共轴式直升机涡环状态分析

第 32 卷第 4 期 2014 年 8 月飞行力学 FLIGHT DYNAMICS Vol． 32 No． 4 Aug． 2014 共轴式直升机涡环状态特性有关问题分析费景荣（海军航空兵学院飞行理论系，辽宁葫芦岛 125001）摘要：共轴式直升机涡环形成的机理与单旋翼直升机相同，但涡环强度、涡环边界、有关现象特别是改出动作等方面却存在差异。根据国内外有关共轴式直升机上、下旋翼气动干扰的风洞试验和理论研究结果，分析了共轴式直升机涡环强度的特点；根据某型共轴式直升机涡环边界的试飞数据，确定并分析了其涡环上边界基本槇参数 V cr （ 90°）；并根据共轴式旋翼经典理论中的模型 A，计算了该机悬停状态等值旋翼的平均诱导速度 υ hpj 及 V cr （ 90°）；分析了共轴式直升机进入涡环后旋翼转速增加的原因；最后分析了共轴式直升机改出涡环动作中的 “减小总距” 问题。关键词：共轴式直升机；涡环特性；改出动作中图分类号： V212. 4 文献标识码： A 文章编号： 1002-0853（ 2014） 04-0356-04 DOI:10.13645/j.cnki.f.d.20140421.007 Analysis of coaxial helicopter vortex ring characteristics FEI Jing-rong （ Flight Theory Department，Naval Aviation Institute，Huludao 125001，China） Abstract： Formation mechanism of coaxial helicopter is the same with simple rotor helicopter，however， in terms of vortex ring intensity，vortex ring boundary and exit action，coaxial helicopter is different from simple rotor helicopter． This thesis analyzes characteristics of coaxial helicopter’s vortex ring intensity according to related data at home and abroad． On the basis of trial flight data of coaxial helicopter’s vortex 槇 ring boundary，it analyzes basic parameters of vortex ring boundary V cr （ 90°）． In addition，it calculates average induced velocity υ hpj and V cr （ 90°） of hovering state equivalent single rotor and discusses reasons of rotor rotational speed increase when coaxial helicopter which gets into vortex ring． Finally，this thesis analyzes the problem of “decreasing collective pitch”in the process of coaxial helicopter vortex ring exit action． Key words： coaxial helicopter； vortex ring characteristics； exit action 0 鉴于涡环状态对直升机飞行安全影响极大，共引言共轴式直升机的涡环特性与单旋翼直升机的涡环特性存在很多共性；同时，由于旋翼结构与气动特性的差异，共轴式直升机进入涡环后上、下旋翼的涡环强度、涡环边界、旋翼转速的变化及改出动作也有一些明显差异。俄罗斯卡莫夫设计局在共轴式直升机的研制中一直处于世界领先地位。该局早于 1957 年在卡-15 直升机上进行了共轴式直升机涡环状态飞行试验。随后，相继在卡-25、卡-26、卡-32 和卡-50 直升机上进行了涡环状态的理论研究、风洞试验和试飞。轴式直升机涡环特性具有自身特点，而国外资料对有关特点未做解释、分析；国内也尚未见到对共轴式直升机涡环特性的研究。本文参考国内外试验、理论研究结果及试飞数据，研究了共轴式直升机涡环特性的有关问题。 1 共轴式直升机涡环强度的特点 1. 1 共轴式直升机上、下旋翼涡环强度特点共轴式直升机上、下旋翼之间的气动干扰，导致其上旋翼的涡环强度较强，下旋翼的较弱。其原因收稿日期： 2013-10-08；修订日期： 2014-02-23；网络出版时间： 2014-04-21 15： 36 作者简介：费景荣（ 1966-），男，山西稷山人，教授，硕士，研究方向为飞行动力学。第4 期费景荣．共轴式直升机涡环状态特性有关问题分析 357 可从两个方面入手进行分析：（ 1）上、下旋翼的诱导速度大小与进入涡环时旋翼直升机相同。因此，两者涡环边界的表示也相同：都取决于空速分量 V y 和 V x 的大小和比值或下机及涡环强度的差异。风洞试验表明，共轴式直升机悬停时，上旋翼尾涡直接穿过下旋翼而进入下旋槇滑角。其中，临界垂直下降率 V cr （ 90°）或 V cr （ 90°）是直升机涡环上边界的基本参数。翼，其尾涡下洗实际是两个旋翼共同作用的结［1-2］。因而下旋翼的诱导速度较上旋翼的大。果共轴式直升机垂直下降和小速度下滑时，上旋翼对下旋翼的干扰减小，但基本趋势和上述结论不变，即下旋翼的诱导速度也较上旋翼的大，进入涡环的时机较上旋翼晚，即上旋翼进入涡环“危险区 ” 飞行试验证明，对单旋翼直升机： V cr （ 90°） = 槇 0. 28 υ h［3］，即 V cr （ 90°） = 0. 28。 2. 1 槇共轴式直升机的 V cr （ 90°）［1］图 1 为共轴式直升机涡环边界的试飞结果。后，下旋翼仍处于涡环“过渡区”，强度较弱。（ 2）上、下旋翼的拉力系数与涡环强度的差异。风洞试验表明，悬停状态，上、下旋翼的拉力系数比 C Txia / C Tsh ≈0. 86［2］。在垂直下降和小速度下滑时，由于下旋翼的大部分桨盘面积是在上旋翼尾涡中运转，下旋翼所排压的空气大部分预先已有了一定的轴向速度，在继续被向下排压的过程中，受到的作用力较小，因而下旋翼拉力系数即上、下压力差比上旋翼更小。如卡-× × 直升机在上、下旋翼反作用力矩相等条件下，上、下旋翼的拉力比 T sh / T xia ≈1. 2。此外，在涡环状态中上旋翼下方的堆积气流及向上的翻转运动的存在，影响了下旋翼下方气流的向上翻转，因而下旋翼涡环强度也较弱，涡环状态特点就轻微得多。正是由于共轴式直升机上、下旋翼的涡环强度不同，在涡环状态上、下旋翼的拉力特性也不同。根图1 共轴式直升机涡环边界试飞结果 Fig． 1 Flight test results of coaxial helicopter vortex ring boundary 槇图 1 表明，共轴式直升机的 V cr （ 90°）大于 0. 32，较单旋翼直升机的大。这说明在 υ h 相同条件下，共轴式直升机进入涡环的初始下降率更大，即更不容易形成涡环。其原因如前所述，若共轴式直升机飞行重量、旋翼拉力与单旋翼直升机相同，共轴式直升机每副旋据共轴式旋翼模型的风洞试验，在涡环状态，上旋翼的拉力系数出现忽大忽小的变化，而下旋翼的拉力翼上、下表面的压力差近似为单旋翼直升机的一半，因而对于同样的下降率，旋翼下表面堆积的气流更系数变化很小，这是共轴式直升机涡环状态的典型［1］特征之一。不容易从旋翼下表面绕边缘翻上去而形成涡环。需特别说明的是，不同型号的共轴式直升机的共轴式直升机与单旋翼直升机涡环强度槇 V cr （ 90°）不同（见图 1）。这一特点与单旋翼直升机的差异也不同。其原因是，不同型号的共轴式直升机，旋翼的外形特点、气动特性及上、下旋翼的间隔不同。因 1. 2 飞行试验和风洞试验证明：共轴式直升机的涡［1］环现象在程度上较轻微。其原因是：共轴式直升机的拉力由两副旋翼分别产生，若飞行重量与单旋翼直升机相同，共轴式直升机每副旋翼的拉力即旋槇此，不像单旋翼直升机那样存在通用的 V cr （ 90°），具槇体机型的 V cr （ 90°）需通过试验确定。共轴式直升机悬停时的旋翼平均诱导翼上、下表面的压力差近似为单旋翼直升机的一半，旋翼下方的气流向上翻转的作用力小得多，因而其 2. 2 涡环强度也较单旋翼直升机的小。俄罗斯学者根据共轴式旋翼经典理论，建立了 A，B，C，D 4 个共轴式旋翼模型［1］，以单旋翼的动量定理为依据，确定诱导速度、气动力及力矩。 υ hpj 可 2 共轴式直升机涡环上边界对应的临界垂直下降率根据典型的涡环边界判据———peters 判据中的描述，涡环形成的本质原因是：相对来流对尾流的挤压作用。无疑，共轴式直升机涡环的形成机理与单速度 υhpj 根据模型 B 求得。模型 B 以单旋翼的动量定理为依据，将共轴式旋翼视为带双层充填的等值单旋翼。等值单旋翼的直径与共轴式旋翼相同，拉力等于上、下旋翼拉力之飞 358 行和，其填充系数等于共轴式旋翼的填充系数。根据模型 B 理论，有： υ hpj = κ gzh υ h = κ gzh 1 ΩＲ 2 CT κ 槡（ 1）式中，κ gzh 为考虑上、下旋翼相互影响而引入的共轴［1］系数，卡 - × × 直升机在悬停状态时 κ gzh ≈0. 96 拉力系数 C T 为： 2T 2P 2 2 = 2 ρ h （ ΩＲ） πＲ ρ h （ ΩＲ） CT = 。（ 2）由式（ 1）和式（ 2）可得： υ hpj = κ gzh 2 1 2 2P κρ h 槡（ 3）式中，P = T / πＲ。 2. 3 卡-× × 直升机的 V cr （ 90°）槇由图 1 可知，卡 - × × 直升机的 V cr （ 90°） = 槇 0. 443。因此，该机 V cr （ 90°） = V cr υ hpj = 0. 443 υ hpj = 2p 。 κρ h 卡 - × × 直升机 m = 12 000 kg，在标准大气条件 0. 2126 槡下，υ hpj = 15. 56 m / s，对应 V cr （ 90°） = 6. 89 m / s。该计算结果与该机预防进入涡环的数据一致。 3 共轴式直升机进入涡环后旋翼转速的变化特点与单旋翼直升机不同，共轴式直升机进入涡环［1-2］，此现象也是判断涡环后旋翼转速会自动增加的依据之一，但其原因在国外有关资料中没有分析。旋翼转速从根本上取决于其能量转化或功率平衡特点。直升机进入涡环后，一方面，由于旋翼周围气流紊乱，旋翼消耗的功率增加，使旋翼转速减小；另一方面，直升机高度下降，部分势能转化为旋翼的动能，其气动原理与直升机自转下降中通过势能转为旋翼动能使旋翼稳定自转的原理相同。力第 32 卷学一方面，如前所述，共轴式直升机涡环的强度较弱，旋翼所需功率增加较少。综合直升机势能释放和旋翼所需功率增加两方面因素，共轴式直升机进入涡环后容易出现转速自动增大的现象。需说明的是，涡环状态旋翼转速增大并不意味着旋翼的拉力也增大。 4 对共轴式直升机涡环改出动作中 “减小总矩”的分析单旋翼直升机和共轴式直升机改出涡环的方法存在很多共性。但两者也存在差异：共轴式直升机［1， 3］。但有改出涡环方法中，有“减小总距 ”的要求关资料未分析其道理，也未规定其条件和时机。鉴于涡环多出现在低空，而共轴式直升机涡环状态的下降率大、处置余地小，所以涡环改出动作非常关键，以下专门分析“减小总距”问题。 4. 1 涡环状态旋翼周围的流场特点（ 1）环状气泡周期性破裂导致旋翼周围气流紊乱无论是单旋翼还是共轴式直升机，涡环状态对飞行安全最大的影响都是由于旋翼周围流场紊乱，导致直升机振荡、摇晃，旋翼拉力脉动，特别是操纵性变差，甚至失控，比如提总距难以减小下降率、俯仰和滚转姿态角难以控制。（ 2）共轴式直升机涡环状态后行桨叶气流分离更剧烈如前所述，共轴式直升机进入涡环“危险区 ”后的下降率较单旋翼直升机大得多，加之涡环状态都是在悬停和小速度下滑时进入，此时旋翼的总距本来就较高，因而在涡环状态“危险区 ”后行桨叶气流分离程度较单旋翼直升机更剧烈。 4. 2 改出涡环时减小总距的必要性共轴式直升机进入涡环后，因环状气泡周期性破裂和后行桨叶气流分离剧烈，桨叶的正常挥舞规与相同飞行重量的单旋翼直升机相比，由于共轴式直升机旋翼半径较小，υ hpj 必然较大；其次，共轴律会被破坏，除存在与单旋翼直升机涡环状态相同的不利影响外，还容易出现上、下旋翼危险接近甚至槇式直升机的 V cr （ 90°）较单旋翼直升机的大，因而共轴式直升机的 V cr （ 90°）大得多，即进入涡环后势能碰撞的现象，特别是小速度转弯时因桨叶挥舞幅度大、桨盘载荷大，一旦进入涡环后拉力脉动大，所以释放也大得多。取卡 - × × 直升机飞行重量 G = 117 600 N；该机涡环上、下边界对应的下降率为上、下旋翼桨叶碰撞的可能性更大。1985 年，一架卡-50 直升机在转弯过程中坠毁。调查表明，当该 7. 18 ～ 25. 00 m / s，取涡环状态“危险区 ”的平均下机以较小速度做大坡度转弯时，遭遇较大阵风，进入涡环并导致旋翼交叉碰撞。降率 V y = 16 m / s，则势能减小转换成的功率为： N zhh = （ mV y /75） × 0． 735 = 1 881. 6 kW。卡 - × × 直升机单台发动机的起飞功率为 1 617 kW。可见，共轴式直升机涡环状态中势能减小转换成的功率很大。另共轴式直升机改出涡环时，通过适当减小总距，可减弱旋翼的流场紊乱程度。模型试验及飞行试验表明，在涡环状态，拉力脉动的幅度随桨盘载荷的增第4 期费景荣．共轴式直升机涡环状态特性有关问题分析［3-4］。而桨盘载荷大，实质是发动机的功大而增大率大。总之，在涡环状态的“危险区 ”适当减小总距，可以减弱由环状气泡周期性破裂和后行桨叶气流分离导致的旋翼流场紊乱与拉力脉动。 4. 3 改出涡环时减小总距的时机以上分析表明，改出涡环时减小总距的动作仅限于涡环状态的“危险区 ”。注意，在涡环状态的 “过渡区”，不能减小总距；否则，会加速直升机进入 359 （ 1）共轴式直升机上、下旋翼相互干扰，其涡环强度有所不同。其中，下旋翼下方气流总的诱导速度大，其进入涡环的时机较晚；且下旋翼的拉力系数小，所以涡环强度较弱；（ 2）用共轴式旋翼经典理论的旋翼模型 B 计算 υ hpj 及 V cr （ 90°）与实际情况相符。共轴式直升机的 V cr （ 90°）较大，不易形成涡环；（ 3）共轴式直升机的 V cr （ 90°）及涡环状态中势 “危险区”。在“过渡区 ”，如果有剩余功率，应柔和上提总能转换的旋翼功率较单旋翼直升机大得多，因而进入涡环后旋翼转速会自动增加；距杆。因为在“过渡区”，旋翼（特别是下旋翼）周围的环状气泡尚未完全形成，桨盘处仍是诱导气流起（ 4）在涡环状态“危险区 ”适当减小总距，可以主要作用，柔和上提总距杆后旋翼拉力会有不同程度的增加，下降率可能减小，使直升机退出涡环；也可能下降率基本保持不变，仍处于“过渡区 ”，此时推杆即可进入“安全区”。 5 结论本文根据国内外有关风洞试验和理论研究结果，分析了共轴式直升机涡环强度的特点；计算了某槇型共轴式直升机涡环上边界基本参数 V cr （ 90°）；分析了共轴式直升机进入涡环后旋翼转速增加的原因及改出涡环动作中“减小总距 ”的问题，对共轴式直升机预防和改出涡环状态有一定意义。得出的结论如下：减弱由环状气泡周期性破裂和后行桨叶气流分离导致的旋翼流场紊乱与拉力脉动，不仅有利于控制状态，且有利于避免上、下旋翼的危险接近和碰撞。参考文献：［1］ Михeeв C B（俄）．共轴式直升机空气动力学［M］．莫 2004： 694， 703．斯科：卡莫夫股份有限公司出版社，［2］邓彦敏，陶然，胡继忠．共轴式直升机上下旋翼桨叶之间气动干扰的风洞实验研究［J］．航空学报，2003，24 （ 1）： 13-17．［3］高正．直升机空气动力学的最新成果［M］．北京：航空 1999： 141．工业出版社，［4］张西，孙杰．直升机垂直下降时旋翼涡环飞行试验分 2010， 28（ 4）： 84-86．析［J］．飞行力学， ( 编辑: 姚妙慧)

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