無尾槳直升機發展綜述

陳　晨　李鳳鳴

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無尾槳直升機發展綜述

陳晨李鳳鳴

中國民用航空飛行學院

陳晨，女，碩士，中國民用航空飛行學院，助教，主要研究方向：直升機設計，無尾槳直升機，空氣動力學。

行業曲線

本文針對無尾槳直升機的發展過程和關鍵技術，提出綜述性概括和總結。在直升機設計尤其無尾槳直升機設計行業起到承前啟后、為我國研發無尾槳直升機提供參考和依據的作用。

該技術現階段只有美國擁有，為加強我國國防實力，并促進通航產業的發展，無尾槳直升機是不可或缺的中堅力量，該文總結無尾槳直升機的研發過程并提出關鍵技術，為我國發展無尾槳直升機提供了依據和參考。

點評人：程涵，1984，漢族，江蘇無錫，博士，研究方向：流固耦合仿真計算、計算流體力學、飛機設計。曾在國際期刊SCI上發表論文5篇，EI發表6篇。獲工業和信息化部國防科學技術進步獎二等獎，中國航空學會科學技術獎二等獎等。

本文為了促進中國無尾槳直升機的設計與發展，系統梳理了無尾槳直升機的研發歷史及其關鍵技術。首先提出無尾槳直升機的優點，無尾槳直升機取消了傳統直升機的尾槳，提出了一種新型平衡旋翼反扭矩的方式，具有結構簡單、安全性高、噪聲小等特點；然后介紹了無尾槳直升機的研發與改進歷史；最后分析了設計無尾槳直升機使用的關鍵技術，即環量控制技術，并對其發展與國內外研究現狀進行了歸納與總結。

無尾槳直升機的發展

無尾槳直升機NOTAR（NO Tail Rotor）是直升機技術的新發展，是直升機反扭矩系統的新概念。取消了常規構型直升機的尾槳，利用獨特的航向操縱系統——環量控制尾梁和尾部噴氣舵，來提供平衡旋翼的扭矩和控制直升機航向所需的側向力。進而預防了由于尾槳引發的飛行事故，并減小直升機噪聲。由于其結構簡單、安全性高、維護性好、振動和噪聲小，因此受到了直升機研發人員和用戶的普遍關注。

上世紀七十年代，美國的休斯直升機公司（HHI，于1984年為麥道公司收購，并改名為麥道直升機公司）率先開始研究直升機的無尾槳技術。最初采用改裝單旋翼帶尾槳直升機的方式入手：1976年，研究人員用一架單旋翼帶尾槳的直升機作為實驗樣機，保留尾槳，在尾梁外環加裝一層玻璃鋼環量控制包皮，形成單縫結構的環量控制效應，并用普通風扇提供尾梁的氣流動力，在旋翼塔上進行全尺寸實驗。經過大量試驗，測定環量控制效應產生的反扭矩數值和比例后，確認帶環量控制尾梁的航向操縱系統完全可以取代傳統尾槳。由此，無尾槳技術正式成為取代直升機尾槳的方式之一，為大眾所認可。于是，在1980年，美國國防部高級技術研究局、美國陸軍應用技術實驗室和休斯直升機公司共同簽訂了一項三方合同，內容便是設計研發無尾槳無尾槳技術，并制造一架無尾槳直升機的原型機。次年，研究人員以一架OH-6A作為試驗對象，取消尾槳，安裝變距風扇和噴氣舵，將其改裝為無尾槳原型機，完全利用環量控制和直接噴氣的噴氣舵來實現航向控制，并于同年12月首次試飛。但試飛結果令研究人員大為失望，此次改裝的無尾槳直升機中，環量控制效應只提供了平衡旋翼反扭矩的20%，而并非預先設計的60%。經更為深入的研究發現其主要原因是由于直升機機體曲率半徑與尾梁相差較大，使得機身與尾梁的結合處存在氣流干擾，導致直升機在懸停和前飛時尾梁表面氣流分離，最終影響尾梁上縫隙處的環量控制效果，減小了尾梁處產生的側向力。為消除這種干擾，研究人員在尾梁長縫初始端和末端分別放置了環形隔流板（圖1），用來防止出現機身和尾梁結合處的氣流干擾。

但這種結構增大了直升機前飛時的迎風面積，也增加了阻力與結構復雜性，反而得不償失。而且由于隔板的存在，在前飛速度較大時，直升機機身兩側不對稱氣流流動加劇，使機體出現了側滑現象，甚至出現明顯的方向不穩定性。為改善這一結構設計方法，1985年，麥道公司研究員用9.49%的縮比無尾槳直升機模型在水洞中進行試驗，顯示尾梁和機身周圍流場分布特征。尤其是觀察旋翼下洗流流到尾梁時，尾梁與機身結合處氣流的流動情況，以找出使尾梁氣流分離的根本原因并研究其改進措施。實驗結果成功顯示了無尾槳直升機周圍氣流在尾梁和機身處的分布規律。根據實驗結果，研究人員提出了一種新型結構設計方法，即去掉隔流板，將原來尾梁上的單縫改為雙縫，由原來的單縫射流改為雙縫射流，此時，雙縫間的氣流相互影響，共同補充邊界層能量。經試驗，這一方法效果較好，邊界層控制穩定，有重大實用價值，故之后發展的環量控制尾梁基本都采用雙縫結構形式。1986年3月，OH-6A原型機改型為帶雙縫的無尾槳直升機，重新試飛，成功驗證了無尾槳系統完全可以平衡旋翼的反扭矩并實現航向操縱功能。1988年， MD 500、MD 530直升機被麥道公司發展為MD 520N、MD 530N、MD900、MD902等系列無尾槳直升機。其中，MD520N和MD530N系列機型于1989年2月首次試飛，并在1991年獲得型號合格證；后者于1994年8月首次試飛。目前麥道公司的MD 520N、MD 600N、MD 902等型號直升機均已投入使用并銷售全球（圖2）。

圖1　帶環形隔流板的無尾槳直升機

圖2　無尾槳直升機

與美國同步，前蘇聯于二十世紀七十年代開始著手環量控制方面的試驗，并于二十年后年開始研制無尾槳直升機原型機。研制工作以卡莫夫設計局為主力，設計局曾計劃研制機型K118，該機型的設計定位為5座公務運輸型直升機，單旋翼無尾槳。原理設計與結構設計完成后，在風洞（俄羅斯中央航空流體動力研究院的低速風洞）中進行了試驗，主要驗證環量控制尾梁的氣動效率及其產生的側向力大小。1990年2月4日，卡莫夫設計局在國際直升機學會上宣布了突破傳統的新型直升機研制計劃——無尾槳直升機，稱該原型機計劃于1995年前試飛。至今，米哈耶夫領導的該項研究進程仍處于保密階段，未見研制情況的試驗數據、研究論文以及研究成果等。

近二十年來中國的直升機技術有了很大發展。但國內新型直升機航向操縱系統的研究起步較晚，與國外差距還是很大。上個世紀九十年代中期南京航空航天大學的研究人員對直升機的環量控制技術進行過一些研究。主要是參考國外的最新研究成果，設計了環量控制尾梁試驗模型，并分析了其工作原理、適用條件以及適用范圍。北京航空航天大學的孫茂教授采用數值模擬CFD方法計算了圓柱體和橢圓柱體的流場分布以及環量控制特性。1993-1996年，南京航空航天大學的張呈林教授及其團隊在國內首次針對無尾槳技術、尤其是環量控制技術在直升機上的應用進行了研究。基于國外研究工作成果，自主研發設計并制造了環量控制的尾梁模型，在旋翼下洗流中進行了試驗研究，探究無尾槳直升機航向操縱系統的參數影響規律、主要包括前飛速度、縫隙幾何參數、尾梁幾何參數等影響。但到目前為止，國內研究無尾槳直升機的學者與機構都較少，對整個航向操縱系統展開的科研工作更是寥寥無幾，整個研究過程尚停留在理論與環量控制的試驗階段，并未研制出可實際應用的無尾槳直升機。

無尾槳直升機的關鍵技術

無尾槳直升機主要用航向操縱系統和尾部噴氣舵實現平衡旋翼反扭矩和航向操縱的目的。故關于無尾槳直升機的研究中關鍵部件是其尾部的航向操縱系統，而關鍵技術便是環量控制效應。

20世紀初，羅馬尼亞科學家科恩達（Coanda）發現氣流從一個凸起的物面流過時，會產生附著效應，這就是柯恩達效應或稱附壁作用。根據柯恩達效應發展的流體邊界層控制技術廣泛地應用于翼型上，提高翼型的氣動性能。其具體做法是利用翼型上的狹縫向外翼面噴氣，噴出的氣流產生附壁流動，補充流體邊界層能量，推遲氣流分離，后移分離點，最終達到增大翼型升阻比的目的。

流體的環量控制技術更為復雜，是在邊界層技術的基礎上發展而來的，并且不止應用于直升機，很多機翼翼型的設計也都采用了環量控制技術。環量控制技術，是結合邊界層控制與外流作用，來推遲氣流分離，提高翼型氣動性能的一種方法，如圖3。外流場的遠前方有相對氣流流向翼型（外流），置于外流場中的翼型，其圓弧形后緣的翼型后部上表面開縫，使壓縮氣流從狹縫噴出，裹攜翼型上表面的氣流一同沿翼型向后緣流動，該射流補充了翼型邊界層能量，故可達到推動氣流分離點后移、延遲氣流分離的效果。同時，狹縫射流裹攜外流向前流動，增大繞翼型流動的環量，升力與環量大小成正比，從而增大升力。

為使環量控制翼型后緣附近沒有固定、明確的氣流分離點，環量控制翼型基本都設計成橢圓形后緣，其后駐點、氣流分離點的位置完全由邊界層狀態決定。應用在無尾槳直升機尾梁上的翼型可看作圓柱翼型，至今已有大量學者研究圓柱翼型或柱體的環量控制技術。

早期國外研究人員主要針對圓柱體和橢圓柱體進行了環量控制的參數影響規律研究。自上世紀六十年代，英、美等國的研究人員進行了大量的環量控制相關實驗研究。研究了馬赫數、雷諾數、柱體上狹縫數目、大小、位置（角度）、動量系數、結構特性等因素對圓柱翼型氣動特性的影響規律。

馬赫數對環量控制的影響取決于馬赫數的大小。高馬赫數對環量控制效果影響顯著，相反，來流馬赫數較小時可以忽略其影響。動量系數是環量控制效應中較為重要的一個參數，當動量系數相同時，馬赫數越高則升力系數越小。另外，圓柱體模型的表面粗糙度和來流紊流度增加，都會使翼型后緣分離點后移。

在狹縫沒有噴氣即射流速度為零時，雷諾數是影響圓柱翼型后緣氣流分離點位置的主要參數，雷諾數定義為：

式中：ρ∞為來流密度，V∞為來流速度，D為圓柱翼型直徑，μ∞為來流空氣黏度。

雷諾數不同，圓柱繞流的流動情況也不同，主要分為亞臨界狀態和超臨界狀態兩種。當雷諾數R≈105時，圓柱繞流的流動情況如圖4所示。遠前方均勻來流流向圓柱體時，在圓柱體的迎風面上形成層流邊界層，來流駐點在圓柱體中部，邊界層氣流分離點位于迎風面上，分離點與駐點間的夾角約為80°左右。同時，在圓柱體的后緣出現了低速、紊流的回流區。在回流區中，氣流不斷形成尾流旋渦，漩渦隨流動脫落，并逐漸破裂分解為小旋渦，形成圓柱體尾部背風面的湍流流動。這種繞流狀態稱為亞臨界狀態。

圖3　環量控制翼型

圖4　亞臨界狀態的圓柱繞流（R　≈105）e

圖5　超臨界狀態的圓柱繞流（R　≥　1.3× 105）e

圖6　橢圓形環量控制尾梁的截面圖

圖7　圓形尾梁截面示意圖

經多次試驗驗證說明，改變雷諾數，便可控制層流與湍流邊界層之間的轉戾現象。人為地將圓柱翼型的層流邊界層轉變為湍流邊界層，即由亞臨界狀態提前轉變為超臨界狀態。根據一般規律，來流速度越大，雷諾數越大，推遲氣流分離的效果越強，氣流的分離點就越靠近翼型后緣，環量控制效果越好。

1987年美國科研人員在德州農工大學的風洞中進行了二維、三維圓柱體的測壓試驗通過對測得的大量試驗數據進行分析，得到了環量控制效應所能產生的升力和阻力隨狹縫幾何參數、動量系數以及噴氣速度比的變化關系。主要結論有：在一定范圍內，縫隙位置沿圓柱表面順著氣流方向后移時，升力系數增加；噴氣速度很大程度上決定了升力的大小，隨著狹縫寬度的減小，環量控制產生的升力隨之增大，但當縫隙小到一定程度后，升力系數會迅速下降，此時噴氣速度已不是決定升力的主要因素；單縫布局形式與雙縫布局形式相比，穩定性差，不利于機動飛行。

1993年，美國馬里蘭大學的研究人員對橢圓形機翼進行了試驗研究，測量了狹縫射流呈周期性變化時，環量控制尾梁周圍流場分布規律及其側向力大小。結果表明，較之恒定射流，當縫射流呈周期性變化時，可有效提高環量控制效應所產生的側向力，且升力變化響應速度與射流變化頻率有關，射流速度變化頻率越高，升力變化響應速度越平穩，趨近于恒定射流狀態。

1994年，美國研究人員對截面為圓形和橢圓形的環量控制尾梁進行了風洞實驗研究。對于截面為圓形帶內部倒流片（截面形狀如圖7）的環量控制尾梁，測量了當改變狹縫位置（即與來流夾角）和動量系數大小時，環量控制效應產生的升、阻力變化規律；而對于截面為橢圓形的尾梁（截面形狀如圖6），只測得其升力變化規律。結果表明，當圓形環量控制尾梁的狹縫與來流間夾角為106°左右，尾梁上升阻比最大，環量控制效率最高。并且試驗驗證了環量控制尾梁產生的升力隨動量系數的增大而增大的變化規律。對于橢圓形截面的環量控制尾梁，來流與翼型主軸成大約18°角時環量控制尾梁上產生的升力最大。且根據升力的總體分布規律可得到結論，在動量系數相同時，橢圓形截面的環量控制尾梁上產生的升力小于圓形截面上產生的升力。故現在大部分環量控制尾梁截面都是圓形。

2001年，威特沃特斯蘭德（Witwatersrand）大學的Alan Nurick在圓柱形環量控制尾梁的一側安裝了導流片，并在旋翼下進行了吹風試驗，得到了加裝擾流片和沒有加裝擾流片時，環量控制尾梁幾何參數、旋翼拉力與尾梁動量系數對航向操縱力的參數影響規律。

1990年，北京航空航天大學的孫茂教授采用數值模擬CFD方法計算了橢圓形環量控制翼型的氣動特性。用離散渦模型與邊界層理論結合的方法計算了橢圓形環量控制翼型的氣動力以及分離尾跡的影響。通過與試驗結果的對比，證明該方法能較好地計算翼型分離點的壓強分布、升力系數與射流動量系數，但目前還不能準確計算分離區翼面上的壓強分布、翼型阻力與力矩。

1993～1996年，南京航空航天大學的張呈林教授等人制作了帶環量控制尾梁的直升機模型，并在風洞中進行了模型試驗。通過研究環量控制原理、測量壓力分布與流場顯示，研究了環量控制尾梁參數、縫隙幾何參數與動量系數等對環量控制的影響。

結束語

無尾槳直升機提出了航向操縱系統的新概念。取消了直升機的尾槳，利用尾梁的環量控制效應和尾部噴氣舵組成的系統實現平衡旋翼反扭矩和航向操縱的功能。無尾槳直升機具有安全性高、尾部結構簡單，可靠性高、維護工作量小等優點。尤其取消尾槳，消除了低空飛行時由尾槳引起的多種不安全隱患。同時，減少了直升機的一大振源，降低了機體振動和噪聲，有很好的應用價值與發展前景。文中對無尾槳直升機的研發歷程進行了總結，并對關鍵技術進行剖析，分析其發展過程與國內外研究現狀。為我國發展無尾槳直升機提供了參考和依據。

DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.13.001