为研究直升机旋翼在不同前飞状态的结冰情况,研制了直升机旋翼模型结冰试验台,在中国空气动力研究与发展中心结冰风洞4.8 m×3.2 m试验段中进行了旋翼结冰风洞试验。以某型直升机2 m直径旋翼缩比模型为试验对象,分析了旋翼转速、初始拉力系数对旋翼结冰的影响。结冰试验过程中保持旋翼操纵恒定,利用天平测量了旋翼拉力和扭矩性能的动态变化,并采用二维冰形切割及三维冰形扫描的方式分别测量了桨叶展向典型剖面的翼型及桨叶的整体结冰形态。试验得到了旋翼结冰关键数据,分析结果表明旋翼桨叶结冰主要集中在桨叶前缘和下表面,结冰会在降低旋翼升力的同时增大旋翼扭矩和功率;小拉杆杆端轴承的积冰可能造成卡塞,变距拉杆上的积冰可能造成杆端轴承卡塞,从而使旋翼操纵失效。

使用一种鲁棒的CFD/涡粒子耦合方法,以Caradonna-Tung旋翼为研究对象,采用固定旋翼总距、逐步增大垂直下降率的计算策略,对直升机旋翼垂直下降时可能出现的涡环状态进行了数值模拟,展示了旋翼涡环状态高度紊乱的流场。数值模拟结果同时表明,旋翼垂直下降速度接近悬停诱导速度时,旋翼进入深度涡环状态,整体拉力及桨叶剖面的升力迅速下降。在流场模拟结果的基础上进行了旋翼气动噪声分析,结果表明随着垂直下降率的增加,旋翼载荷噪声频谱特性出现显著变化,频谱阶次在十倍频以上的中频噪声幅值有所提高。基于这一发现,提出了一种在直升机机身周围安装麦克风,通过实时分析旋翼噪声频谱成分,以对旋翼在进入涡环状态的早期就做出及时预警的新方法。