0 引言

直升机前飞时，两侧桨叶处于不同速度的来流中，因此升力存在较大差别，而这一点也被认为是直升机设计与使用中大多数问题的根源［1］。目前的解决方法是通过桨叶的挥舞来实现两侧桨叶的平衡，但也带来了一些结构、气动、动力学以及其他方面的问题。

传统的审美精神仍然起到着非常重要的作用和其存在的价值。这是中国文化的灵魂和根基，越是民族的就越是世界的。当代粉彩没骨花鸟画在创作作品当中应当大力弘扬传统审美精神，把我们传统的儒、道、释的美学精神所传达到作品当中。在捕捉自然界的质朴之外真正达到“天人合一”的审美境界。

本文采用的是SMIC 55 nm工艺进行的版图设计，图3是没有ESD和PAD的版图，面积为0.004 2 mm2。利用SMIC 55 nm的工艺库，在Cadence Spectre下对电路进行了仿真，获取了基准电流和基准电压的电源电压特性曲线、温度特性曲线和电源抑制比对频率的曲线。电源电压为1.2 V，典型模型下基准电流大小为1 nA，基准电压大小为560 mV，电路整体消耗的电流为5 nA。

流场主动控制技术提出于90年代，该技术通过局部吹气或吸气，改变局部流场，实现对飞行器整体的操控，具有重量小、体积小、响应快、效率高、可靠性好及附加气动阻力小等优点。不过截至目前，相关研究主要集中在固定翼飞机的领域，还很少应用于直升机的研究［2-3］。将流场主动控制应用于直升机旋翼，有望取消挥舞与摆振铰，进而减少相应的动力问题。

本论述采用流场主动控制中的上表面吸气驻涡增升技术。翼面处于大迎角状态时，前缘会产生分离涡，可以大幅增大瞬时升力，但随后便会向后缘及下游脱落，使升力再度减小。驻涡增升在翼面上表面吸气，将分离涡保持在翼面表面，产生稳定的增升效果。图1（a）图中阴影区域和（b）图中深蓝区域为吸气装置的大致安装布局示意图，位于D形大梁之后。

图1 吸气装置的安装布局

1 定常流场分析

为研究上表面吸气技术在不同飞行条件下所取得的效果，本论述先对定常流场中的固定翼进行了分析，研究了不同的马赫数、迎角、吸气孔位置、吸气强度等参数对于升力的影响。

磷肥施用量在0-100 kg/亩范围内，小麦的有效穗则随着磷肥用量的增加而增加，呈显著线性相关。多施10 kg/亩的磷肥可增加小麦有效穗0.835万/亩。

研究中采用了由NACA0012翼型拉伸所得的大展弦比平直翼，展弦比14，翼型弦长100 mm。在距离前缘10%、25%和45%弦长的位置将该部分曲线换为宽度5 mm的直线作为开设吸气口的位置，见图2所示。流场有限元分析采用三维非结构网格。流场分析采用SA模型，该模型对复杂流动有较强的鲁棒性，而且占用的CPU和内存较少。

图2 NACA0012翼型

考虑到旋翼后行桨叶各剖面可能遇到的来流速度和桨距，本论述共分析了三组不同的来流速度（56 m/s、139 m/s及 222 m/s）和 5个迎角（5°、10°、15°、20°与25°）。本论述还比较了距前缘10%、25%与45%弦长三处位置吸气的效果，并比较了三种不同吸气强度（吸气口处压强为0、1/3远前方大气压与2/3远前方大气压）。

表2表明，在本论述最关注的270°方位角，吸气装置的增升效果明显。而图11左侧两图表明了不同吸气强度及不同桨距时的桨叶升力随方位角变化曲线。各条曲线标识中，左侧数字代表桨距，右侧数字代表吸气孔边界条件。在采用上表面吸气技术同时增大桨距的情况下，270°方位角的桨叶升力已经明显大于未吸气的桨距为5°的前行桨叶。经估算，保证两侧桨叶平衡的条件下，前行桨叶最大可用迎角为7°到8°，远大于目前直升机的数值。计算表明，以升力对桨叶产生的力矩为分析对象时，采用增升措施同时增大桨距的后行桨叶仍能超过适当减小桨距的前行桨叶。图11右侧两图为千米高度时旋翼的仿真结果，与海平面的结果类似，表明在其它海拔条件下，上表面吸气技术仍足以保证直升机的平衡［5］。

图6 为来流速度为222m/s下的升为曲线图。222 m/s速度下各种吸气强度下的曲线都出现了失速，且增升幅度明显减小。表1显示了不同速度下，上表面吸气所产生的增升效果。各数据均为吸气孔位于距前缘45%弦长，该位置压强为1/3大气总压时的数据（吸气孔压强为0不具可行性，仅用来进行理论分析）。

图3 未吸气（左）与吸气状态（右）流场压力云图

进一步分析翼型的升力特性后，得出了不同速度、不同吸气强度下的升力曲线。图4为速度为56 m/s时，不同吸气孔位置以及不同吸气强度下的升力曲线。图中的0、1、2、3代表吸气孔的位置，0代表不吸气，吸气孔位置为普通壁面；1、2、3分别代表吸气孔位于距离前缘10%弦长、25%弦长以及45%弦长位置。0.00、0.33和0.67分别代表吸气孔的位置压强为0、1/3以及2/3的大气总压（本论述取海平面大气压）。

在实际应用中，可以在桨叶的不同展向位置产生不同的压强，以实现旋翼的平衡与操控。另外，上表面吸气技术释放了前行桨叶的可用升力，使得直升机总体的可用升力更大。

图4 不同吸气强度以及吸气孔位置下的升力曲线

桨叶气动仿真运算仍采用S-A模型，吸气孔处的边界条件分为壁面，1/6大气压、1/3大气压、1/2大气压、2/3大气压四种吸气强度和20 m/s及40 m/s两种喷流速度，共七种边界条件。（设置喷流是考虑吸气作动装置复位时会产生喷气效果。）经计算得到了桨叶的升力随方位角的变化曲线。图7为未吸气时的升力变化曲线。可见当桨距为25°时的升力要小于桨距为20°时的数值，说明在桨距为15°～20°之间的某个数值时达到失速。

图5 来流速度139 m/s下的升力曲线

来流速度增大到139 m/s时，得到图5的升力曲线，图中比较了吸气孔位于25%弦长以及45%弦长的两种情况，位于10%弦长的方案增升效果较小予以排除。从图5可以看出，吸气孔位于25%弦长时，可获得更大的可用迎角（至少25°），而在25°迎角时，两者的升力系数相差不大，而吸气孔位于45%弦长则可以获得更大的最大升力系数。

为了切实保证钻孔的施工质量，技术人员在施工之前应做好场地的处理工作，确保平整后在开始挖泥浆池、机械钻孔以及修筑便道等工作。且前期准备工作最为关键的便是定位桩位，技术人员应保证准确测量桩位，一般采用全站仪等设备完成测量，并进行准确标记。

图6 来流速度222 m/s下的升力曲线

对符合标准的数据进行汇总分析，参照国际疾病分类-10(international classification of diseases，ICD-10)标准，将男女肿瘤分类为59个部位及25大类。按照地级以上城市和县分别划分为城市和农村，分别计算地区别、性别、年龄别发病(死亡)率、标化发病(死亡)率、构成比、累积发病(死亡)率，并对发病和死亡前10位的恶性肿瘤进行重点描述。中国人口标化率(简称中标率)采用2000年全国普查标准人口年龄构成，世界人口标化率(简称世标率)采用Segi’s世界标准人口年龄构成。

表1 不同速度下的吸气增升幅度

25°迎角0.509 1.218 139.3%25°迎角0.504 0.721 43.1%25°迎角0.485 0.601 23.9%56 m/s 139 m/s未吸气Cl吸气Cl增升幅度未吸气Cl吸气Cl增升幅度222 m/s 未吸气Cl吸气Cl增升幅度20°迎角0.526 1.091 107.4%20°迎角0.503 0.782 55.5%20°迎角0.513 0.633 23.4%

可以看出，上表面吸气增升在平直翼上应用时，有如下的规律：（1）可以大幅增加升力和失速迎角，使升力在较大的迎角范围内保持线性；（2）随着速度的增加，增加升力和可用迎角的效果迅速下降；（3）在迎角较小时效果不明显，而在大迎角时才能体现出效果。考虑到上表面吸气主要应用于后行桨叶，大速度前飞时后行桨叶桨尖速度也不会超过170 m/s这个范围，故这一问题并不妨碍该技术在直升机上的应用［4］。

2 旋翼流场分析

2.1 单片桨叶仿真分析

旋翼流场分析中的桨叶仍为NACA0012翼型拉伸而来，无扭转角。桨叶尺寸参照直-9，旋翼半径6 m，桨叶长度为4.5 m，桨根以内1.5 m无几何模型。桨叶弦长0.4 m，转速350转/min。旋翼的吸气口位于45%弦长处，宽度为弦长的5%，即2 cm，长度占整个展长。本论述共设置了5°、10°、15°、20°和25°共5个桨距，前飞速度取为300 km/h，即83 m/s。

从图8到图10可以看出，除壁面边界条件下升力明显较小以外，其余各种吸、吹气都较为显著的增加了升力，而且增升效果相差无几。随着桨距增大，吸气增升幅度有所减小。

图4 中图（a）～图（c）三幅图对比了吸气孔位置的影响，图（d）～图（f）对比了吸气强度的效果。各条曲线中，大迎角下的升力和失速迎角均大幅增加，最佳条件下升力可以在25°范围内保持线性。同时也证明吸气孔开在45%时效果最佳，另外不管何种吸气孔位置或吸气强度，当迎角达到30°时均出现了失速。

图7 未吸气状态升力随方位角的变化

本论述比较了同样桨距，不同吸气孔边界条件下，桨叶升力以及力矩随方位角的变化规律（力矩中心取为旋转中心，方向与旋转平面垂直）。图8为5°桨距时的数据，图中0代表吸气孔为壁面边界，1/6、1/3、1/2和2/3代表吸气孔压强分别为1/6、1/3、1/2和2/3的大气总压（算例中取海平面），20和40分别代表该处边界条件为20 m/s和40m/s的喷流，压力取1.2倍大气总压，以下各图相同，不再赘述。图中升力单位为N、力矩单位为N.m。

混合所有制改革是国企改革的重头戏。在中国联通、中铁总公司等央企相继取得重要进展后，今年年末，浙江、山西、陕西、广州等地纷纷推出混改项目或召开会议推进改革，地方国企混改进入加速阶段。

图8 桨距5°时升力及力矩随方位角的变化

图9 桨距15°时升力及力矩随方位角的变化

图10 桨距25°时升力及力矩随方位角的变化

表2 270°方位角时桨叶增升幅度

25°桨距12 468.1 22 797.88 82.8%25°桨距60 141.76 100 862.73 67.7%升力（N）无1/6增升幅度力矩（N.m） 无1/6增加幅度20°桨距15 092.26 24 251.33 60.7%20°桨距72 581.27 106 949.69 47.4%

图11 海平面不同吸气孔边界条件下升力及力矩随方位角的变化

图3为来流速度为56 m/s，迎角为15°时，无吸气措施与吸气口开在距离前缘45%弦长，吸气强度为1/3大气压时的流场压力云图及流线图。两组对比图中左均为未吸气，右侧为吸气状态。图中可见参考文献［1］所说的驻涡现象，分离涡被吸附在翼面的上表面。

2.2 旋翼整体仿真分析

本论述分析了两片桨叶所构成的旋翼，桨叶的尺寸参数以及边界条件与单片桨叶部分相同。当升力以及桨距按照表3所示规律变化时，可实现桨叶在每一方位角时，升力矩均相同。上文计算已经得出，不同吸气强度对于桨叶升力影响不大。故表3中所有的吸气条件，吸气孔处压强均为1/6大气总压，升力矩单位为N·m，总升力为互成180°的两片桨叶升力之和，单位为N。图12为桨叶表面压力云图。可以看到，上表面吸气技术实现了两侧桨叶的升力矩平衡，同时也能够使得旋翼旋转过程中，桨盘总升力的波动较小［6］。

表3 不同方位角下桨叶升力及升力矩

计算结果仿真结果方位角吸气桨距升力矩方位角吸气桨距升力矩总升力0°是9.25°106 949 0°是9°93 017 43 499 90°否8°106 949 90°否8°89 913 43 961 180°否11.7°106 949 180°否12°97 278 43 499 270°是20°106 949 270°是20°94 777 43 961

图12 旋翼表面压力云图

在摩擦系数不变（μ=0.3）的条件下，泊松比从0.2到0.4；长径比从6到12；计算得到相对压强随泊松比和长径比的变化曲面如图6所示。

3 吸气装置总体设计

直升机桨叶D形梁的弦向长度多为弦长的40%左右，正好可将吸气装置的吸气孔置于距前缘45%弦长处。为减小吸气装置复位对桨叶升力的影响，可将吸入的气体由桨叶后缘排出。现有吸气装置尺寸在厘米量级，可轻松地安装在桨叶内。而国外已将上千个吹/吸气单元集成在平方厘米的范围内，并进行了装机试飞［7］。

吸气元件采用参考文献［7］中的压电-活塞综合式吸气装置，兼具压电式装置体积小、响应快和活塞式吸气装置行程大、吸力强的优点［7-8］。考虑直升机旋翼转速，吸气装置作动频率应在5～10 Hz之间。而现有的作动装置适用的频率范围为数Hz至数万Hz，完全可以胜任。

4 结论

通过以上分析，证明上表面吸气技术有如下特征：（1）能大幅的增加翼面的升力、同时增大失速迎角；（2）速度越大，吸气增升的效果越差；（3）与周期变距相配合，能很好地实现两侧桨叶平衡的目标。

因此，可以认为在后行桨叶上采取上表面吸气技术，能起到代替挥舞铰的作用。与现有的挥舞铰相比，上表面吸气技术将具有如下优点：

（1）可以解放一部分前行桨叶的升力，使得前飞状态下，旋翼可用的升力更大；

（2）取消挥舞及摆振铰之后，会消除后行桨叶失速，同时会减少很多动力学问题，也有望减小直升机的振动；

（3）桨叶上的多个吸气装置有多种吸气控制率的组合，这样可以在保证旋翼平衡的前提下，选择不同的控制率以达到某项参数的最优，例如所需功率最小或机身振动最小等。

目前，该技术还有很多问题需要进一步的研究，比如不同状态下所需的具体控制率、在不同几何参数旋翼上的应用效果、在雨雪风沙等环境下是否会受到影响等问题，以实现真正的投入应用［9］。

参考文献：

［1］ 李鹏.倾转旋翼机非定常气动特性分析及气动设计研究［D］.南京：南京航空航天大学，2016.

［2］ 蒋相闻.直升机气动/雷达隐身特性综合优化设计及应用［D］.南京：南京航空航天大学，2016.

［3］ 谭剑锋，孙义鸣，王浩文，等.共轴刚性双旋翼非定常气动干扰载荷分析［J］.北京航空航天大学学报，2018，44（1）：50-62.

［4］ 叶舟，史勇杰，徐国华.耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法［J］.航空动力学报，2017，32（4）：882-889.

［5］ 闫指江，刘沛清，段会申，等.单排孔吸气诱导的层流边界层流场数值研究［J］.航空工程进展，2011，02（1）：12-18.

［6］ 李斌斌.合成射流在主动流动控制中的应用［D］.南京：南京航空航天大学，2012.

［7］ 张立.压电-活塞式合成射流驱动器的设计与研究［D］.南京：南京航空航天大学，2013.

［8］ 招启军，蒋霜，李鹏，等.基于CFD方法的倾转旋翼/螺旋桨气动优化分析［J］.空气动力学学报，2017，35（04）：544-553.

［9］ Xingsi Han，Siniša Krajnovi，Branislav Basara.Study of ac⁃tive flow control for a simplified vehicle model using the PANS method［J］.International Journal of Heat and Fluid Flow，2013，42（8）：139-150.