直升機(jī)飛行過渡速度現(xiàn)象研究

李冀鑫, 費(fèi)景榮, 徐彥軍

(海軍航空兵學(xué)院 飛行理論系, 遼寧 葫蘆島 125001)

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直升機(jī)飛行過渡速度現(xiàn)象研究

李冀鑫, 費(fèi)景榮, 徐彥軍

(海軍航空兵學(xué)院 飛行理論系, 遼寧 葫蘆島 125001)

摘要:針對直升機(jī)飛行中通過過渡速度時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)、抬頭、偏轉(zhuǎn)和傾斜等一系列現(xiàn)象,從旋翼動(dòng)力學(xué)的角度進(jìn)行了深入的研究,并且給出了系統(tǒng)的解釋。首先,分析了旋翼尾渦對直升機(jī)狀態(tài)的影響;然后,研究了槳渦干涉效應(yīng),發(fā)現(xiàn)槳渦干涉效應(yīng)導(dǎo)致旋翼前行槳葉平均拉力增加、后行槳葉平均拉力減小,這是引起直升機(jī)抬頭、傾斜和振動(dòng)的根本原因;最后,研究了起飛和著陸中通過過渡速度時(shí)操縱對策的差異及其原因。

關(guān)鍵詞:直升機(jī); 過渡速度; 槳渦干涉效應(yīng)

0引言

單旋翼直升機(jī)在起飛增速和著陸消速過程中的某一速度范圍,會出現(xiàn)機(jī)體振動(dòng)、抬頭、偏轉(zhuǎn)和傾斜等一系列的狀態(tài)變化[1],稱為過渡速度現(xiàn)象。這是單旋翼直升機(jī)在飛行中必然會遇到的空氣動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象之一。深入研究過渡速度現(xiàn)象及其原因有利于飛行員從根本上掌握操縱對策,以保證飛行安全[2-3]。

文獻(xiàn)[1]以飛行試驗(yàn)為基礎(chǔ),從地面效應(yīng)和旋翼誘導(dǎo)速度分布的角度重點(diǎn)分析了過渡速度時(shí)的抖動(dòng)(振動(dòng))現(xiàn)象，并給出了操縱建議。文獻(xiàn)[4]分析了槳渦干擾噪聲的產(chǎn)生機(jī)理與基本規(guī)律。但是到目前為止,有關(guān)文獻(xiàn)對過渡速度現(xiàn)象的研究和解釋仍沒有形成系統(tǒng)的理論,尤其是對過渡速度階段直升機(jī)產(chǎn)生“傾斜”現(xiàn)象的原因尚未有明確解釋。為此,本文從旋翼尾渦和槳渦干涉角度研究了單旋翼直升機(jī)的過渡速度現(xiàn)象,并且進(jìn)行了系統(tǒng)分析。

單旋翼直升機(jī)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向?qū)ζ湫阅芎筒倏v有重要影響。本文主要針對采用左旋旋翼的某型單旋翼直升機(jī)進(jìn)行研究。所謂左旋旋翼就是用左手大拇指指向拉力方向,四指彎曲方向即旋翼旋轉(zhuǎn)方向。直升機(jī)的左側(cè)是前行槳葉,右側(cè)是后行槳葉。

1旋翼尾渦對飛行的影響

根據(jù)葉素理論,旋翼槳葉在旋轉(zhuǎn)過程中,由于上下表面壓力差的存在,在槳尖處形成槳尖渦。槳尖渦隨著旋翼滑流向下運(yùn)動(dòng),形成旋翼尾渦。

在懸停狀態(tài),旋翼尾渦豎直向下運(yùn)動(dòng),如圖1所示[5]。當(dāng)直升機(jī)以較大速度前飛時(shí),旋翼尾渦轉(zhuǎn)變?yōu)橐黄矫鏈u系。當(dāng)直升機(jī)處于過渡速度范圍時(shí),旋翼尾渦向后下方傾斜,把整個(gè)機(jī)身尾部籠罩在其作用范圍之內(nèi),對機(jī)身尾部的垂直尾翼、水平尾翼的空氣動(dòng)力產(chǎn)生顯著的影響。在過渡速度范圍,旋翼尾渦會對直升機(jī)的飛行產(chǎn)生一些影響,主要體現(xiàn)在姿態(tài)變化上。

圖1　旋翼尾渦的流態(tài)Fig.1　Flow state of rotor wake vortex

例如,某型直升機(jī)采用左旋旋翼,旋翼尾渦向下運(yùn)動(dòng)的同時(shí),還有與旋翼旋轉(zhuǎn)方向相同的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。當(dāng)處于過渡速度時(shí),旋翼尾渦在垂直尾翼上產(chǎn)生指向左側(cè)(前行槳葉一側(cè))的側(cè)力,該側(cè)力使得直升機(jī)向右(后行槳葉一側(cè))偏轉(zhuǎn)。同時(shí),由于旋翼尾渦向下運(yùn)動(dòng),在水平尾翼上產(chǎn)生向下的附加升力,形成直升機(jī)抬頭的縱向力矩。這是在過渡速度直升機(jī)偏轉(zhuǎn)和抬頭的一個(gè)原因。

直升機(jī)在過渡速度范圍內(nèi)飛行時(shí),旋翼尾渦對機(jī)身尾部的影響只能解釋其偏轉(zhuǎn)、抬頭的現(xiàn)象,而不能有效地解釋機(jī)體的振動(dòng)和傾斜現(xiàn)象。實(shí)際上,振動(dòng)和傾斜現(xiàn)象決定于直升機(jī)旋翼自身的空氣動(dòng)力特性,即槳渦干涉效應(yīng)。

2槳渦干涉效應(yīng)及其對飛行的影響

旋翼在旋轉(zhuǎn)時(shí),前面的槳葉產(chǎn)生一個(gè)槳葉渦,當(dāng)后面的槳葉緊跟著轉(zhuǎn)過來時(shí),就要和這個(gè)渦相遇,并且對渦進(jìn)行切割。那么渦流就會使得槳葉的空氣動(dòng)力產(chǎn)生突然的變化,這種現(xiàn)象就是槳渦干涉效應(yīng)。

值得注意的是,槳渦干涉效應(yīng)對于前行槳葉和后行槳葉的影響有所不同。

2.1槳渦干涉對前行槳葉的影響

旋翼前行槳葉相對氣流從機(jī)身前方吹來,與飛行方向相反。如果前行槳葉遇到槳葉渦,就要對它進(jìn)行切割,其空氣動(dòng)力就要受到影響。

在槳葉上表面,渦流方向和相對氣流方向是一致的,即渦流在上表面對槳葉氣流是加速作用,如圖2所示。氣流速度增加,壓力就會相應(yīng)降低,這是伯努利定理揭示的一個(gè)自然規(guī)律。但是在槳葉下表面,渦流方向和槳葉相對氣流方向相反,即渦流在下表面對槳葉氣流是減速作用。速度減小,壓力就會相應(yīng)增加。因此,前行槳葉上下表面的壓力差就會增加,產(chǎn)生一個(gè)向上的附加拉力。當(dāng)前行槳葉繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng),脫離一個(gè)渦流時(shí),這種槳渦干涉效應(yīng)就會消失,附加拉力也隨之消失。所以,前行槳葉每遇到一個(gè)槳葉渦,就產(chǎn)生一個(gè)拉力的突增。這種脈動(dòng)性的拉力變化,通過槳轂傳到機(jī)身上就會引起振動(dòng)。此外,在前行槳葉一側(cè),其平均拉力是增大的。

圖2　前行槳葉的槳渦干涉Fig.2　Vortex interference of front-going blade

2.2槳渦干涉對后行槳葉的影響

槳葉渦流對后行槳葉空氣動(dòng)力產(chǎn)生的影響與前行槳葉的情形有所不同。旋翼后行槳葉相對機(jī)身向后運(yùn)動(dòng),相對氣流和飛行方向相同,即槳葉相對氣流從機(jī)身后方吹來。當(dāng)后行槳葉遇到一個(gè)渦流時(shí),就要對它進(jìn)行切割,從而影響其空氣動(dòng)力。在后行槳葉上表面,槳葉的相對氣流方向與渦流方向相反,即渦流在上表面對槳葉氣流是減速作用,如圖3所示。因此,上表面氣流速度減小,壓力有所增加。而在槳葉下表面,槳葉氣流方向與渦流方向一致,即渦流在下表面對槳葉相對氣流是加速作用。故下表面相對氣流速度增加,壓力略有減小。可見,在后行槳葉上產(chǎn)生一個(gè)向下的附加拉力。而且在后行槳葉一側(cè),其平均拉力是減小的。當(dāng)后行槳葉脫離一個(gè)渦流的影響時(shí),附加拉力就會消失。所以,后行槳葉也會形成一種脈動(dòng)性的拉力變化,傳遞到機(jī)身上引起振動(dòng)。

圖3　后行槳葉的槳渦干涉Fig.3　Vortex interference of back-going blade

2.3槳渦干涉效應(yīng)對旋翼椎體的影響

槳渦干涉效應(yīng)使得旋翼前行槳葉的平均拉力增加,后行槳葉的平均拉力減小,這一特點(diǎn)對整個(gè)旋翼椎體的空氣動(dòng)力性能也有影響。

首先,由于前行槳葉平均拉力增加,后行槳葉平均拉力減小,旋翼椎體左右兩側(cè)的拉力不對稱,使得旋翼椎體向后行槳葉一側(cè)傾斜。對于采用左旋旋翼的某型直升機(jī)來說,就是向右傾斜。這就是在過渡速度來臨時(shí),直升機(jī)機(jī)體有傾斜現(xiàn)象的根本原因。

其次,槳葉拉力的變化會引起槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng),這是槳葉運(yùn)動(dòng)的特性之一。具體來說,前行槳葉由于拉力增加而向上揮舞,當(dāng)前行槳葉運(yùn)行到180°方位(直升機(jī)正前方)附近時(shí),揮舞角達(dá)到最大。后行槳葉由于拉力減小而向下?lián)]舞,當(dāng)運(yùn)行到0°方位(直升機(jī)正后方)附近時(shí),揮舞角達(dá)到最小。如此一來,由于槳葉的揮舞,整個(gè)旋翼椎體向后傾斜,引起直升機(jī)上仰(抬頭)。這就是直升機(jī)在過渡速度下機(jī)頭上仰的主要原因。

可見,由于槳渦干涉效應(yīng),旋翼椎體既要向后行槳葉一側(cè)傾斜,又要向后方傾斜,從而帶動(dòng)直升機(jī)機(jī)體也向相應(yīng)的方向傾斜。對于左旋旋翼的某型直升機(jī)來說,就是向右后方傾斜;而對于右旋旋翼的直升機(jī)來說,就是向左后方傾斜。

3過渡速度現(xiàn)象的操縱對策

3.1基本操縱對策

在過渡速度飛行時(shí),由于旋翼尾渦和旋翼槳渦干涉效應(yīng)的作用,直升機(jī)會出現(xiàn)振動(dòng)、抬頭、傾斜和偏轉(zhuǎn)現(xiàn)象。其中,傾斜和偏轉(zhuǎn)的方向與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向有關(guān),均指向后行槳葉一側(cè)。即:對于左旋旋翼直升機(jī)為右傾斜和右偏轉(zhuǎn);而對于右旋旋翼則是左傾斜和左偏轉(zhuǎn)。

由于機(jī)體的振動(dòng)對結(jié)構(gòu)有損傷,因此要盡快通過過渡速度,避免在過渡速度范圍內(nèi)長時(shí)間飛行。

直升機(jī)過渡速度的抬頭現(xiàn)象,會引起飛行速度的異常變化。如果是在起飛增速時(shí),則會影響增速效果;如果是在著陸消速時(shí),則使得速度減小過快。因此,無論是起飛增速還是著陸消速,過渡速度來臨時(shí),要及時(shí)向前頂桿保持直升機(jī)俯仰姿態(tài)穩(wěn)定,以使速度均勻變化。

3.2起飛中操縱對策特點(diǎn)

在起飛增速過程中,對于過渡速度現(xiàn)象中的偏轉(zhuǎn)和傾斜,要桿舵一致地及時(shí)修正。

以左旋旋翼為例,過渡速度使得機(jī)體向右偏轉(zhuǎn)和向右傾斜,要及時(shí)采取向左稍壓桿和向左稍蹬舵(左桿左舵)的方法修正。飛行實(shí)踐證明,在起飛增速過程中通過過渡速度時(shí),“左桿左舵”的修正動(dòng)作是明顯的、完全正確的。

3.3著陸中操縱對策特點(diǎn)

在著陸消速階段通過過渡速度時(shí),修正操縱方法與起飛中有所不同。仍然以左旋旋翼的單旋翼直升機(jī)為例,在著陸階段不但“左桿左舵”的修正操縱動(dòng)作不明顯,甚至需要“右桿右舵”的操縱才能保持直升機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定。

這種差異并不意味著著陸消速階段的過渡速度現(xiàn)象出現(xiàn)了本質(zhì)上的變化,而是由于其他因素起到了主要作用導(dǎo)致的。這個(gè)因素就是在著陸下滑中通過過渡速度時(shí),直升機(jī)在第二速度范圍內(nèi)飛行,即飛行速度小于其經(jīng)濟(jì)速度。在第二速度范圍內(nèi)飛行的基本特征就是速度越小,所需功率越大。因此,在著陸消速時(shí)飛行員需要不斷地上提總距桿以增加功率,而功率的增加會引起旋翼的反作用力矩變大,左旋旋翼的反作用力矩使得機(jī)體有向左偏轉(zhuǎn)的趨勢。該趨勢必須得到平衡才能保持直升機(jī)航向穩(wěn)定。

在著陸消速階段,過渡速度現(xiàn)象使得機(jī)體右偏的力矩可以抵消一部分使直升機(jī)向左偏轉(zhuǎn)的旋翼反作用力矩,而不足的部分則只能由飛行員蹬右舵彌補(bǔ)。如果飛行員蹬了右舵,單旋翼直升機(jī)的尾槳拉力(指向左側(cè))增大,為防止直升機(jī)向左側(cè)偏移,必須稍向右壓桿制止。這就是在著陸消速階段通過過渡速度時(shí),飛行員需要“右桿右舵”操縱的原因。

由此可見,在著陸消速階段過渡速度產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)和傾斜現(xiàn)象可以抵消一部分旋翼反作用力矩的影響,是有益的。

4結(jié)束語

過渡速度是單旋翼直升機(jī)起飛和著陸過程中必然經(jīng)歷的速度范圍,深入研究過渡速度的現(xiàn)象及其原因?qū)τ诒ＷC飛行安全具有重要意義。本文從旋翼尾渦和槳渦干涉的角度出發(fā),對過渡速度現(xiàn)象及其原因進(jìn)行了深入細(xì)致的分析和研究,得到了一些有益的結(jié)論。

參考文獻(xiàn)：

[1]孫寶珍.直升機(jī)過渡飛行時(shí)的飛行特點(diǎn)的探討[J].飛行力學(xué),1991,9(1):72-76.

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[3]費(fèi)景榮.共軸式直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)特性有關(guān)問題分析[J].飛行力學(xué),2014,32(4):356-359.

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(編輯：方春玲)

Study of the helicopter flight transition velocity phenomena

LI Ji-xin, FEI Jing-rong, XU Yan-jun

(Department of Flight Theory, Navy Aviation Army College, Huludao 125001, China)

Abstract:As for the phenomena of vibration, nose-up pitch, yawing and rolling when helicopter flying through the transition velocity, this paper not only studies them from the view of rotor dynamics but also gives a system explanation. Firstly, the influence of the rotor wake on the helicopter condition is analyzed. Then, the effect of paddle and vortex is studied. And it is discovered that this effect makes the lift of the forward paddle increased and makes the lift of the backward paddle decreased. This is the basic cause for helicopter vibration, nose-up pitch, yawing and rolling. Lastly, the difference and cause of the controlling countermeasure used at the transition velocity in the takeoff and landing flight phase are studied.

Key words:helicopter; transition velocity; effect of paddle and vortex

中圖分類號：V212.4

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)02-0075-03

作者簡介:李冀鑫(1976-)，男，河北邢臺人，副教授，博士，研究方向?yàn)轱w行動(dòng)力學(xué)與控制。

收稿日期:2015-08-05;

修訂日期:2015-11-25; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:13