旋翼系統是直升機的升力面，其設計的優劣對直升機的飛行性能有著至關重要的影響。槳葉負扭轉對旋翼性能有直接的影響。1948 年，Gessow 提出理想負扭轉的概念，這種槳葉扭轉分布可以使旋翼在懸停及軸流狀態下的誘導速度沿槳尖平面均勻分布，從而使旋翼的誘導功率最小。受材料、制造工藝等因素的制約，早期直升機的旋翼槳葉多采用無扭轉或簡單的線性負扭轉較小的設計方案[1]。隨著材料、制造工藝等技術的進步，旋翼槳葉可以實現更大的負扭轉角度，從而使槳葉的扭轉分布更加接近理想負扭轉。但是在大速度平飛時，槳葉由前行區至后行區的過程中，過大的負扭轉使槳葉彎曲，產生大的振動，槳葉的動應力迅速增加[2]，對槳葉、拉桿的壽命和直升機的振動水平帶來不利影響,是強度設計需要重點關注的方面。

直升機旋翼槳葉扭轉一般選擇在-8°至-14°這一范圍內[3]。為研究槳葉負扭轉對旋翼性能的影響，本文基于FLIGHTLAB 軟件，以輕型單旋翼帶尾槳直升機作為算例，在不改變旋翼槳葉平面幾何形狀及翼型分布的條件下，分別選用-10°、-12°、-14°、-16°和-18°扭轉的旋翼槳葉，建立旋翼計算模型。在海平面、國際標準大氣條件下通過對懸停效率、平飛時的旋翼型阻功率、平飛升阻比和自轉升阻比的計算，研究不同槳葉負扭轉對旋翼性能的影響。同時，計算了槳葉負扭轉對旋翼失速限制的影響。

計算表明：在懸停狀態、大拉力系數時，槳葉負扭轉大的旋翼具有更高的懸停效率；平飛狀態下，槳葉負扭轉影響旋翼最大平飛升阻比，-16°槳葉扭轉的旋翼具有最大平飛升阻比；大速度平飛時，旋翼平飛升阻比隨槳葉負扭轉的增加而增大,旋翼型阻功率隨槳葉負扭轉的增加而減小；自轉狀態下，槳葉負扭轉小的旋翼具有更高自轉升阻比。另外，槳葉負扭轉對旋翼的失速限制影響不明顯。

1 計算模型簡介

本文基于FLIGHTLAB 軟件建立單旋翼帶尾槳直升機飛行動力學計算模型。旋翼系統為4 片剛性槳葉，槳葉翼型應用風洞試驗得到的不同馬赫數及迎角下的翼型氣動特性數據表。采用六狀態動力入流模型計算旋翼誘導速度。機體為剛體，應用無動力風洞試驗得到的不同迎角和側滑角下的氣動特性數據表。尾槳系統為簡單的尾槳計算模型。動力系統為理想發動機模型，不考慮發動機性能限制與傳動系統扭矩限制。

2 研究方法

2.1 槳葉負扭轉

本文為研究不同槳葉負扭轉對旋翼性能的影響，在不改變槳葉平面幾何形狀及翼型分布的情況下，對槳葉扭轉分布進行等比縮放，建立槳葉扭轉為-10°、-12°、-14°、-16°和-18°的五種旋翼模型。槳葉扭轉分布如圖1 所示。

圖1 五種槳葉負扭分布

2.2 懸停狀態

對于懸停狀態，懸停效率是衡量旋翼性能的一個重要指標。在海平面、國際標準大氣、無地效條件下，對五種槳葉負扭轉的孤立旋翼進行懸停配平計算，得到懸停效率隨拉力變化的曲線。

2.3 平飛狀態

2.3.1 旋翼平飛升阻比

平飛升阻比是衡量旋翼性能的又一個重要指標。在海平面、國際標準大氣條件下，給定全機重量3600kg，對五種負扭轉旋翼的直升機進行全機平飛配平計算，配平速度范圍為10kt 至170kt，得到旋翼平飛升阻比和型阻功率隨平飛速度變化的曲線以及最大平飛升阻比與槳葉負扭轉的關系曲線。平飛狀態下的旋翼升阻比[4]為：

其中，T 為旋翼拉力，αTPP為旋翼槳尖平面迎角，PMR為旋翼功率，V∞為直升機遠前方來流，W 為全機重量。

2.3.2 旋翼的失速限制

大速度平飛時，后行槳葉將進入失速范圍，導致旋翼受到高槳葉載荷、高操縱載荷以及高振動[3]。圖2 給出-12°槳葉扭轉的旋翼在海平面、國際標準大氣條件下、平飛速度140kt 時的迎角分布計算結果：后行槳葉槳尖區域出現大迎角，旋翼此時已經受到失速的影響。

圖2 -12°槳葉扭轉旋翼迎角分布（V∞=140kt）

求出旋翼失速下限和失速上限對應的前飛速度，其中σ 為旋翼實度，CQ1為失速下限時的扭矩系數，CQ2為失速上限時的扭矩系數。

2.4 穩定自轉狀態

當直升機全發失效時，需要在接地前保持較低的飛行速度和下降率，以保證安全著陸。自轉時的前飛速度和下降率之比被用來定義升阻比[3]。根據這個定義，在海平面、國際標準大氣條件下，給定全機重量3600kg 及高、中、低三種旋翼轉速，對五種槳葉負扭轉旋翼的直升機進行全機自轉配平計算，得到自轉升阻比隨速度變化的曲線。

3 計算結果及分析

3.1 懸停效率

圖3 給出了不同槳葉負扭轉對孤立旋翼懸停性能的影響。在小拉力時，隨槳葉負扭轉增大，旋翼懸停效率減小，減小幅度小于0.02。在大拉力時，隨槳葉負扭轉增大，旋翼最大懸停效率增加。在槳葉扭轉-18°、拉力系數0.0101 時，旋翼具有最大懸停效率0.837。

圖3 孤立旋翼懸停效率

3.2 平飛升阻比與型阻功率

圖4 給出了不同槳葉負扭轉對旋翼平飛升阻比的影響。在小速度和中等速度平飛時，槳葉負扭轉對旋翼平飛升阻比影響不明顯；在大速度平飛時，旋翼平飛升阻比隨著槳葉負扭轉的增加而增大。圖5 給出了不同槳葉負扭轉對旋翼最大平飛升阻比的影響。槳葉扭轉由-10°增加到-16°，旋翼最大平飛升阻比隨負扭轉增加而增大；槳葉扭轉由-16°增加到-18°，旋翼最大平飛升阻比隨負扭轉增加而減小。在槳葉扭轉-16°、前飛速度140kt 時，旋翼具有最大前飛升阻比11.13。 圖6 給出了不同槳葉負扭轉對旋翼型阻功率的影響。在小速度和中等速度平飛時，槳葉負扭轉對旋翼型阻功率影響不明顯；在大速度平飛時，旋翼型阻功率隨著槳葉負扭轉的增加而明顯減小。

圖4 旋翼平飛升阻比

圖5 旋翼最大平飛升阻比與槳葉負扭轉的關系

圖6 旋翼型阻功率隨平飛速度變化曲線

3.3 旋翼失速限制

圖7 給出了槳葉負扭轉對旋翼失速限制的影響。槳葉扭轉在-10°至-16°之間時，旋翼失速下限約為120kt，槳葉扭轉為-18°時，旋翼失速下限減小到116kt；槳葉扭轉在-10°至-18°之間時，旋翼失速上限約為162kt。

圖7 槳葉負扭轉對旋翼失速限制的影響

3.4 自轉升阻比

圖8 至圖10 給出了不同槳葉負扭轉的旋翼在旋翼轉速320rpm、355rpm 和395rpm 時對自轉升阻比的影響。最大自轉升阻比隨槳葉負扭轉的增加而減小，且減小的幅度越來越大。在槳葉扭轉-10°、飛行速度100kt、轉速320rpm時，旋翼具有最大自轉升阻比5.16。

圖8 自轉升阻比（旋翼轉速320rpm）

圖9 自轉升阻比（旋翼轉速355rpm）

圖10 自轉升阻比（旋翼轉速390rpm）

4 結論

4.1 增加槳葉負扭轉可提高直升機旋翼在大拉力時的懸停效率，改善懸停性能。在槳葉扭轉-18°、拉力系數0.0101 時，旋翼具有最大懸停效率0.837。

4.2 改變槳葉負扭轉會影響旋翼最大平飛升阻比。過大的槳葉負扭轉反而會降低旋翼最大平飛升阻比。在槳葉扭轉-16°、前飛速度140kt 時，旋翼具有最大平飛升阻比11.13。

4.3 大速度平飛時，旋翼型阻功率會隨著速度的增加而激增。增加槳葉負扭轉可以明顯降低旋翼在大速度平飛時的型阻功率。

4.4 平飛狀態下，槳葉負扭轉對旋翼失速限制影響不明顯。

4.5 減小槳葉負扭轉會提高旋翼最大自轉升阻比。在槳葉扭轉-10°、飛行速度100kt、旋翼轉速320rpm 時，旋翼具有最大自轉升阻比5.16。

4.6 -16°槳葉扭轉的旋翼具有最大平飛升阻比和較高的懸停效率，即具有優秀的平飛性能和良好的懸停性能。而自轉狀態不是一個常用的飛行狀態，-16°槳葉扭轉的旋翼能夠保證一個可接受的自轉性能。因此，從氣動設計和性能方面考慮，本文算例直升機宜采用-16°槳葉扭轉的旋翼為最佳。

4.7 從強度設計方面考慮，過大的槳葉負扭轉會在大速度飛行狀態下使旋翼槳葉產生較高的振動彎曲應力，對槳葉、拉桿的壽命和直升機的振動水平帶來不利影響,可能會限制直升機的快速巡航能力。因此，在氣動設計和性能方面表現優良的-16°槳葉扭轉的旋翼不一定是最優方案，還需要綜合考慮強度設計等其他專業。

張青竹 張德平 （航空工業哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江哈爾濱 150066）