旋翼槳葉氣動設計要點淺析

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0.前言

早些年因為「玩」旋翼模擬，哪知「侯門一入深似海」，非科班出身，全靠在卷帙浩繁的文獻和書籍等資源里略尋得一絲蛛絲馬跡，後來有幸參與了一些實物設計驗證。走在偌大的校園裡，只有自己知道肚子里墨水不多，但看看校園裡的芸芸眾生，相較而言我竟然算是一個稍有「墨水的」，實在可笑可悲。

即便早已不在從事這個專業，後來仍有諸多「尋山問路」者，如同學、朋友、知乎中……。恰巧我又是個心腸極軟的人，看不得別人受苦。這些年，無人機爆熱，作為一個曾今在其中踏入半隻腳的人，我依然是隔岸觀火、靜觀其變的心態，就中利弊不置評論，索性「淺析」下旋翼槳葉氣動設計要點，以饗讀者。

旋翼（Rotor）是直升機、無人多旋翼飛行器中最重要的部件。而槳葉（Blade），又是旋翼中的核心部件。旋翼的設計參數主要有：槳葉數目、槳盤載荷、槳葉半徑、槳根長度、沿展向各站位的翼型分布，翼型、弦長及分布、前緣直徑、扭轉角分布、槳尖形式。

1.輸入工況

與其它設計一樣，設計前需要確定輸入。旋翼設計前需要確定起飛重量W、額定工作轉速RPM、發動機功率P。

2.槳葉數目。小型直升機一般採用兩片槳葉的形式，大型則一般有4片及以上的設計。無人機的螺旋槳一般不大，最常見的也是雙槳式。槳葉數目（Nb）影響的是旋翼的槳盤實度，槳葉數目多則可提高懸停性能，減小誘導功率，但需要花費更大的功率，數量按常規設計。

3.初選旋翼半徑、平均弦長和槳盤載荷

旋翼的半徑R可參考類似起飛重量的飛行器的參數作為設計迭代的初值。在沒有精確的旋翼計算演算法之前可以採用槳盤理論估算半徑對應的旋翼拉力。此時還未確定翼型，可採用NACA0012或更通用的翼型的氣動係數做輸入。這當然是個迭代的過程，輸入一個半徑，輸出一個拉力，直到滿足需求為止。

模型飛機、無人機和旋翼機常用的槳盤實度σ範圍為0.006到0.12之間,直升機一般為0.4到0.7。確定了旋翼的半徑和槳葉數目之後，槳盤實度主要由旋翼的弦長決定。初選槳盤實度，根據公式計算得到平均弦長C和展弦比。

4.槳根長度

槳根長度取決於旋翼的安裝形式，原則是不能與旋翼下方的操縱機構或設備干涉。

5.確定翼型

翼型的選擇是設計關鍵。國內許多螺旋槳生產上都是採用逆向工程開模生產的，實際鮮有真正掌握核心氣動設計數據的。翼型的選擇涉及較多問題，足以另立新篇，準備下期重點闡述，敬請期待。

6.確定翼型及弦長分布

為滿足氣動要求，槳根段常採用簡單的過渡翼型即可。一般從槳根一個長度之後就開始採用設計的氣動翼型，最簡單的就是從槳根到槳尖前部採用線性變化的弦長、彎度、厚度。如下圖所示。

7.確定扭轉角的分布

一般採用負扭轉的設計，即槳根處翼型扭轉角最大，依次遞減到槳尖前部。因為槳根處雷諾數小，氣動速度較小，來流角較大，按照前文《飛行模擬--4.直升機飛行與操縱原理》中來流角與槳距角的代數和為迎角的原理，使整個槳葉在展向的氣動力趨於均勻分布，所以就需要設計一個扭轉角作為槳距角（固定的）來補償得到最佳迎角。

最佳迎角的概念類似於民用客機中的燃油利用率。即翼型在額定工況下的迎角有最大的升阻比（Cl/Cd），功率利用率最高。簡單設計可以採用profili軟體輔助，當然還有Xfoil等，輸入雷諾數，查詢最佳迎角，在計算的來流角基礎上就可以推算出應該補償來流角。

按照功率利用率最大的設計目標設計，即使設計在正常工況下使得各剖面的翼型的升阻比最大。建議此用表格和圖的形式記錄(請原諒我的強迫症)，檢查個剖面的連續性，在理論上適當修正，合理的翼型應該是自然過渡。

8.確定槳尖形式

槳尖形狀對旋翼的性能影響很大，是旋翼雜訊的主要來源。常規的旋翼設計主要採用的是後掠加變薄的措施來提升旋翼的性能。

降低槳尖的厚度可以提升懸停性能。採用後掠的形式可以減小前緣的法向馬赫數，通常有定常後掠和漸進式後掠。許多現代直升機如UH60黑鷹、AH64阿帕奇直升機都使用了簡單的槳尖定常後掠角。後掠角一般限制在20°左右，過大的後掠角可能會引起附加的慣性力。定長後掠角加工製作方法簡單，但可能會導致附加氣動扭矩的產生。後掠角的設計準則主要是使翼型前緣的法向馬赫數維持在一個定值。

以上只是個人的一點愚見，更專業的可參考北航王吉東老師的《直升機部件》課件、Principle of Helicopter Aerodynamic和其它專業教材。

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