陳　晨　李鳳鳴

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無尾槳直升機(jī)發(fā)展綜述

陳晨李鳳鳴

中國民用航空飛行學(xué)院

陳晨，女，碩士，中國民用航空飛行學(xué)院，助教，主要研究方向：直升機(jī)設(shè)計(jì)，無尾槳直升機(jī)，空氣動(dòng)力學(xué)。

行業(yè)曲線

本文針對無尾槳直升機(jī)的發(fā)展過程和關(guān)鍵技術(shù)，提出綜述性概括和總結(jié)。在直升機(jī)設(shè)計(jì)尤其無尾槳直升機(jī)設(shè)計(jì)行業(yè)起到承前啟后、為我國研發(fā)無尾槳直升機(jī)提供參考和依據(jù)的作用。

該技術(shù)現(xiàn)階段只有美國擁有，為加強(qiáng)我國國防實(shí)力，并促進(jìn)通航產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，無尾槳直升機(jī)是不可或缺的中堅(jiān)力量，該文總結(jié)無尾槳直升機(jī)的研發(fā)過程并提出關(guān)鍵技術(shù)，為我國發(fā)展無尾槳直升機(jī)提供了依據(jù)和參考。

點(diǎn)評人：程涵，1984，漢族，江蘇無錫，博士，研究方向：流固耦合仿真計(jì)算、計(jì)算流體力學(xué)、飛機(jī)設(shè)計(jì)。曾在國際期刊SCI上發(fā)表論文5篇，EI發(fā)表6篇。獲工業(yè)和信息化部國防科學(xué)技術(shù)進(jìn)步獎(jiǎng)二等獎(jiǎng)，中國航空學(xué)會(huì)科學(xué)技術(shù)獎(jiǎng)二等獎(jiǎng)等。

本文為了促進(jìn)中國無尾槳直升機(jī)的設(shè)計(jì)與發(fā)展，系統(tǒng)梳理了無尾槳直升機(jī)的研發(fā)歷史及其關(guān)鍵技術(shù)。首先提出無尾槳直升機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，無尾槳直升機(jī)取消了傳統(tǒng)直升機(jī)的尾槳，提出了一種新型平衡旋翼反扭矩的方式，具有結(jié)構(gòu)簡單、安全性高、噪聲小等特點(diǎn)；然后介紹了無尾槳直升機(jī)的研發(fā)與改進(jìn)歷史；最后分析了設(shè)計(jì)無尾槳直升機(jī)使用的關(guān)鍵技術(shù)，即環(huán)量控制技術(shù)，并對其發(fā)展與國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了歸納與總結(jié)。

無尾槳直升機(jī)的發(fā)展

無尾槳直升機(jī)NOTAR（NO Tail Rotor）是直升機(jī)技術(shù)的新發(fā)展，是直升機(jī)反扭矩系統(tǒng)的新概念。取消了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)的尾槳，利用獨(dú)特的航向操縱系統(tǒng)——環(huán)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(jī)航向所需的側(cè)向力。進(jìn)而預(yù)防了由于尾槳引發(fā)的飛行事故，并減小直升機(jī)噪聲。由于其結(jié)構(gòu)簡單、安全性高、維護(hù)性好、振動(dòng)和噪聲小，因此受到了直升機(jī)研發(fā)人員和用戶的普遍關(guān)注。

上世紀(jì)七十年代，美國的休斯直升機(jī)公司（HHI，于1984年為麥道公司收購，并改名為麥道直升機(jī)公司）率先開始研究直升機(jī)的無尾槳技術(shù)。最初采用改裝單旋翼帶尾槳直升機(jī)的方式入手：1976年，研究人員用一架單旋翼帶尾槳的直升機(jī)作為實(shí)驗(yàn)樣機(jī)，保留尾槳，在尾梁外環(huán)加裝一層玻璃鋼環(huán)量控制包皮，形成單縫結(jié)構(gòu)的環(huán)量控制效應(yīng)，并用普通風(fēng)扇提供尾梁的氣流動(dòng)力，在旋翼塔上進(jìn)行全尺寸實(shí)驗(yàn)。經(jīng)過大量試驗(yàn)，測定環(huán)量控制效應(yīng)產(chǎn)生的反扭矩?cái)?shù)值和比例后，確認(rèn)帶環(huán)量控制尾梁的航向操縱系統(tǒng)完全可以取代傳統(tǒng)尾槳。由此，無尾槳技術(shù)正式成為取代直升機(jī)尾槳的方式之一，為大眾所認(rèn)可。于是，在1980年，美國國防部高級技術(shù)研究局、美國陸軍應(yīng)用技術(shù)實(shí)驗(yàn)室和休斯直升機(jī)公司共同簽訂了一項(xiàng)三方合同，內(nèi)容便是設(shè)計(jì)研發(fā)無尾槳無尾槳技術(shù)，并制造一架無尾槳直升機(jī)的原型機(jī)。次年，研究人員以一架OH-6A作為試驗(yàn)對象，取消尾槳，安裝變距風(fēng)扇和噴氣舵，將其改裝為無尾槳原型機(jī)，完全利用環(huán)量控制和直接噴氣的噴氣舵來實(shí)現(xiàn)航向控制，并于同年12月首次試飛。但試飛結(jié)果令研究人員大為失望，此次改裝的無尾槳直升機(jī)中，環(huán)量控制效應(yīng)只提供了平衡旋翼反扭矩的20%，而并非預(yù)先設(shè)計(jì)的60%。經(jīng)更為深入的研究發(fā)現(xiàn)其主要原因是由于直升機(jī)機(jī)體曲率半徑與尾梁相差較大，使得機(jī)身與尾梁的結(jié)合處存在氣流干擾，導(dǎo)致直升機(jī)在懸停和前飛時(shí)尾梁表面氣流分離，最終影響尾梁上縫隙處的環(huán)量控制效果，減小了尾梁處產(chǎn)生的側(cè)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(huán)形隔流板（圖1），用來防止出現(xiàn)機(jī)身和尾梁結(jié)合處的氣流干擾。

但這種結(jié)構(gòu)增大了直升機(jī)前飛時(shí)的迎風(fēng)面積，也增加了阻力與結(jié)構(gòu)復(fù)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(shí)，直升機(jī)機(jī)身兩側(cè)不對稱氣流流動(dòng)加劇，使機(jī)體出現(xiàn)了側(cè)滑現(xiàn)象，甚至出現(xiàn)明顯的方向不穩(wěn)定性。為改善這一結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，1985年，麥道公司研究員用9.49%的縮比無尾槳直升機(jī)模型在水洞中進(jìn)行試驗(yàn)，顯示尾梁和機(jī)身周圍流場分布特征。尤其是觀察旋翼下洗流流到尾梁時(shí)，尾梁與機(jī)身結(jié)合處氣流的流動(dòng)情況，以找出使尾梁氣流分離的根本原因并研究其改進(jìn)措施。實(shí)驗(yàn)結(jié)果成功顯示了無尾槳直升機(jī)周圍氣流在尾梁和機(jī)身處的分布規(guī)律。根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，研究人員提出了一種新型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)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(shí)，雙縫間的氣流相互影響，共同補(bǔ)充邊界層能量。經(jīng)試驗(yàn)，這一方法效果較好，邊界層控制穩(wěn)定，有重大實(shí)用價(jià)值，故之后發(fā)展的環(huán)量控制尾梁基本都采用雙縫結(jié)構(gòu)形式。1986年3月，OH-6A原型機(jī)改型為帶雙縫的無尾槳直升機(jī)，重新試飛，成功驗(yàn)證了無尾槳系統(tǒng)完全可以平衡旋翼的反扭矩并實(shí)現(xiàn)航向操縱功能。1988年， MD 500、MD 530直升機(jī)被麥道公司發(fā)展為MD 520N、MD 530N、MD900、MD902等系列無尾槳直升機(jī)。其中，MD520N和MD530N系列機(jī)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(jī)均已投入使用并銷售全球（圖2）。

圖1　帶環(huán)形隔流板的無尾槳直升機(jī)

圖2　無尾槳直升機(jī)

與美國同步，前蘇聯(lián)于二十世紀(jì)七十年代開始著手環(huán)量控制方面的試驗(yàn)，并于二十年后年開始研制無尾槳直升機(jī)原型機(jī)。研制工作以卡莫夫設(shè)計(jì)局為主力，設(shè)計(jì)局曾計(jì)劃研制機(jī)型K118，該機(jī)型的設(shè)計(jì)定位為5座公務(wù)運(yùn)輸型直升機(jī)，單旋翼無尾槳。原理設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)完成后，在風(fēng)洞（俄羅斯中央航空流體動(dòng)力研究院的低速風(fēng)洞）中進(jìn)行了試驗(yàn)，主要驗(yàn)證環(huán)量控制尾梁的氣動(dòng)效率及其產(chǎn)生的側(cè)向力大小。1990年2月4日，卡莫夫設(shè)計(jì)局在國際直升機(jī)學(xué)會(huì)上宣布了突破傳統(tǒng)的新型直升機(jī)研制計(jì)劃——無尾槳直升機(jī)，稱該原型機(jī)計(jì)劃于1995年前試飛。至今，米哈耶夫領(lǐng)導(dǎo)的該項(xiàng)研究進(jìn)程仍處于保密階段，未見研制情況的試驗(yàn)數(shù)據(jù)、研究論文以及研究成果等。

近二十年來中國的直升機(jī)技術(shù)有了很大發(fā)展。但國內(nèi)新型直升機(jī)航向操縱系統(tǒng)的研究起步較晚，與國外差距還是很大。上個(gè)世紀(jì)九十年代中期南京航空航天大學(xué)的研究人員對直升機(jī)的環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行過一些研究。主要是參考國外的最新研究成果，設(shè)計(jì)了環(huán)量控制尾梁試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，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(xué)的孫茂教授采用數(shù)值模擬CFD方法計(jì)算了圓柱體和橢圓柱體的流場分布以及環(huán)量控制特性。1993-1996年，南京航空航天大學(xué)的張呈林教授及其團(tuán)隊(duì)在國內(nèi)首次針對無尾槳技術(shù)、尤其是環(huán)量控制技術(shù)在直升機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)行了研究?；趪庋芯抗ぷ鞒晒?，自主研發(fā)設(shè)計(jì)并制造了環(huán)量控制的尾梁模型，在旋翼下洗流中進(jìn)行了試驗(yàn)研究，探究無尾槳直升機(jī)航向操縱系統(tǒng)的參數(shù)影響規(guī)律、主要包括前飛速度、縫隙幾何參數(shù)、尾梁幾何參數(shù)等影響。但到目前為止，國內(nèi)研究無尾槳直升機(jī)的學(xué)者與機(jī)構(gòu)都較少，對整個(gè)航向操縱系統(tǒng)展開的科研工作更是寥寥無幾，整個(gè)研究過程尚停留在理論與環(huán)量控制的試驗(yàn)階段，并未研制出可實(shí)際應(yīng)用的無尾槳直升機(jī)。

無尾槳直升機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)

無尾槳直升機(jī)主要用航向操縱系統(tǒng)和尾部噴氣舵實(shí)現(xiàn)平衡旋翼反扭矩和航向操縱的目的。故關(guān)于無尾槳直升機(jī)的研究中關(guān)鍵部件是其尾部的航向操縱系統(tǒng)，而關(guān)鍵技術(shù)便是環(huán)量控制效應(yīng)。

20世紀(jì)初，羅馬尼亞科學(xué)家科恩達(dá)（Coanda）發(fā)現(xiàn)氣流從一個(gè)凸起的物面流過時(shí)，會(huì)產(chǎn)生附著效應(yīng)，這就是柯恩達(dá)效應(yīng)或稱附壁作用。根據(jù)柯恩達(dá)效應(yīng)發(fā)展的流體邊界層控制技術(shù)廣泛地應(yīng)用于翼型上，提高翼型的氣動(dòng)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(chǎn)生附壁流動(dòng)，補(bǔ)充流體邊界層能量，推遲氣流分離，后移分離點(diǎn)，最終達(dá)到增大翼型升阻比的目的。

流體的環(huán)量控制技術(shù)更為復(fù)雜，是在邊界層技術(shù)的基礎(chǔ)上發(fā)展而來的，并且不止應(yīng)用于直升機(jī)，很多機(jī)翼翼型的設(shè)計(jì)也都采用了環(huán)量控制技術(shù)。環(huán)量控制技術(shù)，是結(jié)合邊界層控制與外流作用，來推遲氣流分離，提高翼型氣動(dòng)性能的一種方法，如圖3。外流場的遠(yuǎn)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(dòng)，該射流補(bǔ)充了翼型邊界層能量，故可達(dá)到推動(dòng)氣流分離點(diǎn)后移、延遲氣流分離的效果。同時(shí)，狹縫射流裹攜外流向前流動(dòng)，增大繞翼型流動(dòng)的環(huán)量，升力與環(huán)量大小成正比，從而增大升力。

為使環(huán)量控制翼型后緣附近沒有固定、明確的氣流分離點(diǎn)，環(huán)量控制翼型基本都設(shè)計(jì)成橢圓形后緣，其后駐點(diǎn)、氣流分離點(diǎn)的位置完全由邊界層狀態(tài)決定。應(yīng)用在無尾槳直升機(jī)尾梁上的翼型可看作圓柱翼型，至今已有大量學(xué)者研究圓柱翼型或柱體的環(huán)量控制技術(shù)。

早期國外研究人員主要針對圓柱體和橢圓柱體進(jìn)行了環(huán)量控制的參數(shù)影響規(guī)律研究。自上世紀(jì)六十年代，英、美等國的研究人員進(jìn)行了大量的環(huán)量控制相關(guān)實(shí)驗(yàn)研究。研究了馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、柱體上狹縫數(shù)目、大小、位置（角度）、動(dòng)量系數(shù)、結(jié)構(gòu)特性等因素對圓柱翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

馬赫數(shù)對環(huán)量控制的影響取決于馬赫數(shù)的大小。高馬赫數(shù)對環(huán)量控制效果影響顯著，相反，來流馬赫數(shù)較小時(shí)可以忽略其影響。動(dòng)量系數(shù)是環(huán)量控制效應(yīng)中較為重要的一個(gè)參數(shù)，當(dāng)動(dòng)量系數(shù)相同時(shí)，馬赫數(shù)越高則升力系數(shù)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(huì)使翼型后緣分離點(diǎn)后移。

在狹縫沒有噴氣即射流速度為零時(shí)，雷諾數(shù)是影響圓柱翼型后緣氣流分離點(diǎn)位置的主要參數(shù)，雷諾數(shù)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(shù)不同，圓柱繞流的流動(dòng)情況也不同，主要分為亞臨界狀態(tài)和超臨界狀態(tài)兩種。當(dāng)雷諾數(shù)R≈105時(shí)，圓柱繞流的流動(dòng)情況如圖4所示。遠(yuǎn)前方均勻來流流向圓柱體時(shí)，在圓柱體的迎風(fēng)面上形成層流邊界層，來流駐點(diǎn)在圓柱體中部，邊界層氣流分離點(diǎn)位于迎風(fēng)面上，分離點(diǎn)與駐點(diǎn)間的夾角約為80°左右。同時(shí)，在圓柱體的后緣出現(xiàn)了低速、紊流的回流區(qū)。在回流區(qū)中，氣流不斷形成尾流旋渦，漩渦隨流動(dòng)脫落，并逐漸破裂分解為小旋渦，形成圓柱體尾部背風(fēng)面的湍流流動(dòng)。這種繞流狀態(tài)稱為亞臨界狀態(tài)。

圖3　環(huán)量控制翼型

圖4　亞臨界狀態(tài)的圓柱繞流（R　≈105）e

圖5　超臨界狀態(tài)的圓柱繞流（R　≥　1.3× 105）e

圖6　橢圓形環(huán)量控制尾梁的截面圖

圖7　圓形尾梁截面示意圖

經(jīng)多次試驗(yàn)驗(yàn)證說明，改變雷諾數(shù)，便可控制層流與湍流邊界層之間的轉(zhuǎn)戾現(xiàn)象。人為地將圓柱翼型的層流邊界層轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鬟吔鐚?，即由亞臨界狀態(tài)提前轉(zhuǎn)變?yōu)槌R界狀態(tài)。根據(jù)一般規(guī)律，來流速度越大，雷諾數(shù)越大，推遲氣流分離的效果越強(qiáng)，氣流的分離點(diǎn)就越靠近翼型后緣，環(huán)量控制效果越好。

1987年美國科研人員在德州農(nóng)工大學(xué)的風(fēng)洞中進(jìn)行了二維、三維圓柱體的測壓試驗(yàn)通過對測得的大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，得到了環(huán)量控制效應(yīng)所能產(chǎn)生的升力和阻力隨狹縫幾何參數(shù)、動(dòng)量系數(shù)以及噴氣速度比的變化關(guān)系。主要結(jié)論有：在一定范圍內(nèi)，縫隙位置沿圓柱表面順著氣流方向后移時(shí)，升力系數(shù)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(huán)量控制產(chǎn)生的升力隨之增大，但當(dāng)縫隙小到一定程度后，升力系數(shù)會(huì)迅速下降，此時(shí)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(wěn)定性差，不利于機(jī)動(dòng)飛行。

1993年，美國馬里蘭大學(xué)的研究人員對橢圓形機(jī)翼進(jìn)行了試驗(yàn)研究，測量了狹縫射流呈周期性變化時(shí)，環(huán)量控制尾梁周圍流場分布規(guī)律及其側(cè)向力大小。結(jié)果表明，較之恒定射流，當(dāng)縫射流呈周期性變化時(shí)，可有效提高環(huán)量控制效應(yīng)所產(chǎn)生的側(cè)向力，且升力變化響應(yīng)速度與射流變化頻率有關(guān)，射流速度變化頻率越高，升力變化響應(yīng)速度越平穩(wěn)，趨近于恒定射流狀態(tài)。

1994年，美國研究人員對截面為圓形和橢圓形的環(huán)量控制尾梁進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。對于截面為圓形帶內(nèi)部倒流片（截面形狀如圖7）的環(huán)量控制尾梁，測量了當(dāng)改變狹縫位置（即與來流夾角）和動(dòng)量系數(shù)大小時(shí)，環(huán)量控制效應(yīng)產(chǎn)生的升、阻力變化規(guī)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(guī)律。結(jié)果表明，當(dāng)圓形環(huán)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(huán)量控制效率最高。并且試驗(yàn)驗(yàn)證了環(huán)量控制尾梁產(chǎn)生的升力隨動(dòng)量系數(shù)的增大而增大的變化規(guī)律。對于橢圓形截面的環(huán)量控制尾梁，來流與翼型主軸成大約18°角時(shí)環(huán)量控制尾梁上產(chǎn)生的升力最大。且根據(jù)升力的總體分布規(guī)律可得到結(jié)論，在動(dòng)量系數(shù)相同時(shí)，橢圓形截面的環(huán)量控制尾梁上產(chǎn)生的升力小于圓形截面上產(chǎn)生的升力。故現(xiàn)在大部分環(huán)量控制尾梁截面都是圓形。

2001年，威特沃特斯蘭德（Witwatersrand）大學(xué)的Alan Nurick在圓柱形環(huán)量控制尾梁的一側(cè)安裝了導(dǎo)流片，并在旋翼下進(jìn)行了吹風(fēng)試驗(yàn)，得到了加裝擾流片和沒有加裝擾流片時(shí)，環(huán)量控制尾梁幾何參數(shù)、旋翼拉力與尾梁動(dòng)量系數(shù)對航向操縱力的參數(shù)影響規(guī)律。

1990年，北京航空航天大學(xué)的孫茂教授采用數(shù)值模擬CFD方法計(jì)算了橢圓形環(huán)量控制翼型的氣動(dòng)特性。用離散渦模型與邊界層理論結(jié)合的方法計(jì)算了橢圓形環(huán)量控制翼型的氣動(dòng)力以及分離尾跡的影響。通過與試驗(yàn)結(jié)果的對比，證明該方法能較好地計(jì)算翼型分離點(diǎn)的壓強(qiáng)分布、升力系數(shù)與射流動(dòng)量系數(shù)，但目前還不能準(zhǔn)確計(jì)算分離區(qū)翼面上的壓強(qiáng)分布、翼型阻力與力矩。

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

結(jié)束語

無尾槳直升機(jī)提出了航向操縱系統(tǒng)的新概念。取消了直升機(jī)的尾槳，利用尾梁的環(huán)量控制效應(yīng)和尾部噴氣舵組成的系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)平衡旋翼反扭矩和航向操縱的功能。無尾槳直升機(jī)具有安全性高、尾部結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高、維護(hù)工作量小等優(yōu)點(diǎn)。尤其取消尾槳，消除了低空飛行時(shí)由尾槳引起的多種不安全隱患。同時(shí)，減少了直升機(jī)的一大振源，降低了機(jī)體振動(dòng)和噪聲，有很好的應(yīng)用價(jià)值與發(fā)展前景。文中對無尾槳直升機(jī)的研發(fā)歷程進(jìn)行了總結(jié)，并對關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行剖析，分析其發(fā)展過程與國內(nèi)外研究現(xiàn)狀。為我國發(fā)展無尾槳直升機(jī)提供了參考和依據(jù)。

DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.13.001