直升机桨叶综述—法国航宇公司直升机分部
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损 耗 来 改 善 悬 停 飞 行 的性 能 。
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直 升 机 桨 叶 综 述 — — 黄 升 武
一
项 补 充 研 究 为 该 翼 尖 设 定 了 一 个 下 反 角 ， 项 措 施 实 际 上 消 除 了上 述 桨 叶 尖 部 分 离 涡 流 对 此
翼 尖 的 有 害 影 响 ， 助 于旋 翼 悬 停 飞 行 时 的效 率 。 有
因此 ， 种新 式桨 叶应具 有一些 相对 厚度 为 １ 一 ２～１ ％ ， 尖 厚 度 为 ７ ８或 ９ 的 挠 曲 翼 型 。 ３ 桨 ． ％ 此
外 。 还 配 置 了一 个 带 有 根 稍 比 和 下 反 角 的后 掠 式 抛 物 线 翼 尖 ， “ 美 洲 豹 ” 桨 叶或 “ 豚 ” 桨 它 如 超 的 海 的
图 ５ ＣＨＡＬ Ｓ ＭＥＵＤＯＮ 的 Ｓ ＡＩ ２风 洞 试 验
２ 主 桨 叶 的 动 力 学
由 于 复 合 材 料 桨 叶 采 用 了模 压 工 艺 ， 种 材 料 不 仅 使 桨 叶 的 空 气 动 力 学 得 到 优 化 ， 时 也 进 一 这 同
步 推 动 了 它 的 动 力 学 的 优 化 。 了使 所 得 到 重 量 和 刚 度 的 分 布 ， 够 最 大 限 度 地 减 少 激 振 （ ６ ， 为 能 图 ） 合 理 的选 择 材 料 和 配 置 材 料 尤 为 重 要 ， 比对 而 言 ， 较 过 去 容 易 多 了 。 改 变 固 有 频 率 ， 过 局 部 相 也 为 通 胶 粘 更 容 易 安 装 组 合 配 重 。 外 ， 量 与 刚度 的 控 制 可 使 我 们 避 免 某 些 象 “ 振 ” 样 的 不 稳 定 性 。 此 重 颤 那
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≯兰 姜 国 ．
升 机
航
自从 真 正 能 够 使 用 的 直 升 机 出 现 以 来 ， 升 机 桨 叶 有 了 巨 大 的 发 展 ， 样 ， 们 的 空 气 动 力 直 同 它
学、 动力 特 性 及 其 技 术 也 有 了相 应 的 发 展 。
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２０ ０ ２年 第 ２期
ｔ 矗
￡３ Ｃ
图 ６ Ａ ３ ５ 桨 叶 的 固 有频 率 Ｓ ６Ｎ
３ 主 桨 叶 的 技 术
自从 早 期 木 质 桨 叶 和 蒙 皮 包 覆 桨 叶 问 世 以来 ， 桨 叶 技 术 有 了 惊 人 的 进 步 。 然 全 金 属 桨 叶 主 当
一
项所得 （ ５ 。 图 ）
ａｅ ｏ ｐ ｔａ ｅ ｒ ｓ ａ ｉ ｌ
图 ３
功率 Ｐ
２． Ｏ
＇Ｓ ．
１ｏ ．
后 掠 式 抛 物 线 桨尖 对 旋 翼 功 率 的 影 响 后 掠 式 抛 物 线 桨 尖
尖
７ ｏ ８ ｏ ９ 速 度 Ｖ ｛ ｈｌ ０ Ｑｍ
的 出现 为 其 外 形 带 来 了 良好 的稳 定 性 ， 是 同 时 也 减 少 了空 气 动力 学 和 动 力 学 的 匹 配 能 力 。 样 ， 但 这
加 大攻 角 ， 便 重 新 找 回机 体 平 衡 时 所 需 的升 力 。 然 这 里 要 给 直 升 机 的 遗 度 给 予 限 制 。 以 当 为 了提 高 升 力 ， 宇 公 司 直 升 机 分 部 与 法 国 国家 航 宇 设 计 研 究 局 （ Ｅ Ａ） 合 设 计 了新 的 翼 航 ＯＮ Ｒ 联
同期伴 随这一发展 的还有 制造 和检验手段 、 以及 新 型 复 合 材 料 的应 用 。 只 有 这 些 都 发 展 了 ， 能 使 我 们 在 今 天 能 够 看 到 旋 翼 机 的 惊 人 的进 步 。 才
１ 主 桨 叶 的 空气 动 力 学
直 升 机 在 悬 停 飞 行 时 ， 桨 叶 从 桨 盘 中心 到 桨 尖 的 相 对 速 度 有 很 大 的 变 化 ， 飞 时 ， 翼 机 的 主 前 旋
型 。 ２示 出 ， 翼 型 与 众 所周 知 的 ＮＡ Ａ０ ０ ２对 称翼 型 相 比较 ， 在 Ｃ ｘ图上 取 得 ４ 图 新 Ｃ ０ １ 可 ｚ ｍａ ０～５ ％ ０
的增 益 。
图 １
图 ２ 翼 尖 ＩＯ ＭＡ Ｈ 曲 线 Ｓ Ｃ
为 了 从 压 缩 性 方 面 改 进 桨 叶 ， 尖 翼 型 变 薄 。 实 ， 于 桨 尖 翼 型 来 讲 ， 是 推 出 的 一 个 全 新 桨 其 对 这 的翼 型 系 列 ， 可 在 阻 力 分 散 马 赫 数 上 得 到 大 约 １ ％ 的增 益 。 它 ５ 此 外 ， 择 了 后 掠 式 抛 物 线 形 桨 尖 ， 可 能 通 过 减 少 压 力 峰 值 推 迟 压 缩 性 问 题 的 出现 （ ３ 。 选 有 图 ） 最 后 ， 我 们 减 小 了 桨 尖 的 翼 弦 时 ， 减 少 了前 行 桨 叶 的 阻 力 ， 样我 们 就 可 通 过 减 少 桨 尖 的 功 率 当 也 这
叶。 由此 收 效 甚 大 。 效 率 指 数 表 征 的 悬 停 飞 行 效 率 从 ６ 以 Ｏ年 代 的 ０ ６ ． ５发 展 到 今 天 已接 近 ０ ８ 图 ．（ ４ 。 样 巡 航 速 度 下 的功 耗 减 少 了 近 ２ ％ 。 外 ， 所 有 条 件 相 同 的情 况 下 ， 中 １ ％ ， ）同 ０ 此 在 其 ０ 即是 桨 尖 罩
速 度 叠 加 ， 旋 翼 机 一 侧 速 度 增 加 （ 行 桨 叶 一 侧 ） 一 侧 速 度 减 小 （ 行 桨 叶 一 侧 ）如 图 １所 示 。 使 前 另 后 ，
高 速 旋 转 的桨 叶 在 前 行 桨 叶 一 侧 面 临 压 缩 性 问 题 ， 后 行 桨 叶 一 侧 遇 到 失 速 问题 ， 此 ， 须 在 对 必
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直 升 机 桨 叶 综 述 — — 黄 升 武
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项 补 充 研 究 为 该 翼 尖 设 定 了 一 个 下 反 角 ， 项 措 施 实 际 上 消 除 了上 述 桨 叶 尖 部 分 离 涡 流 对 此
翼 尖 的 有 害 影 响 ， 助 于旋 翼 悬 停 飞 行 时 的效 率 。 有
因此 ， 种新 式桨 叶应具 有一些 相对 厚度 为 １ 一 ２～１ ％ ， 尖 厚 度 为 ７ ８或 ９ 的 挠 曲 翼 型 。 ３ 桨 ． ％ 此
外 。 还 配 置 了一 个 带 有 根 稍 比 和 下 反 角 的后 掠 式 抛 物 线 翼 尖 ， “ 美 洲 豹 ” 桨 叶或 “ 豚 ” 桨 它 如 超 的 海 的
图 ５ ＣＨＡＬ Ｓ ＭＥＵＤＯＮ 的 Ｓ ＡＩ ２风 洞 试 验
２ 主 桨 叶 的 动 力 学
由 于 复 合 材 料 桨 叶 采 用 了模 压 工 艺 ， 种 材 料 不 仅 使 桨 叶 的 空 气 动 力 学 得 到 优 化 ， 时 也 进 一 这 同
步 推 动 了 它 的 动 力 学 的 优 化 。 了使 所 得 到 重 量 和 刚 度 的 分 布 ， 够 最 大 限 度 地 减 少 激 振 （ ６ ， 为 能 图 ） 合 理 的选 择 材 料 和 配 置 材 料 尤 为 重 要 ， 比对 而 言 ， 较 过 去 容 易 多 了 。 改 变 固 有 频 率 ， 过 局 部 相 也 为 通 胶 粘 更 容 易 安 装 组 合 配 重 。 外 ， 量 与 刚度 的 控 制 可 使 我 们 避 免 某 些 象 “ 振 ” 样 的 不 稳 定 性 。 此 重 颤 那
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自从 真 正 能 够 使 用 的 直 升 机 出 现 以 来 ， 升 机 桨 叶 有 了 巨 大 的 发 展 ， 样 ， 们 的 空 气 动 力 直 同 它
学、 动力 特 性 及 其 技 术 也 有 了相 应 的 发 展 。
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￡３ Ｃ
图 ６ Ａ ３ ５ 桨 叶 的 固 有频 率 Ｓ ６Ｎ
３ 主 桨 叶 的 技 术
自从 早 期 木 质 桨 叶 和 蒙 皮 包 覆 桨 叶 问 世 以来 ， 桨 叶 技 术 有 了 惊 人 的 进 步 。 然 全 金 属 桨 叶 主 当
一
项所得 （ ５ 。 图 ）
ａｅ ｏ ｐ ｔａ ｅ ｒ ｓ ａ ｉ ｌ
图 ３
功率 Ｐ
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１ｏ ．
后 掠 式 抛 物 线 桨尖 对 旋 翼 功 率 的 影 响 后 掠 式 抛 物 线 桨 尖
尖
７ ｏ ８ ｏ ９ 速 度 Ｖ ｛ ｈｌ ０ Ｑｍ
的 出现 为 其 外 形 带 来 了 良好 的稳 定 性 ， 是 同 时 也 减 少 了空 气 动力 学 和 动 力 学 的 匹 配 能 力 。 样 ， 但 这
加 大攻 角 ， 便 重 新 找 回机 体 平 衡 时 所 需 的升 力 。 然 这 里 要 给 直 升 机 的 遗 度 给 予 限 制 。 以 当 为 了提 高 升 力 ， 宇 公 司 直 升 机 分 部 与 法 国 国家 航 宇 设 计 研 究 局 （ Ｅ Ａ） 合 设 计 了新 的 翼 航 ＯＮ Ｒ 联
同期伴 随这一发展 的还有 制造 和检验手段 、 以及 新 型 复 合 材 料 的应 用 。 只 有 这 些 都 发 展 了 ， 能 使 我 们 在 今 天 能 够 看 到 旋 翼 机 的 惊 人 的进 步 。 才
１ 主 桨 叶 的 空气 动 力 学
直 升 机 在 悬 停 飞 行 时 ， 桨 叶 从 桨 盘 中心 到 桨 尖 的 相 对 速 度 有 很 大 的 变 化 ， 飞 时 ， 翼 机 的 主 前 旋
型 。 ２示 出 ， 翼 型 与 众 所周 知 的 ＮＡ Ａ０ ０ ２对 称翼 型 相 比较 ， 在 Ｃ ｘ图上 取 得 ４ 图 新 Ｃ ０ １ 可 ｚ ｍａ ０～５ ％ ０
的增 益 。
图 １
图 ２ 翼 尖 ＩＯ ＭＡ Ｈ 曲 线 Ｓ Ｃ
为 了 从 压 缩 性 方 面 改 进 桨 叶 ， 尖 翼 型 变 薄 。 实 ， 于 桨 尖 翼 型 来 讲 ， 是 推 出 的 一 个 全 新 桨 其 对 这 的翼 型 系 列 ， 可 在 阻 力 分 散 马 赫 数 上 得 到 大 约 １ ％ 的增 益 。 它 ５ 此 外 ， 择 了 后 掠 式 抛 物 线 形 桨 尖 ， 可 能 通 过 减 少 压 力 峰 值 推 迟 压 缩 性 问 题 的 出现 （ ３ 。 选 有 图 ） 最 后 ， 我 们 减 小 了 桨 尖 的 翼 弦 时 ， 减 少 了前 行 桨 叶 的 阻 力 ， 样我 们 就 可 通 过 减 少 桨 尖 的 功 率 当 也 这
叶。 由此 收 效 甚 大 。 效 率 指 数 表 征 的 悬 停 飞 行 效 率 从 ６ 以 Ｏ年 代 的 ０ ６ ． ５发 展 到 今 天 已接 近 ０ ８ 图 ．（ ４ 。 样 巡 航 速 度 下 的功 耗 减 少 了 近 ２ ％ 。 外 ， 所 有 条 件 相 同 的情 况 下 ， 中 １ ％ ， ）同 ０ 此 在 其 ０ 即是 桨 尖 罩
速 度 叠 加 ， 旋 翼 机 一 侧 速 度 增 加 （ 行 桨 叶 一 侧 ） 一 侧 速 度 减 小 （ 行 桨 叶 一 侧 ）如 图 １所 示 。 使 前 另 后 ，
高 速 旋 转 的桨 叶 在 前 行 桨 叶 一 侧 面 临 压 缩 性 问 题 ， 后 行 桨 叶 一 侧 遇 到 失 速 问题 ， 此 ， 须 在 对 必