共轴高速直升机如何巧妙借用常规直升机的气动分析模型？

　　作者：丁尹
　　Ref：Juhasz，O。，H。Xin和M。B。Tischler。《InflowbasedflightdynamicsmodelingimprovementsfortheSikorskyX2technologyTMdemonstrator》，2020。
　　不负责任的声明：这是一篇偏学术派的硬核论文导读，不过中间还是有一段一点也不硬核的白话讨论章节，如因强行阅读本文诱发头晕目眩、昏昏欲睡等症状，丁某概不负责概要性的介绍
　　动态入流模型（DynamicInflowModel）是一种在常规直升机旋翼气动分析中很常见的气动分析模型，可以求解出旋翼诱导速度沿方位角和展向的变化分布，由于其计算效率较高，而置信度又由于常规的动量叶素模型和线性入流模型，且能够计算非定常诱导速度变化，所以在常规直升机旋翼气动特性分析计算和飞行力学仿真（稳定性分析和控制系统设计等）学科应用广泛。
　　而在共轴高速直升机的研究中，情况又有些不太一样：一方面，共轴双旋翼之间存在着严重的气动干扰问题，必须要采取置信度较高的入流模型才能够捕捉到正确的干扰效应，而置信度较高的模型一般都是比较复杂且计算效率较低的，比如说黏性涡粒子方法和网格CFD方法；另一方面，两副旋翼严重的气动干扰无疑大大增加了计算复杂程度和计算工作量，一旦涉及到迭代工作，那么计算量更会急剧增大，所以这个时候我们有需要某种计算效率较高的模型来加快迭代次数从而在可接受的计算时间跨度内得到计算结果。
　　正是出于以上目的，来自美国海军学院的OndrejJuhasz，西科斯基公司的HongXin和美国陆军作战能力发展航空和导弹中心的MarkB。Tischler合作发布了一篇论文（见本文开头所引用），该论文对现有的动态入流模型进行了改进，并用改进后的模型对西科斯基X2技术验证机模型进行了计算，并将计算结果和飞行测试数据进行了对比。
　　该文的改进方法逻辑就是通过高阶的模型方法来修正旋翼的入流计算结果，然后将其引入到动态入流的模型中。文中介绍了两种改进的方法：第一种方法将尾迹畸变效应引入到了已有的可用于共轴旋翼计算的动态入流模型中；第二种方法是采用了系统辨识技术，从自由涡尾迹方法中给辨识出完整的共轴旋翼动态入流模型，这种模型自身就能够捕捉尾迹几何形状的改变对于旋翼气动载荷的影响。
　　该文的通过这样的一系列尝试，得出了令人满意的结果：作者表示，改进的动态入流模型在飞行力学方面的计算结果在很大的频率范围内都能完美契合X2的测试结果。题外话
　　这里提一句：对飞行器设计这种偏向实际工程应用的学科，为什么要发展这样那样的理论模型？
　　有很多读者朋友问过这样的问题，从直观感觉上来说，理论模型始终是理论模型，到型号那一步，总归是要进行风洞测试或者飞行测试之类的，为什么不直接通过测试调整这样的模式来进行设计，非得要搞那么多理论模型呢？
　　归根结底一句话：成本问题。
　　大型风洞吹风的成本已然不低，上升到具体型号的飞行测试，成本就更高了，如果是你一开始凭经验给出的设计方案（包括布局、外形和控制系统等）不合适，甚至有可能造成灾难性的后果，这成本就更离谱了。
　　那有些朋友可能还会认为：理论模型只要有个基础的估算模型就行了，反正基础模型和高阶模型很多时候计算出来的结果相差并不会大太多。
　　这个问题从朴素的逻辑思路来考虑是没错的，但是很多时候，置信度较低的估算模型得出的设计结果在飞行测试之后会发现不合适或者不合理，就需要进一步调整，因为估算模型的较大偏差的存在，这个调整很可能要耗费较大的成本，更是进一步拉大的型号的研发周期，很多时候，时间是比金钱更重要的东西。
　　而开发一种置信度较高的模型，在大多数情况下就能够使得设计的结果更合理，在进行测试之后所需要调整和修改的地方就更少，这就能大大缩短研发周期。
　　而且，一种方法模型一旦建立，它往往是可以重复使用的，即便通用性不佳，也可以通过改进和修正来满足不同型号的任务，这其中的经济和时间耗费可比飞行测试来得划算太多。回到主题
　　哈哈哈，小小跑题了一下，现在回到主题。
　　方法模型的具体实现细节我就不赘述了，希望深入了解的读者朋友们想必都会直接去阅读原文。
　　这里大致说下该文得出的研究结论：如果采用常规直升机那一套动态入流模型来计算X2高速直升机的话，其计算结果并不合理，至少在横轴的响应方面，计算结果是不准确的；要得到合理的X2高速直升机旋翼诱导速度情况，有必要计入上下旋翼的入流耦合情况和尾迹畸变效应。其中双旋翼的入流耦合需要在均匀入流项和周期变化项中都体现出来；通过尾迹畸变的修正或者系统辨识方法都可以改进动态入流模型的置信度；改进后的动态入流模型计算效率高、置信度好，能够准确捕捉X2高速直升机的入流响应，具有较高的实用价值。