AC311型系列直升機(jī)排氣溫度對尾整流罩材質(zhì)的影響分析

李凌慧

（航空工業(yè)昌河飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333000）

1 實驗背景

近些年來，隨著科學(xué)技術(shù)的不斷創(chuàng)新和進(jìn)步，直升機(jī)的發(fā)明為人們的生活帶來了極大便利。與此同時，隨著直升機(jī)相關(guān)技術(shù)不斷被完善，其作為飛行器的應(yīng)用范圍及工作場景也得到了極大擴(kuò)展。發(fā)動機(jī)仍然是直升機(jī)的核心動力裝置，而直升機(jī)發(fā)動機(jī)大致包括飛機(jī)活塞式發(fā)動機(jī)和航空渦輪軸發(fā)動力兩種類型，在其工作期間產(chǎn)生的排氣溫度也是關(guān)鍵的發(fā)動機(jī)技術(shù)參數(shù)。當(dāng)排放溫度過高時，將直接影響直升機(jī)部件的正常工作，如其對發(fā)動機(jī)燃燒室、渦輪葉片和尾噴管等重要部分將產(chǎn)生破壞性影響，進(jìn)而干擾飛行安全。

過高的發(fā)動機(jī)排氣溫度除對發(fā)動機(jī)本身產(chǎn)生危害外，也對直升機(jī)尾梁整流罩正常使用產(chǎn)生部分影響。整流罩被用來包裹發(fā)動機(jī)，可減少空氣阻力對直升機(jī)正常飛行所帶來的負(fù)面影響，并通過氣柵等方式為發(fā)動機(jī)進(jìn)行有效降溫。因此，將溫度過高的發(fā)動機(jī)排氣對直升機(jī)尾梁整流罩產(chǎn)生的影響降低可增加直升機(jī)飛行時的安全性和穩(wěn)定性。

2 實驗?zāi)康?/h2>

本文將利用測溫試紙，對AC311型直升機(jī)飛行期間尾梁整流罩表面溫度情況進(jìn)行實驗，并對實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，以明確AC311直升機(jī)在發(fā)動機(jī)尾排氣作用下，尾梁附近整流罩表面的溫度情況，并通過對溫度過高區(qū)域增加隔熱板等方式，避免因為發(fā)動機(jī)尾排氣對直升機(jī)尾部烘烤而引起超溫現(xiàn)象，保護(hù)直升機(jī)尾梁整流罩不受排氣的超高溫度影響，從而提高AC311型直升機(jī)工作的安全性和穩(wěn)定性。

3 實驗對象與實驗環(huán)境

本文中實驗對象為AC311型直升機(jī)01架機(jī)，質(zhì)量2 200 kg，正常重心。飛行實驗于2020年7月12日在呂蒙機(jī)場開展，當(dāng)日平均溫度為33.8℃。

3.1 AC311系列直升機(jī)介紹

AC311系列直升機(jī)是我國自主研制的、具有完全自主知識產(chǎn)權(quán)的2 t級輕型民用直升機(jī)，其最大起飛重量為2 200 kg，機(jī)上最多可同時乘坐6人。該機(jī)機(jī)身、旋翼系統(tǒng)等部分使用的復(fù)合材料目前已成功實現(xiàn)國產(chǎn)化，令整機(jī)使用成本大大降低，并且可滿足民用飛機(jī)使用中的相關(guān)要求，如舒適性、可靠性、使用與維護(hù)成本等，相比于國內(nèi)外其他同樣類型飛機(jī)，均有較大改善。該機(jī)也配置了高度集成化的綜合航空電子系統(tǒng)，采用了如雙駕駛、雙儀表配置等先進(jìn)技術(shù)，以保證飛機(jī)工作時的可靠性和安全性。到目前為止，AC311系列直升機(jī)面向全國已經(jīng)交付約30架機(jī)，在林區(qū)維護(hù)、地質(zhì)勘探、空中救援、警務(wù)執(zhí)法等領(lǐng)域發(fā)揮了不可或缺的作用。

AC311A直升機(jī)主要技術(shù)參數(shù)如圖1所示。

圖1 AC311A型直升機(jī)主要技術(shù)參數(shù)

3.2 直升機(jī)尾梁結(jié)構(gòu)

由于直升機(jī)需適應(yīng)多種航空作業(yè)，而一般的材料無法滿足其飛行過程中對強(qiáng)度、穩(wěn)定性和低重量的需求，因此直升機(jī)一般采用先進(jìn)復(fù)合材料作為飛機(jī)制作過程中的原材料[1]。在航空應(yīng)用中，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有多種優(yōu)點，被廣泛應(yīng)用于各類航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)一般由高性能金屬或復(fù)合材料面板，以及低密度的Nomex或鋁蜂窩芯子組成，這樣復(fù)雜的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使其在彎曲剛度、自重及穩(wěn)定性等方面表現(xiàn)出色[2]。而其在比強(qiáng)度與比剛度等關(guān)鍵力學(xué)性能方面的優(yōu)越性也使其被應(yīng)用在直升機(jī)中，如直升機(jī)尾梁、垂尾蒙皮、油箱艙框腹板、飛機(jī)升降舵、地板、進(jìn)氣道、雷達(dá)罩、整流罩等[3]。

3.3 AC311系列直升機(jī)的應(yīng)用場景

AC311系列直升機(jī)預(yù)留了多種選裝任務(wù)設(shè)備接口，可支持部分任務(wù)專用設(shè)備的臨時緊急加裝，并可滿足如應(yīng)急救援、備災(zāi)培訓(xùn)、實訓(xùn)、防災(zāi)巡查等工作的快速部署需要[4]。

AC311系列直升機(jī)可對多種應(yīng)急救援任務(wù)提供強(qiáng)力支持。如其可通過空運(yùn)、空投、機(jī)降索降等手段，快速向災(zāi)區(qū)投送救援力量、裝備器材和救災(zāi)物資；也可轉(zhuǎn)移疏散災(zāi)區(qū)的遇險人員。同時，AC311系列直升機(jī)也可通過臨時搭載高精度航空相機(jī)、搜索燈和通信設(shè)備等，完成如空中偵察、應(yīng)急通信、空中搜救等眾多特殊任務(wù)[5]。

4 測試狀態(tài)

4.1 直升機(jī)飛行原理

直升機(jī)與固定翼飛機(jī)相比，其飛行原理具有根本的差別，主要在于兩種飛機(jī)產(chǎn)生升力的方式具有較大不同。固定翼飛機(jī)起飛時，由其發(fā)動機(jī)帶動螺旋槳向尾部噴射氣流，以生成能夠令飛機(jī)前進(jìn)的推力；同時，借助固定在飛機(jī)機(jī)身上的機(jī)翼，使飛機(jī)在被推力作用向前滑動時由具備特殊形狀的機(jī)翼與相對流動的空氣相互作用，從而產(chǎn)生升力。直升機(jī)則采用機(jī)體上方的旋翼，通過發(fā)動機(jī)驅(qū)動旋翼的高速轉(zhuǎn)動以產(chǎn)生向下高速運(yùn)動的氣流，借助旋翼高速轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的拉力和氣流向上的反作用力進(jìn)行起飛。因此，相對于固定翼飛機(jī)，直升機(jī)的飛行驅(qū)動方式令其具有更機(jī)動的飛行能力，能夠支持如懸停、后飛、側(cè)飛和垂直爬升等飛行功能[6]。因此，本次實驗結(jié)合直升機(jī)的飛行能力，采用包含有地效懸停、無地效懸停、側(cè)飛、斜爬升、垂直爬升、平飛加速、后飛和正常著陸等8種飛行狀態(tài)對直升機(jī)尾梁處排氣溫度分別進(jìn)行測試，為后續(xù)隔熱板的設(shè)計與安裝工作提供足量科學(xué)的數(shù)據(jù)。

4.2 多狀態(tài)飛行測試設(shè)計

4.2.1 有地效懸停

懸停指直升機(jī)飛行至一定高度后，保持其高度和位置基本不變的飛行狀態(tài)。而地效指代地面效應(yīng)，當(dāng)直升機(jī)與地面間的距離較近時，其旋翼所產(chǎn)生的下洗氣流將受到地面的影響，此時由于地面的阻礙而形成的流場變化可降低旋翼所消耗的誘導(dǎo)功率。因此，當(dāng)存在地效時，直升機(jī)可于相對更高的高度保持懸停狀態(tài)[7]。

本次實驗中，有地效懸停部分實驗將令A(yù)C311型直升機(jī)于離地面4 ft左右高度進(jìn)行懸停，持續(xù)時長為5 min，并對該過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量。

4.2.2 無地效懸停

本次實驗中，將令A(yù)C311型直升機(jī)與離地面50 ft左右高度進(jìn)行無地效懸停溫度測驗，持續(xù)時長為5 min，并對該過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量；該項實驗完成后，令直升機(jī)進(jìn)行正常著陸。

4.2.3側(cè)飛

側(cè)飛是直升機(jī)特有的飛行狀態(tài)，它與后飛均為進(jìn)行某些特殊作業(yè)時不可或缺的飛行功能。一般而言，側(cè)飛是基于懸停狀態(tài)的飛行狀態(tài)，在懸停狀態(tài)下，飛行員通過將主槳葉的傾斜盤向左右兩側(cè)調(diào)整的方式，以操縱直升機(jī)向左右兩側(cè)傾斜。

本次實驗中，將操縱AC311型直升機(jī)在離地8 ft左右的高度以10 m/s的速度分別進(jìn)行左側(cè)和右側(cè)側(cè)飛操作，持續(xù)時長為30 s~1 min，并對該過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量。

4.2.4 后飛

通過對直升機(jī)傾斜盤向后調(diào)整，使主槳葉向后傾斜，即可實現(xiàn)直升機(jī)后飛的飛行狀態(tài)。

本次實驗將使AC311型直升機(jī)在離地8 ft左右高度以10 m/s的速度進(jìn)行后飛，持續(xù)時間為30 s~1 min，并對該過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量；該項實驗完成后，令直升機(jī)進(jìn)行正常著陸。

4.2.5 垂直爬升

垂直爬升是直升機(jī)從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。在這個過程中直升機(jī)旋翼的需用功率變化很大。在速度從零增速至經(jīng)濟(jì)速度的范圍內(nèi)，直升機(jī)的受力狀態(tài)變化很大。

本次實驗將令A(yù)C311型直升機(jī)自離地約50 ft的高度、以起飛時發(fā)動機(jī)功率進(jìn)行垂直爬升，持續(xù)時間為40 s，并對該過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量。

4.2.6 斜爬升

本次實驗將使AC311型直升機(jī)于合適的高度，以Vy的速度和連續(xù)最大功率進(jìn)行斜爬升，持續(xù)時間為1 min。對飛行過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量。該項實驗完成后，令直升機(jī)進(jìn)行正常著陸。

4.2.7 平飛加速

本項實驗將使AC311型直升機(jī)于合適的高度，以Vy的速度進(jìn)行平飛加速，直到速度達(dá)到Vhmax（但不大于Vne）。對飛行過程中直升機(jī)尾梁處溫度進(jìn)行測量。該項實驗完成后，令直升機(jī)進(jìn)行正常著陸。

4.2.8 正常著陸

令A(yù)C311型直升機(jī)按正常程序進(jìn)行運(yùn)行，減速并著陸。

5 溫度測點布置

5.1 發(fā)動機(jī)排氣溫度與表面溫度

排氣溫度是指航空發(fā)動機(jī)中燃?xì)鈴娜紵遗懦?，通過高速旋轉(zhuǎn)的渦輪后，在發(fā)動機(jī)渦輪出口截面上溫度，為監(jiān)控發(fā)動機(jī)工作狀況的重要參數(shù)。對發(fā)動機(jī)排氣溫度異常的故障原因分析通常通過飛參數(shù)據(jù)來進(jìn)行，它可以通過顯著的特征反映發(fā)動機(jī)排溫故障的原因，并幫助維修人員進(jìn)行故障點的準(zhǔn)確定位，縮短排除故障所需的工時[8]。

直升機(jī)蒙皮表面除受發(fā)動機(jī)排氣溫度影響外，旋翼下洗氣流和太陽輻射同樣會令其溫度顯著升高。對直升機(jī)傳熱的建模和分析可為測量飛機(jī)尾梁表面溫度提供重要參考。分析可得，太陽直射側(cè)的溫度明顯高于另一側(cè)，某些部位的最大溫差和平均溫差分別約為35 K和20 K；直升機(jī)的紅外輻射強(qiáng)度分布因太陽輻照度而不對稱，無論有無排氣系統(tǒng)壁內(nèi)層均無明顯影響。直射太陽入射側(cè)的紅外輻射強(qiáng)度在ε=0.8的直升機(jī)機(jī)身在3~5μm和8~14μm波段分別比陰影側(cè)大100%和33%。內(nèi)層壁作為輻射避難所，機(jī)身壁受到排氣系統(tǒng)內(nèi)嵌入的熱噴嘴的輕微沖擊，而沒有內(nèi)層時加熱效果更明顯。除此之外，下洗速度的切向分量對排氣系統(tǒng)機(jī)身內(nèi)的排氣羽流和渦流溫度等值線有偏轉(zhuǎn)影響[9]。

5.2 溫度試紙

本次實驗將為AC311型直升機(jī)尾梁附近布置一定數(shù)量的溫度試紙，以捕捉在不同飛行狀態(tài)下，直升機(jī)發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的高溫尾排氣對直升機(jī)尾梁表面溫度變化具體的影響情況。由于實驗環(huán)境天氣溫度較高，且高溫尾排氣對直升機(jī)尾梁處不同位置具有不同程度的影響，為展現(xiàn)其對尾梁整體溫度的影響，故將在本次實驗中同時選用4種不同量程的溫度試紙。溫度試紙量程分別為A：40~71℃；B：77~127℃；C：132~182℃；D：188~249℃。不同量程的溫度試紙將以一定間隔，分別布置在直升機(jī)尾梁處不同位置，使各處溫度測量結(jié)果在試紙量程內(nèi)，從而保證測量結(jié)果數(shù)據(jù)的有效性和完整性。

5.3 溫度測點布置要求

本次實驗中，將為AC311型直升機(jī)尾梁位置布置多個測溫試紙。由于尾梁處結(jié)構(gòu)形狀各有不同，因此對于各個結(jié)構(gòu)，將采用不同數(shù)量、不同量程的試紙，以不同的密度進(jìn)行布置，以獲得更準(zhǔn)確的尾梁溫度數(shù)據(jù)。其中，由于直升機(jī)尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框及其整流罩表面受發(fā)動機(jī)高溫排氣影響較大，而直升機(jī)尾梁4框及其整流罩附近受到影響較小，故為直升機(jī)尾梁5框、尾梁6框、尾梁7框選用量程內(nèi)溫度較高的測溫試紙，為尾梁4框選用量程內(nèi)溫度較低的試紙。

因此于直升機(jī)尾梁4框至尾梁5框間的尾梁處，每隔15 cm布置一個測溫試紙，其中選用A類試紙3張、B類試紙3張，共6張；于直升機(jī)尾梁4框和尾梁5框之間布置溫度試紙，選用A類試紙和B類試紙各一張；于直升機(jī)尾梁5框和尾梁6框之間的整流罩處，每隔5 cm布置一個測溫試紙，選用A類試紙6張，B類試紙20張，共26張；與尾梁5框和尾梁6框之間的尾梁處，每隔10 cm布置一個測溫試紙，選用A類試紙10張，B類試紙30張，共40張；于尾梁6框和尾梁7框之間的整流罩和尾梁處，每隔15 cm布置一個測溫試紙，其中在尾梁6框和尾梁7框之間的整流罩處選用C類和D類試紙各1張，在尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁處選用B類試紙25張、C類試紙25張，共50張；在尾梁5框和尾梁6框整流罩內(nèi)側(cè)與外側(cè)隔熱板表面布置測溫試紙，選用C類試紙2張、D類試紙2張，共4張。直升機(jī)尾梁兩側(cè)均沿用以上標(biāo)準(zhǔn)張貼溫度試紙。直升機(jī)左右兩側(cè)溫度試紙的具體布置情況如圖2所示。

5.4 實驗現(xiàn)場測點布置

實驗現(xiàn)場根據(jù)圖2中直升機(jī)左右兩側(cè)溫度試紙布置示意圖，為AC311型直升機(jī)進(jìn)行測溫試紙的交叉張貼。使用從A類到D類的溫度試紙，對直升機(jī)尾梁附近大部分面積的溫度區(qū)間進(jìn)行張貼覆蓋。

圖2 直升機(jī)左右兩側(cè)溫度試紙布置示意圖

直升機(jī)尾梁處溫度試紙的實際張貼情況如圖3和圖4所示。

圖3 溫度試紙實際布置圖（1）

圖4 溫度試紙實際布置圖（2）

6 飛行測試過程

本次實驗的飛行測試環(huán)節(jié)于2020年7月12日上午11點40分在呂蒙機(jī)場開始，至15點20分結(jié)束。其中，AC311型直升機(jī)按照計劃進(jìn)行飛行實驗，于實驗期間共完成3個架次的飛行任務(wù)，并獲得如圖5和圖6所示的各位置溫度數(shù)據(jù)。其中，圓圈內(nèi)為160和190的數(shù)據(jù)表示處于隔熱瓦表面部分測溫試紙所測量溫度。實驗當(dāng)日呂梁機(jī)場的平均溫度為33.8℃。

經(jīng)過直升機(jī)完成懸停、側(cè)飛、后飛、爬升、加速和降落等流程的飛行實驗，得出如圖5和圖6中所示數(shù)據(jù)。其中，經(jīng)過160 min的飛行實驗后，尾梁4框溫度測紙顯示其表面溫度約為65~66℃；尾梁5框和尾梁6框之間尾梁溫度在76~104℃之間，該部分整流罩溫度則在77~96℃之間；尾梁6框和尾梁7框之間尾梁溫度在116~190℃之間，該部分整流罩外側(cè)隔熱板處溫度在160℃左右；尾梁7框處溫度則在49~62℃之間。

圖5 尾梁左側(cè)溫度分布

圖6 尾梁右側(cè)溫度分布

7 結(jié)論

經(jīng)過對AC311型直升機(jī)飛行過程中尾梁表面溫度的測量實驗，可得知AC311型直升機(jī)發(fā)動機(jī)的排氣溫度對其尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁及整流罩結(jié)構(gòu)影響較大，對尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁和整流罩溫度影響最大。

綜上所述，在飛行過程中，直升機(jī)尾梁處部分區(qū)域溫度因受發(fā)動機(jī)排氣溫度影響而偏高，而為其增設(shè)隔熱板可有效緩解發(fā)動機(jī)排氣的高溫對尾梁結(jié)構(gòu)的影響。同時，發(fā)動機(jī)排氣對采用非蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的直升機(jī)的尾梁、整流罩、機(jī)身等其他部分的影響仍需進(jìn)一步研究。