摘要:基于共轴刚性旋翼独特的运动特征，分析了前后行桨叶气动载荷的巨大差异所引起的旋翼严重非定常气动特性，阐述了共轴刚性旋翼特有的升力偏置特性、双旋翼气动干扰特性以及桨毂阻力特性等若干空气动力学问题。在此基础上，针对共轴刚性旋翼的特殊气动问题，概述了目前在空气动力学基础理论、气动布局优化设计、桨毂减阻设计以及相应的气动特性试验等共轴刚性旋翼空气动力学领域的研究进展。最后，基于目前高速共轴旋翼直升机研究的瓶颈问题，指出了共轴刚性旋翼空气动力学领域后续的发展方向和研究重点。

摘要:建立了一个适用于共轴刚性旋翼气动特性分析的数值模拟方法。该方法采用任意拉格朗日欧拉方法(Arbitrary Lagrange Euler ,ALE)描述的可压缩Navier-Stokes（N-S）方程求解流场，采用低数值耗散的Roe格式进行空间离散；使用多重嵌套网格方法以模拟双旋翼的运动。针对共轴刚性旋翼配平，引入“差量修正”策略解决了传统配平中雅克比矩阵计算复杂的问题。首先，对Harrington-2共轴双旋翼的悬停气动性能进行了计算，然后，对某2 m直径共轴双旋翼的悬停及前飞状态进行了计算，并与试验值进行了对比。结果表明：在典型状态下拉力系数的计算结果与试验值误差在3%以内，扭矩系数的计算结果与试验值误差基本在5%以内；所采用的数值计算方法对旋翼涡尾迹特征具有较高的捕捉精度，可以有效模拟共轴刚性旋翼悬停和小速度前飞下的复杂流场及其细节特征。

摘要:使用粒子图像测速（Particle image velocity, PIV）技术对2 m直径共轴刚性旋翼悬停流场进行了风洞试验研究。在所搭建的共轴刚性旋翼试验台上，对1 100 r/min和1 860 r/min两种转速，8°和10°两种总距下的共轴刚性旋翼流场进行了测量，并测量了单独上旋翼相同状态下的流场。通过对试验数据进行处理，得到了不同状态下桨尖涡的脱落轨迹以及流场速度矢量图。同时通过对比分析，研究了共轴刚性旋翼之间的气动干扰现象，并指出了上旋翼桨尖涡尾迹通过下旋翼桨盘时的“二次收缩”效应。

摘要:采用前行桨叶概念（Advancing blade concept, ABC）的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力，然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此，本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计，通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS（Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS）方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟，在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm, GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法，以前飞升阻比为目标函数进行优化，得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%)，证明了优化的有效性。

摘要:针对共轴刚性旋翼复合式高速直升机构型，分析了其操纵特点，提出两种配平操纵方式：切换操纵方式和耦合操纵方式，并分析了两种操纵方式的优缺点。从多操纵面的冗余控制出发，对耦合操纵方式的操纵规律进行了配平分析，并根据配平情况评估了旋翼和尾推桨的载荷结果。研究结果表明，共轴刚性旋翼高速直升机旋翼的总距操纵、周期操纵与飞行速度、机身俯仰角有一定关系，旋翼载荷和常规直升机相比大幅增加，同时和机身俯仰角也密切相关。

摘要:共轴刚性旋翼直升机在高速飞行时，桨毂流动复杂、分离强、阻力大。为明晰其阻力特性和流动机理，采用CFD方法针对已完成风洞试验的共轴桨毂组合模型进行数值模拟研究，获得了桨毂组合模型各单独部件的阻力、表面流动和空间流场特征，阐明了产生阻力最大的部件和影响阻力的主要因素，揭示了中间轴整流罩和塔座设计参数的减阻机制。分析结果表明：上、下旋翼桨毂是产生阻力的主要部件；中间轴和塔座的分离尾流对桨毂表面流动产生较大的干扰作用，使桨毂整流罩表面受干扰区域产生气流分离；具有较缓和逆压梯度的中间轴整流罩和塔座能有效减小分离尾流对桨毂整流罩的干扰，从而降低整个共轴桨毂系统的阻力。

摘要:利用粒子图像测速（Particle image velocimetry，PIV）试验技术，开展了共轴刚性旋翼桨尖涡尾迹以及桨叶周围流场的测量试验，获得了单/双旋翼桨尖涡的运动轨迹以及桨尖诱导速度分布，研究了旋翼前进比对尾迹边界倾斜角的影响规律，进行了大前进比下强径向流对桨叶周围流场的影响机理研究。结果表明：强径向流具有增强气流附着性、减缓气流分离以及延迟失速的特性，前进比μ=0.64比μ=0.53后缘分离点延迟了约18%；后行侧反流区前进比越大反流强度越强；悬停状态双/上旋翼涡收缩性最快，单旋翼尾迹涡收缩性次之，下旋翼尾迹涡收缩性最慢。测量结果合理可信，为开展旋翼流动机理理论研究及提高CFD分析精度奠定了基础。

摘要:采用雷诺平均（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方程针对直升机前飞不同前进比状态下四叶片刚性旋翼开展数值模拟研究，对比前进比0.1和0.6时的旋翼气动特性差异。计算结果表明，前飞时桨盘后行侧根部附近出现反流流动区域，翼型截面压强系数呈现非常规分布，该区域桨叶几乎不提供升力，且反流区面积随前进比的增大而增加。以静态前掠反流翼段为研究对象，采用脱体涡（Detached eddy simulation，DES）方法研究其非定常空气动力学特性，发现反流翼段表面出现特殊复杂的附着涡结构，在展向流动的影响下，翼段根部与尖部的涡结构发生耦合作用；反流翼段的升力系数随桨距角的增加而增大，且在失速迎角后并未下降。

摘要:为在?3.2 m风洞开展高速直升机共轴刚性旋翼风洞试验，中国空气动力研究与发展中心(China Aerodynamic Research and Development Center，CARDC)开展了分离式共轴刚性旋翼风洞试验关键技术研究。解决了双旋翼共轴反向驱动、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼气动力分离测量、旋翼间距调整等关键技术问题，研制了?2 m直径共轴刚性旋翼试验台和旋翼天平、旋翼操纵系统，实现了旋翼共轴等速反向旋转、双旋翼联动和差动变距操纵、旋翼升力偏置调整、旋翼气动力孤立测量、旋翼间距调整等功能。通过开展风洞试验，验证了该试验技术，表明试验技术具有技术成熟度高、数据重复性精度高、可调节参数多的优点。

摘要:建立了一个基于Navier-Stokes（N-S）方程的共轴刚性旋翼气动干扰数值模拟方法。应用运动嵌套网格技术模拟双旋翼反转运动。通过与试验值对比，验证了方法的有效性。分析了共轴刚性旋翼悬停状态的气动性能和流场特征，结果表明，双旋翼气动干扰主要来自4个方面：双旋翼尾迹涡相互诱导引起 “涡诱导效应”，使上旋翼气动性能优于下旋翼；双旋翼周期性相遇-离开过程中桨叶附着涡干扰引起“载荷效应”，对应拉力周期性升降波动；双旋翼相遇时“厚度效应”使双旋翼拉力产生相反的脉冲波动；上旋翼尾迹涡与下旋翼桨叶碰撞引起垂直“桨-涡干扰效应”，使下旋翼桨叶展向拉力分布受到干扰。

摘要:为研究高速直升机共轴刚性旋翼桨毂的阻力特性，采用自研的桨毂模型试验台，在中国空气动力研究与发展中心FL-14风洞开展了风洞试验。试验模型为典型的共轴刚性旋翼桨毂模型，包括上、下桨毂整流罩模型和4种中间轴整流罩模型，分别为基准中间轴和基于翼型的优化外形。主要试验内容包括多种桨毂模型在不同转速、不同风速及不同模型姿态角下的阻力特性试验，以及桨根对桨毂阻力特性的影响试验等。风洞试验结果较好地反映了不同桨毂构型的阻力特性差异，获得了中间轴整流罩外形对桨毂阻力的影响规律；试验结果表明最优桨毂构型相对基准桨毂构型，可减阻37%。

摘要:共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此，本文通过求解可压雷诺平均N?S（Reynolds?averaged Navier?Stokes，RANS）方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟，获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明，随前进比增大，桨叶展向拉力分布更加趋于合理，拉力中心向桨叶中段移动，可以充分给桨尖卸载；旋翼升力主要由前行侧桨叶提供，升力偏置量过大容易产生激波诱导失速，不利于高速前飞。

摘要:针对共轴刚性旋翼桨毂阻力全机占比较大的特征，开展桨毂减阻优化设计方法研究。首先分析了共轴刚性旋翼桨毂外形特点，确定减阻整流罩基本型式，建立了减阻整流罩参数化模型。分析了整流罩参数对桨毂阻力的影响，进行参数样本选取。在此基础上建立代理模型，采用优化算法求解代理模型进行参数优化设计，最终建立了适用于共轴刚性旋翼桨毂的减阻优化设计方法。通过计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算结果、试验结果以及优化结果对比验证，结果相差小于2%，说明了建立的共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法有效、可信。

摘要:针对共轴刚性旋翼高速直升机研究的需求，对共轴刚性旋翼试验自动配平技术展开了研究。基于现有试验平台，结合共轴刚性旋翼的配平原理，参考单旋翼自动配平技术，提出了基于模糊控制的共轴刚性旋翼试验自动配平技术，并在试验中进行了考核和验证，达到了实用阶段。

摘要:采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一，其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响，采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念（Advancing blade concept,ABC）的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析，得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2，0.4，0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明，旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布，进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下，产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同，μ=0.2时，最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右；μ=0.4时，最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右，μ=0.5时，最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。

摘要:为了掌握刚性直升机旋翼在高速飞行条件下的关键气动特性，本文通过求解三维非定常雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS)方程并基于多块结构化网格有限体积方法(Finite volume method, FVM)对直升机旋翼悬停及前飞状态的复杂绕流流场进行了数值模拟，讨论了动态流动分离、展向流动影响及反流等复杂气动特性的影响。分析了旋翼总距对气动载荷的影响及后行阶段的非定常反流效应，并分别揭示了该旋翼在悬停和大速度前飞状态下显著不同的气动力规律。数值计算表明，悬停状态该旋翼拉力值随总距线性增大，而在大前进比(Advancing ratio, AR)飞行时，其后行侧桨叶根部反流导致截面非常规压力分布，拉力主要由前行侧桨叶提供。数值预测结果与风洞试验结果的比较显示了良好的一致性。

摘要:为最大程度地降低共轴刚性旋翼桨毂的气动阻力，在其减阻设计方案中间轴处加装翼型截面的涡流分割器。首先设计了不同展长、弦长、安装位置和数量的涡流发生器加装方案，之后采用求解N-S方程的方法计算和分析了加装涡流发生器之后的桨毂阻力特性、表面压力和空间流动情况等。结果表明加装涡流发生器能使桨毂减阻方案的阻力降低约5%，弦长增大、涡流发生器位置向下桨毂方向移动有利于进一步降低阻力。研究结果可为涡流发生器的应用和桨毂减阻设计提供一定的参考。

摘要:直升机风洞试验是高转速、高难度、高风险的动态试验，人工操控具有效率低、安全性差、劳动强度大等缺点。为了克服人工操控的缺陷，构建了基于网络通信的试验管理系统和软硬结合的多重安全保护措施，在此基础上形成了成熟的直升机风洞试验自动配平技术。目前这些技术已成功应用于直升机风洞试验控制，应用效果表明旋翼的智能控制技术具有结构灵活、操作方便、安全可靠、数据质量好、试验效率高等特点，大大提升了直升机风洞试验的控制水平，充分满足了直升机风洞试验的需求。

摘要:针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题，利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中，采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力，并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果，研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上，还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明：随着旋翼前进比的增大，上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱，共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。