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前行桨概念直升机 THE ABC HELICOPTER 目录 1 前行桨概念 2 风洞试验 2.1 双桨叶单旋翼试验 2.2 悬停试验 2.3 动力学相似桨叶前飞试验 2.4 周期变距试验 2.5 桨叶减速和制动试验 目录 3 前行桨概念直升机仿真 4 桨叶设计 1 前行桨概念 前行桨概念名称的由来 常规直升机（单旋翼）的缺陷 前行桨概念的优势 1 前行桨概念 前行桨概念旋翼与常规旋翼的升力分布对比 1 前行桨概念 前行桨概念旋翼的力矩平衡 1 前行桨概念 传统旋翼和ABC旋翼接近桨尖的翼型的工况对比 1 前行桨概念 传统旋翼和ABC旋翼接近桨尖的拉力系数对比 2 风洞试验 2.1 双桨叶单旋翼试验 2.2 悬停试验 2.2 悬停试验 2.3 动力学相似桨叶前飞试验 2.3 动力学相似桨叶前飞试验 2.3 动力学相似桨叶前飞试验 2.4 周期变距试验 2.5 旋翼减速和制动试验 2.5 旋翼减速和制动试验 3 前行桨概念直升机仿真 4 桨叶设计 4 桨叶设计 X2 * 前飞速度200 mph，等效前进比0.5 对于跷跷板旋翼，当无量纲拉力超过0.06时，扭矩迅速上升，这表明失速的发生。对于刚性ABC旋翼，拉力上升时扭矩先上升后减小，这表明失速没有发生，旋翼进入自转状态。 由于下旋翼涡的存在，上旋翼涡被以较下旋翼涡更高的速度向下输运，并被吸向旋翼中心处，上下旋翼的涡相互干涉，趋向于由较大的涡变成小而分散的涡。 试验得到的6桨叶共轴双旋翼的性能由于6桨叶单旋翼的理论值，而后者历来是较乐观的估计。 桨叶非扭转 根梢比2：1 桨根相对厚度24% 桨尖相对厚度6% 正常转速时 一阶固有挥舞频率1.62 一阶固有摆振频率1.68 低速时涡效应影响较大，共轴双旋翼的振动应力大于单旋翼，高速时下洗效应变小，干扰效应可以忽略。 试验结论： （1）高速时干扰对挥舞应力的影响可以忽略； （2）干扰效应对于摆振应力不是一贯很显著，而且ABC旋翼的摆振应力谐波成分不同于单旋翼； （3）桨毂间距由桨叶的14%变化到20%对于性能、应力无明显影响； （4）桨尖重量对于减小2阶和高阶应力有效果； （5）改变旋翼间相位角对于旋翼性能和桨叶应力无明显影响。 周期变距之后旋翼升力显著提高，如前进比0.45时无量纲升力从0.07升至0.15。旋翼还进行了前进比0.68的测试（230Knot），最大无量纲升力0.178，受限于挥舞应力而非旋翼失速，所测试的任何工况都没观察到失速。 对于典型直升机旋翼阻力发散马赫数通常为0.75至0.80，主流趋势是提高阻力发散马赫数至跨声速以提高速度，这导致阻力增加并且功率消耗增加。 而前行桨叶可以通过降低转速直至停止来避免桨叶速度超过阻力发散马赫数，这预示着ABC旋翼直升机的速度潜力可能超过500节。 旋翼前进比由0.68变到正无穷，任何前进比和载荷组合下都稳定。 图示为旋翼升力系数0.4时的挥舞应力特性，为挥舞应力的常值与一阶、二阶分量，以及峰峰值的1/2。前进比1.0时的应力峰峰值最大，该值随转速降低而降低。 关键问题是刚性共轴旋翼的操纵响应特性，因为俯仰和滚转中有很大的陀螺力矩，其次是高速情况下阵风干扰问题。 图示是悬停时滚转操纵时的桨尖偏移和阶跃输入时的横滚速度，在0.2秒内即达到了40deg/s的滚转速率。 （1）根梢比，其效果与负扭类似，增加根梢比有益于利用桨叶内段提供升力； （2）桨叶质量和刚度，有益于前飞或机动飞行时的减小桨尖偏移； （3）桨尖速度，最大桨尖速度并不是应力最小化所必须的，这一点表明性能和桨叶应力特性可同时提高。 *