共軸剛性旋翼高速直升機配平及旋翼系統(tǒng)氣動特性研究

吳裕平，習 娟，范 俊

(1.中國直升機設計研究所，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，共軸剛性旋翼高速直升機采用共軸雙旋翼及尾推槳的復合構(gòu)型，既保持了直升機固有的懸停和低速性能，又充分利用了旋翼前行側(cè)動壓大的優(yōu)勢，升力幾乎只由前行側(cè)提供，同時采用尾推槳作為輔助推進裝置，從而實現(xiàn)高速飛行。美國西科斯基飛機公司研制的X2技術驗證機是該構(gòu)型高速直升機的典型代表，2010年,X2飛行速度達到463km/h。

共軸剛性旋翼高速直升機的氣動面多，操縱復雜，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角以直升機模式飛行。在中高速飛行狀態(tài)下，升力由旋翼產(chǎn)生，通過操縱尾部推進槳槳距、升降舵、方向舵，并結(jié)合旋翼操縱，來保持平衡，實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)飛行[1]。

高速直升機由于要考慮高速飛行，所以需要采用不同于常規(guī)直升機的槳葉氣動外形設計，旋翼氣動特性呈現(xiàn)出較大的差異。在90°方位角處且靠近槳尖的位置會出現(xiàn)較強的激波；在270°方位角處且靠近槳根的位置會出現(xiàn)較強的反流，且會產(chǎn)生負升力。文獻[2]對高速旋翼流動機理、槳葉壓力和流場細節(jié)開展了研究。

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

1 全機配平模型

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

1.1 旋翼氣動力模型

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

λ(r,Ψ)=λ0(1+Kxx+Kyy)=

λ0(1+KxrcosΨ+KyrsinΨ)

(1)

其中，λ0為誘導速度的平均值，Kx、Ky是前飛狀態(tài)誘導速度變化參數(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)估計為：

(2)

Ky=-2μ

(3)

式中，χ是槳盤處的尾跡傾斜角。考慮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速度，由滑流理論得到。

(6)

(7)

式中，M=UΩR/Cs，Cs是當?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)有關的函數(shù)，來源于風洞試驗數(shù)據(jù)。

最后，通過積分計算得到旋翼的氣動力和力矩。

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

1.2 機身氣動力模型

這里定義的機身為除去共軸雙旋翼和尾推槳的直升機部分，其氣動力根據(jù)CFD計算或風洞試驗得到。機身空氣動力系數(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)。

由這些空氣動力系數(shù)和機身模型的特征長度IF、特征面積AF及遠方來流動壓q，得到直升機機身的空氣動力為：

(8)

1.3 全機配平模型

直升機穩(wěn)定飛行時，三個方向的力和力矩均趨于零。綜合下旋翼、上旋翼、尾推槳、機身的氣動力與重力，可以得到全機六力素，則前飛狀態(tài)下直升機的平衡方程為：

∑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，高速直升機多了兩個操縱量，方程組的解不唯一。此時可以假設姿態(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?？v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，以及機身產(chǎn)生的氣動阻力和力矩。詳見圖1、圖2所示。

圖1 全機作用力示意圖

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、機身氣動作用點到重心的垂向距離；機身氣動阻力Fs、力矩Ms在機身外形方案確定后，取決于機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，X1=X2，T1=T2，M1=M2，于是方程式進一步簡化為：

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)整機身氣動力矩MS=f(v,θ,δe)，同時也可以操縱旋翼縱向周期變距進行配合，實現(xiàn)力矩達到平衡狀態(tài)。

通常，為了提高飛行性能，希望大部分飛行狀態(tài)下的氣動效率高，機身氣動阻力小，使得機身俯仰角接近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 共軸旋翼的氣動特性分析

直升機受旋翼工作原理限制，前行側(cè)槳葉激波、后行側(cè)槳葉動態(tài)失速容易導致阻力、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，最大飛行速度300km/h時，旋翼旋轉(zhuǎn)的槳尖速度一般不超過220m/s；高速直升機，最大飛行速度450km/h時，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)速變化帶來的動力學問題，高速直升機采用共軸剛性旋翼。剛性旋翼取消了揮舞、擺振鉸，再加上大前進比，旋翼氣動環(huán)境與常規(guī)直升機相差甚大。共軸剛性旋翼大反流、強徑向流、變轉(zhuǎn)速運行環(huán)境，帶來旋翼氣動性能、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，會產(chǎn)生附加彎矩。基于此，高速直升機可以在懸?；虻退亠w行狀態(tài)下，通過周期變距操縱配平直升機或者改變飛行狀態(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，槳轂彎矩也會隨著轉(zhuǎn)速的降低而減少。

圖4 旋翼槳轂彎矩(懸?？v向操縱)

2.2 平飛狀態(tài)

前飛時旋翼的氣動效率較高，前飛升阻比隨著飛行速度先增大后減小，最大升阻比可達10(見圖5)。飛行速度增加時需要降低旋翼總距(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，大速度飛行時的旋翼功率為負，即處于風車狀態(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速度來看，如圖9、圖10所示，直升機高速飛行時，旋翼處于風車狀態(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 前飛時旋翼槳轂彎矩

圖8 前飛時旋翼功率

3 尾推槳的氣動特性分析

高速直升機尾部推進槳主要提供前進力。在懸停和小速度飛行時，尾推槳空轉(zhuǎn)不提供推進力；大速度飛行時，操縱尾推槳總距，產(chǎn)生所需推進力以抵消阻力，從而實現(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)，導致其總距操縱特別大(見圖11)，通常采用大扭轉(zhuǎn)率葉片設計。

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，機身阻力面積一定時，尾推槳推進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 全機阻力面積對尾推槳功率的影響

圖14 尾推槳的氣動效率

4 全機功率特性分析

高速直升機全機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，特別是大速度時其增加幅度更猛。

共軸雙旋翼和尾推槳的需用功率在全機功率中所占的比重如圖15所示：懸停和小速度平飛時，尾推槳比重很小；大速度平飛時情況相反，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，兩者需用功率相當。

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，當旋翼轉(zhuǎn)速降低(推進槳轉(zhuǎn)速同步降低)時，全機總功率隨之降低。其中，共軸雙旋翼的需用功率減少，推進槳的功率反而增加。實際上，由于高速直升機的平衡狀態(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，機身俯仰角和旋翼縱向操縱均在一定程度上影響著推進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，以升降舵、方向舵操縱為主控制機身姿態(tài)，但旋翼產(chǎn)生的俯仰力矩(使機身抬頭)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，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，才能達到全機平衡和機身姿態(tài)較小的最佳狀態(tài)。

圖17給出了高速直升機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)速時的操縱量均大于高轉(zhuǎn)速時。

圖17 全機配平的主要操縱量

5 結(jié)論

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

1)共軸剛性旋翼的槳轂載荷偏大，氣動效率高，轉(zhuǎn)速降低，最大懸停效率增加，高速飛行時的氣動環(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阻力，而與轉(zhuǎn)速關系不大。

3)低速、高速飛行時，全機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)以尾部推進槳為主。

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

本文的計算方法和研究結(jié)論，僅限于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，并有待于飛行試驗驗證，但以此作為新概念高速直升機相關研究的起點，為下一步研究奠定了基礎。機動飛行狀態(tài)將更加復雜，飛行力學和氣動特性急需深入研究，以推動高速直升機的技術進步和裝備發(fā)展。

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