單旋翼直升機氣動布局對飛行性能的影響

蘇 媛 呂少杰 曹義華 李國知

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

直升機由于具備固定翼飛機所沒有的垂直飛行的能力，用途十分廣泛.如何提高直升機的最大飛行速度、升限、航程和航時等飛行性能指標(biāo)，一直以來都是直升機設(shè)計師關(guān)心的問題.

為提高直升機飛行性能，國內(nèi)外學(xué)者研究了直升機的特征參數(shù)對飛行性能的影響.文獻[1－2]分析了旋翼轉(zhuǎn)速、飛行速度等參數(shù)對變轉(zhuǎn)速旋翼機飛行性能的影響.文獻[3]從性能的角度出發(fā)，研究了直升機總體設(shè)計參數(shù)的選擇.文獻[4]進行了兩種尾槳構(gòu)型方案飛行性能的對比計算，結(jié)果表明，如果能較好解決傾斜尾槳可能會帶來的航向操縱和縱向配平等問題[5]，則尾槳傾斜能夠顯著提高直升機中小速度的性能.此外，采用參數(shù)辨識技術(shù)只需進行少量試飛便獲得大量與直升機性能有關(guān)的信息[6]，減少試飛周期、節(jié)約成本.

為研究氣動布局參數(shù)對直升機主要飛行性能的影響，本文建立了適合性能分析的直升機飛行動力學(xué)模型.以UH-60A直升機為分析對象，選取典型的氣動布局參數(shù)，分析了參數(shù)變化對主要飛行性能的影響規(guī)律，為初步設(shè)計階段的直升機氣動布局設(shè)計提供理論支持.

1 計算模型

1.1 飛行動力學(xué)模型

將旋翼槳盤沿周向劃分Nψ段，如圖1所示.為充分考慮槳葉的失速與壓縮性，同時考慮葉尖損失修正，以不同攻角和不同馬赫數(shù)下二元翼型升阻力特性風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，以第(i，j)個槳盤網(wǎng)格區(qū)域為研究對象，采用下式計算升阻力系數(shù)[7]:

式中，C(i，j)l與c(i，j)d為結(jié)合翼型風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)得到的翼型升、阻力系數(shù);γ(i，j)為微段當(dāng)?shù)仄鹘?Ma為馬赫數(shù);α為聲速;k為阻力修正因子，該因子與旋翼槳盤載荷和馬赫數(shù)有關(guān)[8].

圖1 槳盤區(qū)域劃分示意

為方便考察氣動布局變化對飛行性能的影響，旋翼對機身的下洗系數(shù)按下式計算[9]:

式中χ為旋翼尾跡傾斜角.旋翼對平尾、垂尾的下洗系數(shù)取1.0，對尾槳取1.8.

本模型的平衡特性已在文獻[10]中驗證.采用T700-GE-701發(fā)動機功率數(shù)據(jù)和油耗數(shù)據(jù).

1.2 飛行性能

直升機性能計算主要是確定飛行范圍內(nèi)需用功率和可用功率的問題.發(fā)動機功率NM除去傳動損失、冷卻、液壓系統(tǒng)、發(fā)電機以及其他設(shè)備或附件的消耗后才等于直升機的可用功率.在初步計算時，可近似用功率傳遞系數(shù)ζ計入這些消耗，即[11]

ζ可根據(jù)經(jīng)驗估算或由手冊查得.

在計算懸停高度時，通常取爬升率Vy=0.5 m/s時對應(yīng)的高度，叫做直升機的實用懸停升限[11].在考慮地面效應(yīng)的情況下，引入無地效的相對效率η0，則有地效時需用功率[11－12]:

式中，D為旋翼直徑;h為懸停高度.

計算爬升性能時，由于平飛和爬升兩種飛行狀態(tài)的旋翼及機身迎角不同，速度分布不同，因而二者的廢阻功率、誘導(dǎo)功率和型阻功率皆有差別.作為近似處理，引入爬升修正系數(shù)kps，即

式中Nre_min為平飛需用功率曲線最低點處，此處剩余功率最大.最大爬升率按照式(5)計算，其中kps隨飛行速度變化，一般說，單旋翼直升機的kps值約在0.8～0.9之間，宜取0.85.同樣，取Vy=0.5 m/s的高度為直升機實用升限.

計算得到直升機需用功率隨飛行速度的變化曲線后，對比發(fā)動機提供的可用功率，便可得到最大平飛速度和最小平飛速度.

續(xù)航性能是直升機的主要技術(shù)指標(biāo)之一，主要取決于兩方面的因素:直升機的燃油量和單位時間或單位距離的油耗.

假定在巡航飛行過程中，發(fā)動機功率NM保持不變，那么航程和航時分別為

式中，qh為小時耗油率;qkm為公里耗油率;V0為飛行速度，km/h;Ce為發(fā)動機單位耗油率;mfu為可用燃油量，它等于直升機的燃油裝載量扣除巡航飛行之外的燃油消耗、應(yīng)急儲備燃油和殘留燃油.在沒有具體數(shù)據(jù)時估算巡航性能，須扣除的油量近似為總油量的10%～15%.本文計算的UH-60A直升機起飛重量為7257.5kg、燃油重量為1061.5kg.

2 性能分析

2.1 需用功率計算

直升機需用功率的計算是進行性能分析的先決條件.本文分別計算了定直平飛、爬升與下滑(前飛速度為100 kn)和穩(wěn)定協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎(轉(zhuǎn)彎速率為100 kn)3種狀態(tài)的旋翼需用功率，并與試飛數(shù)據(jù)和參考結(jié)果進行了對比.其中的試飛數(shù)據(jù)與國外模型結(jié)果均取自于文獻[13].

穩(wěn)定協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程中，直升機傾斜角φ保持不變，因而有

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎角速度ω引起的機體俯仰角速度和偏航角速度分別為

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行產(chǎn)生的離心力Fc的標(biāo)量形式為

式中，V為直升機協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎飛行速率;mG為直升機全機質(zhì)量.

如圖2所示，本模型需用功率計算結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)和國外模型結(jié)果相比，總體趨勢完全一致，基本反映了系統(tǒng)特性，能夠用來進一步計算各飛行性能指標(biāo).

圖2 旋翼需用功率配平曲線

2.2 主要飛行性能指標(biāo)計算

在高度為1220 m情況下，本文方法計算UH-60A飛行性能結(jié)果如表1所示.可見，本文飛行性能計算模型精度符合工程應(yīng)用的要求.

表1 飛行性能計算結(jié)果

3 氣動布局對飛行性能的影響

在本文的飛行性能影響規(guī)律的計算中，不考慮直升機結(jié)構(gòu)對性能的限制，單從直升機飛行力學(xué)和性能的角度出發(fā)，選取的氣動布局參數(shù)依次為:旋翼縱向位置(LR)、旋翼高度(HR)、平尾水平位置(LHT)、尾槳高度位置(HTR)、尾槳傾斜角(γTR)和尾槳縱向位置(LTR)等氣動布局參數(shù).參數(shù)變化范圍為0.8P0～1.2P0(P0為原始設(shè)計參數(shù))，為保證旋翼縱向位置變化在直升機前后重心范圍內(nèi)，參數(shù)變化限制在0.95LR～1.05LR范圍內(nèi).

以上氣動布局的基準參數(shù)及前后重心位置引用文獻[7]中的定義，尾槳傾斜角設(shè)計值為20°，變化范圍為16°～24°.

3.1 最大平飛速度

如圖3所示，旋翼縱向位置對最大平飛速度的影響最為顯著，而降低旋翼高度可以提高最大平飛速度，增大平尾縱向位置有利于增大最大平飛速度.其余參數(shù)對最大平飛速度均有不同程度的影響.

3.2 最大航程

直升機的最大航程主要取決于有利速度的大小，大致處于功率曲線中的中速度的范圍.如圖4所示，除旋翼位置參數(shù)外，尾槳傾斜角也是影響飛行性能的主要參數(shù)，尾槳傾斜角越大，為平衡旋翼的反扭矩需增大尾槳拉力，不利于直升機增大航程.

3.3 垂直爬升率與有懸停升限

圖3 氣動布局參數(shù)對最大平飛速度的影響

圖4 氣動布局參數(shù)對最大航程的影響

圖5 氣動布局參數(shù)對垂直飛行性能的影響

如圖5所示，在懸停狀態(tài)下，尾槳傾斜角對飛行性能的影響較為明顯.在懸停狀態(tài)下，增大尾槳傾斜角，因為直升機需用功率減小，所以垂直性能得到提升.這與文獻[15]中當(dāng)UH-60A直升機尾槳斜置角小于25°時，需用功率隨斜置角的增大而減少結(jié)論一致.旋翼高度對懸停性能影響較小，旋翼縱向位置對垂直性能的影響較明顯.尾槳位置參數(shù)在變化范圍內(nèi)對垂直飛行性能有一定影響但并不明顯.

3.4 原因分析

由上述計算結(jié)果可見，旋翼是產(chǎn)生直升機氣動力的主要部件，所以它對懸停的前飛時的飛行性能影響都比較大.如圖6所示，懸停和小速度狀態(tài)下改變±5%旋翼縱向位置，可節(jié)省30～40kW的功率，提高了懸停性能.在大速度范圍，增大旋翼縱向距離顯著增大了需用功率，最大平飛速度隨之顯著下降.降低旋翼高度則有利于提升前飛性能.由于本文的氣動干擾模型采用簡單的經(jīng)驗公式，當(dāng)旋翼高度降低時，未能很好地體現(xiàn)旋翼與機身的氣動干擾加強而引起的“垂直增重”效應(yīng)及對直升機垂直飛行性能的影響.

圖6 不同旋翼位置下的需用功率曲線

在懸停狀態(tài)下，尾槳傾斜角增大后，一方面，平衡旋翼的反扭矩需所需的尾槳拉力增大，因而尾槳需用功率隨著尾槳斜置角的增大而迅速增加;另一方面，因尾槳斜置提供了一部分升力，故旋翼的需用功率隨尾槳傾斜角的增大而減少，這兩方面的作用彼此相反，合成的結(jié)果造成當(dāng)尾槳傾斜角小于一定角度時，增大尾槳傾斜角可以提升懸停飛行性能.UH-60A尾槳為傾斜構(gòu)型，增大20%尾槳傾斜角，大約可以節(jié)省50～60 kW功率，提升了懸停時的飛行性能，影響程度超過了旋翼氣動布局參數(shù).小速度情況下可以節(jié)省10～15 kW功率.這說明斜置尾槳有助于提升直升機中小速度的飛行性能，與文獻[4－5]的結(jié)果相符合.

4 結(jié)論

本文建立了單旋翼直升機飛行性能模型，以UH-60A為算例，分別計算了前飛性能和垂直飛行性能，并研究了氣動布局對飛行性能的影響.總結(jié)有以下3點:

1)旋翼的位置參數(shù)是影響單旋翼直升機飛行性能的主要因素，不論直升機處于前飛狀態(tài)還是懸停狀態(tài).

2)尾槳傾斜角懸停狀態(tài)下對飛行性能的影響最大，在變化范圍內(nèi)超過影響程度旋翼位置參數(shù)，隨著飛行速度的增加，其影響逐漸減小，大速度后變得很小.

3)平尾水平位置后移有利于增大最大飛行速度.尾槳縱向位置對前飛和垂直飛行性能影響均較小，尾槳高度僅對垂直飛行性能有較小影響.

本文所述方法和結(jié)論可作為單旋翼直升機飛行性能設(shè)計和氣動布局參數(shù)選擇提供一定的理論參考.

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