費(fèi)景榮

(海軍航空兵學(xué)院 飛行理論系, 遼寧 葫蘆島 125001)

0 引言

共軸式直升機(jī)的渦環(huán)特性與單旋翼直升機(jī)的渦環(huán)特性存在很多共性;同時(shí),由于旋翼結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)特性的差異,共軸式直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)后上、下旋翼的渦環(huán)強(qiáng)度、渦環(huán)邊界、旋翼轉(zhuǎn)速的變化及改出動(dòng)作也有一些明顯差異。俄羅斯卡莫夫設(shè)計(jì)局在共軸式直升機(jī)的研制中一直處于世界領(lǐng)先地位。該局早于1957年在卡-15直升機(jī)上進(jìn)行了共軸式直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)飛行試驗(yàn)。隨后,相繼在卡-25、卡-26、卡-32和卡-50直升機(jī)上進(jìn)行了渦環(huán)狀態(tài)的理論研究、風(fēng)洞試驗(yàn)和試飛。

鑒于渦環(huán)狀態(tài)對(duì)直升機(jī)飛行安全影響極大,共軸式直升機(jī)渦環(huán)特性具有自身特點(diǎn),而國(guó)外資料對(duì)有關(guān)特點(diǎn)未做解釋、分析;國(guó)內(nèi)也尚未見到對(duì)共軸式直升機(jī)渦環(huán)特性的研究。本文參考國(guó)內(nèi)外試驗(yàn)、理論研究結(jié)果及試飛數(shù)據(jù),研究了共軸式直升機(jī)渦環(huán)特性的有關(guān)問題。

1 共軸式直升機(jī)渦環(huán)強(qiáng)度的特點(diǎn)

1.1 共軸式直升機(jī)上、下旋翼渦環(huán)強(qiáng)度特點(diǎn)

共軸式直升機(jī)上、下旋翼之間的氣動(dòng)干擾,導(dǎo)致其上旋翼的渦環(huán)強(qiáng)度較強(qiáng),下旋翼的較弱。其原因可從兩個(gè)方面入手進(jìn)行分析：

(1)上、下旋翼的誘導(dǎo)速度大小與進(jìn)入渦環(huán)時(shí)機(jī)及渦環(huán)強(qiáng)度的差異。風(fēng)洞試驗(yàn)表明,共軸式直升機(jī)懸停時(shí),上旋翼尾渦直接穿過下旋翼而進(jìn)入下旋翼,其尾渦下洗實(shí)際是兩個(gè)旋翼共同作用的結(jié)果[1-2]。因而下旋翼的誘導(dǎo)速度較上旋翼的大。

共軸式直升機(jī)垂直下降和小速度下滑時(shí),上旋翼對(duì)下旋翼的干擾減小,但基本趨勢(shì)和上述結(jié)論不變,即下旋翼的誘導(dǎo)速度也較上旋翼的大,進(jìn)入渦環(huán)的時(shí)機(jī)較上旋翼晚,即上旋翼進(jìn)入渦環(huán)“危險(xiǎn)區(qū)”后,下旋翼仍處于渦環(huán)“過渡區(qū)”,強(qiáng)度較弱。

(2)上、下旋翼的拉力系數(shù)與渦環(huán)強(qiáng)度的差異。風(fēng)洞試驗(yàn)表明,懸停狀態(tài),上、下旋翼的拉力系數(shù)比CTxia/CTsh≈0.86[2]。在垂直下降和小速度下滑時(shí),由于下旋翼的大部分槳盤面積是在上旋翼尾渦中運(yùn)轉(zhuǎn),下旋翼所排壓的空氣大部分預(yù)先已有了一定的軸向速度,在繼續(xù)被向下排壓的過程中,受到的作用力較小,因而下旋翼拉力系數(shù)即上、下壓力差比上旋翼更小。如卡-××直升機(jī)在上、下旋翼反作用力矩相等條件下,上、下旋翼的拉力比Tsh/Txia≈1.2。此外,在渦環(huán)狀態(tài)中上旋翼下方的堆積氣流及向上的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的存在,影響了下旋翼下方氣流的向上翻轉(zhuǎn),因而下旋翼渦環(huán)強(qiáng)度也較弱,渦環(huán)狀態(tài)特點(diǎn)就輕微得多。

正是由于共軸式直升機(jī)上、下旋翼的渦環(huán)強(qiáng)度不同,在渦環(huán)狀態(tài)上、下旋翼的拉力特性也不同。根據(jù)共軸式旋翼模型的風(fēng)洞試驗(yàn),在渦環(huán)狀態(tài),上旋翼的拉力系數(shù)出現(xiàn)忽大忽小的變化，而下旋翼的拉力系數(shù)變化很小,這是共軸式直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)的典型特征之一[1]。

1.2 共軸式直升機(jī)與單旋翼直升機(jī)渦環(huán)強(qiáng)度的差異

飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)證明:共軸式直升機(jī)的渦環(huán)現(xiàn)象在程度上較輕微[1]。其原因是:共軸式直升機(jī)的拉力由兩副旋翼分別產(chǎn)生,若飛行重量與單旋翼直升機(jī)相同,共軸式直升機(jī)每副旋翼的拉力即旋翼上、下表面的壓力差近似為單旋翼直升機(jī)的一半,旋翼下方的氣流向上翻轉(zhuǎn)的作用力小得多,因而其渦環(huán)強(qiáng)度也較單旋翼直升機(jī)的小。

2 共軸式直升機(jī)渦環(huán)上邊界對(duì)應(yīng)的臨界垂直下降率

2.1 共軸式直升機(jī)的

圖1為共軸式直升機(jī)渦環(huán)邊界的試飛結(jié)果[1]。

圖1 共軸式直升機(jī)渦環(huán)邊界試飛結(jié)果Fig.1 Flight test results of coaxial helicopter vortex ring boundary

其原因如前所述,若共軸式直升機(jī)飛行重量、旋翼拉力與單旋翼直升機(jī)相同,共軸式直升機(jī)每副旋翼上、下表面的壓力差近似為單旋翼直升機(jī)的一半,因而對(duì)于同樣的下降率,旋翼下表面堆積的氣流更不容易從旋翼下表面繞邊緣翻上去而形成渦環(huán)。

2.2 共軸式直升機(jī)懸停時(shí)的旋翼平均誘導(dǎo)速度υhpj

俄羅斯學(xué)者根據(jù)共軸式旋翼經(jīng)典理論,建立了A,B,C,D 4個(gè)共軸式旋翼模型[1],以單旋翼的動(dòng)量定理為依據(jù),確定誘導(dǎo)速度、氣動(dòng)力及力矩。υhpj可根據(jù)模型B求得。

模型B以單旋翼的動(dòng)量定理為依據(jù),將共軸式旋翼視為帶雙層充填的等值單旋翼。等值單旋翼的直徑與共軸式旋翼相同,拉力等于上、下旋翼拉力之和,其填充系數(shù)等于共軸式旋翼的填充系數(shù)。根據(jù)模型B理論,有：

(1)

式中,κgzh為考慮上、下旋翼相互影響而引入的共軸系數(shù),卡-××直升機(jī)在懸停狀態(tài)時(shí)κgzh≈0.96[1]。拉力系數(shù)CT為:

(2)

由式(1)和式(2)可得:

(3)

式中,P=T/πR2。

2.3 卡-××直升機(jī)的Vcr(90°)

卡-××直升機(jī)m=12 000 kg,在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下,υhpj=15.56 m/s,對(duì)應(yīng)Vcr(90°)=6.89 m/s。該計(jì)算結(jié)果與該機(jī)預(yù)防進(jìn)入渦環(huán)的數(shù)據(jù)一致。

3 共軸式直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)后旋翼轉(zhuǎn)速的變化特點(diǎn)

與單旋翼直升機(jī)不同,共軸式直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)后旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)自動(dòng)增加[1-2],此現(xiàn)象也是判斷渦環(huán)的依據(jù)之一,但其原因在國(guó)外有關(guān)資料中沒有分析。

旋翼轉(zhuǎn)速?gòu)母旧先Q于其能量轉(zhuǎn)化或功率平衡特點(diǎn)。直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)后,一方面,由于旋翼周圍氣流紊亂,旋翼消耗的功率增加,使旋翼轉(zhuǎn)速減小;另一方面,直升機(jī)高度下降,部分勢(shì)能轉(zhuǎn)化為旋翼的動(dòng)能,其氣動(dòng)原理與直升機(jī)自轉(zhuǎn)下降中通過勢(shì)能轉(zhuǎn)為旋翼動(dòng)能使旋翼穩(wěn)定自轉(zhuǎn)的原理相同。

4 對(duì)共軸式直升機(jī)渦環(huán)改出動(dòng)作中“減小總矩”的分析

單旋翼直升機(jī)和共軸式直升機(jī)改出渦環(huán)的方法存在很多共性。但兩者也存在差異:共軸式直升機(jī)改出渦環(huán)方法中,有“減小總距”的要求[1,3]。但有關(guān)資料未分析其道理,也未規(guī)定其條件和時(shí)機(jī)。鑒于渦環(huán)多出現(xiàn)在低空,而共軸式直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)的下降率大、處置余地小,所以渦環(huán)改出動(dòng)作非常關(guān)鍵,以下專門分析“減小總距”問題。

4.1 渦環(huán)狀態(tài)旋翼周圍的流場(chǎng)特點(diǎn)

(1)環(huán)狀氣泡周期性破裂導(dǎo)致旋翼周圍氣流紊亂

無論是單旋翼還是共軸式直升機(jī),渦環(huán)狀態(tài)對(duì)飛行安全最大的影響都是由于旋翼周圍流場(chǎng)紊亂,導(dǎo)致直升機(jī)振蕩、搖晃,旋翼拉力脈動(dòng),特別是操縱性變差,甚至失控,比如提總距難以減小下降率、俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角難以控制。

(2)共軸式直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)后行槳葉氣流分離更劇烈

如前所述,共軸式直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)“危險(xiǎn)區(qū)”后的下降率較單旋翼直升機(jī)大得多,加之渦環(huán)狀態(tài)都是在懸停和小速度下滑時(shí)進(jìn)入,此時(shí)旋翼的總距本來就較高,因而在渦環(huán)狀態(tài)“危險(xiǎn)區(qū)”后行槳葉氣流分離程度較單旋翼直升機(jī)更劇烈。

4.2 改出渦環(huán)時(shí)減小總距的必要性

共軸式直升機(jī)進(jìn)入渦環(huán)后,因環(huán)狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離劇烈,槳葉的正常揮舞規(guī)律會(huì)被破壞,除存在與單旋翼直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)相同的不利影響外,還容易出現(xiàn)上、下旋翼危險(xiǎn)接近甚至碰撞的現(xiàn)象，特別是小速度轉(zhuǎn)彎時(shí)因槳葉揮舞幅度大、槳盤載荷大,一旦進(jìn)入渦環(huán)后拉力脈動(dòng)大,所以上、下旋翼槳葉碰撞的可能性更大。1985年，一架卡-50直升機(jī)在轉(zhuǎn)彎過程中墜毀。調(diào)查表明,當(dāng)該機(jī)以較小速度做大坡度轉(zhuǎn)彎時(shí),遭遇較大陣風(fēng),進(jìn)入渦環(huán)并導(dǎo)致旋翼交叉碰撞。

共軸式直升機(jī)改出渦環(huán)時(shí),通過適當(dāng)減小總距，可減弱旋翼的流場(chǎng)紊亂程度。模型試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)表明，在渦環(huán)狀態(tài),拉力脈動(dòng)的幅度隨槳盤載荷的增大而增大[3-4]。而槳盤載荷大,實(shí)質(zhì)是發(fā)動(dòng)機(jī)的功率大。總之,在渦環(huán)狀態(tài)的“危險(xiǎn)區(qū)”適當(dāng)減小總距,可以減弱由環(huán)狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離導(dǎo)致的旋翼流場(chǎng)紊亂與拉力脈動(dòng)。

4.3 改出渦環(huán)時(shí)減小總距的時(shí)機(jī)

以上分析表明,改出渦環(huán)時(shí)減小總距的動(dòng)作僅限于渦環(huán)狀態(tài)的“危險(xiǎn)區(qū)”。注意,在渦環(huán)狀態(tài)的“過渡區(qū)”,不能減小總距;否則,會(huì)加速直升機(jī)進(jìn)入“危險(xiǎn)區(qū)”。

在“過渡區(qū)”,如果有剩余功率,應(yīng)柔和上提總距桿。因?yàn)樵凇斑^渡區(qū)”,旋翼(特別是下旋翼)周圍的環(huán)狀氣泡尚未完全形成,槳盤處仍是誘導(dǎo)氣流起主要作用,柔和上提總距桿后旋翼拉力會(huì)有不同程度的增加,下降率可能減小,使直升機(jī)退出渦環(huán);也可能下降率基本保持不變,仍處于“過渡區(qū)”,此時(shí)推桿即可進(jìn)入“安全區(qū)”。

5 結(jié)論

(1)共軸式直升機(jī)上、下旋翼相互干擾,其渦環(huán)強(qiáng)度有所不同。其中,下旋翼下方氣流總的誘導(dǎo)速度大,其進(jìn)入渦環(huán)的時(shí)機(jī)較晚;且下旋翼的拉力系數(shù)小,所以渦環(huán)強(qiáng)度較弱;

(2)用共軸式旋翼經(jīng)典理論的旋翼模型B計(jì)算υhpj及Vcr(90°)與實(shí)際情況相符。共軸式直升機(jī)的Vcr(90°)較大,不易形成渦環(huán);

(3)共軸式直升機(jī)的Vcr(90°)及渦環(huán)狀態(tài)中勢(shì)能轉(zhuǎn)換的旋翼功率較單旋翼直升機(jī)大得多，因而進(jìn)入渦環(huán)后旋翼轉(zhuǎn)速會(huì)自動(dòng)增加；

(4)在渦環(huán)狀態(tài)“危險(xiǎn)區(qū)”適當(dāng)減小總距,可以減弱由環(huán)狀氣泡周期性破裂和后行槳葉氣流分離導(dǎo)致的旋翼流場(chǎng)紊亂與拉力脈動(dòng),不僅有利于控制狀態(tài),且有利于避免上、下旋翼的危險(xiǎn)接近和碰撞。

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