武上景 魯可 汪正中 李春華

摘要：前行槳葉概念（ABC）高速直升機(jī)采用共軸剛性旋翼、推力復(fù)合、操縱復(fù)合等先進(jìn)技術(shù)大幅度提升飛行速度的同時(shí)也帶來(lái)了復(fù)雜的冗余操縱問(wèn)題，主要表現(xiàn)在：推力復(fù)合帶來(lái)的旋翼/推力螺旋槳推力控制冗余問(wèn)題；利用周期變距差動(dòng)控制共軸剛性旋翼升力偏置問(wèn)題；共軸剛性旋翼/尾舵面操縱復(fù)合帶來(lái)的俯仰、偏航操縱冗余問(wèn)題。本文基于共軸剛性推力復(fù)合式高速直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型，以需用功率最小和滿足飛行品質(zhì)要求為目標(biāo)，對(duì)上述問(wèn)題開(kāi)展了分析研究，并提出了解決思路和具體解決方案，可為未來(lái)前行槳葉概念高速直升機(jī)設(shè)計(jì)提供參考。

關(guān)鍵詞：前行槳葉概念；共軸剛性旋翼；高速直升機(jī)；橫向升力偏置；操縱冗余

中圖分類(lèi)號(hào)：V211文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.04.010

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（2016ZA02001）

前行槳葉概念高速直升機(jī)[1]采用共軸剛性旋翼、復(fù)合推力及復(fù)合操縱等先進(jìn)技術(shù)大幅度提升了最大前飛速度。XH-59A前行槳葉概念高速驗(yàn)證機(jī)飛行速度達(dá)到了487km/h[2]，2005年西科斯基公司再次啟動(dòng)高速直升機(jī)研究項(xiàng)目，推出了X-2演示驗(yàn)證機(jī)。X-2于2008年8月首飛，并于2010年9月進(jìn)行的飛行試驗(yàn)中創(chuàng)造了463km/h的速度紀(jì)錄[3-4]。

共軸剛性旋翼具有揮舞剛度大、揮舞頻率高、揮舞響應(yīng)滯后角（20°～40°）明顯小于常規(guī)旋翼（80°～90°）等特點(diǎn)。如圖1所示，由于揮舞剛性和共軸反轉(zhuǎn)，前行槳葉概念（Advancing Blade Concept，ABC）旋翼可以充分發(fā)揮前行側(cè)升力潛能并且可以抵消升力不平衡導(dǎo)致的滾轉(zhuǎn)力矩。

隨著前飛速度的增加，升力偏置會(huì)越來(lái)越大，會(huì)明顯增加上、下旋翼的槳轂彎矩，上、下旋翼槳尖間距也會(huì)明顯減小，嚴(yán)重威脅飛行安全，需要采用技術(shù)手段進(jìn)行橫向升力偏置（LOS）調(diào)節(jié)，和常規(guī)共軸旋翼相比，ABC旋翼增加了縱向周期變距差動(dòng)、橫向周期變距差動(dòng)和控制相位角。為了能夠?qū)崿F(xiàn)高速前飛，采用了尾部增加推力槳的方式以克服機(jī)身阻力，并使飛行器運(yùn)行在一個(gè)最優(yōu)的飛行姿態(tài)角上。在大速度飛行時(shí)，旋翼操縱會(huì)出現(xiàn)強(qiáng)耦合，反操縱等復(fù)雜現(xiàn)象，同時(shí)舵面操縱效率的提升，舵面操縱成為高速直升機(jī)的主要操縱通道。由此可見(jiàn)，共軸剛性旋翼高速直升機(jī)同時(shí)存在旋翼操縱和舵面操縱兩類(lèi)操縱方式，從低速過(guò)渡到高速飛行的過(guò)程中，兩種操縱方式通過(guò)操縱策略設(shè)計(jì)完成過(guò)渡飛行。

目前共軸剛性旋翼高速直升機(jī)飛行力學(xué)研究方面也有較多的研究成果。Felker等在1981年進(jìn)行了共軸剛性旋翼全尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)，這為該類(lèi)型旋翼的研究應(yīng)用提供了基礎(chǔ)[5]。Wayne Johnson等采用CAMRADⅡ分析軟件對(duì)共軸剛性旋翼的橫向升力偏置問(wèn)題進(jìn)行了分析，并得到了ABC旋翼的最大升力能力[6-7]。Brown等采用渦輸運(yùn)方程（VTM）方法分析了共軸剛性旋翼/機(jī)身/尾推槳之間的干擾[8]，Cody Fegely等通過(guò)對(duì)X-2試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行辨識(shí)，得到了懸停和高速前飛時(shí)的傳遞函數(shù)[9]，F(xiàn)erguson等對(duì)復(fù)合式高速直升機(jī)進(jìn)行了飛行性能和穩(wěn)定性方面的分析[10-12]，目前國(guó)內(nèi)在共軸剛性旋翼高速直升機(jī)飛行力學(xué)方面[13-14]主要研究飛行力學(xué)建模和旋翼控制相位角分析。由此可見(jiàn)目前的研究成果主要集中在飛行力學(xué)建模和ABC旋翼氣動(dòng)性能方面，但是在操縱策略設(shè)計(jì)方面國(guó)內(nèi)外研究較少[15-17]，同時(shí)操縱策略又是制約高速直升機(jī)飛行性能的一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題。本文在建立共軸剛性旋翼高速直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，對(duì)操縱冗余問(wèn)題進(jìn)行分析，以需用功率最小和滿足飛行品質(zhì)要求為目標(biāo)設(shè)計(jì)共軸剛性旋翼高速直升機(jī)操縱策略。

1共軸剛性旋翼高速直升機(jī)飛行力學(xué)建模

本文研究對(duì)象的主要參數(shù)見(jiàn)表1，該高速直升機(jī)采用共軸剛性旋翼加復(fù)合推力構(gòu)型。

1.1操縱變量定義

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)存在兩套操縱系統(tǒng)：旋翼操縱系統(tǒng)和飛機(jī)操縱系統(tǒng)。旋翼操縱系統(tǒng)和常規(guī)鉸接式旋翼操縱系統(tǒng)的不同主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面，（1）是由于共軸剛性旋翼系統(tǒng)是由兩套旋翼組成的，其產(chǎn)生俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱力矩需要由兩組旋翼系統(tǒng)協(xié)調(diào)完成；（2）是由于共軸剛性旋翼的揮舞頻率明顯高于常規(guī)鉸接式旋翼，因此旋翼?yè)]舞響應(yīng)相對(duì)于變距操縱輸入的滯后角要明顯小于常規(guī)鉸接式旋翼，相對(duì)于普通共軸直升機(jī)（俄羅斯卡系列）增加了橫向周期變距差動(dòng)和控制相位角。共軸剛性旋翼高速直升機(jī)操縱變量的定義見(jiàn)表2。

1.2共軸剛性旋翼飛行動(dòng)力學(xué)模型

共軸剛性旋翼是本文研究對(duì)象的一個(gè)顯著的技術(shù)特征，其建模精度直接影響到飛行力學(xué)分析結(jié)果的置信度。本節(jié)重點(diǎn)論述影響共軸剛性旋翼建模精度的共軸入流模型和剛性旋翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)。

1.2.1共軸剛性旋翼入流模型

共軸剛性旋翼復(fù)合式高速直升機(jī)在飛行過(guò)程中，上旋翼尾跡會(huì)對(duì)下旋翼產(chǎn)生影響。同樣，下旋翼尾跡也會(huì)對(duì)上旋翼產(chǎn)生影響，即上、下旋翼之間存在著氣動(dòng)干擾現(xiàn)象。由于這種相互干擾，使共軸式雙旋翼氣動(dòng)特性分析較單旋翼來(lái)得復(fù)雜和困難。

2操縱冗余問(wèn)題及解決方案

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)從懸停低速至高速飛行過(guò)程中，有10個(gè)操縱變量參與飛行器操縱，其中總距操縱改變主旋翼的拉力；縱向周期變距和升降舵操縱產(chǎn)生俯仰力矩；橫向周期變距產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩；總距差動(dòng)和方向舵產(chǎn)生偏航力矩；橫向周期變距差動(dòng)、縱向周期變距差動(dòng)、旋翼控制相位角以及尾推總距定義成高速直升機(jī)的輔助操縱通道，其中橫向周期變距差動(dòng)、縱向周期變距差動(dòng)以及旋翼控制相位角用于調(diào)節(jié)旋翼效率和槳轂力矩；尾推總距用于控制尾推的推進(jìn)力。

駕駛艙中為駕駛員提供的操縱機(jī)構(gòu)有總距桿、縱向操縱桿、橫向操縱桿以及腳蹬，所以存在嚴(yán)重的操縱冗余問(wèn)題。本節(jié)通過(guò)對(duì)主通道和輔助通道的控制特點(diǎn)開(kāi)展分析，并進(jìn)行操縱策略設(shè)計(jì)，以解決操縱冗余問(wèn)題。

2.1航向操縱：總距差動(dòng)和方向舵

方向舵的操縱功效如圖4所示，由圖可以看出方向舵的操縱功效隨著速度的增加而增加，當(dāng)速度大于25m/s時(shí)，其操縱功效超過(guò)了總距差動(dòng)的操縱功效。

由以上分析，總距差動(dòng)—方向舵的操縱策略設(shè)計(jì)為：方向舵全程全權(quán)限有效，總距差動(dòng)的操縱策略采用線性過(guò)渡的方式，如圖5所示，從20m/s開(kāi)始退出航向操縱，60m/s完全退出。

航向通道的操縱功效如圖6所示，整個(gè)速度變化范圍內(nèi)，操縱功效變化比較平滑，操縱功效大小適中，滿足型號(hào)航向操縱的規(guī)范要求。

縱向周期變距的操縱功效如圖7所示，操縱靈敏度符合飛行品質(zhì)規(guī)范要求?？v向周期變距的操縱功效雖然可以滿足整個(gè)飛行包線中的操縱需求，但是操縱時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的槳轂彎矩，不利于旋翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。為此，高速直升機(jī)設(shè)計(jì)了升降舵操縱面，在高速飛行時(shí)進(jìn)行俯仰通道的操縱。

升降舵的操縱功效如圖8所示，當(dāng)飛行速度高于40m/s后，升降舵將會(huì)提供足夠的操縱功效。俯仰通道的操縱策略為升降舵全程全權(quán)限有效，飛行速度小于40m/s由縱向周期變距全權(quán)限參與俯仰操縱，飛行速度大于40m/s縱向周期變距退出俯仰操縱，為了降低槳轂載荷，縱向周期變距偏置變化規(guī)律如圖9所示。

在不同的飛行狀態(tài)下，給定縱向周期變距產(chǎn)生的旋翼縱向槳轂力矩不同，相應(yīng)地需要升降舵操縱產(chǎn)生的縱向操縱力矩也不同。為了保證在縱向機(jī)動(dòng)中升降舵操縱的平尾能夠提供足夠的操縱力矩，進(jìn)行100m/s速度下的拉起機(jī)動(dòng)仿真，得到機(jī)動(dòng)仿真過(guò)程中的重心處的過(guò)載變化如圖10所示，俯仰角變化如圖11所示，升降舵偏角變化如圖12所示。仿真結(jié)果表明，在給定的縱向周期變距操縱偏置的基礎(chǔ)上，使用升降舵可以有效實(shí)現(xiàn)對(duì)于該直升機(jī)的縱向操縱。

2.3尾推總距：最優(yōu)飛行姿態(tài)

尾推總距的操縱主要影響主旋翼/尾推槳的功率分配以及飛行時(shí)的俯仰角。以功率最小為約束條件進(jìn)行優(yōu)化可以得到高速直升機(jī)從懸停到高速前飛過(guò)程中的最優(yōu)俯仰角變化規(guī)律，如圖13所示，在高速飛行（80～120m/s）階段最優(yōu)俯仰角穩(wěn)定在-1°～0°之間。通過(guò)增加姿態(tài)角的約束方程，進(jìn)行尾推總距配平分析，得到尾推總距隨前飛速度的變化規(guī)律，如圖14所示，從低速到高速尾推總距逐漸增加且變化比較平滑，符合駕駛員的操縱習(xí)慣。

2.4 LOS調(diào)節(jié)：橫向周期變距差動(dòng)

ABC旋翼中的橫向升力偏置的定義為：

對(duì)于ABC旋翼，LOS是一個(gè)重要的設(shè)計(jì)參數(shù)，它影響旋翼效率和槳轂結(jié)構(gòu)載荷。對(duì)旋翼性能的影響如圖15所示，小速度前飛時(shí)，較低的LOS值，旋翼的效率較高，但是在高速前飛時(shí)，較高的LOS值，旋翼的效率較高，為了使旋翼具有較高的效率，需要進(jìn)行LOS調(diào)節(jié)。

綜合考慮旋翼氣動(dòng)性能和槳轂結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等因素，確定LOS隨著飛行速度的變化如圖16所示，在110m/s高速前飛時(shí)LOS=0.3。

ABC旋翼進(jìn)行LOS調(diào)節(jié)可以通過(guò)兩個(gè)方式：旋翼控制相位角和橫向周期變距差動(dòng)，相關(guān)研究表明這兩類(lèi)控制方式是等效的[18，19]，本文采用橫向周期變距差動(dòng)進(jìn)行LOS調(diào)節(jié)，變化曲線如圖17所示。

3結(jié)論

共軸剛性旋翼高速直升機(jī)由于采用前行槳葉概念、復(fù)合推力以及舵面操縱等先進(jìn)技術(shù)，同時(shí)存在旋翼操縱和舵面操縱多個(gè)操縱面，導(dǎo)致了嚴(yán)重的操縱冗余問(wèn)題，本文在建立高速直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行操縱冗余問(wèn)題分析，有以下結(jié)論：

（1）總距差動(dòng)會(huì)出現(xiàn)反操縱現(xiàn)象嚴(yán)重影響飛行安全，應(yīng)盡早退出航向操縱，可以通過(guò)航向操縱功效設(shè)計(jì)總距差動(dòng)—方向舵耦合關(guān)系。

（2）縱向周期變距在整個(gè)飛行包線中都具有較大的操縱功效，隨著速度的增加，升降舵的操縱功效顯著提升，為了降低旋翼軸載荷縱向周期變距可以退出縱向操縱，但是應(yīng)該限制旋翼縱向彎矩。

（3）以前飛功率最小為目標(biāo)，確定俯仰姿態(tài)角進(jìn)一步確定尾推總距。

（4）LOS影響旋翼性能，其調(diào)節(jié)可以采用橫向周期變距差動(dòng)，其由飛行控制系統(tǒng)自動(dòng)調(diào)節(jié)使旋翼處在一個(gè)最優(yōu)的LOS值上。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

武上景（1992-）男，碩士，助理工程師。主要研究方向：直升機(jī)飛行力學(xué)。

Tel：022-59800502E-mail：wushangjing_buaa@sina.cn魯可（1985-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)與飛行控制。

Research on Control Redundancy of Advancing Blade Concept High-speed Helicopter

Wu Shangjing*，Lu Ke，Wang Zhengzhong，Li Chunhua

Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory，China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Abstract： The Advancing Blade Concept（ABC） high-speed helicopter greatly improves the flight speed by using the advanced technologies such as coaxial rigid rotor， auxiliary thrust， and compound control. It also brings complicated redundant control problems. The main manifestations are as follows： auxiliary thrust brings rotor/thrust propeller control redundancy problem； the problem of using differential lateral cyclic to control lateral lift offset value； redundancy problem of pitch and yaw control caused by coaxial rigid rotor/elevator and rudder control composite. In this paper， based on the flight dynamics model of a coaxial rigid rotor high-speed helicopter， the above problems are analyzed and studied in order to minimize the power and meet the requirements of the flight quality， and the solutions are put forward， which can provide a reference for the design of the ABC high-speed helicopter in the future.

Key Words： ABC； coaxial rigid rotor； high-speed helicopter； lateral lift offset； redundant control