直升機(jī)尾槳渦環(huán)邊界的計(jì)算

孫文勝, 馬鴻儒

(海軍航空工程學(xué)院 青島分院, 山東 青島 266041)

0 引言

直升機(jī)在垂直下降或斜下降時(shí),旋翼下方來流對旋翼誘導(dǎo)速度氣流形成擠壓,嚴(yán)重時(shí)造成氣流向下排出又重新吸入,在槳盤附近形成渦環(huán)[1],使直升機(jī)拉力下降、扭矩脈動,直升機(jī)難以控制從而造成危險(xiǎn)。經(jīng)過國內(nèi)外技術(shù)人員的長期研究,已對渦環(huán)狀態(tài)的形成和特性有了比較充分的認(rèn)識。辛宏等[2]通過試驗(yàn)得到了高-辛判據(jù),用來計(jì)算直升機(jī)下降過程中進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的速度邊界條件,已得到了普遍采用,同時(shí)對直升機(jī)尾槳渦環(huán)也具有適用性[3]。但是對于直升機(jī)尾槳渦環(huán)尤其是進(jìn)入尾槳渦環(huán)的速度邊界的研究遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠。

本文對直升機(jī)尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)進(jìn)行了研究,并利用高-辛判據(jù)計(jì)算直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的臨界速度,包括臨界前飛速度、臨界側(cè)飛速度和臨界懸停回轉(zhuǎn)角速度,根據(jù)計(jì)算結(jié)果,繪制了直升機(jī)尾槳渦環(huán)的邊界曲線,分析了側(cè)滑、前飛速度之間的關(guān)系,對直升機(jī)飛行安全具有實(shí)際的指導(dǎo)意義。

1 尾槳渦環(huán)的特點(diǎn)

與主旋翼類似,直升機(jī)尾槳在工作中以產(chǎn)生誘導(dǎo)速度來提供拉力,以此平衡主旋翼產(chǎn)生的反扭矩并進(jìn)行航向操縱,因此在某些特定條件下如懸?；剞D(zhuǎn)、懸停于側(cè)風(fēng)中或倒飛有可能使尾槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),此時(shí)流場基本特點(diǎn)如圖1所示。

由圖可見,對于右旋直升機(jī)來說,右側(cè)飛速度是引起其進(jìn)入尾槳渦環(huán)的直接因素,因此右側(cè)飛速度和左轉(zhuǎn)彎角度不宜過大;一旦進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài),即建立起圖中所示的流場,要使此流場消散,最佳方法是增加與速度V垂直的速度分量,即使直升機(jī)前飛、下降或上升。

圖1 尾槳渦環(huán)狀態(tài)Fig.1 Tail rotor vortex ring state

2 渦環(huán)狀態(tài)判據(jù)

相比Wolkovitch判據(jù)和Peters判據(jù),高-辛判據(jù)更適合于尾槳渦環(huán)的判定:當(dāng)相對來流矢量在旋翼尾流速度矢量反方向上的投影超過某一臨界值時(shí),旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),且這一臨界值就是臨界垂直下降率。經(jīng)試驗(yàn)測定,扭矩平均值異常脈動是發(fā)生渦環(huán)現(xiàn)象的首要特征,此時(shí),臨界垂直下降率為:

Vcr(90°)=0.28Vh

式中,Vh為等效懸停誘導(dǎo)速度。消去Vh,得到無因次的判據(jù)公式:

3 尾槳渦環(huán)邊界的計(jì)算及分析

3.1 等效誘導(dǎo)速度

已知某條件下的直升機(jī)參數(shù):尾槳半徑Rtr(m)、尾槳轉(zhuǎn)速Ωtr(rad/s)、尾槳中心距離機(jī)體坐標(biāo)原點(diǎn)的水平距離L(m)、旋翼半徑Rm(m)、旋翼轉(zhuǎn)速nm(r/min)、穩(wěn)定懸停時(shí)對應(yīng)的功率P(kW)和槳尖損失系數(shù)K。另外假設(shè)已知某飛行狀態(tài)下的飛行高度H(m)、當(dāng)?shù)睾０胃叨菻loc(m)和當(dāng)?shù)貧鉁豻(℃)。計(jì)算過程如下:

飛行高度H處的氣溫為:

T=t-0.0065×(H-Hloc)

大氣密度為:

旋翼軸扭矩為:

尾槳拉力系數(shù)為:

根據(jù)滑流理論計(jì)算出懸停時(shí)的尾槳等效誘導(dǎo)速度為:

3.2 臨界速度

類似于臨界下降率,臨界側(cè)飛速度就是直升機(jī)側(cè)飛時(shí)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的最小速度,大小為0.28Vhtr,該速度與尾槳中心距離機(jī)體坐標(biāo)原點(diǎn)水平距離L(m)的比值即為懸?；剞D(zhuǎn)角速度的臨界值。表1和表2為某型直升機(jī)在不同高度和地面溫度下飛行的尾槳渦環(huán)速度臨界值。

表1 某型直升機(jī)尾槳渦環(huán)側(cè)飛速度臨界值Table 1 Critical lateral rates for tail rotor VRS of a certain type helicopter (km/h)

表2 某型直升機(jī)尾槳渦環(huán)懸?；剞D(zhuǎn)角速度臨界值Table 2 Critical whirling speed when hovering for tail rotor VRS of some certain helicopter ((°)/s)

觀察表1、表2可以總結(jié)出,直升機(jī)飛行高度和地面溫度對尾槳渦環(huán)臨界值都有影響:隨著飛行高度的降低,直升機(jī)側(cè)飛或懸?；剞D(zhuǎn)進(jìn)入尾槳渦環(huán)的(角)速度有所降低;溫度越高,直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)(角)速度就越低。

3.3 尾槳渦環(huán)邊界曲線

由于渦環(huán)判據(jù)計(jì)算的是渦環(huán)發(fā)生的初始時(shí)刻的條件,此時(shí)的誘導(dǎo)速度計(jì)算仍可以采用滑流理論[4],因此選擇前飛狀態(tài)下的動量理論作為補(bǔ)充方程:

經(jīng)計(jì)算,該型直升機(jī)在高度2000 m,地面溫度35℃條件下飛行時(shí),其尾槳渦環(huán)邊界曲線如圖2所示。

圖2 尾槳渦環(huán)邊界曲線Fig.2 Tail rotor vortex ring boundary curve

圖中,曲線將直升機(jī)水平面內(nèi)速度域分為安全區(qū)域和渦環(huán)區(qū)域,對圖中曲線進(jìn)行如下分析:

(1)直升機(jī)側(cè)飛達(dá)到一定速度,就可能進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài),當(dāng)直升機(jī)具有足夠的前飛速度時(shí),即使側(cè)向速度再大也不會進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)。

(2)直升機(jī)垂直側(cè)飛時(shí)進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的速度最小。斜向飛行時(shí),隨前飛速度的增大,進(jìn)入渦環(huán)區(qū)域時(shí)的側(cè)向速度也在變大。說明直升機(jī)不帶前飛的垂直側(cè)飛或懸停回轉(zhuǎn)是最易進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的。

(3)仿照安全下滑角,可以定義——直升機(jī)以小于該角度側(cè)飛時(shí),不會有發(fā)生渦環(huán)事故的危險(xiǎn)。根據(jù)計(jì)算,該直升機(jī)安全側(cè)滑角在220°～320°范圍之外。

(4)臨界速度值本質(zhì)反映的是相對速度,因此圖中某一角度下的臨界速度既可以表示直升機(jī)以該角度側(cè)飛允許的最大速度,也可以表示為直升機(jī)在懸停時(shí)所能承受的從該方向吹來的最大風(fēng)速。因此類似于艦載直升機(jī)起飛/著艦風(fēng)限圖,可稱該圖為“懸停風(fēng)限圖”。

圖2中的邊界參數(shù)取值因機(jī)型而異,但是各機(jī)側(cè)飛進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的基本特點(diǎn)是一致的,因此上述原則對直升機(jī)的安全飛行有一定的指導(dǎo)意義。

4 結(jié)束語

本文分析了尾槳渦環(huán)狀態(tài)的特性,利用高-辛判據(jù)對尾槳渦環(huán)邊界進(jìn)行了求解,結(jié)果表明,直升機(jī)進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的臨界速度受到飛行高度和地面溫度等因素的影響。對于右旋直升機(jī)而言,在其水平面速度域范圍內(nèi)的右半部分存在渦環(huán)區(qū)域,在一定側(cè)滑角范圍內(nèi)的右側(cè)飛以及懸停于右側(cè)風(fēng)中或左轉(zhuǎn)彎時(shí)有進(jìn)入尾槳渦環(huán)狀態(tài)的可能,應(yīng)謹(jǐn)慎操縱直升機(jī)加以避免。進(jìn)一步的研究可將該理論模型應(yīng)用于機(jī)載渦環(huán)告警系統(tǒng)的開發(fā),以使飛行員能更好地規(guī)避這一危險(xiǎn)狀態(tài)。

參考文獻(xiàn)：

[1] 王適存.直升機(jī)空氣動力學(xué)[M].南京:航空專業(yè)教材編審組,1985:141-142.

[2] 辛宏,高正.直升機(jī)渦環(huán)狀態(tài)速度邊界的試驗(yàn)研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),1995,27(4):439-443.

[3] 湯連剛,朱宇,李顯耀,等.直升機(jī)尾槳渦環(huán)飛行試驗(yàn)研究[J].飛行力學(xué),2008,26(5):63-66.

[4] 辛宏.旋翼非定常氣動特性的理論和試驗(yàn)研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),1995.