第1章 绪论
本章主要介绍自适应旋翼相关知识、研究背景和分类等，重点总结国内外在自适应旋翼性能方面研究进展，并对自适应旋翼发展进行技术展望，以期从中凝练自适应旋翼性能的发展趋势，为后续自适应旋翼性能方面研究提供方向性参考和指导。本章*后对后续章节主要内容进行了介绍。
1.1 自适应旋翼
直升机在军事和民用方面用途广泛，与固定翼飞机相比，航时、航程、速度和升限等性能指标不高。前行桨叶激波和后行桨叶失速是导致直升机飞行性能指标相对不高的关键因素。Sikorsky(1960)早就指出，直升机本质上并不是一种高速、高升限或者大航程飞行器。自直升机诞生之日起，提升直升机的飞行效率、速度、航时、航程和升限等性能指标一直是直升机领域研究中的重中之重。
旋翼被动设计，例如，旋翼桨叶翼型气动特性及分布的优化(Fradenburgh，1979)，桨叶负扭转的优化(Gessow，1947)，新型桨尖的设计(Brocklehurst and Barakos，2013; Yen，1994; Yeo et al.，2004)，旋翼直径、转速和弦长等参数的选择(Mcveigh and Mchugh 1984; Sikorsky，1960)等，在提升旋翼性能方面已经取得了显著的成效。被动旋翼可在某个或者局部飞行状态获得较优飞行性能，随着直升机飞行环境或者飞行状态的改变，旋翼偏离较优工作状态，飞行性能随之下降。例如，采用较大桨叶负扭转的旋翼可获得较好的悬停性能，但采用较小的桨叶负扭转有利于高速飞行；又如旋翼转速，悬停时采用较低转速可降低旋翼需用功率，前飞速度较大时，需采用较高的旋翼转速。旋翼被动设计实际上是参数设计的折中，直升机在整个飞行包线内难以发挥*佳的飞行性能。
自适应旋翼技术*大的优势是能根据飞行状态的变化，优化旋翼参数，进而提升旋翼升阻比，以适应不同飞行状态和环境的需要，*大限度地提升旋翼性能。从功率节省方面来看，自适应旋翼主要减少旋翼诱导功率和/或旋翼型阻功率，达到节省旋翼总需用功率的目的。本书主要探讨自适应旋翼技术在降低旋翼需用功率、提升直升机飞行性能方面的研究进展，为自适应旋翼技术发展提供方向性参考。
自适应旋翼(Adaptive Rotor)也被称为智能旋翼(Smart Rotor)、主动旋翼(Active Rotor)或者变体旋翼(Morphing Rotor)。狭义上来讲，自适应旋翼包括旋翼总体参数变化对应自适应旋翼构型，如变转速旋翼(Variable Speed Rotor)、变直径旋翼(Variable Diameter Rotor)等；广义上来讲，自适应旋翼还包括桨叶参数变化对应自适应旋翼构型，如智能桨尖(Active Blade Tip)、桨叶变弦长(Variable Blade Chord)和翼型变弯度(Variable Airfoil Camber)等广义自适应旋翼。
根据参数变化的范围，本书将自适应旋翼分为旋翼整体参数控制和单片桨叶参数控制，如图1.1所示。旋翼整体参数控制主要是指自适应旋翼改变整副旋翼的参数，如旋翼操纵量、旋翼转速和旋翼直径等。单片桨叶参数控制主要是指自适应旋翼改变单片桨叶参数，如桨叶翼型参数、桨叶桨距、桨叶扭转角分布和桨尖参数等，这些参数会根据飞行状态或者环境的不同而进行自我优化，达到提升旋翼性能的目的。翼型参数变化(翼型变体，Airfoil Morphing)又包括前缘缝翼(Leading Edge Slat)、合成射流(Synthetic Jet)、后缘襟翼(Trailing Edge Flap)、格尼襟翼(Gurney Flap)、变弦长(Variable Chord)和翼型变弯度(Variable Airfoil Camber)等。
图1.1 自适应旋翼分类
1.2 国外研究进展
1.2.1 变转速旋翼
Karem(1999)*早提出*优转速旋翼(Optimum Speed Rotor， OSR)技术。飞行过程中，通过改变旋翼转速，优化旋翼升阻比、降低旋翼需用功率，以提升直升机航时、航程、升限和效率等飞行性能指标。该专利给出了不同起飞重量(635kg、1179kg 和1814kg)时，*优转速和常转速旋翼直升机需用功率，如图1.2～图1.4所示。起飞重量较小时，优化旋翼转速可显著降低旋翼需用功率，随着起飞重量的增加，优化旋翼转速所带来的功率节省相对较小。旋翼*优转速随前飞速度增加而增大。起飞重量1179kg 时，60kn 速度飞行时，优化旋翼转速可降低45％的需用功率、增加82％的航时；80kn 速度飞行时，优化旋翼转速可降低38％的需用功率、增加61％的航程。*优转速旋翼更加适合于直升机在较低前飞速度和较小负载飞行时提升旋翼性能。
图1.2 起飞重量635kg 在海平面时需用功率(Karem，1999)
图1.3 起飞重量1179kg 在海平面时需用功率(Karem，1999)
Prouty (2004)从直升机悬停效率、航时、航程和*大飞行速度等方面阐述了旋翼变转速技术的优势。该文献考虑了发动机特性对旋翼转速优化的影响，旋翼需用功率*小并不意味着发动机油耗*低，因为两者对应的*优转速很可能不一致，虽然该文献采用的分析模型比较简单，但该研究内容非常重要。常规直升机较少采用旋翼变转速技术，主要还是由于振动问题，尤其是接近共振转速时的共振问题。分析表明，旋翼变转速技术不仅可用于提升直升机悬停性能，还可以提升其航时、航程和*大飞行速度等性能指标。
图1.4 起飞重量1814kg 在海平面时需用功率(Karem，1999)
Steiner 等(2008)研究了旋翼转速变化对直升机性能和配平的影响，采用较为经典的方法预测直升机飞行性能。以 UH-60A 直升机为算例的分析表明，旋翼转速降低，旋翼总距和纵向周期变距增大；旋翼转速降低，桨叶所受离心力减小，桨叶预锥角随之增大；其他配平量，如机体俯仰和滚转姿态角、桨叶周期挥舞以及尾桨拉力等随旋翼转速变化不明显。降低旋翼转速带来旋翼需用功率节省主要源于旋翼型阻功率的降低，而转速变化对旋翼诱导功率的影响小很多。旋翼转速降低会伴随旋翼扭矩的增大，随飞行速度增加，扭矩增大，幅值减小。Steiner 等(2008)也指出，旋翼转速变化会带来一些潜在问题：①旋翼转速变化，旋翼传给机体的激振频率随之改变，该激振频率有可能会接近机体固有频率，从而引起机体振动水平的增加；②旋翼转速降低，旋翼动能随之减小，给直升机自转特性带来负面影响，进而影响直升机安全性；③旋翼转速降低，旋翼需增大桨距角以提供足够拉力，桨距角增大带来失速区扩大，旋翼产生更大拉力的潜力降低，直升机机动性能降低；④旋翼转速降低，桨叶离心力减小，直升机更易于受阵风的影响。 DiOttavio 和 Friedmann(2010)以 A160T 无人直升机为背景，探讨了宽范围变化的旋翼转速在旋翼性能提升方面的优势。A160T 无人直升机的旋翼转速可降低至其基准值的60％，尚未达到专利技术中的40％(Karem，1999)。飞行实测结果与理论预测吻合较好，说明*优转速旋翼技术可用于提升直升机航时、航程、升限和效率等性能指标，以及降低发动机燃油消耗。试验也表明，A160T 无人直升机的旋翼明显比许多其他类型直升机的旋翼安静，即噪声水平更低。从该方面研究可看出，旋翼变转速技术已可应用于工程实践。
改变旋翼转速一般有两种途径：主减速器改变传动比或者发动机控制出轴转速。例如，通过调节发动机转速来实现旋翼变转速，旋翼与发动机联动，旋翼转速变化带来发动机出轴转速变化，进而影响发动机的耗油特性，事实上发动机燃油消耗降低才意味着直升机需用功率下降。
Garavello 和 Benini(2012)在采用旋翼变转速技术提升直升机性能的研究中考虑了发动机出轴转速变化对其耗油特性的影响，以 UH-60A 直升机为算例进行分析，旋翼*优转速根据桨叶*优载荷范围来确定，由于缺少 UH-60A 直升机旋翼桨叶载荷数据，采用文献(Karem，1999; DiOttavio and Friedmann，2010)中*优旋翼桨叶载荷数据。起飞重量7257kg、飞行高度500m、不同飞行速度时，需用功率、耗油率和单位时间油耗对比如图1.5～图1.7所示。很明显，优化旋翼转速有助于降低直升机需用功率，但当发动机转速偏离额定转速时，发动机耗油率增加明显，导致直升机低速和高速飞行时，发动机油耗增加，优化旋翼转速不仅没有达到降低发动机耗油率的效果，反而使其增加。该研究的重要意义在于，说明了旋翼需用功率*小并不意味着发动机耗油*省，在优化旋翼转速提升旋翼性能时，需通盘考虑出轴转速对发动机耗油特性的影响。
基于上述研究，Misté 和 Benini(2012)以发动机油耗*小为目标优化旋翼转速，考虑了转速变化对发动机耗油特性的影响，采用经典性能预测方法分析了旋翼转速对 UH-60A 直升机需用功率的影响。飞行高度500m、起飞重量为7257kg 时，发动机燃油消耗(油耗)减少百分比随前飞速度变化如图1.8所示。很明显，以发动机耗油率*小为目标时，可通过优化旋翼转速降低悬停和大速度前飞时直升机燃油消耗。
图1.5 常转速与*优转速时需用功率对比(Garavello and Benini，2012)
图1.6 常转速与*优转速时发动机耗油率对比(Garavello and Benini，2012)
图1.7 常转速与*优转速时发动机单位时间油耗对比(Garavello and Benini，2012)
图1.8 油耗减少百分比随前飞速度变化曲线(Misté and Benini，2012)
为进一步研究发动机油耗特性对旋翼*优转速的影响，Misté 等(2015)综合
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