共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究
共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究
下旋翼桨叶挥舞运动方程 根据桨叶上诸力矩代数和应为零的条件， 利 ' a Ol a Ol a Ol a D a ' ll + K a ll = F ll + l l l ' ll b ll b b ll
线性扭转， 桨叶质量沿展向均匀分布， 且运动过程 是刚性的； （2）桨叶挥舞角和入流角均为小量， 桨 叶翼型气动力采用准定常线性假设； （ 3）不考虑 桨尖损失和反流区， 并忽略压缩性和失速效应； （4）不计桨叶的摆振运动； （5）旋翼力和力矩是周 期平均值， 不考虑其周期效应。 !"! 共轴双旋翼非均匀入流模型 下、 上旋翼桨叶挥舞角和变距角的一阶谐波 形式为： （ （ I ）- a ll （ I ）cos （ I ）sin l I ）= a 0l ! " - b ll " r #l = #0l2 + #0l + R #I - Al cos " - Bl sin " （ （ I ）- a l2 （ I ）cos （ I ）sin 2 I ）= a 02 ! " - b l2 " r #2 = #0l2 + R #I -（ - Al）cos " - Bl sin " （l）
Mathematical Model for Twin Rotor Loads of a Coaxial Helicopter
ZHOU Guo-yi， HU Ji-zhong， CAO Yi-hua，WANG Jin-jun
（ Beijing University of Aeronautics and Astronautics， Beijing 100083， China） Abstract： The resuIts of theoreticaI anaIysis and experiment have vaIidated that the axiaIIy induced veIocity distribution at the upper and Iower discs of the coaxiaI twin rotor system is simiIar to that of the singIe rotor in hovering and forward fIights . In this paper， by introducing an interaction factor and extending the first harmonic nonuniform infIow Pitt-Peters modeI for the singIe rotor heIicopter to the coaxiaI heIicopter， a simpIified and practicaI mathematicaI modeI for coaxiaI twin rotor Ioads is formuIated . This modeI avoids the compIicated anaIysis and numericaI caIcuIations of the vortex modeIs or CFD methods for obtaining the axiaIIy induced veIocity at the upper and Iower discs . Moreover， it can be empIoyed for coaxiaI heIicopter fIight dynamics numeraI simuIation . The forces and moments on the sampIe coaxiaI twin rotor hub are caIcuIated with the heIp of the math modeI . The computationaI resuIts are in good coincidence with those from Russian modeI . Key words： aerospace propuIsion system；heIicopter；coaxiaI heIicopter；coaxiaI twin rotor；rotor aerodynamics
11刚性共轴双旋翼气动特性试验研究及试验模型设计-马保军(8)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文刚性共轴双旋翼气动特性试验研究及试验模型设计马保军 朱清华（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）摘 要：为了研究刚性共轴双旋翼的气动特性，本文开展了共轴双旋翼试验原理研究和试验装置的设计。
该试验装置的设计上采用两个电机分别驱动上下旋翼，并通过控制系统对下旋翼的总距控制实现上下旋翼反扭矩的平衡。
利用有限元分析软件对设计的试验装置及模型的关键部位进行了强度分析。
关键词：共轴双旋翼；试验模型设计；气动特性；风洞试验1 引言多年来，提高飞行速度同时又具有直升机垂直起降和空中悬停的能力的飞行器，一直是人们不要断研究的课题。
美国X2复合直升机的成功试飞，共轴双旋翼复合直升机成为了人们研究的热点。
因此开展共轴双旋翼的气动特性的研究具有重要意义。
为了研究共轴双旋翼的气动特性，进行共轴双旋翼的试验方法的设计及风洞吹风试验是非常有必要的。
本文针对刚性共轴双旋翼的气动特性试验的需要，进行了试验方案的研究及试验装置的设计工作。
2 试验要求要求试验模型能模拟真实的共轴双旋翼的结构特点。
在试验中要求上下旋翼反扭矩平衡，为了分析结构参数对气动性能影响，要求能够改变上下旋翼之间的间距、上下旋翼的总距、来流速度、桨盘迎角等。
在不同旋翼间距、总距等参数的情况下测量旋翼的力、力矩及上下旋翼之间的干扰情况。
3 试验方案设计3.1 不同试验方案的比较根据共轴双旋翼的气动特性试验要求，拟定了两种试验方案如图所示。
方案1中采用龙门架天平过渡装置方案1方案2图1 方案式的支撑结构，此方案中通过能沿侧臂上下滑动的装置实现上下旋翼之间的间距，能够满足试验的要求，但是此方案的结构尺寸比较庞大不易运输和安装，而且上下旋翼的同轴度在安装和调整的过程不易保证同时还受到试验室空间的限制。
方案2中通过一过渡装置实现上下旋翼之间的连接和间距调整，结构紧凑便于运输、安装不受试验室空间限制。
共轴双旋翼无人机动力测试解决方案
共轴双旋翼无人机动力测试解决方案前言与传统的多旋翼无人机架构相比，共轴式多旋翼无人机具有结构紧凑、上下旋翼反转扭矩相消和良好的操控性等优势，同时可以为整机提供更大的动力，尤其在直升机领域，共轴双旋翼的设计受到了越来越多军工设计领域与民用领域人士的重视，在无人整机整体平衡设计上无需尾桨来平衡主旋翼的扭矩，即可在空中保持悬停，因此具有更高的悬停效率。
据卡莫夫设计局的研究资料，通常共轴双旋翼直升机的悬停效率要比单旋翼带尾桨的直升机高出17%~30%。
然而同样是由于共轴双旋翼的翼间布局紧凑的原因，下旋翼大部分区域处于上旋翼的下洗流和尾迹涡干扰中，在上下旋翼之间存在非对称干扰，造成流场内部的气动干扰更加复杂。
为了充分发挥共轴双旋翼的动力性能，减少不必要的功率损耗，因此对共轴双旋翼无人机的动力测试显得尤为关键。
系统概述本文尝试从无人机生产制造商的角度来阐述全新一代的共轴双旋翼无人机动力测试系统，如何更全面、更精准和更高效地优化共轴双旋翼无人机的整机设计。
系统主要由全固态高精度的无人机动力测试台和模块化、开放式的数值风洞系统两部分组成。
上述硬件部分均支持基于python脚本的自定义软件控制，其重新定义了无人机的动力测试项目，极大地增强了生产厂商对无人机全生命周期的综合态势感知能力。
目录1.全固态高精度Tyto共轴双旋翼无人机动力测试台2.开放式的无人机风洞测试系统1.全固态高精度Tyto共轴双旋翼无人机动力测试台测试台支持对共轴电机和共轴螺旋桨的推力，扭矩，转速，电流，电压，温度，空速，螺旋桨效率和电机效率的测量帮助您精准地描述和评估其性能参数。
其中测试台两个动力系统共轴测试有以下几种结构形式:背靠背，面对面，或偏置测试。
与常规的无人机单电机+单旋翼测试台相比，共轴双旋翼电机测试方案引入了一些新的参数变量：❖轴向距离：两个螺旋桨在轴向上的物理偏移量Z；❖径向偏移：两个螺旋桨之间在径向上的物理偏移；❖直径差异：两个螺旋桨可能有不同的直径；❖螺距差异：两个螺旋桨可能有不同的螺距；当同时控制两个电机和电调时，还需要一些额外的参数设置：两个螺旋桨之间的转速差，以及上游螺旋桨产生的空气速度和压力。
小型共轴双旋翼飞行器设计、建模与控制研究
小型共轴双旋翼飞行器设计、建模与控制探究本文介绍了一种小型共轴双旋翼飞行器的设计、建模和控制探究。
起首，依据双旋翼结构的特点和设计需求，提出了一种适用于小型飞行器的共轴双旋翼方案。
其次，对该方案进行了机械结构设计和三维建模，并提出了一种基于PID控制的飞行控制系统。
最后，通过计算机仿真和实际飞行试验，验证了所提出的设计方案和控制系统的可行性和稳定性。
关键词：共轴双旋翼；飞行器；设计；建模；控制1. 引言小型无人机已经成为浩繁应用领域的热点探究对象，如航拍、农业、物流配送等。
因此，如何设计一种可靠、高效、稳定的小型飞行器已成为探究的重点之一。
双旋翼飞行器由于其结构简易、垂直起降、悬停能力强等优点，逐渐成为探究的热点之一。
然而，传统的双旋翼飞行器存在浩繁问题，如容易出现反转、难以操控等。
因此，本文提出了一种小型共轴双旋翼飞行器设计方案，并进行了系统建模和控制探究。
2. 小型共轴双旋翼飞行器设计方案在设计小型共轴双旋翼飞行器时，需要思量其结构、重量、材料、动力等方面。
本文的设计方案如下：2.1 结构设计共轴双旋翼飞行器的结构比传统的单旋翼、双旋翼要复杂，需要思量机体强度、稳定性、飞行效率等方面。
本文设计的共轴双旋翼飞行器主要由四部分组成：机身、上下旋翼、尾翼和电机。
其中，机身接受纤维增强塑料材料，上下旋翼接受碳纤维材料，尾翼接受铝合金材料，电机接受无刷电机。
整个飞行器的尺寸为长宽高分别为300mm×300mm×150mm，重量约为1kg。
2.2 动力系统设计共轴双旋翼飞行器的动力系统主要包括电机、螺旋桨、电调和电池。
本文所设计的飞行器接受两个1306无刷电机和两个5030螺旋桨，配置2S 1000mAh锂电池，最大升力可达到500g。
电调接受双向电调，可以实现正反转、调速等功能。
3. 共轴双旋翼飞行器建模共轴双旋翼飞行器建模主要包括建立力学模型和运动学模型两个方面。
3.1 力学模型共轴双旋翼飞行器的力学模型可以接受牛顿-欧拉方程进行描述。
45共轴刚性双旋翼铰链力矩计算研究-贾金亮(7)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文共轴刚性双旋翼铰链力矩计算研究贾金亮1,2朱清华1（1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016；2. 61255部队，山西侯马，043000）摘要：为研究共轴刚性双旋翼的操纵特性，本文建立刚性旋翼铰链力矩计算模型，对上/下旋翼间的气动干扰进行简化，着重计算了最大平飞速度状态下随方位角变化的铰链力矩，为共轴刚性双旋翼铰链力矩的研究提供参考和借鉴。
关键词：共轴刚性双旋翼；气动干扰；铰链力矩引言旋翼桨叶铰链力矩是指作用在桨叶上的各种载荷对桨叶变距轴线所构成的力矩，其与来自驾驶员（或助力器）的操纵力相平衡。
它对桨叶变距摇臂产生弯矩，并通过变距摇臂，对自动倾斜器上的变距拉杆产生轴向力。
此轴向力直接作用于自动倾斜器，进而通过与其相连的部件传递到整个机身和相应的操纵机构，因此该力矩的性质特征将会影响到整个直升机的某些特征[1]。
由于直升机前飞时旋翼气动环境不对称而且随方位角发生周期变化，因而作用在桨叶上的气动载荷亦有周期交变，进而形成的铰链力矩随之发生周期变化。
过大的交变铰链力矩会引起驾驶杆抖动并造成直升机非常规振动，严重时可导致直升机失控。
所以，铰链力矩不仅直接影响直升机的振动水平、噪声，而且对直升机的关键部件之一（变距拉杆）的强度设计，以及改善直升机的操纵环境和飞行安全等，具有重要意义。
本文综合运用叶素理论和滑流理论，建立了共轴刚性双旋翼铰链力矩计算模型和气动干扰模型并进行编程计算，提出了一种计算共轴刚性双旋翼铰链力矩的方法，为共轴刚性双旋翼铰链力矩的研究提供一些借鉴。
1 相关假设所谓刚性旋翼，即采用刚性桨叶，且桨叶与桨毂为刚性连接，挥舞和摆振固有频率大于1Ω的旋翼。
刚性旋翼与传统旋翼相比，具有更大的刚度使其能够承受更大的力矩而在桨尖却不产生过大的变形。
共轴刚性双旋翼由两个共轴反转的刚性旋翼组成，旋翼桨叶与桨毂为刚性连接，只允许桨叶有变距方向的自由度。
共轴式直升机双旋翼系统的多体动力学模型
共轴式直升机双旋翼系统的多体动力学模型
贺天鹏;李书;张俊;李小龙
【期刊名称】《振动、测试与诊断》
【年(卷),期】2013(033)0z1
【摘要】建立了共轴式直升机双旋翼系统结构的多体动力学模型,该细节模型包括旋翼轴内轴与外轴、桨毂、双旋翼、操纵杆、自动倾斜器、驱动器和固定支架等所有关键部件,经过分析计算,得到了关键部件与旋翼系统结构运动耦合的的动力学特性.与台架运转振动测试的结果进行对比发现,误差基本都在5％以内,验证了这种基于多体动力学的分析方法在共轴式直升机复杂系统结构动力学设计中应用的可行性.【总页数】6页(P91-96)
【作者】贺天鹏;李书;张俊;李小龙
【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院北京,100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院北京,100191;中国航天科技集团第九研究院总体结构室北京,100094;中国航天标准化与产品保证研究院北京,100071
【正文语种】中文
【中图分类】V214.3+3
【相关文献】
1.共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究 [J], 龙海斌;吴裕平;朱仁淼
2.共轴式双旋翼直升机锥体测量技术研究 [J], 孙灿飞;何泳;莫固良
3.卡-28直升机及其共轴式双旋翼系统的特性 [J], 傅百先;赵维义;刘航;毕玉泉
4.某共轴双旋翼无人直升机旋翼桨距操纵分配研究 [J], 董鹰;戴梦漪;翟剑豪
5.共轴式双旋翼无人驾驶直升机地面监控系统人机界面的实现 [J], 赵琦;张晓林因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
共轴双旋翼直升机减速器构型及结构特点分析
共轴双旋翼直升机减速器构型及结构特点分析2.海装沈阳局驻哈尔滨地区第一军事代表室，黑龙江哈尔滨，150066摘要：本文主要针对俄罗斯共轴双旋翼直升机减速器构型及结构特点进行研究和分析，归纳了减速器典型零部件的结构特点、作用及优势，对国内直升机减速器零部件结构设计有很大的借鉴意义，同时对解决困扰多年的直升机传动系统渗漏油问题有一定的启发。
关键词：共轴双旋翼减速器结构特点1引言共轴式双旋翼直升机具有绕同一理论轴线反向旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，不需要安装尾桨。
这就可以减少12%～15%的发动机功率损失，其发动机功率全部用于产生升力。
共轴式双旋翼直升机具有结构紧凑、外形尺寸小、气动力平衡、对风向和风速不敏感等优点，再加上桨叶可以折叠，特别适合于舰载。
共轴式双旋翼直升机的机身较短，同时其结构重量和载重均集中在直升机的重心处，因而减少了直升机俯仰和偏航的转动惯量，并使直升机具有较高的加速特性。
由于没有尾桨，共轴式双旋翼直升机消除了单旋翼直升机存在的尾桨故障隐患和在飞行中因尾梁振动和变形引起的尾桨传动机构的故障隐患，从而提高了直升机的生存率。
本文主要针对共轴式双旋翼直升机减速器构型及结构特点进行分析。
2共轴双旋翼直升机减速器构型分析直升机传动系统是连接动力系统与执行系统，传递运动和动力，且能改变运动的速度和方向的装置。
它与发动机、旋翼系统并称为直升机三大关键动部件。
传动系统中的主减速器是直升机主要传动部件之一，也是传动装置中最复杂、最重要的部件。
与单旋翼主减速器相比，共轴双旋翼减速器结构更为复杂。
减速器为双发输入、双旋翼共轴反转输出的结构形式，传动简图如图1所示。
其与国内生产的其它直升机主减速器的最大区别是，采用封闭差动行星轮系实现双旋翼共轴反转输出。
封闭差动轮系螺旋锥齿轮换向减速圆柱齿轮并车减速图1封闭差动行星轮系的优、缺点见表1。
在减速器工作时，定轴行星轮系的齿圈可以驱动差动行星轮系的齿圈，相对于差动行星轮系反向旋转，降低了差动行星轮系的相对传动比，使差动行星轮系可以布置更多行星齿轮且结构尺寸紧凑。
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共轴式双旋翼直升机桨毂减阻设计方法研究龙海斌;吴裕平;朱仁淼【摘要】Aiming at the problem that the drag of hub accounted for a large proportion of the whole coaxial twin rotor helicopter drag in high-speed forward flight,adopted the method of parametric to design hub fairing for a coaxial twin rotor helicopter,then calculated and analyzed the drag of the helicopter hub and the drag reduction schemes by the CFDmethod.Through studying the drag characteristics and flow field data of all parts of the hub,analyzed the mechanism of hub drag,The results showed that the drag reduction scheme of upper and lower elliptical cyclotron add thin waist cylinder with tangent after body hub fairing could reduce about 52% of the drag,the pressure distribution of the trailing edge of the rotor shaft fairing had great influence on the drag reduction effect.Similarly,the research results had a significant effect on reducing the drag of the coaxial high-speed helicopter hub.%针对共轴式双旋翼直升机高速前飞时桨毂产生的阻力在全机阻力中占比很大的问题,采用参数化建模方法对某型共轴式双旋翼直升机的桨毂进行了减阻设计,然后采用CFD对该型机桨毂和各减阻方案进行了数值模拟计算.通过深入研究桨毂各部件的阻力特性和流场数据,剖析了桨毂阻力的产生机理,结果表明上下椭圆形回旋体+瘦腰圆柱体带切线后体整流罩的减阻方案能降低52%左右的阻力,中间轴整流罩尾缘的压力分布对减阻的效果有比较大的影响.类似地,该研究成果对降低共轴高速直升机的桨毂阻力具有显著效果.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2017(000)002【总页数】5页(P22-26)【关键词】直升机;共轴式双旋翼;桨毂;减阻;参数化【作者】龙海斌;吴裕平;朱仁淼【作者单位】中国直升机设计研究所,江西景德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇 333001【正文语种】中文【中图分类】V225单旋翼直升机无遮蔽的桨毂在前飞时产生的阻力约占全机阻力的25%～30%，而共轴式双旋翼直升机(包括卡式共轴直升机和共轴刚性双旋翼直升机)的桨毂由于表面结构复杂、迎风面积更大，前飞时其产生的阻力达到全机阻力的50%左右。
近年来直升机不断地向高速化发展，而高速前飞时桨毂将产生更大的气动阻力，因此非常有必要对共轴式双旋翼直升机桨毂进行减阻设计与研究。
国外从20世纪70年代末就开始对共轴式双旋翼直升机桨毂减阻进行研究。
Felker等采用XH－59A 共轴刚性双旋翼直升机的全尺寸和1/5缩比的机身模型，对影响桨毂阻力的参数进行了研究，同时研究了共轴双桨毂整流罩的阻力特性［1］。
Young等通过风洞试验对比研究了单旋翼和共轴双旋翼直升机桨毂的减阻特性，结果表明桨毂减阻可通过选择合理的整流罩实现［2］。
Brian等采用经试验数据验证过的CFD方法为X2型机设计了一个桨毂整流罩方案并进行了风洞试验［3］。
文献［4］对XH－59A共轴刚性双旋翼直升机的桨毂模型进行了阻力计算，发展了采用非结构网格的不旋转的共轴刚性双桨毂阻力评估软件。
国内对共轴式双旋翼直升机桨毂减阻的研究相对比较少，起步也比较晚。
曾伟、林永峰、黄水林等对三种不同构型的共轴刚性双旋翼桨毂模型进行了阻力计算，结果表明在上下桨毂布置钝椭圆整流罩和在桨毂轴布置翼型形状整流罩的组合减阻效果最好［5］。
朱正、招启军、原昕等采用Fluent软件对五种高速直升机桨毂整流罩进行了大速度前飞状态下的阻力计算分析［6］。
何龙、王畅、唐敏等对不同的共轴刚性旋翼直升机桨毂模型进行风洞试验发现对称光滑的桨毂是否旋转对阻力影响非常小，而各整流罩之间缝隙的宽窄对阻力影响比较大［7］。
本文首先对某型共轴式双旋翼直升机桨毂(简称某型机桨毂)的结构表面特征进行了分析，在此基础上采用参数化方法设计了三种不同减阻方案，并对该型机桨毂和三种减阻方案进行了大速度前飞状态下的阻力数值模拟。
得到了该型机桨毂和三种减阻方案在不同攻角下的总阻力和压差阻力等气动力数据以及压力分布、流线等流场数据，最后根据计算结果分析了影响桨毂阻力的因素。
减阻设计的目标是降低共轴式双旋翼直升机桨毂的阻力，根据之前的研究成果与工程实践可知，比较有效的方法是在上、下桨毂及中间轴外围加装整流罩，以降低桨毂周围的流动分离，同时控制整个桨毂表面积增大过多。
某型共轴式双旋翼直升机桨毂表面有各种拉杆、凸起等小部件，整流罩很容易与桨毂本身的部件产生干涉，同时还要考虑相互反向旋转的上、下桨毂之间的相对运动，因此减阻设计难度比较大。
而参数化设计方法通过对几个关键参数的调整可以快速地设计出不同的产品，因此采用参数化设计方法来进行桨毂减阻设计。
设计的流程如图1所示。
首先根据公开发表的资料绘制出某型机桨毂结构表面图。
为了使迎风面积和与空气接触的表面积最小，同时考虑设计与制造的可行性等元素，采用两种方法来设计上、下桨毂整流罩。
第一种方法是用最小旋转包络面的形式，选取a1，a2…a11这11个点的坐标为关键设计参数，以此来调整上桨毂整流罩的位置与形状，如图2(a)所示。
第二种方法是用椭圆形回旋体的形式，选取椭圆形回旋体中心偏移量k、椭圆长半轴长度a和短半轴长度b为关键设计参数。
上、下桨毂整流罩的方程式如下:中间轴整流罩的设计过程与上桨毂整流罩类似，总共采用三种方式进行中间轴整流罩设计。
第一种方式是用圆柱体形式，关键设计参数为圆柱体半径r，其中圆柱体圆截面中心在中间轴中心处。
第二种方式是用瘦腰圆柱体带切线后体的形式，关键设计参数是上中下三个圆柱截面的半径r1，r2，r3以及对应后体尾缘三个点的坐标a4，a5，a6，其中圆柱体圆截面中心在中间轴中心处，如图3(a)所示。
第三种方式是前缘翼型+切线后体的形式，关键设计参数为上下截面翼型参数k1，k2，翼型前缘点坐标a1，a2及对应后缘两个点的坐标a3，a4，如图3(b)所示。
参照之前共轴式双旋翼直升机桨毂阻力数值模拟的研究成果［5－6］，选取了三种组合减阻方案进行CFD计算:方案一为上下椭圆形回旋体+圆柱体的形式;方案二为上下椭圆形回旋体+瘦腰圆柱体带切线后体的形式;方案三为上下椭圆形回旋体+前缘翼型+切线后体的形式。
2．1 网格划分与计算设置某型机的桨毂有比较多的支臂、拉杆等结构，结构表面形状比较复杂。
各减阻方案的上下整流罩也有部分伸出的支臂。
因此对流动比较复杂的区域以及尾流区域进行了网格加密处理。
网格划分示意图如图4所示。
针对直升机大速度前飞状态下的桨毂阻力计算，设置模拟风速为288Km/h，计算攻角分别为:－4°，0°，4°。
飞行环境条件为海平面高度，温度为288K。
计算过程中采用S－A湍流模式，空气为理想气体。
由于风洞试验结果［7］显示上下桨毂整流罩是否旋转对阻力影响非常小，因此在计算过程中没有考虑上、下桨毂的旋转，同时认为各部件整流罩之间是密闭相接的。
2．2 气动力特性分析通过CFD数值模拟得到了某型机桨毂和各减阻方案的总阻力、粘性阻力及压差阻力等气动力数据特性。
分析表1中的总阻力值可以看出，相比于某型机桨毂，三个减阻方案都有比较好的减阻效果，其中减阻方案二的总阻力降低了约52．4%，降幅最大。
而粘性阻力主要与表面积大小相关，因此各减阻方案的粘性阻力都有所增加。
从阻力随攻角的变化情况来看，0°攻角时总阻力最小，随着攻角的增大，总阻力和压差阻力都增大。
从表1中也可以看出各方案的压差阻力都占到总阻力的90%以上，粘性阻力所占的比例比较小。
因此减阻设计时需重点考虑如何减少尾缘的流动分离，降低压差阻力，同时防止粘性阻力出现大幅度增长。
由于共轴式双旋翼直升机桨毂主要由上、下桨毂和中间轴组成，表2给出了这三个部件的阻力值、占总阻力的百分比和各减阻方案的阻力降低百分比。
从部件的减阻效果来看，中间轴整流罩的减阻效果最好，其中减阻方案二中间轴部分的减阻幅度最大。
上桨毂的阻力降低幅度比下桨毂大，这表明中间轴整流罩的形状对上、下桨毂整流罩尾部区域的流动都有影响，但是对上桨毂整流罩的影响更大。
因此在中间轴整流罩设计时不仅要考虑其自身的减阻，更需要考虑它对上下桨毂整流罩尾流的影响。
从各部件阻力对总阻力的贡献值来看，上桨毂阻力对总阻力的贡献变化比较小，中间轴阻力变化最大。
对比分析可以发现下桨毂阻力对总阻力的贡献越大，则减阻效果越好。
2．3 流场分析CFD数值模拟结果中包含了流场压力分布、流线等流场数据，分析这些流场数据对认识桨毂减阻机理也非常有帮助。
从图5桨毂尾缘的压力分布可以看出各方案尾缘的压力分布相差比较大，其中某型机桨毂与减阻方案一尾缘的压力比较小，方案二和方案三尾缘的压力相对比较大，其中减阻方案二尾缘的压力分布相对比较均匀。
对比各方案可以看出尾缘的压力越大，分布越均匀，桨毂或整流罩在来流方向前后的压差就越小，压差阻力也越小，因此总阻力也越小。
图6给出了y=0截面的流线矢量图，从图中可以看出某型机桨毂周围的流动比较复杂，尾缘区域流动分离比较严重。
加装整流罩之后气体流动变得更流畅，但是在上、下桨毂整流罩后缘附近区域的气体流动比较复杂，这些区域的气体流动很容易产生分离，因此会产生比较大的压差阻力。
通过采用整流罩包裹桨毂与中间轴，然后采用CFD计算和分析共轴式双旋翼桨毂减阻前后的气动力特性与流场数据，得出如下结论:1)共轴式双旋翼直升机桨毂阻力主要是桨毂前后压力差引起的，这是由于桨毂的结构复杂导致流动分离，减阻设计的主要目标是降低压差阻力。