復合式常規旋翼高速直升機機身氣動布局風洞試驗研究

何龍，楊仕鵬，張衛國，趙宇，王亮權

1.北京航空航天大學，北京 100191

2.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000

直升機自誕生以來,以其突出的懸停、低空低速性能和良好的機動性能,在軍民使用上都發揮了巨大作用。但是常規直升機由于受旋翼局部激波、氣流分離及槳盤前傾三個方面因素的限制,前飛速度難以進一步突破。而高速性能對于直升機執行戰場支援、搜救、運輸等任務卻非常重要。構型創新是直升機突破速度限制實現高速飛行的主要途徑,縱觀國外研究發展的高速直升機構型,大致分為傾轉旋翼機、共軸剛性旋翼高速直升機,以及復合式常規旋翼高速直升機等[1-5]。對比三種構型,復合式常規旋翼高速直升機飛行速度較快、運載能力較強、研制周期短、研制成本較低,且保留了常規構型直升機的絕大部分優點,在性能和經濟性上有著巨大的優勢[6]。

目前,國外研究中比較成功的復合式常規旋翼高速直升機以X3、Racer為代表[7-9],而國內針對復合式常規旋翼直升機的研究還停留在概念設計及數值模擬研究階段[10-13]。在直升機研制過程中,通常在風洞中會對機身進行測力試驗,得到一定迎角和側滑角范圍內的氣動特性數據。空客公司完成了X3構型直升機全機組合干擾風洞試驗,觀察到螺旋槳及機翼組合尾流對尾翼產生的氣動干擾影響[14]。E.Brouwers 等[15]對AH-64 改進型直升機機身進行了風洞試驗,對單獨機身與機身帶平尾等部件的氣動特性進行了對比分析。P.O.Bowles 等[16]完成了S-97 高速直升機機身風洞試驗,獲得了機身縱向氣動特性,并與計算流體力學（CFD）計算結果進行了對比分析。龍海斌等[17]針對三種不同類型直升機的機身氣動特性進行了計算分析,完成了風洞試驗,并開展了相關性分析。

復合式常規旋翼高速直升機是國內外高速直升機重點發展的方向之一,而國內通過風洞試驗對該構型直升機氣動特性的研究尚屬空白。本文針對某300kg復合式常規旋翼高速直升機,設計加工了機身試驗模型,通過風洞試驗測量了不同部件組合的氣動數據,獲得各部件氣動性能和對全機氣動特性的影響,并建立了全機飛行力學模型,對不同飛行速度下的靜穩定性進行了分析。

1 機身氣動布局

某復合式常規旋翼高速直升機設計總質量300kg,設計巡航速度180km/h,最大飛行速度240km/h,相較于同量級直升機飛行速度160km/h 明顯提升,理論外推至5t 級同構型直升機最大飛行速度超過450km/h。該機采用單旋翼作為升力面和俯仰、滾轉操縱面,機翼作為輔助升力面；兩側螺旋槳作為前飛推力面及旋翼反扭矩、航向操縱面；安裝平垂尾,增加航向、俯仰靜穩定性；安裝方向舵,增加冗余的航向操縱面。

1.1 機身外形

直升機機身阻力是飛行阻力的主要來源之一,降低機身阻力,有利于降低功率消耗,提高直升機前飛速度。在考慮機身結構框架、發動機、減速器、飛控硬件等部件布置情況下,機身外形采用流線型設計,盡可能減少迎風面積,降低機身阻力。機身上方設計整流罩,避免旋翼軸、自動傾斜器等部件暴露在氣流中增大阻力；機身下方設計流線型過渡,在保證發動機進氣和散熱的同時減少氣動阻力。機身外形如圖1所示。

圖1 機身外形Fig.1 Fuselage shape

1.2 機翼

某復合式常規旋翼高速直升機機身兩側機翼作為該構型直升機的輔助升力面,在直升機巡航飛行時,可以提供超過20%的升力,降低旋翼負載。在此基礎上,旋翼可以降低轉速,由機翼提供額外升力,突破前行槳葉槳尖馬赫數限制和避免后行槳葉氣流分離,實現高速飛行。為保證機翼在巡航速度下產生20%的升力,某復合式高速直升機的機翼安裝角為8°。考慮到推力螺旋槳布置在機翼翼尖短艙后部,為避免由于旋翼揮舞及機翼受風載產生擾度,導致旋翼打到螺旋槳,設計機翼下反角為13°。機翼翼尖有短艙,用于包裹側減速器等結構件,降低氣動阻力。機翼下方的翼型斜撐桿為機翼提供結構剛度,避免在高飛行速度下機翼產生較大變形,采用翼型包裹可有效降低阻力。

1.3 H形平垂尾

平尾的主要作用是改善直升機的迎角靜穩定性,優良的尾翼設計可以使直升機具有良好的縱向通道穩定性,而平尾的氣動特性與位置的共同作用會影響直升機的力矩。平尾翼型采用NACA4412,反向安裝。

本文研究的復合式高速直升機,懸停狀態下由左右兩個螺旋槳平衡反扭矩,隨著飛行速度逐漸增大,垂尾產生一定的側向力,可以平衡部分反扭矩。為了使該型機減少螺旋槳平衡反扭矩產生的功率消耗,從而獲得更大的前飛速度,設計要求巡航速度下垂尾產生的偏航力矩能夠平衡旋翼反扭矩。此外,垂尾還能改善直升機的航向穩定性。該機垂尾分為垂直安定面和方向舵兩部分,垂尾位于水平尾面端部,左右各一個。垂尾翼型選擇NACA4412,安裝角為0°。H形平垂尾設計如圖2所示。

圖2 H形平垂尾Fig.2 H-shaped flat tail and vertical tail

2 風洞試驗方案

2.1 試驗模型

復合式高速直升機機身氣動布局風洞試驗模型采用復合材料縮比模型,模型比例為1∶1.5,機身總長2m,機身模型最大橫截面積為0.36m2。機身模型由光機身、旋翼槳轂、機翼（含短艙）、起落架、平尾、垂尾等可拆卸部件組成。機翼及下撐桿通過根部螺栓與機身連接,并通過配打銷孔進行定位。槳轂底部采用法蘭結構進行固定,槳轂與整流罩可一同拆卸,方便開展支架扣除試驗。起落架采用一體成形,通過螺釘與機身骨架固定,機腹處設計有拆裝蓋板,方便起落架拆裝。平尾通過定位銷及螺釘與機身尾梁骨架平面相連,垂尾則采用L 形支架與平尾連接。機身試驗模型設計圖如圖3所示。

2.2 試驗裝置

圖3 機身試驗模型設計Fig.3 Fuselage test model design

試驗風洞為中國空氣動力研究與發展中心的4m×3m風洞,試驗段長8m、寬4m、高3m,橫截面為切角矩形,試驗段中心截面有效面積為10.72m2,空風洞最大穩定風速為106m/s,最小穩定風速為10m/s,氣流湍流度為0.12%。

模型支撐裝置為單點式腹撐支撐裝置,與六分量機械應變天平連接。單點式腹撐支撐裝置的迎角變化方式為:驅動電機帶動迎角機構的蝸輪蝸桿機構,從而帶動叉形支桿的迎角搖臂轉動,實現模型迎角變化；側滑角變化方式為:驅動電機帶動天平β機構,從而帶動固定于天平龍門架上的支撐裝置轉動,實現模型的側滑角變化。試驗采用六分量機械應變天平測量模型氣動載荷,使用LSRP90迎角傳感器實時測量模型迎角。風洞試驗照片如圖4所示。

圖4 風洞試驗照片Fig.4 Wind tunnel test photo

2.3 試驗內容

風洞試驗的主要內容是測量全機模型在不同迎角、側滑角條件下的氣動力、力矩特性及縱、橫向靜導數,通過移除槳轂、機翼、平尾、垂尾等氣動部件進行風洞試驗,測量不同機身組合狀態的氣動數據,獲得單獨氣動部件的氣動特性,縱向試驗迎角范圍為-20°～20°,橫向試驗側滑角范圍為-30°～30°,試驗風速為60m/s。為了扣除支架干擾,除進行模型試驗外,還要進行兩步輔助試驗,即模型反裝試驗及模型反裝鏡像支架試驗。

2.4 數據處理

試驗時,采用機械天平測量機身模型的升力、阻力、側向力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉力矩,同時采集α角、β角以及動壓值。機身模型的氣動力和氣動力矩經量綱一化、扣支架干擾、阻塞修正、參考重心轉換等過程處理成6個氣動力系數。其中量綱一計算時采用試驗模型最大橫截面積作為參考面積,試驗模型總長作為參考長度。為方便進行機身氣動力分析,本文試驗中升力系數CL、阻力系數CD、俯仰力矩系數CMa為風軸系數據,側向力系數CY、偏航力矩系數Cn、滾轉力矩系數Cl為體軸系數據。

3 試驗結果及分析

3.1 全機氣動特性試驗結果

全機縱向氣動特性試驗結果（β=0°）和橫向氣動特性試驗結果（α=0°）如圖5和圖6所示,圖中圓點為試驗點結果,實線為擬合曲線。全機升力系數CL隨迎角逐漸增大,線性段內=0.098、α＞2°時升力系數曲線斜率明顯降低,這是由于機翼安裝角為8°,隨著迎角增大,機翼迎角超過臨界迎角逐漸失速。α=0°、β=0°時,全機阻力最小CDmin= 0.256。由于機身布局（除垂尾外）為對稱結構,側滑角β對稱時,其阻力系數近似相等。橫向試驗結果顯示,側向力導數=-0.037,偏航力矩導數=0.006。β=0°時,CY=0.039,Cn=-0.034,這是由于垂尾翼型為非對稱翼型,垂尾安裝角為0°時仍會產生一定側向力。

3.2 部件氣動性能試驗結果

全機、去平垂尾、去機翼、去槳轂、去起落架橫向試驗結果（α=0°）如圖7 所示,通過對比獲得了平垂尾、機翼、槳轂、起落架的阻力特性,如圖8所示,圖中點標記為試驗點結果,實線為擬合曲線。β=0°時,全機阻力系數為0.259；平垂尾阻力系數為0.007,占全機阻力的2.8%；機翼阻力系數為0.072,占全機阻力的27.8%；槳轂阻力系數為0.068,占全機阻力的26.3%；起落架阻力系數為0.034,占全機阻力的13%。

圖5 全機縱向氣動特性試驗結果Fig.5 The test results of longitudinal aerodynamic characteristics of the whole fuselage

全機、去平垂尾、去機翼縱向試驗結果對比如圖9 所示,圖中點標記為試驗點結果,實線為擬合曲線。可以看出,相較于全機（平尾反裝）,去平垂尾狀態α＜8°前CL增大,線性段降低為0.081；a=0.004,符號與全機狀態相反,說明平尾保證了機身迎角穩定性。去機翼后,機身升力大幅降低,CaL降低為0.026,說明機翼是機身的主要升力面。通過對比,獲得了機翼及平尾的氣動特性,如圖10 所示。可以發現,α=0°時,機翼升力系數為0.61,復合式高速直升機水平飛行巡航速度下（180km/h）可產生約77kgf(770N)的升力,占該機總重力300kgf（3000N）的25.7%,滿足設計要求。

全機、去垂尾橫向試驗結果對比如圖11所示,圖中點標記為試驗點結果,實線為擬合曲線。可以看出,相較于全機狀態,去垂尾后CβY降低為-0.188,Cβn= -0.004符號與全機狀態相反,說明垂尾為機身提供了一定的航向穩定性。通過對比,獲得了垂尾的氣動性能,如圖12 所示。β=0°時,CY=0.059,Cn= -0.042,垂尾產生正的側向力和左偏偏航力矩,隨著風速增大,可逐漸用于平衡右旋旋翼產生的反扭矩,從而減小左右螺旋槳差動螺距。

圖6 全機橫向氣動特性試驗結果Fig.6 The test results of lateral aerodynamic characteristics of the whole fuselage

圖7 全機、去平垂尾、去機翼、去槳轂、去起落架狀態試驗結果對比Fig.7 Comparison of test results between the whole fuselage,removing flat tail and vertical tail, removing wing,removing hub and removing landing gear

3.3 全機靜穩定性分析

圖8 各部件氣動阻力Fig.8 Drag of flat tail and vertical tail, wing, hub and landing gear

圖9 全機、去平垂尾、去機翼狀態縱向試驗結果對比Fig.9 Comparison of longitudinal test results between the whole fuselage, removing flat tail and vertical tail, and removing wing

本文采用基于翼型C81數據標的葉素理論建立旋翼氣動力模型,采用Pitt-Peters 動態入流模型建立旋翼入流模型,針對某300kg復合式高速直升機旋翼選用無鉸式旋翼,采用等效揮舞鉸揮舞約束剛度的方法建立槳葉剛性揮舞運動模型。螺旋槳槳葉氣動力、誘導入流速度建模方法與旋翼一致,但螺旋槳槳葉相對剛硬,不存在周期變距,因此不考慮槳葉揮舞運動。

圖10 機翼、平尾縱向氣動特性Fig.10 Longitudinal aerodynamic characteristics of wing and flat tail

圖11 全機、去垂尾狀態橫向試驗結果對比Fig.11 Comparison of lateral test results betweem the whole fuse lage, removing flat tail and vertical tail, removing wing

圖12 垂尾氣動特性Fig.12 Aerodynamic characteristics of vertical tail

根據風洞試驗得到的機身氣動數據,結合旋翼氣動力模型和螺旋槳氣動力模型,建立了全機飛行力學模型,對不同飛行速度下全機靜穩定性進行分析,結果如圖13 所示,圖中圓點為計算值,實線為擬合曲線。可以發現,在不同飛行速度下直升機速度靜穩定性導數ΔMz/ΔV>0,迎角靜穩定導數ΔMz/Δα<0,航向靜穩定導數ΔMy/Δβ>0,橫向靜穩定導數ΔMx/Δβ<0,說明該機速度靜穩定、迎角靜穩定、航向靜穩定、橫向靜穩定。

4 結論

本文開展了某300kg復合式常規旋翼高速直升機機身氣動布局風洞試驗,經分析可得到以下結論:

（1）機身具有良好的流線型外形,阻力系數較小,有利于實現該構型直升機高速前飛。

（2）直升機水平飛行時,巡航速度下機翼可提供約27%的升力,實現為旋翼卸載的目的；巡航速度下雙側垂尾可基本平衡旋翼反扭矩,可有效降低螺旋槳功率消耗。

（3）全機在不同速度下靜穩定性良好,平尾和垂尾能改善直升機前飛時的迎角穩定性和航向穩定性。

圖13 全機靜穩定性導數Fig.13 Static stability derivative of whole helicopter