共軸式直升機渦環狀態特性有關問題分析

費景榮

(海軍航空兵學院 飛行理論系, 遼寧 葫蘆島 125001)

0 引言

共軸式直升機的渦環特性與單旋翼直升機的渦環特性存在很多共性;同時,由于旋翼結構與氣動特性的差異,共軸式直升機進入渦環后上、下旋翼的渦環強度、渦環邊界、旋翼轉速的變化及改出動作也有一些明顯差異。俄羅斯卡莫夫設計局在共軸式直升機的研制中一直處于世界領先地位。該局早于1957年在卡-15直升機上進行了共軸式直升機渦環狀態飛行試驗。隨后,相繼在卡-25、卡-26、卡-32和卡-50直升機上進行了渦環狀態的理論研究、風洞試驗和試飛。

鑒于渦環狀態對直升機飛行安全影響極大,共軸式直升機渦環特性具有自身特點,而國外資料對有關特點未做解釋、分析;國內也尚未見到對共軸式直升機渦環特性的研究。本文參考國內外試驗、理論研究結果及試飛數據,研究了共軸式直升機渦環特性的有關問題。

1 共軸式直升機渦環強度的特點

1.1 共軸式直升機上、下旋翼渦環強度特點

共軸式直升機上、下旋翼之間的氣動干擾,導致其上旋翼的渦環強度較強,下旋翼的較弱。其原因可從兩個方面入手進行分析：

(1)上、下旋翼的誘導速度大小與進入渦環時機及渦環強度的差異。風洞試驗表明,共軸式直升機懸停時,上旋翼尾渦直接穿過下旋翼而進入下旋翼,其尾渦下洗實際是兩個旋翼共同作用的結果[1-2]。因而下旋翼的誘導速度較上旋翼的大。

共軸式直升機垂直下降和小速度下滑時,上旋翼對下旋翼的干擾減小,但基本趨勢和上述結論不變,即下旋翼的誘導速度也較上旋翼的大,進入渦環的時機較上旋翼晚,即上旋翼進入渦環“危險區”后,下旋翼仍處于渦環“過渡區”,強度較弱。

(2)上、下旋翼的拉力系數與渦環強度的差異。風洞試驗表明,懸停狀態,上、下旋翼的拉力系數比CTxia/CTsh≈0.86[2]。在垂直下降和小速度下滑時,由于下旋翼的大部分槳盤面積是在上旋翼尾渦中運轉,下旋翼所排壓的空氣大部分預先已有了一定的軸向速度,在繼續被向下排壓的過程中,受到的作用力較小,因而下旋翼拉力系數即上、下壓力差比上旋翼更小。如卡-××直升機在上、下旋翼反作用力矩相等條件下,上、下旋翼的拉力比Tsh/Txia≈1.2。此外,在渦環狀態中上旋翼下方的堆積氣流及向上的翻轉運動的存在,影響了下旋翼下方氣流的向上翻轉,因而下旋翼渦環強度也較弱,渦環狀態特點就輕微得多。

正是由于共軸式直升機上、下旋翼的渦環強度不同,在渦環狀態上、下旋翼的拉力特性也不同。根據共軸式旋翼模型的風洞試驗,在渦環狀態,上旋翼的拉力系數出現忽大忽小的變化，而下旋翼的拉力系數變化很小,這是共軸式直升機渦環狀態的典型特征之一[1]。

1.2 共軸式直升機與單旋翼直升機渦環強度的差異

飛行試驗和風洞試驗證明:共軸式直升機的渦環現象在程度上較輕微[1]。其原因是:共軸式直升機的拉力由兩副旋翼分別產生,若飛行重量與單旋翼直升機相同,共軸式直升機每副旋翼的拉力即旋翼上、下表面的壓力差近似為單旋翼直升機的一半,旋翼下方的氣流向上翻轉的作用力小得多,因而其渦環強度也較單旋翼直升機的小。

2 共軸式直升機渦環上邊界對應的臨界垂直下降率

2.1 共軸式直升機的

圖1為共軸式直升機渦環邊界的試飛結果[1]。

圖1 共軸式直升機渦環邊界試飛結果Fig.1 Flight test results of coaxial helicopter vortex ring boundary

其原因如前所述,若共軸式直升機飛行重量、旋翼拉力與單旋翼直升機相同,共軸式直升機每副旋翼上、下表面的壓力差近似為單旋翼直升機的一半,因而對于同樣的下降率,旋翼下表面堆積的氣流更不容易從旋翼下表面繞邊緣翻上去而形成渦環。

2.2 共軸式直升機懸停時的旋翼平均誘導速度υhpj

俄羅斯學者根據共軸式旋翼經典理論,建立了A,B,C,D 4個共軸式旋翼模型[1],以單旋翼的動量定理為依據,確定誘導速度、氣動力及力矩。υhpj可根據模型B求得。

模型B以單旋翼的動量定理為依據,將共軸式旋翼視為帶雙層充填的等值單旋翼。等值單旋翼的直徑與共軸式旋翼相同,拉力等于上、下旋翼拉力之和,其填充系數等于共軸式旋翼的填充系數。根據模型B理論,有：

(1)

式中,κgzh為考慮上、下旋翼相互影響而引入的共軸系數,卡-××直升機在懸停狀態時κgzh≈0.96[1]。拉力系數CT為:

(2)

由式(1)和式(2)可得:

(3)

式中,P=T/πR2。

2.3 卡-××直升機的Vcr(90°)

卡-××直升機m=12 000 kg,在標準大氣條件下,υhpj=15.56 m/s,對應Vcr(90°)=6.89 m/s。該計算結果與該機預防進入渦環的數據一致。

3 共軸式直升機進入渦環后旋翼轉速的變化特點

與單旋翼直升機不同,共軸式直升機進入渦環后旋翼轉速會自動增加[1-2],此現象也是判斷渦環的依據之一,但其原因在國外有關資料中沒有分析。

旋翼轉速從根本上取決于其能量轉化或功率平衡特點。直升機進入渦環后,一方面,由于旋翼周圍氣流紊亂,旋翼消耗的功率增加,使旋翼轉速減小;另一方面,直升機高度下降,部分勢能轉化為旋翼的動能,其氣動原理與直升機自轉下降中通過勢能轉為旋翼動能使旋翼穩定自轉的原理相同。

4 對共軸式直升機渦環改出動作中“減小總矩”的分析

單旋翼直升機和共軸式直升機改出渦環的方法存在很多共性。但兩者也存在差異:共軸式直升機改出渦環方法中,有“減小總距”的要求[1,3]。但有關資料未分析其道理,也未規定其條件和時機。鑒于渦環多出現在低空,而共軸式直升機渦環狀態的下降率大、處置余地小,所以渦環改出動作非常關鍵,以下專門分析“減小總距”問題。

4.1 渦環狀態旋翼周圍的流場特點

(1)環狀氣泡周期性破裂導致旋翼周圍氣流紊亂

無論是單旋翼還是共軸式直升機,渦環狀態對飛行安全最大的影響都是由于旋翼周圍流場紊亂,導致直升機振蕩、搖晃,旋翼拉力脈動,特別是操縱性變差,甚至失控,比如提總距難以減小下降率、俯仰和滾轉姿態角難以控制。

(2)共軸式直升機渦環狀態后行槳葉氣流分離更劇烈

如前所述,共軸式直升機進入渦環“危險區”后的下降率較單旋翼直升機大得多,加之渦環狀態都是在懸停和小速度下滑時進入,此時旋翼的總距本來就較高,因而在渦環狀態“危險區”后行槳葉氣流分離程度較單旋翼直升機更劇烈。

4.2 改出渦環時減小總距的必要性

共軸式直升機進入渦環后,因環狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離劇烈,槳葉的正常揮舞規律會被破壞,除存在與單旋翼直升機渦環狀態相同的不利影響外,還容易出現上、下旋翼危險接近甚至碰撞的現象，特別是小速度轉彎時因槳葉揮舞幅度大、槳盤載荷大,一旦進入渦環后拉力脈動大,所以上、下旋翼槳葉碰撞的可能性更大。1985年，一架卡-50直升機在轉彎過程中墜毀。調查表明,當該機以較小速度做大坡度轉彎時,遭遇較大陣風,進入渦環并導致旋翼交叉碰撞。

共軸式直升機改出渦環時,通過適當減小總距，可減弱旋翼的流場紊亂程度。模型試驗及飛行試驗表明，在渦環狀態,拉力脈動的幅度隨槳盤載荷的增大而增大[3-4]。而槳盤載荷大,實質是發動機的功率大。總之,在渦環狀態的“危險區”適當減小總距,可以減弱由環狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離導致的旋翼流場紊亂與拉力脈動。

4.3 改出渦環時減小總距的時機

以上分析表明,改出渦環時減小總距的動作僅限于渦環狀態的“危險區”。注意,在渦環狀態的“過渡區”,不能減小總距;否則,會加速直升機進入“危險區”。

在“過渡區”,如果有剩余功率,應柔和上提總距桿。因為在“過渡區”,旋翼(特別是下旋翼)周圍的環狀氣泡尚未完全形成,槳盤處仍是誘導氣流起主要作用,柔和上提總距桿后旋翼拉力會有不同程度的增加,下降率可能減小,使直升機退出渦環;也可能下降率基本保持不變,仍處于“過渡區”,此時推桿即可進入“安全區”。

5 結論

(1)共軸式直升機上、下旋翼相互干擾,其渦環強度有所不同。其中,下旋翼下方氣流總的誘導速度大,其進入渦環的時機較晚;且下旋翼的拉力系數小,所以渦環強度較弱;

(2)用共軸式旋翼經典理論的旋翼模型B計算υhpj及Vcr(90°)與實際情況相符。共軸式直升機的Vcr(90°)較大,不易形成渦環;

(3)共軸式直升機的Vcr(90°)及渦環狀態中勢能轉換的旋翼功率較單旋翼直升機大得多，因而進入渦環后旋翼轉速會自動增加；

(4)在渦環狀態“危險區”適當減小總距,可以減弱由環狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離導致的旋翼流場紊亂與拉力脈動,不僅有利于控制狀態,且有利于避免上、下旋翼的危險接近和碰撞。

參考文獻：

[1] Михeeв C B(俄).共軸式直升機空氣動力學[M].莫斯科:卡莫夫股份有限公司出版社,2004:694,703.

[2] 鄧彥敏,陶然,胡繼忠.共軸式直升機上下旋翼槳葉之間氣動干擾的風洞實驗研究[J]. 航空學報,2003,24(1):13-17.

[3] 高正.直升機空氣動力學的最新成果[M].北京:航空工業出版社,1999:141.

[4] 張西,孫杰.直升機垂直下降時旋翼渦環飛行試驗分析[J].飛行力學,2010,28(4):84-86.