吳裕平，習(xí) 娟，范 俊

(1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.陸軍航空兵研究所，北京 101121)

0 引言

相對于單旋翼帶尾槳式常規(guī)直升機(jī)，共軸剛性旋翼高速直升機(jī)采用共軸雙旋翼及尾推槳的復(fù)合構(gòu)型，既保持了直升機(jī)固有的懸停和低速性能，又充分利用了旋翼前行側(cè)動(dòng)壓大的優(yōu)勢，升力幾乎只由前行側(cè)提供，同時(shí)采用尾推槳作為輔助推進(jìn)裝置，從而實(shí)現(xiàn)高速飛行。美國西科斯基飛機(jī)公司研制的X2技術(shù)驗(yàn)證機(jī)是該構(gòu)型高速直升機(jī)的典型代表，2010年,X2飛行速度達(dá)到463km/h。

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的氣動(dòng)面多，操縱復(fù)雜，在垂直起降、懸停和低速飛行狀態(tài)下，通過操縱旋翼總距、縱橫向周期變距和差動(dòng)角以直升機(jī)模式飛行。在中高速飛行狀態(tài)下，升力由旋翼產(chǎn)生，通過操縱尾部推進(jìn)槳槳距、升降舵、方向舵，并結(jié)合旋翼操縱，來保持平衡，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)態(tài)飛行[1]。

高速直升機(jī)由于要考慮高速飛行，所以需要采用不同于常規(guī)直升機(jī)的槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，旋翼氣動(dòng)特性呈現(xiàn)出較大的差異。在90°方位角處且靠近槳尖的位置會(huì)出現(xiàn)較強(qiáng)的激波；在270°方位角處且靠近槳根的位置會(huì)出現(xiàn)較強(qiáng)的反流，且會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力。文獻(xiàn)[2]對高速旋翼流動(dòng)機(jī)理、槳葉壓力和流場細(xì)節(jié)開展了研究。

隨著美國S97技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的研制，國內(nèi)外掀起了高速直升機(jī)技術(shù)研究的高潮?；贑FD方法，國內(nèi)研究了共軸剛性旋翼的氣動(dòng)干擾特性[3]，分析了高速直升機(jī)機(jī)身、雙槳轂的流場特性[4]，并針對高速直升機(jī)的反流區(qū)較大的特點(diǎn)，開展了其對旋翼氣動(dòng)特性的影響研究[5]。本文基于旋翼葉素理論和渦流理論，建立全機(jī)平衡方程，根據(jù)全機(jī)配平情況，研究共軸雙旋翼、尾部推進(jìn)槳的氣動(dòng)特性。

1 全機(jī)配平模型

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)的氣動(dòng)力部件包括上/下旋翼、尾推槳、機(jī)身(無機(jī)翼，含平尾、垂尾)，平尾上安裝升降舵，垂尾上安裝方向舵。

1.1 旋翼氣動(dòng)力模型

考慮槳盤平面內(nèi)誘導(dǎo)速度的非均勻分布，近似認(rèn)為誘導(dǎo)速度沿展向和周向線性變化，表達(dá)式為：

λ(r,Ψ)=λ0(1+Kxx+Kyy)=

λ0(1+KxrcosΨ+KyrsinΨ)

(1)

其中，λ0為誘導(dǎo)速度的平均值，Kx、Ky是前飛狀態(tài)誘導(dǎo)速度變化參數(shù)，經(jīng)典渦流理論給出許多Kx和Ky參數(shù)的估算方法，由Drees給出的參數(shù)估計(jì)為：

(2)

Ky=-2μ

(3)

式中，χ是槳盤處的尾跡傾斜角?？紤]共軸雙旋翼之間的相互干擾，引入干擾因子，于是下/上旋翼的平均誘導(dǎo)速度修正為：

λ01=ν1+δ1ν2

(4)

λ02=ν2+δ2ν1

(5)

式中，ν1、ν2分別為下、上旋翼槳盤處本身固有的平均誘導(dǎo)速度，由滑流理論得到。

(6)

(7)

式中，M=UΩR/Cs，Cs是當(dāng)?shù)芈曀?，Cl與Cd、CM為剖面翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)，是與迎角和馬赫數(shù)有關(guān)的函數(shù)，來源于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

最后，通過積分計(jì)算得到旋翼的氣動(dòng)力和力矩。

尾部推進(jìn)槳的氣動(dòng)模型與旋翼類似，只不過它只有總距操縱，沒有縱橫向周期變距。將尾推槳槳葉進(jìn)行離散分段，根據(jù)葉素理論得到各個(gè)分段的升力、阻力和力矩，然后將處于不同方位角的各片槳葉的載荷進(jìn)行積分，就得到整個(gè)尾推槳的載荷。

1.2 機(jī)身氣動(dòng)力模型

這里定義的機(jī)身為除去共軸雙旋翼和尾推槳的直升機(jī)部分，其氣動(dòng)力根據(jù)CFD計(jì)算或風(fēng)洞試驗(yàn)得到。機(jī)身空氣動(dòng)力系數(shù)包括：阻力系數(shù)CDF、升力系數(shù)CLF、側(cè)力系數(shù)CSF、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CMXF、偏航力矩系數(shù)CMYF、俯仰力矩系數(shù)CMZF，它們都是直升機(jī)迎角α、側(cè)滑角βS、升降舵偏角δe、方向舵偏角δr的函數(shù)。

由這些空氣動(dòng)力系數(shù)和機(jī)身模型的特征長度IF、特征面積AF及遠(yuǎn)方來流動(dòng)壓q，得到直升機(jī)機(jī)身的空氣動(dòng)力為：

(8)

1.3 全機(jī)配平模型

直升機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，三個(gè)方向的力和力矩均趨于零。綜合下旋翼、上旋翼、尾推槳、機(jī)身的氣動(dòng)力與重力，可以得到全機(jī)六力素，則前飛狀態(tài)下直升機(jī)的平衡方程為：

∑FX=0：FX，1+FX，2+FX，3+FX，F(xiàn)-Gsin?=0

∑Fy=0：Fy，1+Fy，2+Fy，3+Fy，F(xiàn)-Gcos?sinγ=0

∑FZ=0：FZ，1+FZ，2+FZ，3+FZ，F(xiàn)-Gcos?cosγ=0

∑MX=0：MX，1′+MX，2′+MX，3′+MX，F(xiàn)′=0

∑My=0：My，1′+My，2′+My，3′+My，F(xiàn)′=0

∑Mz=0：Mz，1′+Mz，2′+Mz，3′+Mz，F(xiàn)′=0

平衡方程是非線性方程組，需要使用數(shù)值方法進(jìn)行求解，得到姿態(tài)角?、γ和操縱量φ7、A1、B1、φT、δe、δr。有別于常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)，高速直升機(jī)多了兩個(gè)操縱量，方程組的解不唯一。此時(shí)可以假設(shè)姿態(tài)角為某一特定值，再去求方程組的解。使用Newton法求解上述非線性方程組可以得到比較滿意的結(jié)果。

1.4 平飛狀態(tài)簡單配平模型

在常用的平飛狀態(tài)下，可以把三維平衡問題簡化為二維平衡問題。縱剖面內(nèi)(即XZ剖面，俯仰方向)的作用力，包括重力，上、下旋翼的拉力、力矩，尾推槳的推力，以及機(jī)身產(chǎn)生的氣動(dòng)阻力和力矩。詳見圖1、圖2所示。

圖1 全機(jī)作用力示意圖

圖2 縱剖面作用力示意圖

平衡方程式：

(10)

T1×cosθ+T2×cosθ+T3×sinθ=G-

T1×sinθ-T2×sinθ+T3×cosθ=FS-

T1×X1-T2×X2+T3×Z3+M1+M2=

MS+FS×ZS×cosθ

(11)

式中，θ為機(jī)身俯仰角，抬頭為正；X1、X2為下、上旋翼到重心的縱向距離；Z3、Zs為尾推槳、機(jī)身氣動(dòng)作用點(diǎn)到重心的垂向距離；機(jī)身氣動(dòng)阻力Fs、力矩Ms在機(jī)身外形方案確定后，取決于機(jī)身俯仰角和升降舵偏角。

一般情況下，θ小，則sinθ=θ(θ單位弧度)，cosθ=1；同時(shí)，X1=X2，T1=T2，M1=M2，于是方程式進(jìn)一步簡化為：

2×T1+T3×θ=G-2×T1×θ+T3=F3-

2×T1×X1+T3×Z3+2×M1=MS+FS×ZS

(12)

懸停狀態(tài)下，由于Fs=0，Ms=0，尾推槳空轉(zhuǎn)，推力接近0，上、下旋翼拉力假設(shè)相等，那么方程式的典型解為：

(13)

結(jié)果說明，上、下旋翼產(chǎn)生的拉力之和等于重力，同時(shí)需要通過縱向周期操縱使旋翼產(chǎn)生力矩，用于平衡其拉力相對重心產(chǎn)生的力矩。

對于平飛狀態(tài)，可以操縱平尾上的升降舵轉(zhuǎn)角，調(diào)整機(jī)身氣動(dòng)力矩MS=f(v,θ,δe)，同時(shí)也可以操縱旋翼縱向周期變距進(jìn)行配合，實(shí)現(xiàn)力矩達(dá)到平衡狀態(tài)。

通常，為了提高飛行性能，希望大部分飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)效率高，機(jī)身氣動(dòng)阻力小，使得機(jī)身俯仰角接近0，于是可以得到一組解：

θ=0

T1=T2=G/2

T3=FS

MS=2×M1-G×X1+FS×(Z3-ZS)

(14)

2 共軸旋翼的氣動(dòng)特性分析

直升機(jī)受旋翼工作原理限制，前行側(cè)槳葉激波、后行側(cè)槳葉動(dòng)態(tài)失速容易導(dǎo)致阻力、鉸鏈力矩和交變載荷激增[7]，隨著飛行速度的提升，旋翼的反流區(qū)域逐漸增大[8]。因此，旋翼槳尖的合速度通常不超過0.9Ma。常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)，最大飛行速度300km/h時(shí)，旋翼旋轉(zhuǎn)的槳尖速度一般不超過220m/s；高速直升機(jī)，最大飛行速度450km/h時(shí)，旋翼旋轉(zhuǎn)的槳尖速度一般不超過180m/s。所以，相對于懸停/低速飛行狀態(tài)，高速飛行時(shí)降低旋翼轉(zhuǎn)速，可以減少旋翼需用功率，從而提高飛行性能[9]。

為了解決轉(zhuǎn)速變化帶來的動(dòng)力學(xué)問題，高速直升機(jī)采用共軸剛性旋翼。剛性旋翼取消了揮舞、擺振鉸，再加上大前進(jìn)比，旋翼氣動(dòng)環(huán)境與常規(guī)直升機(jī)相差甚大。共軸剛性旋翼大反流、強(qiáng)徑向流、變轉(zhuǎn)速運(yùn)行環(huán)境，帶來旋翼氣動(dòng)性能、載荷的一系列變化。

2.1 懸停狀態(tài)

在懸停狀態(tài)下，隨著總距的增加，旋翼拉力和功率增大。隨著轉(zhuǎn)速的降低，相同總距下的旋翼拉力和功率減小。為了保持旋翼拉力不變，需要增加總距，旋翼轉(zhuǎn)速降至90%總距增加約1.3°，旋翼轉(zhuǎn)速降至80%總距增加約3.1°。圖3給出了旋翼懸停效率的變化情況，可以看出：隨著拉力系數(shù)/實(shí)度的增加，懸停效率先增大后減小，最大懸停效率約0.76；轉(zhuǎn)速降低，最大懸停效率增加；在相同拉力下，隨著轉(zhuǎn)速的降低，懸停效率略有提高。

圖3 旋翼懸停效率

由于沒有揮舞鉸，旋翼周期操縱不能引起槳盤傾斜，但由于升力偏置，會(huì)產(chǎn)生附加彎矩?；诖?，高速直升機(jī)可以在懸停或低速飛行狀態(tài)下，通過周期變距操縱配平直升機(jī)或者改變飛行狀態(tài)。從圖4中可以看出：隨著縱向周期變距的增加，槳轂彎矩線性增大；旋翼轉(zhuǎn)速對槳轂彎矩的影響明顯，在旋翼拉力相同的狀態(tài)下，即使縱向變距相同，槳轂彎矩也會(huì)隨著轉(zhuǎn)速的降低而減少。

圖4 旋翼槳轂彎矩(懸停縱向操縱)

2.2 平飛狀態(tài)

前飛時(shí)旋翼的氣動(dòng)效率較高，前飛升阻比隨著飛行速度先增大后減小，最大升阻比可達(dá)10(見圖5)。飛行速度增加時(shí)需要降低旋翼總距(見圖6)，以保持旋翼拉力不變。相同飛行狀態(tài)下，隨著旋翼轉(zhuǎn)速的降低，需要的總距增加，產(chǎn)生的槳轂彎矩也增大(見圖7)。隨著旋翼轉(zhuǎn)速的降低，相同拉力下的需用功率降低。特別是轉(zhuǎn)速較低時(shí)，大速度飛行時(shí)的旋翼功率為負(fù)，即處于風(fēng)車狀態(tài)，如圖8所示。

圖5 旋翼前飛升阻力

從旋翼的有效攻角和誘導(dǎo)速度來看，如圖9、圖10所示，直升機(jī)高速飛行時(shí)，旋翼處于風(fēng)車狀態(tài)下，槳葉剖面的有效攻角變化范圍較大，在270°方位槳根附近出現(xiàn)大范圍的反流區(qū)，即氣流從槳葉后緣流向前緣；誘導(dǎo)速度整體數(shù)值較小，而且90°至180°方位的槳尖區(qū)域出現(xiàn)從槳盤下方流向上方的氣流。

圖7 前飛時(shí)旋翼槳轂彎矩

圖8 前飛時(shí)旋翼功率

3 尾推槳的氣動(dòng)特性分析

高速直升機(jī)尾部推進(jìn)槳主要提供前進(jìn)力。在懸停和小速度飛行時(shí)，尾推槳空轉(zhuǎn)不提供推進(jìn)力；大速度飛行時(shí)，操縱尾推槳總距，產(chǎn)生所需推進(jìn)力以抵消阻力，從而實(shí)現(xiàn)高速飛行。由于尾推槳的氣流環(huán)境不同于旋翼，槳盤豎直，與來流接近垂直，近似于軸流狀態(tài)，導(dǎo)致其總距操縱特別大(見圖11)，通常采用大扭轉(zhuǎn)率葉片設(shè)計(jì)。

圖9 前飛旋翼槳葉剖面的有效攻角

圖10 前飛旋翼槳盤誘導(dǎo)速度分布

圖11 尾推槳總距隨飛行速度的變化

隨著飛行速度的增加，機(jī)身阻力面積一定時(shí)，尾推槳推進(jìn)力和功率需求急劇增大；轉(zhuǎn)速降低后，為了保持相同推力，需要增加總距，但功率需求基本不變，如圖12所示。如果阻力面積增加，一定飛行速度下，尾推槳的推力和功率基本上同比例增加(見圖13)。

圖12 尾推槳需用功率

圖13 全機(jī)阻力面積對尾推槳功率的影響

圖14 尾推槳的氣動(dòng)效率

4 全機(jī)功率特性分析

高速直升機(jī)全機(jī)功率主要包括共軸雙旋翼和尾推槳的需用功率(不考慮傳動(dòng)損失和附件消耗等)，它隨著飛行速度先減少后增大。共軸雙旋翼的功率隨著飛行速度逐漸降低，而尾推槳的功率隨著飛行速度逐漸增大，特別是大速度時(shí)其增加幅度更猛。

共軸雙旋翼和尾推槳的需用功率在全機(jī)功率中所占的比重如圖15所示：懸停和小速度平飛時(shí)，尾推槳比重很??；大速度平飛時(shí)情況相反，共軸雙旋翼比重很小，尾推槳功率比重最大接近90%。大概在飛行速度230km/h時(shí)，兩者需用功率相當(dāng)。

圖15 雙旋翼和尾推槳的功率占比

圖16給出了不同轉(zhuǎn)速下各部分功率的變化情況，當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速降低(推進(jìn)槳轉(zhuǎn)速同步降低)時(shí)，全機(jī)總功率隨之降低。其中，共軸雙旋翼的需用功率減少，推進(jìn)槳的功率反而增加。實(shí)際上，由于高速直升機(jī)的平衡狀態(tài)不是唯一的，各部分功率的變化跟操縱和配平姿態(tài)存在一定的聯(lián)系，機(jī)身俯仰角和旋翼縱向操縱均在一定程度上影響著推進(jìn)槳的推力及其功率值。

圖16 不同轉(zhuǎn)速下各部分功率情況

高速前飛時(shí)，以升降舵、方向舵操縱為主控制機(jī)身姿態(tài)，但旋翼產(chǎn)生的俯仰力矩(使機(jī)身抬頭)不小，只靠平尾作用力難以平衡(除非平尾面積和舵面偏轉(zhuǎn)角足夠大)，而配合旋翼的縱向操縱，可以取得較好效果。同時(shí)，尾推槳將產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，需通過旋翼橫向操縱予以平衡。因此，只有在共軸雙旋翼、尾推槳、尾部舵面的共同操縱控制下，才能達(dá)到全機(jī)平衡和機(jī)身姿態(tài)較小的最佳狀態(tài)。

圖17給出了高速直升機(jī)的主要操縱量隨飛行速度的變化情況，旋翼總距先減小后增大，升降舵偏角隨飛行速度不斷降低，尾推槳總距不斷增加，低轉(zhuǎn)速時(shí)的操縱量均大于高轉(zhuǎn)速時(shí)。

圖17 全機(jī)配平的主要操縱量

5 結(jié)論

本文針對共軸剛性旋翼+尾部推進(jìn)槳的復(fù)合構(gòu)型高速直升機(jī)，建立了簡單實(shí)用的全機(jī)配平模型和部件氣動(dòng)力模型，重點(diǎn)分析了旋翼、尾推槳的轉(zhuǎn)速、總距、拉力、功率、載荷之間的關(guān)系，得到了不同飛行狀態(tài)下的操縱量和功率水平。通過配平模型應(yīng)用和算例分析，探討了高速直升機(jī)氣動(dòng)特性的一般規(guī)律：

1)共軸剛性旋翼的槳轂載荷偏大，氣動(dòng)效率高，轉(zhuǎn)速降低，最大懸停效率增加，高速飛行時(shí)的氣動(dòng)環(huán)境存在一系列異?，F(xiàn)象。

2)尾推槳的需用功率取決于全機(jī)阻力，而與轉(zhuǎn)速關(guān)系不大。

3)低速、高速飛行時(shí)，全機(jī)功率分配比例差距很大，懸停和低速狀態(tài)以共軸剛性旋翼為主，高速狀態(tài)以尾部推進(jìn)槳為主。

4)多裕度操縱通道導(dǎo)致配平結(jié)果的非唯一性，通常選取機(jī)身姿態(tài)小和全機(jī)功率低的典型解。

本文的計(jì)算方法和研究結(jié)論，僅限于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，并有待于飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，但以此作為新概念高速直升機(jī)相關(guān)研究的起點(diǎn)，為下一步研究奠定了基礎(chǔ)。機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)將更加復(fù)雜，飛行力學(xué)和氣動(dòng)特性急需深入研究，以推動(dòng)高速直升機(jī)的技術(shù)進(jìn)步和裝備發(fā)展。

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