張青竹 張德平

（航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，黑龍江哈爾濱 150066）

旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)的升力面，其設(shè)計(jì)的優(yōu)劣對(duì)直升機(jī)的飛行性能有著至關(guān)重要的影響。槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼性能有直接的影響。1948 年，Gessow 提出理想負(fù)扭轉(zhuǎn)的概念，這種槳葉扭轉(zhuǎn)分布可以使旋翼在懸停及軸流狀態(tài)下的誘導(dǎo)速度沿槳尖平面均勻分布，從而使旋翼的誘導(dǎo)功率最小。受材料、制造工藝等因素的制約，早期直升機(jī)的旋翼槳葉多采用無(wú)扭轉(zhuǎn)或簡(jiǎn)單的線性負(fù)扭轉(zhuǎn)較小的設(shè)計(jì)方案[1]。隨著材料、制造工藝等技術(shù)的進(jìn)步，旋翼槳葉可以實(shí)現(xiàn)更大的負(fù)扭轉(zhuǎn)角度，從而使槳葉的扭轉(zhuǎn)分布更加接近理想負(fù)扭轉(zhuǎn)。但是在大速度平飛時(shí)，槳葉由前行區(qū)至后行區(qū)的過(guò)程中，過(guò)大的負(fù)扭轉(zhuǎn)使槳葉彎曲，產(chǎn)生大的振動(dòng)，槳葉的動(dòng)應(yīng)力迅速增加[2]，對(duì)槳葉、拉桿的壽命和直升機(jī)的振動(dòng)水平帶來(lái)不利影響,是強(qiáng)度設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)關(guān)注的方面。

直升機(jī)旋翼槳葉扭轉(zhuǎn)一般選擇在-8°至-14°這一范圍內(nèi)[3]。為研究槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼性能的影響，本文基于FLIGHTLAB 軟件，以輕型單旋翼帶尾槳直升機(jī)作為算例，在不改變旋翼槳葉平面幾何形狀及翼型分布的條件下，分別選用-10°、-12°、-14°、-16°和-18°扭轉(zhuǎn)的旋翼槳葉，建立旋翼計(jì)算模型。在海平面、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下通過(guò)對(duì)懸停效率、平飛時(shí)的旋翼型阻功率、平飛升阻比和自轉(zhuǎn)升阻比的計(jì)算，研究不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼性能的影響。同時(shí)，計(jì)算了槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼失速限制的影響。

計(jì)算表明：在懸停狀態(tài)、大拉力系數(shù)時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)大的旋翼具有更高的懸停效率；平飛狀態(tài)下，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)影響旋翼最大平飛升阻比，-16°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼具有最大平飛升阻比；大速度平飛時(shí)，旋翼平飛升阻比隨槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而增大,旋翼型阻功率隨槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而減??；自轉(zhuǎn)狀態(tài)下，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)小的旋翼具有更高自轉(zhuǎn)升阻比。另外，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼的失速限制影響不明顯。

1 計(jì)算模型簡(jiǎn)介

本文基于FLIGHTLAB 軟件建立單旋翼帶尾槳直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)計(jì)算模型。旋翼系統(tǒng)為4 片剛性槳葉，槳葉翼型應(yīng)用風(fēng)洞試驗(yàn)得到的不同馬赫數(shù)及迎角下的翼型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)表。采用六狀態(tài)動(dòng)力入流模型計(jì)算旋翼誘導(dǎo)速度。機(jī)體為剛體，應(yīng)用無(wú)動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)得到的不同迎角和側(cè)滑角下的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)表。尾槳系統(tǒng)為簡(jiǎn)單的尾槳計(jì)算模型。動(dòng)力系統(tǒng)為理想發(fā)動(dòng)機(jī)模型，不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能限制與傳動(dòng)系統(tǒng)扭矩限制。

2 研究方法

2.1 槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)

本文為研究不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼性能的影響，在不改變槳葉平面幾何形狀及翼型分布的情況下，對(duì)槳葉扭轉(zhuǎn)分布進(jìn)行等比縮放，建立槳葉扭轉(zhuǎn)為-10°、-12°、-14°、-16°和-18°的五種旋翼模型。槳葉扭轉(zhuǎn)分布如圖1 所示。

圖1 五種槳葉負(fù)扭分布

2.2 懸停狀態(tài)

對(duì)于懸停狀態(tài)，懸停效率是衡量旋翼性能的一個(gè)重要指標(biāo)。在海平面、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣、無(wú)地效條件下，對(duì)五種槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的孤立旋翼進(jìn)行懸停配平計(jì)算，得到懸停效率隨拉力變化的曲線。

2.3 平飛狀態(tài)

2.3.1 旋翼平飛升阻比

平飛升阻比是衡量旋翼性能的又一個(gè)重要指標(biāo)。在海平面、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，給定全機(jī)重量3600kg，對(duì)五種負(fù)扭轉(zhuǎn)旋翼的直升機(jī)進(jìn)行全機(jī)平飛配平計(jì)算，配平速度范圍為10kt 至170kt，得到旋翼平飛升阻比和型阻功率隨平飛速度變化的曲線以及最大平飛升阻比與槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的關(guān)系曲線。平飛狀態(tài)下的旋翼升阻比[4]為：

其中，T 為旋翼拉力，αTPP為旋翼槳尖平面迎角，PMR為旋翼功率，V∞為直升機(jī)遠(yuǎn)前方來(lái)流，W 為全機(jī)重量。

2.3.2 旋翼的失速限制

大速度平飛時(shí)，后行槳葉將進(jìn)入失速范圍，導(dǎo)致旋翼受到高槳葉載荷、高操縱載荷以及高振動(dòng)[3]。圖2 給出-12°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼在海平面、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、平飛速度140kt 時(shí)的迎角分布計(jì)算結(jié)果：后行槳葉槳尖區(qū)域出現(xiàn)大迎角，旋翼此時(shí)已經(jīng)受到失速的影響。

圖2 -12°槳葉扭轉(zhuǎn)旋翼迎角分布（V∞=140kt）

求出旋翼失速下限和失速上限對(duì)應(yīng)的前飛速度，其中σ 為旋翼實(shí)度，CQ1為失速下限時(shí)的扭矩系數(shù)，CQ2為失速上限時(shí)的扭矩系數(shù)。

2.4 穩(wěn)定自轉(zhuǎn)狀態(tài)

當(dāng)直升機(jī)全發(fā)失效時(shí)，需要在接地前保持較低的飛行速度和下降率，以保證安全著陸。自轉(zhuǎn)時(shí)的前飛速度和下降率之比被用來(lái)定義升阻比[3]。根據(jù)這個(gè)定義，在海平面、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，給定全機(jī)重量3600kg 及高、中、低三種旋翼轉(zhuǎn)速，對(duì)五種槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)旋翼的直升機(jī)進(jìn)行全機(jī)自轉(zhuǎn)配平計(jì)算，得到自轉(zhuǎn)升阻比隨速度變化的曲線。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 懸停效率

圖3 給出了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)孤立旋翼懸停性能的影響。在小拉力時(shí)，隨槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)增大，旋翼懸停效率減小，減小幅度小于0.02。在大拉力時(shí)，隨槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)增大，旋翼最大懸停效率增加。在槳葉扭轉(zhuǎn)-18°、拉力系數(shù)0.0101 時(shí)，旋翼具有最大懸停效率0.837。

圖3 孤立旋翼懸停效率

3.2 平飛升阻比與型阻功率

圖4 給出了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼平飛升阻比的影響。在小速度和中等速度平飛時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼平飛升阻比影響不明顯；在大速度平飛時(shí)，旋翼平飛升阻比隨著槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而增大。圖5 給出了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼最大平飛升阻比的影響。槳葉扭轉(zhuǎn)由-10°增加到-16°，旋翼最大平飛升阻比隨負(fù)扭轉(zhuǎn)增加而增大；槳葉扭轉(zhuǎn)由-16°增加到-18°，旋翼最大平飛升阻比隨負(fù)扭轉(zhuǎn)增加而減小。在槳葉扭轉(zhuǎn)-16°、前飛速度140kt 時(shí)，旋翼具有最大前飛升阻比11.13。 圖6 給出了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼型阻功率的影響。在小速度和中等速度平飛時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼型阻功率影響不明顯；在大速度平飛時(shí)，旋翼型阻功率隨著槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而明顯減小。

圖4 旋翼平飛升阻比

圖5 旋翼最大平飛升阻比與槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的關(guān)系

圖6 旋翼型阻功率隨平飛速度變化曲線

3.3 旋翼失速限制

圖7 給出了槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼失速限制的影響。槳葉扭轉(zhuǎn)在-10°至-16°之間時(shí)，旋翼失速下限約為120kt，槳葉扭轉(zhuǎn)為-18°時(shí)，旋翼失速下限減小到116kt；槳葉扭轉(zhuǎn)在-10°至-18°之間時(shí)，旋翼失速上限約為162kt。

圖7 槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼失速限制的影響

3.4 自轉(zhuǎn)升阻比

圖8 至圖10 給出了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的旋翼在旋翼轉(zhuǎn)速320rpm、355rpm 和395rpm 時(shí)對(duì)自轉(zhuǎn)升阻比的影響。最大自轉(zhuǎn)升阻比隨槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而減小，且減小的幅度越來(lái)越大。在槳葉扭轉(zhuǎn)-10°、飛行速度100kt、轉(zhuǎn)速320rpm時(shí)，旋翼具有最大自轉(zhuǎn)升阻比5.16。

圖8 自轉(zhuǎn)升阻比（旋翼轉(zhuǎn)速320rpm）

圖9 自轉(zhuǎn)升阻比（旋翼轉(zhuǎn)速355rpm）

圖10 自轉(zhuǎn)升阻比（旋翼轉(zhuǎn)速390rpm）

4 結(jié)論

4.1 增加槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)可提高直升機(jī)旋翼在大拉力時(shí)的懸停效率，改善懸停性能。在槳葉扭轉(zhuǎn)-18°、拉力系數(shù)0.0101 時(shí)，旋翼具有最大懸停效率0.837。

4.2 改變槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)會(huì)影響旋翼最大平飛升阻比。過(guò)大的槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)反而會(huì)降低旋翼最大平飛升阻比。在槳葉扭轉(zhuǎn)-16°、前飛速度140kt 時(shí)，旋翼具有最大平飛升阻比11.13。

4.3 大速度平飛時(shí)，旋翼型阻功率會(huì)隨著速度的增加而激增。增加槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)可以明顯降低旋翼在大速度平飛時(shí)的型阻功率。

4.4 平飛狀態(tài)下，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對(duì)旋翼失速限制影響不明顯。

4.5 減小槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)會(huì)提高旋翼最大自轉(zhuǎn)升阻比。在槳葉扭轉(zhuǎn)-10°、飛行速度100kt、旋翼轉(zhuǎn)速320rpm 時(shí)，旋翼具有最大自轉(zhuǎn)升阻比5.16。

4.6 -16°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼具有最大平飛升阻比和較高的懸停效率，即具有優(yōu)秀的平飛性能和良好的懸停性能。而自轉(zhuǎn)狀態(tài)不是一個(gè)常用的飛行狀態(tài)，-16°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼能夠保證一個(gè)可接受的自轉(zhuǎn)性能。因此，從氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能方面考慮，本文算例直升機(jī)宜采用-16°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼為最佳。

4.7 從強(qiáng)度設(shè)計(jì)方面考慮，過(guò)大的槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)會(huì)在大速度飛行狀態(tài)下使旋翼槳葉產(chǎn)生較高的振動(dòng)彎曲應(yīng)力，對(duì)槳葉、拉桿的壽命和直升機(jī)的振動(dòng)水平帶來(lái)不利影響,可能會(huì)限制直升機(jī)的快速巡航能力。因此，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能方面表現(xiàn)優(yōu)良的-16°槳葉扭轉(zhuǎn)的旋翼不一定是最優(yōu)方案，還需要綜合考慮強(qiáng)度設(shè)計(jì)等其他專業(yè)。