直升機傾斜式尾槳渦環預測與試飛研究

孟曉偉 張宏林 楊文鳳

摘要：基于葉素理論和滑流理論，建立了懸停狀態直升機傾斜式尾槳誘導速度的計算方法，在此基礎之上，根據高正-辛宏理論，并考慮到傾斜式尾槳的傾斜角，對直升機傾斜式尾槳渦環側飛速度邊界進行了預測，并與飛行試驗結果進行了對比，結果表明，預測方法計算所得的傾斜式尾槳渦環狀態與飛行試驗結果較為吻合，該方法可對直升機傾斜式尾槳渦環進行有效地預測。

關鍵詞：傾斜式尾槳；尾槳渦環；葉素理論；滑流理論；高正-辛宏理論；飛行試驗；直升機

中圖分類號：V216

文獻標志碼：A

DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2018.01.058

當直升機相對側向氣流速度在某一范圍時，直升機航向會出現來回振蕩、航向難以保持、振動加劇等現象，嚴重時甚至使直升機失去平衡，而離開這一速度范圍，直升機狀態恢復正常，導致這一現象的原因是尾槳進入了渦環狀態。

尾槳渦環現象類似于旋翼渦環，其產生機理與旋翼渦環相同，即直升機在側飛或側風狀態懸停時，當相對氣流在某一范圍時，由于側方來流的影響，尾槳的槳尖渦會出現在槳盤周圍，與槳葉發生較嚴重的槳-渦干擾，使槳葉載荷出現振蕩，引起直升機產生較強的航向振蕩。尾槳渦環飛行的特性就是流動狀態非常不穩定，產生振動以及拉力變化無常，這會危及飛行安全，因此，對尾槳渦環狀態的分析研究有著極其重要的意義。若是能提前預測出現尾槳渦環時的速度，則在試飛和使用階段，可提前做好相應準備，必要時可盡量避開或快速通過該速度段，為飛行安全提供保障。

對于尾槳渦環的研究，參考文獻[3]報告表明，UH-1直升機在左側飛速度約為20km/h時，出現了最嚴重的渦環效應，而預期出現最大渦環效應的側飛速度約為37km/h（UH-1尾槳懸停誘導速度的70%），這是由于旋翼尾跡對尾槳的干擾，使尾槳較早地出現了渦環效應。因而，在分析預測尾槳渦環狀態時，要考慮到旋翼對尾槳的干擾作用，與此同時，不同構型的尾槳與垂尾、相對來流的干擾作用同樣會對尾槳渦環邊界產生影響，不同構型的尾槳渦環需進行特別分析。對于無傾斜角的尾槳渦環研究，參考文獻[4]根據某型號直升機右側飛飛行試驗，對尾槳渦環邊界進行了計算分析，得出了尾槳渦環的速度邊界。而本文的樣例直升機與其樣機構型、飛行試驗環境不同，因而懸停時尾槳誘導速度也不盡相同，尾槳渦環邊界也會有所差異。同時，本文樣例直升機尾槳具有一定的傾斜角（即傾斜式尾槳），相比于無傾斜角的尾槳，其與垂尾的干擾作用、相對來流與其誘導氣流的干擾作用發生了明顯的變化，因而對傾斜式尾槳渦環的研究有著重要的必要性。

鑒于此，本文以某型傾斜式尾槳直升機作為研究對象，首先根據所得相關懸停飛行試驗數據，基于葉素理論和滑流理論，計算求得懸停狀態的傾斜式尾槳誘導速度，進而依據高正-辛宏理論（簡稱高-辛理論，Gao-Xin Theroy），并考慮到傾斜角度對垂直于尾槳槳盤來流的影響，對直升機傾斜式尾槳的渦環邊界進行預測，計算得出對應的側飛速度（真空速），然后通過左側飛飛行試驗，得出其在實際飛行過程中出現尾槳渦環的側飛速度段，并將預測結果和飛行試驗結果進行對比，以驗證預測方法的有效性，同時對直升機傾斜式尾槳的渦環狀態進行研究分析，對實際飛行有一定指導意義。

1直升機參數及飛行試驗狀態

樣例直升機的旋翼系統由主旋翼和尾槳組成，主旋翼由主槳葉、主槳轂、自動傾斜器等三部分構成，5片主槳葉均勻布置，旋轉方向為右旋。尾槳為傾斜式尾槳，布置于垂尾右側，構型為底向前拉力式，4片尾槳葉均勻布置，需特別說明的是，相比于常規式尾槳，樣例直升機尾槳向上傾斜20°，即從直升機后方看，尾槳槳盤逆時針旋轉20°，由于傾斜角的存在，會影響到尾槳渦環的側飛速度邊界或側向風速度邊界，因而本文在尾槳渦環預測時，將考慮傾斜角的影響。

所涉及的飛行試驗包括懸停和左側飛試驗，其中懸停飛行試驗為懸停時尾槳誘導速度的計算提供相關試驗數據，以進行尾槳渦環邊界的預測，而左側飛飛行試驗可對渦環邊界的預測值進行試飛驗證。飛行試驗時直升機離地高度30m，風速0～4m/s，懸停時測得飛行溫度T=14.5℃、大氣靜壓p=78kPa。

2傾斜式尾槳渦環的預測

出現尾槳渦環時的速度跟懸停時的尾槳誘導速度直接相關，而采用試驗測量的方法直接獲取直升機懸停時的尾槳誘導速度目前還較難實現，因而，本文首先將葉素理論與滑流理論相結合，通過飛行試驗測量懸停相關參數，以此來求得直升機懸停時的尾槳誘導速度。進而依據高-辛理論，并考慮傾斜角的影響，得出傾斜式尾槳出現渦環時的側飛速度段。

2.1懸停狀態的傾斜式尾槳誘導速度

樣例直升機懸停試飛時，離地高度為30m，為無地效懸停，已知尾槳額定轉速為Q、尾槳直徑D、尾槳槳葉弦長b和尾槳距18°。根據葉素理論，尾槳槳葉微段升力為：式中：dY為槳葉微段產生的升力，CL為翼型升力系數，W=Qr流向槳葉翼型的相對氣流合成速度，懸停時，若不考慮風速影響，槳葉微段相對來流速度即為微段運動速度，b為尾槳槳葉弦長，dr微段徑向長度。

對于一片尾槳槳葉，沿其半徑進行積分，可得整片槳葉升力：

考慮到尾槳槳根不起拉力部分以及槳尖折合有效部分，從0.25R到0.98R進行積分，R為尾槳半徑，式（2）可轉化為：

對于常用翼型，CL～O.la，a為槳葉有效迎角?？紤]到尾槳槳葉具有線性負扭轉，其槳距隨半徑發生變化，將式（3）轉化為：式中：ψ7為尾槳槳葉在0.7R剖面處的安裝角，△ψ為槳葉負扭轉（樣例直升機槳葉負扭轉為13°），θ0為尾槳距。

根據氣體守恒方程，pV=nRT，結合海平面標準大氣值，計算飛行密度：式中：P，P，T分別為飛行時的大氣密度、壓強和溫度，P0，P0，T0分別為海平面標準大氣的密度、壓力和溫度。

聯立式（4）與式（5），計算求得尾槳拉力T=4325.77N。

根據滑流理論[5]：式中：k≈0.98為葉端損失系數，V1=Vo+V1是槳盤處的氣流速度，Vo為上游遠方來流速度，由于此時是懸停狀態，Vo=0，則T=2p（kπR2）v12，那么誘導速度為：

通過式（5）和式（7）聯立計算得出，樣例直升機在懸停狀態時，尾槳的誘導速度為：v1=16.17m/s（58.21km/h）

2.2傾斜式尾槳渦環的預測

基于上文計算所得的傾斜式尾槳誘導速度，通過高-辛理論計算得出傾斜式尾槳的渦環邊界：當16.17km/h52km時，為尾槳渦環后期。

根據高-辛理論預測得到的尾槳渦環速度邊界是垂直于槳盤平面的真空速，而樣例直升機在左側飛時，由于傾斜角的存在，側向來流速度方向并不垂直于槳盤平面，如圖1所示，兩者的轉換關系為：V1= Vzcosa，Vz為左側飛真空速，a是傾斜角。因而考慮到傾斜角的影響（即Vz=V/cosa），計算得出傾斜式尾槳渦環的左側飛真空速邊界：當左側飛真空速Vz在17～37km/h之間時，為渦環前期；在37～59km/h之間時，出現渦環中期；大于59km/h時，為渦環后期。

3傾斜式尾槳渦環的飛行試驗

3.1左側飛時的傾斜式尾槳渦環

由于樣例直升機為右置拉力式尾槳，因而其在左側飛時，直升機有可能會進入尾槳渦環狀態。本節將通過對左側飛飛行試驗的數據分析，進行直升機傾斜式尾槳渦環的研究。圖2給出了樣例直升機在左側飛過程中，飛行參數的時間歷程曲線。由圖可以看出，左側飛地速約在9.7～17.5m/s（35～63km/h）時，直升機偏航角速率、航向角、腳蹬量以及尾槳距出現了較為明顯的振蕩，航向角速率最大約為4（°）/s，這表明尾槳進入了渦環狀態，且處于較為嚴重的渦環階段。由于樣例直升機在實際飛行時，并非一直處在靜風環境中，這將使直升機相對氣流的側飛真空速與側飛地速不完全一致，因而為了提高對比精度，可計入風速的影響，即對地速和風速進行合成，計算出左側飛尾槳渦環邊界對應的左側飛真空速，表1給出了直升機在尾槳渦環邊界時對應的風速風向。根據左側飛真空v1與左側飛地速Vg的計算關系：Vt=Vg+Vwcos（ψf-ψf），Vw為風速，ψf和ψw分別為航跡角和風向角。由此計算得出本文樣例直升機出現較為嚴重的尾槳渦環時的側飛真空速范圍為41-67km/h，這與參考文獻[4]中另一種構型直升機的尾槳渦環飛行試驗結果相比有所增大，這是由于傾斜角的存在以及直升機構型的不同所引起的。

為了對直升機傾斜式尾槳渦環狀態進行進一步的分析，圖3給出了樣例直升機腳蹬操縱量和尾槳距隨左側飛真空速（地速和風速的合成）的變化曲線。從圖中可以看出，隨著左側飛速度的增加，左腳蹬操縱量整體呈減小趨勢，尾槳距相應下降，這符合物理實質。而當10.9m/s

圖4給出了直升機在左側飛時，旋翼總距θ0和左發扭矩比Qz隨左側飛真空速的變化曲線。由圖4可知，旋翼總距和左發扭矩比隨左側飛真空速的變化規律基本一致。當左側飛真空速Ve<21m/s時，隨著速度的增加，由于旋翼槳盤的相對氣流速度增加，產生同樣大小的拉力需要的總距減小，旋翼總距和左發扭矩整體呈下降趨勢。而側飛真空速大約在11～13m/s時，旋翼總距和左發扭矩出現了振蕩，當側飛速度繼續增加時，振蕩消失。同時從圖2和圖3可以看出，在11～13m/s速度段時，尾槳渦環開始更加嚴重。為了分析是否由于尾槳渦環引起了旋翼總距的振蕩，圖5給出了旋翼總距隨右側飛真空速的變化曲線，從圖5可以看出，隨著速度的增加，旋翼總距整體同樣呈減小趨勢，雖有略微振蕩，但振蕩沒有左側飛時振蕩明顯，這說明左側飛時出現的旋翼總距振蕩，很可能是由于尾槳渦環引起的。而旋翼總距的振蕩會引起拉力的振蕩，這將使直升機狀態不穩定，因而為了保障飛行安全，需注意對該狀態的預防和處置。

3.2預測值與試驗值的對比

由3.1節可知，對于樣例直升機，左側飛真空速約在41～67km/h時，出現較為嚴重的尾槳渦環。與2.2節的預測結果相比，飛行試驗中所出現較嚴重尾槳渦環時的側飛速度稍有推遲，出現推遲的原因應該是由于樣例直升機為右置拉力式尾槳，即垂尾在尾槳的左側（如圖1所示），左側飛時，垂尾會對左側來流產生阻滯作用，使相對來流速度減小，則相對來流到達尾槳槳盤時的速度會有一定的減小，進而要使相對尾槳槳盤來流的速度達到渦環邊界的速度時，需更大的側飛速度，因而對于拉力式尾槳，出現渦環邊界的側飛速度會有所增加。在進行尾槳渦環的側飛速度邊界預測時，應考慮尾槳構型的影響。整體而言，本文對樣例直升機傾斜式尾槳出現渦環的側飛速度段預測值與試驗值較為吻合，具有一定的指導價值。因而在直升機試飛或在其使用飛行階段，可依據高-辛理論對直升機傾斜式尾槳渦環進行預測分析，為飛行安全提供保障。

4結論

本文以某型直升機為研究對象，首先基于葉素理論和滑流理論，得出了懸停時傾斜式尾槳的誘導速度，并依據高-辛理論，對傾斜式尾槳出現尾槳渦環時的速度進行了預測，并與飛行試驗結果進行了對比分析，得出以下結論：

（1）對于傾斜式尾槳，當相對氣流速度在尾槳誘導速度的反向投影達到一定速度時，直升機會進入尾槳渦環狀態，直升機航向發生振蕩，姿態難以保持。

（2）高-辛理論對直升機傾斜式尾槳渦環狀態的預測與試飛結果較為吻合，具有一定的指導意義。

（3）對于拉力式尾槳，由于垂尾對氣流的阻滯作用，相比與高-辛理論對尾槳渦環的預測值，出現尾槳渦環時的側飛速度邊界會有所增大。

（4）對于傾斜式尾槳，由于傾斜角的存在，尾槳渦環側飛速度邊界會有所增加，在進行傾斜式尾槳渦環側飛速度邊界預測時，需考慮傾斜角的影響。