直升機(jī)尾槳渦環(huán)邊界的計(jì)算

孫文勝, 馬鴻儒

(海軍航空工程學(xué)院 青島分院, 山東 青島 266041)

0 引言

直升機(jī)在垂直下降或斜下降時(shí),旋翼下方來(lái)流對(duì)旋翼誘導(dǎo)速度氣流形成擠壓,嚴(yán)重時(shí)造成氣流向下排出又重新吸入,在槳盤附近形成渦環(huán)[1],使直升機(jī)拉力下降、扭矩脈動(dòng),直升機(jī)難以控制從而造成危險(xiǎn)。經(jīng)過(guò)國(guó)內(nèi)外技術(shù)人員的長(zhǎng)期研究,已對(duì)渦環(huán)狀態(tài)的形成和特性有了比較充分的認(rèn)識(shí)。辛宏等[2]通過(guò)試驗(yàn)得到了高-辛判據(jù),用來(lái)計(jì)算直升機(jī)下降過(guò)程中進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的速度邊界條件,已得到了普遍采用,同時(shí)對(duì)直升機(jī)尾槳渦環(huán)也具有適用性[3]。但是對(duì)于直升機(jī)尾槳渦環(huán)尤其是進(jìn)入尾槳渦環(huán)的速度邊界的研究遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。

本文對(duì)直升機(jī)尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)進(jìn)行了研究,并利用高-辛判據(jù)計(jì)算直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的臨界速度,包括臨界前飛速度、臨界側(cè)飛速度和臨界懸停回轉(zhuǎn)角速度,根據(jù)計(jì)算結(jié)果,繪制了直升機(jī)尾槳渦環(huán)的邊界曲線,分析了側(cè)滑、前飛速度之間的關(guān)系,對(duì)直升機(jī)飛行安全具有實(shí)際的指導(dǎo)意義。

1 尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)

與主旋翼類似,直升機(jī)尾槳在工作中以產(chǎn)生誘導(dǎo)速度來(lái)提供拉力,以此平衡主旋翼產(chǎn)生的反扭矩并進(jìn)行航向操縱,因此在某些特定條件下如懸停回轉(zhuǎn)、懸停于側(cè)風(fēng)中或倒飛有可能使尾槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),此時(shí)流場(chǎng)基本特點(diǎn)如圖1所示。

由圖可見,對(duì)于右旋直升機(jī)來(lái)說(shuō),右側(cè)飛速度是引起其進(jìn)入尾槳渦環(huán)的直接因素,因此右側(cè)飛速度和左轉(zhuǎn)彎角度不宜過(guò)大;一旦進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài),即建立起圖中所示的流場(chǎng),要使此流場(chǎng)消散,最佳方法是增加與速度V垂直的速度分量,即使直升機(jī)前飛、下降或上升。

圖1 尾槳渦環(huán)狀態(tài)Fig.1 Tail rotor vortex ring state

2 渦環(huán)狀態(tài)判據(jù)

相比Wolkovitch判據(jù)和Peters判據(jù),高-辛判據(jù)更適合于尾槳渦環(huán)的判定:當(dāng)相對(duì)來(lái)流矢量在旋翼尾流速度矢量反方向上的投影超過(guò)某一臨界值時(shí),旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),且這一臨界值就是臨界垂直下降率。經(jīng)試驗(yàn)測(cè)定,扭矩平均值異常脈動(dòng)是發(fā)生渦環(huán)現(xiàn)象的首要特征,此時(shí),臨界垂直下降率為:

Vcr(90°)=0.28Vh

式中,Vh為等效懸停誘導(dǎo)速度。消去Vh,得到無(wú)因次的判據(jù)公式:

3 尾槳渦環(huán)邊界的計(jì)算及分析

3.1 等效誘導(dǎo)速度

已知某條件下的直升機(jī)參數(shù):尾槳半徑Rtr(m)、尾槳轉(zhuǎn)速Ωtr(rad/s)、尾槳中心距離機(jī)體坐標(biāo)原點(diǎn)的水平距離L(m)、旋翼半徑Rm(m)、旋翼轉(zhuǎn)速nm(r/min)、穩(wěn)定懸停時(shí)對(duì)應(yīng)的功率P(kW)和槳尖損失系數(shù)K。另外假設(shè)已知某飛行狀態(tài)下的飛行高度H(m)、當(dāng)?shù)睾０胃叨菻loc(m)和當(dāng)?shù)貧鉁豻(℃)。計(jì)算過(guò)程如下:

飛行高度H處的氣溫為:

T=t-0.0065×(H-Hloc)

大氣密度為:

旋翼軸扭矩為:

尾槳拉力系數(shù)為:

根據(jù)滑流理論計(jì)算出懸停時(shí)的尾槳等效誘導(dǎo)速度為:

3.2 臨界速度

類似于臨界下降率,臨界側(cè)飛速度就是直升機(jī)側(cè)飛時(shí)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的最小速度,大小為0.28Vhtr,該速度與尾槳中心距離機(jī)體坐標(biāo)原點(diǎn)水平距離L(m)的比值即為懸停回轉(zhuǎn)角速度的臨界值。表1和表2為某型直升機(jī)在不同高度和地面溫度下飛行的尾槳渦環(huán)速度臨界值。

表1 某型直升機(jī)尾槳渦環(huán)側(cè)飛速度臨界值Table 1 Critical lateral rates for tail rotor VRS of a certain type helicopter (km/h)

表2 某型直升機(jī)尾槳渦環(huán)懸停回轉(zhuǎn)角速度臨界值Table 2 Critical whirling speed when hovering for tail rotor VRS of some certain helicopter ((°)/s)

觀察表1、表2可以總結(jié)出,直升機(jī)飛行高度和地面溫度對(duì)尾槳渦環(huán)臨界值都有影響:隨著飛行高度的降低,直升機(jī)側(cè)飛或懸停回轉(zhuǎn)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的(角)速度有所降低;溫度越高,直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)(角)速度就越低。

3.3 尾槳渦環(huán)邊界曲線

由于渦環(huán)判據(jù)計(jì)算的是渦環(huán)發(fā)生的初始時(shí)刻的條件,此時(shí)的誘導(dǎo)速度計(jì)算仍可以采用滑流理論[4],因此選擇前飛狀態(tài)下的動(dòng)量理論作為補(bǔ)充方程:

經(jīng)計(jì)算,該型直升機(jī)在高度2000 m,地面溫度35℃條件下飛行時(shí),其尾槳渦環(huán)邊界曲線如圖2所示。

圖2 尾槳渦環(huán)邊界曲線Fig.2 Tail rotor vortex ring boundary curve

圖中,曲線將直升機(jī)水平面內(nèi)速度域分為安全區(qū)域和渦環(huán)區(qū)域,對(duì)圖中曲線進(jìn)行如下分析:

(1)直升機(jī)側(cè)飛達(dá)到一定速度,就可能進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),當(dāng)直升機(jī)具有足夠的前飛速度時(shí),即使側(cè)向速度再大也不會(huì)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)。

(2)直升機(jī)垂直側(cè)飛時(shí)進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的速度最小。斜向飛行時(shí),隨前飛速度的增大,進(jìn)入渦環(huán)區(qū)域時(shí)的側(cè)向速度也在變大。說(shuō)明直升機(jī)不帶前飛的垂直側(cè)飛或懸停回轉(zhuǎn)是最易進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的。

(3)仿照安全下滑角,可以定義——直升機(jī)以小于該角度側(cè)飛時(shí),不會(huì)有發(fā)生渦環(huán)事故的危險(xiǎn)。根據(jù)計(jì)算,該直升機(jī)安全側(cè)滑角在220°～320°范圍之外。

(4)臨界速度值本質(zhì)反映的是相對(duì)速度,因此圖中某一角度下的臨界速度既可以表示直升機(jī)以該角度側(cè)飛允許的最大速度,也可以表示為直升機(jī)在懸停時(shí)所能承受的從該方向吹來(lái)的最大風(fēng)速。因此類似于艦載直升機(jī)起飛/著艦風(fēng)限圖,可稱該圖為“懸停風(fēng)限圖”。

圖2中的邊界參數(shù)取值因機(jī)型而異,但是各機(jī)側(cè)飛進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的基本特點(diǎn)是一致的,因此上述原則對(duì)直升機(jī)的安全飛行有一定的指導(dǎo)意義。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文分析了尾槳渦環(huán)狀態(tài)的特性,利用高-辛判據(jù)對(duì)尾槳渦環(huán)邊界進(jìn)行了求解,結(jié)果表明,直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的臨界速度受到飛行高度和地面溫度等因素的影響。對(duì)于右旋直升機(jī)而言,在其水平面速度域范圍內(nèi)的右半部分存在渦環(huán)區(qū)域,在一定側(cè)滑角范圍內(nèi)的右側(cè)飛以及懸停于右側(cè)風(fēng)中或左轉(zhuǎn)彎時(shí)有進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的可能,應(yīng)謹(jǐn)慎操縱直升機(jī)加以避免。進(jìn)一步的研究可將該理論模型應(yīng)用于機(jī)載渦環(huán)告警系統(tǒng)的開發(fā),以使飛行員能更好地規(guī)避這一危險(xiǎn)狀態(tài)。

參考文獻(xiàn)：

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