旋翼
旋翼是直升機的重要部件。在直升機飛行過程中，旋翼起產生升力和拉力雙重作用。不僅如此，旋翼還起到類似於飛機副翼、升降舵的作用。旋翼有多種類型，主要有四種：鉸接式旋翼、無鉸式旋翼、半鉸式旋翼、無軸承式旋翼。
旋翼由槳轂和數片槳葉構成。槳轂安裝在旋翼軸上，形如細長機翼的槳葉則連在槳轂上。
簡介
直升機具有獨特的飛行能力，如垂直起降、空中懸停、低空低速飛行等,它的套用已遍及軍用和民用的各個領域。現代直升機，尤其是軍用直升機，其技術要求和研究重點已不僅是追求高的飛行性能、好的舒適性和可靠性，而且更關注於直升機按照駕駛員的操縱來完成任務的適宜程度，即飛行品質。美國軍方於年頒布了“軍用旋翼飛行器駕駛品質要求”，2000年頒布了最新版本，均明確規定了新機型在各個研製階段都需進行飛行品質核查和控制，以保證所研製的直升機最終具有合格的飛行品質。飛行品質已成為現代直升機的主要設計指標之一。目前，飛行品質評估主要包括三種技術手段：計算分析、飛行仿真和試飛，其中計算分析和飛行仿真都依賴於直升機飛行動力學模型。先進的飛行控制系統作為提高直升機飛行品質的主要手段之一，其設計過程也是以飛行動力學模型為基礎。因此，建立高置信度的直升機飛行動力學模型是進行飛行品質分析與設計的前提和關鍵。
長久以來，直升機工程界和學術界花費了大量的人力、物力建立了多種直升機飛行動力學模型，不斷的提高其置信度。目前，已有的模型能有效預測直升機中等速度平飛狀態的飛行特性，但對直升機在懸停、低速飛行以及機動飛行狀態的飛行特性預測精度較低，還不能完全滿足工程精度的要求。例如，對於直升機俯仰或滾轉機動時異軸回響的預測，已有的模型還顯得“力不從心”。造成這一現狀的主要原因是對懸停、低速飛行及機動飛行狀態的旋翼氣動力及旋翼與直升機各部件氣動干擾的預測不夠理想。由於旋翼與直升機各部件氣動干擾的預測精度與旋翼氣動力的預測精度密切相關，所以旋翼氣動力的預測精度已成為制約直升機飛行動力學模型置信度的主要因素。
與固定翼不同，直升機旋翼由大展弦比的柔性槳葉組成，主要依靠自身的旋轉運動來產生升力，槳葉後緣拖出的尾渦呈三維螺旋結構，並以外部捲起的槳尖渦主導旋翼的氣動特性；在懸停和低速飛行狀態，自由來流很小，旋翼尾跡會非常靠近槳盤，並產生嚴重的凡何形狀畸變，在槳盤平面誘導強烈的非均勻入流，改變槳葉的氣動載荷分布和槳葉的運動，從而影響直升機的平衡特性和操穩特性;反過來，槳葉氣動載荷分布和槳葉運動的變化，又會影響旋翼尾渦渦強分布及凡何結構的變化，三者之間形成一個高度禍合的複雜動力系統。旋翼尾跡及其誘導速度場還會改變機身、尾翼等部件的氣動環境，影響機身、尾翼等受到的空氣動力。
機動飛行是武裝直升機的重要飛行狀態，與定常飛行狀態不同，在機動飛行中，機體的非定常運動將導致旋翼尾渦回響滯後、凡何形狀產生複雜的動態畸變，改變槳盤入流分布特徵，此時旋翼的非定常氣動環境將發生顯著變化，並導致旋翼載荷產生與定常飛行狀態不同的動態特性，進而影響機體的運動規律。對於大機動飛行，快速、大幅變化的操縱輸入和機體的運動將引起更劇烈的尾跡動態畸變，而且旋翼槳葉還可能會產生大的彈性變形、動態失速等複雜現象，旋翼氣動力的非定常、非線性特性將更加嚴重。
由於上述氣動問題本身的複雜性，到目前為止，仍未能得出一個全面的、滿意的旋翼非定常氣動力模型，許多相關問題遠未解決。目前的直升機飛行動力學建模中，大多只能採用相對簡化的模型，如動態入流模型、槳葉剛性揮舞運動模型和準定常翼型氣動力模型等。此類模型能合理預測直升機中等速度前飛狀態的旋翼氣動力，但由於未計入尾跡自誘導畸變以及操縱輸入和機體非定常運動引起的尾跡動態畸變對槳盤入流的影響，忽略了槳葉彈性變形、動態失速等的作用，難以準確預測懸停、低速飛行以及機動飛行狀態的旋翼非定常氣動力，從而降低了直升機飛行動力學模型的置信度。因此，開展與直升機飛行動力學模型相匹配的高置信度旋翼非定常氣動力建模研究，使其能準確預測懸停、低速飛行以及機動飛行狀態的旋翼氣動力，不僅是一項具有理論意義的重要課題，而且是一項具有實際套用價值的課題。
常用旋翼氣動特性計算方法
目前研究旋翼氣動特性的分析方法主要包括動量理論、葉素理論、渦流理論、旋翼流場計算的CFD方法。
動量理論是一種出現較早、較為簡單的研究方法。動量理論採用均勻滑流的的假設，把旋翼看成一個無厚度槳盤，把受旋翼作用的氣流當做一根流管單獨處理，根據牛頓第二定律、質量守恆定律、動量理論、能量守恆定律得到旋翼拉力與誘導速度的簡單關係。其優點是計算模型簡單，主要用於旋翼誘導氣流的初步估算，在旋翼性能計算、總體參數選擇等分析中使用；缺點是採用了誘導速度均勻分布的假設，不涉及旋翼的翼型、幾何形狀等細節，不能進行參數最佳化。
葉素理論把槳葉看成由無限個槳葉微段（即葉素），考查每個葉素的運動、受力情況，並找出葉素的幾何特性、運動特性和空氣動力特性之間的關係，對一片槳葉進而對整個旋翼進行積分，得到旋翼的氣動力、力矩和功率公式。旋翼氣動特性取決於槳葉各個葉素的如流特性和升阻特性，而升阻特性與當地迎角（從而與誘導速度）密切相關。葉素理論為旋翼空氣動力學奠定了基礎，它涉及槳葉的細節流動和載荷，將槳葉的幾何參數與氣動特性聯繫在一起，使旋翼性能與設計參數相關。但是葉素理論本身並不能計算槳葉葉素的當地誘導速度，誘導速度必須藉助其他方法得到。
渦流理論套用流體力學的基本定理（Biot-Savart定理、Kelvin定理、Helmhotz定理）計算旋翼流場中任一點處的誘導速度。按照旋翼尾跡分析模型可歸納為四種：固定尾跡、預定尾跡、自由尾跡、約束尾跡。自由尾跡方法計入尾流速度的不均勻分布，認為旋翼的尾渦系按照當地速度延伸，允許渦線自由移動，最後得到形狀畸變的渦系。與固定尾跡和預定尾跡相比，自由尾跡分析可以給出更為實際的尾跡形狀，但是由於其渦系幾何形狀複雜，數學處理上也就更為繁雜，計算工作量隨之增大。
CFD方法是用計算流體力學的理論和方法來處理旋翼流場。通過嵌套格線來模擬槳葉運動，求解三維N-S方程求解流場，並通過湍流模型來解決粘性問題，最終可提供旋翼流場的精確的計算結果。
從物理意義上來講，數值求解微型旋翼流場的N-S方程的CFD應該是最全面準確計算微型旋翼氣動特性的方法。但是，由於其極大的工作量、湍流模型的選取、數值計算的穩定性，及嵌套格線挖洞插值計算量巨大等原因，此方法還不能夠作為預估微型旋翼性能的實用工具。渦尾跡方法被認為最能再現旋翼尾跡結構，因此適合於模擬旋翼的複雜流場，並能準確給出槳葉載荷的詳細分布。儘管渦尾跡方法的計算量要比求解N-S方程小很多，但其計算量還是不能滿足旋翼日常設計和計算的速度要求。與渦尾跡方法和CFD方法相比，動量葉素方法則較為成熟，計算量小，常用於直升機懸停性能的近似計算中，是非常適用於工程套用的計算模型。進來已有研究者將其發展到微型旋翼懸停性能計算中，通過在計算中考慮空氣粘性效應，可以獲得較為準確的計算結果。
微型旋翼氣動特性研究
微型旋翼尺寸小，工作在低雷諾數下，空氣的粘性力影響相對較大，給氣動分析帶來一定的困難。在分析微型旋翼的氣動特性時，必須考慮空氣粘性的作用。目前，微型旋翼的氣動特性分析方法有動量-葉素理論、CFD數值計算和實驗分析。
動量-葉素理論方法較為成熟，計算量小，常用於直升機旋翼氣動特性的工程計算中。近年來也有研究者通過在計算中計入空氣粘性的影響，將其應在微型旋翼的氣動特性計算中，取得了較好的效果。使用CFD數值模擬可以計算出微型旋翼的流場分布，通過對旋翼槳葉表面的壓強積分可得到旋翼的氣動力，並能夠對旋翼流場中的分離流動、尾跡渦、渦槳干擾等複雜特徵進行研究。
Peter J.Kunz對動量-葉素理論方法進行了修正，建立了微型旋翼懸停性能的計算方法，並對微型旋翼的平面形狀進行了氣動最佳化設計。作者使用OVERFLOW-D程式研究分析了微型旋翼的三維流場。
上海交通大學的肖永利套用INS2d程式計算得出的圓弧翼型的低雷諾數的升阻性能，結合經過修正的動量葉素組合理論計算了微型旋翼的空氣動力特性，同時用此方法指導設計出了梯形的微型旋翼槳葉平面形狀。實現了幾個厘米大小微型飛行器的離地起飛，驗證了旋翼飛行方式在現階段厘米級微型飛行器設計中的可行性，並在相關技術研究上取得了一些進展。
西北工業大學的蔡偉明，宋文萍等通過求解擬可壓縮修正後的Euler 方程，模擬了微型直升機的旋翼繞流，計算格線採用O-H 拓撲形式的結構格線，空間離散採用中心有限體積法，時間推進為五步Runge-Kutta方法。採用了當地時間步長、壓強阻尼及隱式殘值平均方法來加速收斂。套用此方法對低速條件下旋翼進行了數值模擬，計算結果與實驗數據吻合得較好，經氣動分析，證明擬壓縮性方法運用於微型直升機旋翼完全可行。Bohorquez建立了計算微型旋翼懸停氣動特性的動量-葉素理論方法，分析了微型旋翼槳葉平面形狀對其氣動特性的影響。作者還進行了微型共軸雙旋翼懸停氣動特性的計算研究，建立了上下旋翼氣動干擾的計算模型。
上海大學的趙小輝套用嵌套格線技術和預處理技術求解三維微型旋翼低速流場，研究了槳葉的厚度和扭轉對低雷諾數旋翼懸停流場的影響，研究結果表明，隨著槳葉厚度增加，後緣分離加劇且展向流動也更加明顯，槳葉的扭轉對槳葉流場的分離情況影響不大，但是隨著扭轉的增加，產生的拉力也增加。
南京航空航天大學的姬國生套用涵道風扇的結構型式設計了一種新型氣動布局的微型旋翼飛行器，它能實驗垂直起降、懸停和快速前飛。作者套用動量-葉素理論對其旋翼進行了氣動特性分析，並將旋翼當作動量源處理，使用CFD方法計算了涵道-風扇結構的氣動特性。
在微型旋翼的氣動特性分析方法的研究中，實驗驗證是建立計算方法的重要環節。實驗方法可以完全真實的反應微型旋翼的工作狀態，得到可信度較高的結論，為了完善計算模型，對微型旋翼低雷諾數空氣動力學這個新的研究領域進行探索研究，各研究機構也建立了相應的實驗設備及實驗方法。
Peter J.Kunz設計了測量測量微型旋翼氣動力的實驗裝置，該裝置利用槓桿平衡原理，可實現對微型旋翼的拉力和扭矩的測量。通過對微型旋翼氣動力的實驗測定，作者完成了計算結果的驗證。
Bohorquez等對微型旋翼懸停流場進行了實驗研究，測量了NACA0012、平板、8%彎度圓弧的不同翼型的槳葉在不同安裝角和轉速的旋翼懸停性能，並使用螢光油顯示了邊界層的流動。與全尺寸直升機相比，工作在低雷諾數下的微型旋翼型阻功率所占功率損失的比重較大，達到了50%的量級。對槳葉的流動顯示實驗結果表明了工作在低雷諾數下的微型旋翼槳葉，其表面的邊界層只有很小部分是附著流動，導致了較高的型阻和較低的升阻比。使用在低雷諾數下達到較高升阻比的翼型是設計高效的微型旋翼的有效途徑。作者還對微型共軸雙旋翼進行了實驗研究，測定了上、下旋翼之間的氣動干擾範圍，及上、下旋翼間距對旋翼氣動特性的影響。最終設計、製造了名為“MICRO”的微型共軸旋翼飛行器。
