在挠性转子飞行中，可能发生哪些起因的失速事件？

戴耀坤

最完整的一组动态失速飞行数据来自NASA UH-60飞行计划在这个项目中，UH-60直升机装备了242压力传感器。
其可以被单独分析或集成，并且通过压力传感器分析提供动态失速检测在对应于前进比的水平飞行中观察到动态失速μ=0.3和稠度加权推力CT/σ=0.12例。
在拉起机动中也观察到动态失速。失速区域在中突出显示在后退的刀刃一侧转子盘(第三和第四象限)，在某些飞行条件下也在第一象限。
这些数据证实了以下结果挠性转子 风洞试验以及它们相应的计算。在操作飞行环境中，在单个叶片旋转期间，可能发生至少三个不同起因的失速事件。在一次单独的飞行试验中，在Bluecopter直升机上也观察到了动态失速点在强左转飞行中。

此时的旋翼推进比是μ= 0.35°，下降角为9°∘。
根据可用的仪器和传感器数据，转子推力系数为CT/σ=0.145的计算精度为5%。直升机只配备了控制设置、姿态和飞行速度、俯仰连接载荷和旋翼推力仪表，以及流量测量动态失速不可用。
飞行试验数据为动态失速的可能后果，特别是振动和结构载荷提供了丰富的数据来源。飞行试验并不理想空气动力来源或者验证计算方法。
对孤立转子的测试提供了对转子空气动力学的更多见解，测试限制更少。动态失速不仅可以由大迎角触发，也可以由叶片-涡流干扰、冲击和旋翼配平到大的总距触发。
转子(而不是非旋转翼型)上的动态失速涡流的主要区别在于涡流更加紧密，并且转动运动转子的弯曲对其形成和对流有稳定作用。

因此，在简化流动之前，从飞行试验转移到静止转子，降低流动的复杂性，同时保持叶片旋转是有用的。动态失速的后果可能包括强烈的气动颤振和典型的双峰局部气动攻角变化。
在挠性转子上，角度转子叶片增加直到动态失速发生。由此产生的高负俯仰力矩导致叶尖向下扭转(尽管根部的俯仰角仍在增加)。
当负俯仰力矩峰值下降时，通常有部分气流重附着，叶片弹回到更高的迎角，导致第二次失速。因此，叶片运动不是一个类似于正弦波的函数，而是一个接近峰值迎角的双峰。
这对于所有具有深度动态失速的旋翼来说都是常见的，但在UH-60 A和7AD上明显观察到了这种情况。

由于叶片弹性会直接导致失速，这是刚性转子和柔性转子之间最重要的区别之一。在挠性旋翼实验期间，飞行条件、叶片形状和结构特性的一整套测量对于高保真计算验证是理想的。因此，与刚性旋翼相比，这些旋翼的实验活动需要更多的仪器来精确量化气动和结构载荷以及叶片偏转。
柔性转子的一些数据集包括GOAHEAD项目数据，仅在相对较少的周期内获得；7A/7D内部ONERA数据，其中一些发表在克罗泽；UH60 A数据是在大型文本矩阵上获得的，包括推力和速度扫描；和UMDGLMWT数据包括对几种不同构型的研究，特别是逆流动态失速中的时间分辨流场测量

高推进比转子在逆流中的转子盘后退侧经历动态失速。回流中失速产生的载荷处于低动压，这意味着就俯仰力矩而言，它们对俯仰连杆载荷的影响可能是最小的；然而，它们对径向力阻力可能很重要——尤其是当与滞后阻尼器或刚性转子带俯仰/襟翼耦合。
柔性旋翼试验数据提供了许多与飞行中看到的相同的动态失速效应。测量受到限制旋翼载荷的安全因素的限制，并且很难将气动弹性和配平效应与空气动力学效应。对刚性转子的测试可以提供对空气动力学更深入的了解，减少动态影响。
为了产生一个可以通过计算很好地再现的实验，弹性刚性旋翼在刚性有限机翼和柔性旋翼之间提供了一个有价值的折衷方案。这些测试是复杂的实验，通常与工业配置没有直接关系，但能够生成高质量的数据用于计算验证。

由于能够使用已知的(规定的)运动来识别转子叶片，小型刚性转子提供了简单性。此外，这些试验可定义为探索深度动态失速，这在柔性转子试验中更难实现。由于旋转系统的转换使得三维流动难以可视化，因此获得高分辨率的流场测量仍然具有挑战性。
此外，许多小型旋翼实验都具有低展弦比、低雷诺数(通常马赫数较低)与全尺寸的相应部件相比，轮毂和安装架体积较大。或者，风洞中的柔性旋翼提供更真实的展弦比和在更高马赫数和雷诺数下运行的细长叶片。

德国航天中心转子试验台(RTG哥廷根)(b)佐治亚理工学院高推进比率基金(HARF)显著的刚性转子测试设备包括德国航天中心RTG轴向入流设施佐治亚理工学院高推进比率设施慕尼黑工业大学转子德国航天中心风洞转子(GHM)和NREL第六阶段和墨西哥。

请注意，除了NREL设施(用于风力涡轮机)之外，所有这些钻机的设计、建造和运行都是为了空气动力学建模与直升机的操作包线有关。刚性转子实验中通常采用两种主要方法。RTG使用慢速(