩，直到式(13)和式(14)中的拉力和力矩相等，从而确定轴向和周向诱导速度，然后将所有桨叶叶素的气动力沿展向和周向积分，得到整个螺旋桨的拉力和力矩。1.4旋翼/机翼气动干扰模型直升机高速前飞时，旋翼桨尖压缩性已在查翼型气动力系数表法中进行了考虑。旋翼尾迹倾斜角较大，旋翼桨尖涡系不会与机翼直接碰撞19，故模型中没有考虑旋翼桨尖涡与机翼之间的碰撞。旋翼/机翼之间的气动干扰可通过旋翼涡系和机翼涡系的相互诱导速度来模拟。求解涡系环量时，将机翼涡与旋翼涡同时考虑，联立求解。环量与诱导速度关系为CRRCWRCRWCWWRW=BRBW（15）1764北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年CRRCWWCRWCWRRWBRBW式中：和为旋翼涡系和机翼涡系分别对自身控制点的影响系数；为旋翼涡系对机翼控制点的诱导系数；为机翼涡系对旋翼控制点的诱导速度；和分别为待求解的旋翼涡系环量和机翼涡系环量；和为旋翼和机翼制点处的法向速度。1.5配平模型在常规直升机的配平基础上26，增加了机翼和螺旋桨的力和力矩。根据六自由度平衡方程，复合式直升机的配平方程为Fx=Df+Dwing+Dht+HmrTmrfLwingiwingTproplTpropr=0Fy=Ymr+Yf+Tmrf+Yrud=0Fz=Tmr+Lwing+LhtW=0Mx=Mxmr+Mxf+W(zcgfycg)+Mxail+Qpropl+Qpropr=0My=Mymr+Myf+W(zcgfxcg)DfzcgLhtxht(Tpropl+Tpropr)zprop=0Mz=QmrTproplypropl+Tproprypropr=0（16）DfDwingDhtHmrTmrfLwingiwingTproplTproprYmrYffYrudLhtWMxmrMxfzcgycgMxail式中：为机身阻力；为机翼阻力；为平尾阻力；为旋翼阻力；为旋翼拉力；为机身俯仰角；为机翼升力；为机翼安装角；为左螺旋桨拉力；为右螺旋桨拉力；为旋翼侧向力；为机身侧向力；为机身侧倾角；为方向舵升力；为平尾升力；为全机重力；为旋翼滚转力矩；为机身滚转力矩；和分别为旋翼桨毂中心到全机重心的垂向和侧向距离；为副翼操纵引起QproplQproprMymrMyfxcgxhtzpropQmryproplypropr的力矩；和分别为左、右螺旋桨的力矩；为旋翼俯仰力矩；为机身俯仰力矩；为旋翼桨毂中心到全机重心的水平距离；为平尾压心到全机重心的水平距离；为螺旋桨桨毂中心到全机重心的垂向距离；为旋翼反扭矩；和分别为左、右螺桨桨毂中心到全机重心的侧向距离。基于双螺旋桨推进的复合式直升机构型及其受力情况如图 5 所示，其中，为全机重心。WfMymrYrudYfycgzcgMxailMxfQproprTmrYmrLwingMxailQpropWVzcgMyfMymrTpropTmrfHmrLhtDhtDrudzpropxcgDfDwingiwingTprop1Lwing(a)正视图(b)侧视图(c)俯视图YrudDrudDhtxhtDwingHmrYfyprop1yproprTprop1Tprop1Qmr图5复合式直升机受力和力矩Fig.5Forcesandmomentsactingoncompoundhelicopter2模型验证由于目前没有公开的关于双螺旋桨推进复合式直升机飞行性能的相关测试数据，故分别对旋翼预定尾迹模型、机翼模型和螺旋桨模型进行验证。R图 6 为 HU-1D 直升机旋翼尾迹形状的预测值、试验值和自由尾迹方法的预测值33。图 7 为旋翼尾迹诱导速度的预测值和试验值34（为旋翼桨叶第7期杨克龙，等：旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机性能影响1765半径）。可见，本文建立的模型预测得到的旋翼尾迹形状和诱导速度与试验值吻合较好。不同机翼迎角时，用涡格法预测到的机翼升力系数与试验值35和计算值36，如图 8 所示，可见，预测值与试验值吻合较好，故机翼模型可用旋翼/机翼气动干扰研究。5051015200.500.51.01.5预测值Pedro计算值二维翼型试验值三维机翼试验值CLwingwing/()图8机翼升力系数的预测值、试验值和算例值Fig.8Wingliftcoefficientamongprediction,experimentalvalueandcalculationexamplepropCtpropprop图 9 为 不 同 前 进 比时 螺 旋 桨 拉 力 系 数和效率的预测值与试验值37的曲线。预测值与试验值吻合较好，说明螺旋桨模型可用于复合式直升机飞行性能的研究。018036054072090000.20.80.60.40.2v/()zv(a)b=0018036054072090000.20.80.60.40.2v/()zv(c)b=190018036054072090000.20.80.60.40.2v/()zv(b)b=90018036054072090000.20.80.60.40.2v/()zv(d)b=270试验值自由尾迹动量理论预测值图6HVID 直升机旋翼尾迹形状预测值、试验值和自由尾迹预测值Fig.6WakegeometryofHVIDhelicoptermainroctoramongprediction,experimentalvalueandfreewakeprediction1.51.00.500.51.01.50.060.040.0200.02试验值预测值ir/R(a)纵向诱导速度0.020.040.060.040.0200.06i1.51.00.500.51.01.5试验值预测值r/R(b)横向诱导速度图7旋翼尾迹诱导速度预测值与试验值Fig.7Inducedvelocityamongofmainroctorprediction,experimentalvalueandfreewakeprediction1766北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年0.40.60.81.01.2prop00.020.040.060.080.100.120.140.450.500.550.600.650.700.750.800.850.90CtproppropCtprop预测值Ctprop试验值prop预测值prop试验值图9螺旋桨拉力系数和效率的预测值与试验值Fig.9Wingliftcoefficientamongprediction,experimentalvalueandcalculationexample3旋翼/机翼气动干扰对飞行性能的影响样例复合式直升机参数如表 1 所示。飞行速度为 400km/h；起飞质量为 8300kg。假设无气动干扰时，机翼承担全机 80.00%的全机升力，飞行高度为海平面。采用功率增加率来衡量气动干扰对复合式直升机飞行性能的影响，功率增加率的定义为=(PPbase1)100%（17）PbaseP式中：为未考虑气动干扰时各部件功率；为考虑气动干扰时全机各部件功率。表1样例复合式直升机参数Table1Parametersofacompoundhelicopter部件半径/展长/m平均弦长/m转速/(rads1)负扭/()安装角/()翼型桨叶片数/机翼展弦比旋翼5.970.38537.710OA212/2095机翼8.481.2504NACA65-216.78平尾4.00.900NACA65-2106.78螺旋桨1.350.25157.13510ClarkY5在 笔 记 本 电 脑（CPU 为 英 特 尔 i5-8250U，1.60GHz）上运行本文模型时，仅需 11min 就可计算出旋翼/机翼气动干扰对飞行性能的影响。Shi 等38在工作站（CPU 为英特尔 Core2E7200，2.60GHz）上运行基于 CFD 建立的旋翼尾迹和流场求解模型时，至少耗时 10h。由此可见，本文模型是一种实用高效的分析方法，能快速预测复合式直升机飞行性能。Y图 10 为机翼剖面（翼型）的诱导速度 v 和升阻力系数沿翼展的分布情况，其中，为机翼翼展，左、右半机翼分别位于旋翼后行侧和前行侧下方。不考虑旋翼/机翼气动干扰时，机翼升力沿翼展均匀分布，故机翼诱导速度分布为椭圆分布。考虑气动干扰时，机翼诱导速度增加，由于旋翼不对称涡系的作用，右半机翼的诱导速度的增加比左半翼的显著13。如图 10(b)所示，机翼诱导速度的变化导致机翼剖面（翼型）的升阻力系数也相应改变：翼型升力系数降低、阻力系数增加。由于右半机翼位于旋翼前行侧下方，旋翼对机翼的诱导速度大，导致右半翼的升阻力系数的变化比左半翼的更显著。图 11 为气动干扰对旋翼和机翼的升力分配及滚转力矩的影响。气动干扰导致机翼和升力分配从 80.00%降低至 71.59%，旋翼升力分配从20.04%增加至 28.48%。这是因为旋翼尾迹对机翼的气动干扰增加了机翼的诱导速度，导致机翼有气动干扰CD无气动干扰CD有气动干扰CL无气动干扰CL y/Y0.50.30.10.10.30.56543210有气动干扰无气动干扰v/(ms1)(a)诱导速度 y/Y0.50.30.10.10.30.50.300.350.400.450.500.550.600.0120.0140.0160.0180.0200.0220.024CLCD(b)升阻力系数图10机翼剖面（翼型）的诱导速度和升阻力系数沿翼展分布Fig.10Distributionofinducedvelocity,liftanddragcoefficientsofwingsections(airfoils)alongwingspan第7期杨克龙，等：旋翼/机翼气动干扰对复合式直升机性能影响17677.851051.041042.77105有效迎角减小，从而导致机翼升力减小，旋翼升力增大保持垂向力配平。考虑气动干扰时，由于机翼左、右升力分布不对称，机翼产生大小为的滚转力矩（为方便和旋翼滚转力矩进行对比，机翼的滚转力矩系数以旋翼参数为基准进行无量纲化），旋翼不需要产生更多的滚转力矩来保持滚转力矩的配平，故旋翼的滚转力矩由降低至。PmrPpropPchPch=Pmr+Pprop图 12 为气动干扰对旋翼、螺旋桨和全机功率的影响。为旋翼功率，为螺旋桨功率，为全机总功率，则。由于气动干扰，旋翼升力分配增加，旋翼功率也由 365.80kW 增加至 426.54kW（增加了 16.60%）；旋翼和机翼的等效阻力也增加12，螺旋桨需提供更多的推进力来平衡阻力，故螺旋桨功率增加了 1.86%。虽然气动干扰导致旋翼功率增加了 16.60%，但由于高速飞行时螺旋桨功率占全机绝大部分功率，故全机功率增加了 3.76%。综合图 11 和图 12，气动干扰导致机翼产生滚转力矩，减小了旋翼滚转力矩，利于全机配平，但气动干扰会增加全机功率，不利于飞行性能提升。无气动干扰有气动干扰365.7972 466.682 832.47426.5432 512.52 939.05旋翼螺旋桨全机01234功率/103 kW图12气动干扰对旋翼、螺旋桨和全机功率的影响Fig.12Effectofaerodynamicinterferenceonthepowerofmainrotorpropellerandaircraft不同升力分配时气动干扰对旋翼、螺旋桨和全机功率的影响，如图 13 所示。气动干扰增加了旋翼、螺旋桨和全机的功率，如图 13(a)所示。有气动干扰和无气动干扰时，全机最小功率对应的机翼升力分配均为 75.02%，气动干扰没有改变最小全机功率对应的升力分配。不同机翼升力分配时，气动干扰引起的功率增加率是不同的，如 图 13(b)所 示。当 机 翼 升 力 分 配 在 50.00%70.00%之间时，气动干扰引起的旋翼功率增加率较大；当升力分配为 70.00%时，气动干扰引起的全机功率增加率最大；当升力分配大于 80.00%时，气动干扰引起的功率增加率逐渐降低。这是因为气动干扰会改变旋翼和机翼之间的升力分配，而不同升力分配时旋翼和机翼的效率不同，旋翼螺旋桨和全机功率也不同6。5060708090机翼升力分配/%2 4002 6002 8003 0003 200320340360380400420440460无气动干扰Pch有气动干扰Pch无气动干扰Pprop有气动干扰Pprop无气动干扰Pmr有气动干扰PmrPch和Pprop/kWPmr/kW(a)功率变化机翼升力分配/%50607080900.51.01.52.02.53.03.54.0Pch和Pprop的增加率/%Pmr的增加率/%24681012141618(b)功率增加率PchPpropPmr图13功率和功率增加率对比Fig.13Comparisonofpowerandpowerincreaseratio1c本节没有用副翼操纵来配平机翼滚转力矩。为此，考虑气动干扰时，用副翼操纵来配平机翼滚力矩时，旋翼、螺旋桨和全机功率变化情况，如图 14所示。有副翼操纵时，旋翼、螺旋桨和全机功率均降低，如图 14(a)所示。副翼操纵没有改变气动干扰引起的旋翼功率变化，而是降低了旋翼侧向周期变距，减小了旋翼阻力系数 CHmr（见图 14(b)），从而降低了螺旋桨功率和全机功率。80.002 720.035 271.588 828.480 31.037 71040.02.765 81057.853 410502040608010000.20.40.60.81.01.21.4滚转力矩系数/104无气动干扰有气动干扰升力分配/%机翼升力分配旋翼升力分配旋翼滚转力矩系数机翼滚转力矩系数图11气动干扰对旋翼和机翼的升力分配及滚转力矩的影响Fig.11Effectofaerodynamicinterferenceontheliftshareandrollingmomentofmainrotorandwing1768北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年4结论1）气动干扰增加了机翼的诱导速度，导致机翼的升力系数降低、阻力系数增加。由于旋翼不对称涡系的作用，位于旋翼前行侧下机翼的诱导速度和升阻力系数的变化比后行侧的更显著。2）气动干扰导致机翼升力减小，旋翼升力增加。机翼升力分配从 80.00%降低至 71.59%，旋翼升力分配从 20.04%增加至 28.48%。旋翼、螺旋桨和全机功率分别增加了 16.60%、1.86%和 3.76%。3）气动干扰导致机翼升力分布不对称，使机翼滚转力矩增加、旋翼滚转力矩减小，有利于全机配平，但气动干扰会增加全机功率，不利于飞行性能。4）用副翼操纵来平衡由气动干扰引起的机翼滚转力矩时，旋翼侧向周期变距和阻力减小，从而降低了螺旋桨功率和全机功率。参考文献（References）倪先平.未来直升机技术发展展望J.航空制造技术,2008,51(3):32-37.NIXP.Developmentprospectofhelicoptertechnologyinthefu-tureJ.Aeronautical Manufacturing Technology,2008,51(3):132-37（inChinese）.吕春雷,吴希明,武庆中.先进直升机发展现状及设计革新J.航空制造技术,2013,56(17):26-29.LYUCL,WUXM,WUQZ.Developmentstatusanddesignin-novation of advanced helicopterJ.Aeronautical 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helicopterJ.JournalofAerospacePower,2020,35(11):2429-2439（inChinese）.5YANGKL,HAND,SHIQP.Studyontheliftandpropulsiveforcesharestoimprovetheflightperformanceofacompoundheli-copterJ.ChineseJournalofAeronautics,2022,35(1):365-375.6LYNNRR.Wing-rotorinteractionsJ.JournalofAircraft,1966,3(4):326-332.7MAKINOK,AKASAKAT,HAMAMOTOY,etal.Experimentalinvestigationoftherotor-wingaerodynamicinteractiononacom-poundhelicopterinhoverC/6thAsian/AustralianRotorcraftFor-um&HeliJapan.Kanazawa:VerticalFlightSociety,2017.8HAMAMOTOY,AKASAKA T,TANABE Y.Experimental in-vestigationof the rotor-wing aerodynamic interaction on a com-poundhelicopterinhighadvanceratioC/6thAsian/AustralianRo-torcraftForum&HeliJapan.Kanazawa:VerticalFlightSociety,2017.9YEO H.Design and aeromechanics investigation of compoundhelicoptersJ.Aerospace Science and 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