直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)預(yù)測與試飛研究

孟曉偉 張宏林 楊文鳳

摘要：基于葉素理論和滑流理論，建立了懸停狀態(tài)直升機(jī)傾斜式尾槳誘導(dǎo)速度的計(jì)算方法，在此基礎(chǔ)之上，根據(jù)高正-辛宏理論，并考慮到傾斜式尾槳的傾斜角，對直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)側(cè)飛速度邊界進(jìn)行了預(yù)測，并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，結(jié)果表明，預(yù)測方法計(jì)算所得的傾斜式尾槳渦環(huán)狀態(tài)與飛行試驗(yàn)結(jié)果較為吻合，該方法可對直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)進(jìn)行有效地預(yù)測。

關(guān)鍵詞：傾斜式尾槳；尾槳渦環(huán)；葉素理論；滑流理論；高正-辛宏理論；飛行試驗(yàn)；直升機(jī)

中圖分類號：V216

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.058

當(dāng)直升機(jī)相對側(cè)向氣流速度在某一范圍時(shí)，直升機(jī)航向會(huì)出現(xiàn)來回振蕩、航向難以保持、振動(dòng)加劇等現(xiàn)象，嚴(yán)重時(shí)甚至使直升機(jī)失去平衡，而離開這一速度范圍，直升機(jī)狀態(tài)恢復(fù)正常，導(dǎo)致這一現(xiàn)象的原因是尾槳進(jìn)入了渦環(huán)狀態(tài)。

尾槳渦環(huán)現(xiàn)象類似于旋翼渦環(huán)，其產(chǎn)生機(jī)理與旋翼渦環(huán)相同，即直升機(jī)在側(cè)飛或側(cè)風(fēng)狀態(tài)懸停時(shí)，當(dāng)相對氣流在某一范圍時(shí)，由于側(cè)方來流的影響，尾槳的槳尖渦會(huì)出現(xiàn)在槳盤周圍，與槳葉發(fā)生較嚴(yán)重的槳-渦干擾，使槳葉載荷出現(xiàn)振蕩，引起直升機(jī)產(chǎn)生較強(qiáng)的航向振蕩。尾槳渦環(huán)飛行的特性就是流動(dòng)狀態(tài)非常不穩(wěn)定，產(chǎn)生振動(dòng)以及拉力變化無常，這會(huì)危及飛行安全，因此，對尾槳渦環(huán)狀態(tài)的分析研究有著極其重要的意義。若是能提前預(yù)測出現(xiàn)尾槳渦環(huán)時(shí)的速度，則在試飛和使用階段，可提前做好相應(yīng)準(zhǔn)備，必要時(shí)可盡量避開或快速通過該速度段，為飛行安全提供保障。

對于尾槳渦環(huán)的研究，參考文獻(xiàn)[3]報(bào)告表明，UH-1直升機(jī)在左側(cè)飛速度約為20km/h時(shí)，出現(xiàn)了最嚴(yán)重的渦環(huán)效應(yīng)，而預(yù)期出現(xiàn)最大渦環(huán)效應(yīng)的側(cè)飛速度約為37km/h（UH-1尾槳懸停誘導(dǎo)速度的70%），這是由于旋翼尾跡對尾槳的干擾，使尾槳較早地出現(xiàn)了渦環(huán)效應(yīng)。因而，在分析預(yù)測尾槳渦環(huán)狀態(tài)時(shí)，要考慮到旋翼對尾槳的干擾作用，與此同時(shí)，不同構(gòu)型的尾槳與垂尾、相對來流的干擾作用同樣會(huì)對尾槳渦環(huán)邊界產(chǎn)生影響，不同構(gòu)型的尾槳渦環(huán)需進(jìn)行特別分析。對于無傾斜角的尾槳渦環(huán)研究，參考文獻(xiàn)[4]根據(jù)某型號直升機(jī)右側(cè)飛飛行試驗(yàn)，對尾槳渦環(huán)邊界進(jìn)行了計(jì)算分析，得出了尾槳渦環(huán)的速度邊界。而本文的樣例直升機(jī)與其樣機(jī)構(gòu)型、飛行試驗(yàn)環(huán)境不同，因而懸停時(shí)尾槳誘導(dǎo)速度也不盡相同，尾槳渦環(huán)邊界也會(huì)有所差異。同時(shí)，本文樣例直升機(jī)尾槳具有一定的傾斜角（即傾斜式尾槳），相比于無傾斜角的尾槳，其與垂尾的干擾作用、相對來流與其誘導(dǎo)氣流的干擾作用發(fā)生了明顯的變化，因而對傾斜式尾槳渦環(huán)的研究有著重要的必要性。

鑒于此，本文以某型傾斜式尾槳直升機(jī)作為研究對象，首先根據(jù)所得相關(guān)懸停飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，基于葉素理論和滑流理論，計(jì)算求得懸停狀態(tài)的傾斜式尾槳誘導(dǎo)速度，進(jìn)而依據(jù)高正-辛宏理論（簡稱高-辛理論，Gao-Xin Theroy），并考慮到傾斜角度對垂直于尾槳槳盤來流的影響，對直升機(jī)傾斜式尾槳的渦環(huán)邊界進(jìn)行預(yù)測，計(jì)算得出對應(yīng)的側(cè)飛速度（真空速），然后通過左側(cè)飛飛行試驗(yàn)，得出其在實(shí)際飛行過程中出現(xiàn)尾槳渦環(huán)的側(cè)飛速度段，并將預(yù)測結(jié)果和飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比，以驗(yàn)證預(yù)測方法的有效性，同時(shí)對直升機(jī)傾斜式尾槳的渦環(huán)狀態(tài)進(jìn)行研究分析，對實(shí)際飛行有一定指導(dǎo)意義。

1直升機(jī)參數(shù)及飛行試驗(yàn)狀態(tài)

樣例直升機(jī)的旋翼系統(tǒng)由主旋翼和尾槳組成，主旋翼由主槳葉、主槳轂、自動(dòng)傾斜器等三部分構(gòu)成，5片主槳葉均勻布置，旋轉(zhuǎn)方向?yàn)橛倚?。尾槳為傾斜式尾槳，布置于垂尾右側(cè)，構(gòu)型為底向前拉力式，4片尾槳葉均勻布置，需特別說明的是，相比于常規(guī)式尾槳，樣例直升機(jī)尾槳向上傾斜20°，即從直升機(jī)后方看，尾槳槳盤逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)20°，由于傾斜角的存在，會(huì)影響到尾槳渦環(huán)的側(cè)飛速度邊界或側(cè)向風(fēng)速度邊界，因而本文在尾槳渦環(huán)預(yù)測時(shí)，將考慮傾斜角的影響。

所涉及的飛行試驗(yàn)包括懸停和左側(cè)飛試驗(yàn)，其中懸停飛行試驗(yàn)為懸停時(shí)尾槳誘導(dǎo)速度的計(jì)算提供相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，以進(jìn)行尾槳渦環(huán)邊界的預(yù)測，而左側(cè)飛飛行試驗(yàn)可對渦環(huán)邊界的預(yù)測值進(jìn)行試飛驗(yàn)證。飛行試驗(yàn)時(shí)直升機(jī)離地高度30m，風(fēng)速0～4m/s，懸停時(shí)測得飛行溫度T=14.5℃、大氣靜壓p=78kPa。

2傾斜式尾槳渦環(huán)的預(yù)測

出現(xiàn)尾槳渦環(huán)時(shí)的速度跟懸停時(shí)的尾槳誘導(dǎo)速度直接相關(guān)，而采用試驗(yàn)測量的方法直接獲取直升機(jī)懸停時(shí)的尾槳誘導(dǎo)速度目前還較難實(shí)現(xiàn)，因而，本文首先將葉素理論與滑流理論相結(jié)合，通過飛行試驗(yàn)測量懸停相關(guān)參數(shù)，以此來求得直升機(jī)懸停時(shí)的尾槳誘導(dǎo)速度。進(jìn)而依據(jù)高-辛理論，并考慮傾斜角的影響，得出傾斜式尾槳出現(xiàn)渦環(huán)時(shí)的側(cè)飛速度段。

2.1懸停狀態(tài)的傾斜式尾槳誘導(dǎo)速度

樣例直升機(jī)懸停試飛時(shí)，離地高度為30m，為無地效懸停，已知尾槳額定轉(zhuǎn)速為Q、尾槳直徑D、尾槳槳葉弦長b和尾槳距18°。根據(jù)葉素理論，尾槳槳葉微段升力為：式中：dY為槳葉微段產(chǎn)生的升力，CL為翼型升力系數(shù)，W=Qr流向槳葉翼型的相對氣流合成速度，懸停時(shí)，若不考慮風(fēng)速影響，槳葉微段相對來流速度即為微段運(yùn)動(dòng)速度，b為尾槳槳葉弦長，dr微段徑向長度。

對于一片尾槳槳葉，沿其半徑進(jìn)行積分，可得整片槳葉升力：

考慮到尾槳槳根不起拉力部分以及槳尖折合有效部分，從0.25R到0.98R進(jìn)行積分，R為尾槳半徑，式（2）可轉(zhuǎn)化為：

對于常用翼型，CL～O.la，a為槳葉有效迎角?？紤]到尾槳槳葉具有線性負(fù)扭轉(zhuǎn)，其槳距隨半徑發(fā)生變化，將式（3）轉(zhuǎn)化為：式中：ψ7為尾槳槳葉在0.7R剖面處的安裝角，△ψ為槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)（樣例直升機(jī)槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)為13°），θ0為尾槳距。

根據(jù)氣體守恒方程，pV=nRT，結(jié)合海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣值，計(jì)算飛行密度：式中：P，P，T分別為飛行時(shí)的大氣密度、壓強(qiáng)和溫度，P0，P0，T0分別為海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣的密度、壓力和溫度。

聯(lián)立式（4）與式（5），計(jì)算求得尾槳拉力T=4325.77N。

根據(jù)滑流理論[5]：式中：k≈0.98為葉端損失系數(shù)，V1=Vo+V1是槳盤處的氣流速度，Vo為上游遠(yuǎn)方來流速度，由于此時(shí)是懸停狀態(tài)，Vo=0，則T=2p（kπR2）v12，那么誘導(dǎo)速度為：

通過式（5）和式（7）聯(lián)立計(jì)算得出，樣例直升機(jī)在懸停狀態(tài)時(shí)，尾槳的誘導(dǎo)速度為：v1=16.17m/s（58.21km/h）

2.2傾斜式尾槳渦環(huán)的預(yù)測

基于上文計(jì)算所得的傾斜式尾槳誘導(dǎo)速度，通過高-辛理論計(jì)算得出傾斜式尾槳的渦環(huán)邊界：當(dāng)16.17km/h52km時(shí)，為尾槳渦環(huán)后期。

根據(jù)高-辛理論預(yù)測得到的尾槳渦環(huán)速度邊界是垂直于槳盤平面的真空速，而樣例直升機(jī)在左側(cè)飛時(shí)，由于傾斜角的存在，側(cè)向來流速度方向并不垂直于槳盤平面，如圖1所示，兩者的轉(zhuǎn)換關(guān)系為：V1= Vzcosa，Vz為左側(cè)飛真空速，a是傾斜角。因而考慮到傾斜角的影響（即Vz=V/cosa），計(jì)算得出傾斜式尾槳渦環(huán)的左側(cè)飛真空速邊界：當(dāng)左側(cè)飛真空速Vz在17～37km/h之間時(shí)，為渦環(huán)前期；在37～59km/h之間時(shí)，出現(xiàn)渦環(huán)中期；大于59km/h時(shí)，為渦環(huán)后期。

3傾斜式尾槳渦環(huán)的飛行試驗(yàn)

3.1左側(cè)飛時(shí)的傾斜式尾槳渦環(huán)

由于樣例直升機(jī)為右置拉力式尾槳，因而其在左側(cè)飛時(shí)，直升機(jī)有可能會(huì)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)。本節(jié)將通過對左側(cè)飛飛行試驗(yàn)的數(shù)據(jù)分析，進(jìn)行直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)的研究。圖2給出了樣例直升機(jī)在左側(cè)飛過程中，飛行參數(shù)的時(shí)間歷程曲線。由圖可以看出，左側(cè)飛地速約在9.7～17.5m/s（35～63km/h）時(shí)，直升機(jī)偏航角速率、航向角、腳蹬量以及尾槳距出現(xiàn)了較為明顯的振蕩，航向角速率最大約為4（°）/s，這表明尾槳進(jìn)入了渦環(huán)狀態(tài)，且處于較為嚴(yán)重的渦環(huán)階段。由于樣例直升機(jī)在實(shí)際飛行時(shí)，并非一直處在靜風(fēng)環(huán)境中，這將使直升機(jī)相對氣流的側(cè)飛真空速與側(cè)飛地速不完全一致，因而為了提高對比精度，可計(jì)入風(fēng)速的影響，即對地速和風(fēng)速進(jìn)行合成，計(jì)算出左側(cè)飛尾槳渦環(huán)邊界對應(yīng)的左側(cè)飛真空速，表1給出了直升機(jī)在尾槳渦環(huán)邊界時(shí)對應(yīng)的風(fēng)速風(fēng)向。根據(jù)左側(cè)飛真空v1與左側(cè)飛地速Vg的計(jì)算關(guān)系：Vt=Vg+Vwcos（ψf-ψf），Vw為風(fēng)速，ψf和ψw分別為航跡角和風(fēng)向角。由此計(jì)算得出本文樣例直升機(jī)出現(xiàn)較為嚴(yán)重的尾槳渦環(huán)時(shí)的側(cè)飛真空速范圍為41-67km/h，這與參考文獻(xiàn)[4]中另一種構(gòu)型直升機(jī)的尾槳渦環(huán)飛行試驗(yàn)結(jié)果相比有所增大，這是由于傾斜角的存在以及直升機(jī)構(gòu)型的不同所引起的。

為了對直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)狀態(tài)進(jìn)行進(jìn)一步的分析，圖3給出了樣例直升機(jī)腳蹬操縱量和尾槳距隨左側(cè)飛真空速（地速和風(fēng)速的合成）的變化曲線。從圖中可以看出，隨著左側(cè)飛速度的增加，左腳蹬操縱量整體呈減小趨勢，尾槳距相應(yīng)下降，這符合物理實(shí)質(zhì)。而當(dāng)10.9m/s

圖4給出了直升機(jī)在左側(cè)飛時(shí)，旋翼總距θ0和左發(fā)扭矩比Qz隨左側(cè)飛真空速的變化曲線。由圖4可知，旋翼總距和左發(fā)扭矩比隨左側(cè)飛真空速的變化規(guī)律基本一致。當(dāng)左側(cè)飛真空速Ve<21m/s時(shí)，隨著速度的增加，由于旋翼槳盤的相對氣流速度增加，產(chǎn)生同樣大小的拉力需要的總距減小，旋翼總距和左發(fā)扭矩整體呈下降趨勢。而側(cè)飛真空速大約在11～13m/s時(shí)，旋翼總距和左發(fā)扭矩出現(xiàn)了振蕩，當(dāng)側(cè)飛速度繼續(xù)增加時(shí)，振蕩消失。同時(shí)從圖2和圖3可以看出，在11～13m/s速度段時(shí)，尾槳渦環(huán)開始更加嚴(yán)重。為了分析是否由于尾槳渦環(huán)引起了旋翼總距的振蕩，圖5給出了旋翼總距隨右側(cè)飛真空速的變化曲線，從圖5可以看出，隨著速度的增加，旋翼總距整體同樣呈減小趨勢，雖有略微振蕩，但振蕩沒有左側(cè)飛時(shí)振蕩明顯，這說明左側(cè)飛時(shí)出現(xiàn)的旋翼總距振蕩，很可能是由于尾槳渦環(huán)引起的。而旋翼總距的振蕩會(huì)引起拉力的振蕩，這將使直升機(jī)狀態(tài)不穩(wěn)定，因而為了保障飛行安全，需注意對該狀態(tài)的預(yù)防和處置。

3.2預(yù)測值與試驗(yàn)值的對比

由3.1節(jié)可知，對于樣例直升機(jī)，左側(cè)飛真空速約在41～67km/h時(shí)，出現(xiàn)較為嚴(yán)重的尾槳渦環(huán)。與2.2節(jié)的預(yù)測結(jié)果相比，飛行試驗(yàn)中所出現(xiàn)較嚴(yán)重尾槳渦環(huán)時(shí)的側(cè)飛速度稍有推遲，出現(xiàn)推遲的原因應(yīng)該是由于樣例直升機(jī)為右置拉力式尾槳，即垂尾在尾槳的左側(cè)（如圖1所示），左側(cè)飛時(shí)，垂尾會(huì)對左側(cè)來流產(chǎn)生阻滯作用，使相對來流速度減小，則相對來流到達(dá)尾槳槳盤時(shí)的速度會(huì)有一定的減小，進(jìn)而要使相對尾槳槳盤來流的速度達(dá)到渦環(huán)邊界的速度時(shí)，需更大的側(cè)飛速度，因而對于拉力式尾槳，出現(xiàn)渦環(huán)邊界的側(cè)飛速度會(huì)有所增加。在進(jìn)行尾槳渦環(huán)的側(cè)飛速度邊界預(yù)測時(shí)，應(yīng)考慮尾槳構(gòu)型的影響。整體而言，本文對樣例直升機(jī)傾斜式尾槳出現(xiàn)渦環(huán)的側(cè)飛速度段預(yù)測值與試驗(yàn)值較為吻合，具有一定的指導(dǎo)價(jià)值。因而在直升機(jī)試飛或在其使用飛行階段，可依據(jù)高-辛理論對直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)進(jìn)行預(yù)測分析，為飛行安全提供保障。

4結(jié)論

本文以某型直升機(jī)為研究對象，首先基于葉素理論和滑流理論，得出了懸停時(shí)傾斜式尾槳的誘導(dǎo)速度，并依據(jù)高-辛理論，對傾斜式尾槳出現(xiàn)尾槳渦環(huán)時(shí)的速度進(jìn)行了預(yù)測，并與飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析，得出以下結(jié)論：

（1）對于傾斜式尾槳，當(dāng)相對氣流速度在尾槳誘導(dǎo)速度的反向投影達(dá)到一定速度時(shí)，直升機(jī)會(huì)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)，直升機(jī)航向發(fā)生振蕩，姿態(tài)難以保持。

（2）高-辛理論對直升機(jī)傾斜式尾槳渦環(huán)狀態(tài)的預(yù)測與試飛結(jié)果較為吻合，具有一定的指導(dǎo)意義。

（3）對于拉力式尾槳，由于垂尾對氣流的阻滯作用，相比與高-辛理論對尾槳渦環(huán)的預(yù)測值，出現(xiàn)尾槳渦環(huán)時(shí)的側(cè)飛速度邊界會(huì)有所增大。

（4）對于傾斜式尾槳，由于傾斜角的存在，尾槳渦環(huán)側(cè)飛速度邊界會(huì)有所增加，在進(jìn)行傾斜式尾槳渦環(huán)側(cè)飛速度邊界預(yù)測時(shí)，需考慮傾斜角的影響。