張亞凱 馮瑞學(xué) 林志偉

摘 要：旋翼是直升機(jī)的重要組成部件，在直升機(jī)的飛行過程中起著重要的作用，旋翼可以為直升機(jī)的飛行提供升力和拉力的雙重作用力，還可以起到飛機(jī)副翼、升降舵的作用，但是在旋翼的旋轉(zhuǎn)過程中，槳葉之間會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)干擾，嚴(yán)重影響旋翼的工作效率，影響直升機(jī)的飛行效果，本文就對(duì)直升機(jī)螺旋槳葉的氣動(dòng)干擾進(jìn)行分析探討。

關(guān)鍵詞：直升機(jī) 旋翼槳葉 氣動(dòng)干擾

1.直升機(jī)旋翼槳葉氣動(dòng)干擾

1.1產(chǎn)生原因。飛機(jī)就是由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼和推進(jìn)裝置等部件組成的，直升機(jī)上的各部件繞流的壓力場和邊界層會(huì)產(chǎn)生相互干擾，使作用在整架飛機(jī)上的空氣動(dòng)力并不簡單地等于各孤立部件所產(chǎn)生空氣動(dòng)力之和，必須計(jì)及因空氣動(dòng)力干擾而產(chǎn)生的增量，直升機(jī)上各部件間空氣動(dòng)力干擾都會(huì)帶來的對(duì)直升機(jī)飛行性能不利的影響。旋翼槳葉，是指裝在旋翼上的槳葉，一副旋翼最少有2片槳葉，最多可達(dá)7片，它相當(dāng)于旋轉(zhuǎn)的機(jī)翼，槳葉剖面呈翼型，旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生支承直升機(jī)的升力和推動(dòng)直升機(jī)運(yùn)動(dòng)的推進(jìn)力。旋翼是直升機(jī)、無人多旋翼飛行器中最重要的部件，而槳葉，又是旋翼中的核心部件，所以直升機(jī)旋翼漿葉之間產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾對(duì)直升機(jī)的飛行影響更大。

1.2研究目的。直升機(jī)與其它類型的飛行器比起來具有更多的飛行優(yōu)點(diǎn)，直升機(jī)可以進(jìn)行空中懸停、垂直起降等多種活動(dòng)，如今在各領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣泛。但是直升機(jī)空氣動(dòng)力的各個(gè)組成部分之間存在著十分復(fù)雜的相互干擾，可以說直升機(jī)，特別是具有高槳葉載荷和小的旋翼、機(jī)身間距特點(diǎn)的新型直升機(jī)，其動(dòng)力學(xué)性、能、操縱品質(zhì)、噪聲、振動(dòng)等都不同程度地受這些氣動(dòng)干擾的影響，因此，研究這些氣動(dòng)干擾，在直升機(jī)設(shè)計(jì)過程中將起到更加關(guān)鍵的作用，通過對(duì)直升機(jī)旋翼槳葉的氣動(dòng)干擾研究，研發(fā)新型旋翼槳葉，減少直升機(jī)旋翼槳葉間的氣動(dòng)干擾，提升直升機(jī)的飛行性能，更好的將直升機(jī)應(yīng)用到軍事、救援、火災(zāi)等多個(gè)領(lǐng)域中去。

1.3國內(nèi)外研究現(xiàn)狀。幾十年來，國外隨著先進(jìn)的實(shí)驗(yàn)設(shè)備的出現(xiàn)，人們十分活躍地開展了地面懸停及風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，從直升機(jī)“整體”概念出發(fā)來研究旋翼、機(jī)身（及各部件）、尾槳的氣動(dòng)干擾機(jī)理，優(yōu)化氣動(dòng)布局，確定最佳的控制氣動(dòng)干擾的布局參數(shù)，并根據(jù)大量的實(shí)驗(yàn)結(jié)果來改進(jìn)各種氣動(dòng)力預(yù)測方法。國內(nèi)由于實(shí)驗(yàn)設(shè)備條件的限制，旋翼、機(jī)身氣動(dòng)力干擾的實(shí)驗(yàn)研究工作起步較晚。氣動(dòng)中心在1990年成功地研制了8米×6米風(fēng)洞直升機(jī)旋翼試驗(yàn)臺(tái)的基礎(chǔ)上，于1992年7月，利用BO-105旋翼模型和Z-9機(jī)身模型在8米×6米風(fēng)洞進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。用三臺(tái)天平分別測定了旋翼和機(jī)身的氣動(dòng)力，用機(jī)械壓力掃描閥測定了機(jī)身模型典型剖面的壓力分布，并用絲線對(duì)機(jī)身表面進(jìn)行了流態(tài)觀察，獲得了正確的氣動(dòng)干擾概念和與國外相類似的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。通過對(duì)旋翼槳葉一段時(shí)間以來的研究，得出了CFD計(jì)算方法。

1.4研究結(jié)果。對(duì)于該實(shí)驗(yàn)所用模型的氣動(dòng)布局，可以得出以下結(jié)論：在懸停狀態(tài)下，旋翼的下洗尾流使機(jī)身產(chǎn)生負(fù)升力、俯仰力矩和偏航力矩，而對(duì)機(jī)身后向力、側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩影響很小。負(fù)升力、偏航力矩和俯仰力矩的干擾百分比隨拉力增大而減小，并趨于常值，機(jī)身的存在對(duì)旋翼的影響很小，使旋翼最大氣動(dòng)效率提高約1%。在等拉力系數(shù)配平前飛條件下，旋翼的下洗尾流對(duì)機(jī)身的法向力、側(cè)向力、偏航力矩和俯仰力矩有一定影響，隨前進(jìn)比增加，其影響（無量綱系數(shù)）逐漸減小。下洗尾流引起的機(jī)身法向力增量百分比最大為2.4%，機(jī)身的存在使總距操縱量平均減小約0.4°，前飛需用功率平均減小約1.3%。根據(jù)CARDC8米×6米風(fēng)洞直升機(jī)旋翼機(jī)身組合模型試驗(yàn)臺(tái)的現(xiàn)有條件，可在較大的空間范圍內(nèi)進(jìn)行旋翼、機(jī)身相互位置參數(shù)的選擇，進(jìn)行懸停和前飛狀態(tài)下的測力、測壓和流態(tài)實(shí)驗(yàn)，研究旋翼、機(jī)身之間的氣動(dòng)力干擾效應(yīng)。

2.氣動(dòng)干擾影響參數(shù)

2.1迎角影響。迎角是指飛機(jī)速度方向線在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)的投影與機(jī)翼弦線之間的夾角，飛行時(shí)，作用在機(jī)翼上的空氣動(dòng)力與迎角有關(guān)。在一定的迎角范圍內(nèi)，增大迎角，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都增大，但是，當(dāng)迎角超過臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)反而開始減小，同時(shí)由于迎角較大時(shí)，出現(xiàn)了粘滯壓差阻力的增量，阻力系數(shù)與迎角的二次方成反比，當(dāng)超過臨界迎角時(shí)，分離區(qū)擴(kuò)及整個(gè)上翼面，阻力系數(shù)急劇增大。這時(shí)飛機(jī)就可能失速。因此，迎角是影響飛機(jī)氣動(dòng)干擾的重要參數(shù)之一。

2.2馬赫數(shù)影響。馬赫數(shù)是流體力學(xué)中表征流體可壓縮程度的一個(gè)重要的無量綱參數(shù)，定義為流場中某點(diǎn)的速度v同該點(diǎn)的當(dāng)?shù)芈曀賑之比，即飛行器在空氣中的運(yùn)動(dòng)速度與該高度遠(yuǎn)前方未受擾動(dòng)的空氣中的音速的比值，在氣體流動(dòng)過程中，馬赫數(shù)愈大，氣體表現(xiàn)出的可壓縮性就愈大。按照馬赫數(shù)的大小，氣體流動(dòng)可分為低速流動(dòng)、亞聲速流動(dòng)、跨聲速流動(dòng)、超聲速流動(dòng)和高超聲速流動(dòng)等不同類型。馬赫數(shù)小于1者為亞聲速，近乎等于1為跨聲速，大于1為超聲速；一般情況下，若馬赫數(shù)大于5左右，為高超聲速；其值越大，空氣（或其它氣體）的壓縮性影響越顯著，旋翼槳葉受氣動(dòng)干擾影響越大。

2.3翼型間距影響。在翼型的迎角都相同的情況下，旋翼槳葉間的干擾間距越大，后翼所受的升力系數(shù)隨著干擾間距的增加而逐漸趨向于前翼所受的升力系數(shù)，后翼所受的阻力系數(shù)逐漸減小而趨向于前翼所受的升力系數(shù)，也就是說前翼與后翼的升阻比逐漸接近，前翼與后翼間的氣動(dòng)干擾逐漸減弱。

3.旋翼槳葉的氣動(dòng)優(yōu)化

通過對(duì)影響旋翼槳葉的氣動(dòng)干擾的原因的研究，以及計(jì)算可以得出以下幾點(diǎn)建議。旋翼槳葉沿徑向扭轉(zhuǎn)角的分布也影響著旋翼的效率，通過對(duì)不同的旋翼槳葉的計(jì)算選取最合適的線性扭轉(zhuǎn)，可以有效減少直升機(jī)懸停時(shí)的功率損失，現(xiàn)在采用比較多的是負(fù)線性扭轉(zhuǎn)。并通過對(duì)直升機(jī)不同懸停狀態(tài)時(shí)馬赫數(shù)計(jì)算、旋翼槳葉迎角計(jì)算，分別找出最佳的馬赫數(shù)和旋翼槳葉的迎角，通過對(duì)直升機(jī)旋翼槳葉的馬赫數(shù)、旋翼槳葉迎角的設(shè)計(jì)，最大程度的減少二者對(duì)旋翼槳葉的氣動(dòng)干擾，提高旋翼的效率。

小結(jié)

直升機(jī)的旋翼槳葉在旋轉(zhuǎn)過程中，必然會(huì)受槳葉間氣流的互相干擾，影響旋翼的效率，通過對(duì)直升機(jī)馬赫數(shù)、槳葉迎角、槳葉沿徑向扭角的計(jì)算，得出最佳結(jié)果，對(duì)影像直升機(jī)氣動(dòng)干擾的參數(shù)進(jìn)行改良，提高直升機(jī)的飛行性能。

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