直升機尾槳渦環邊界的計算

孫文勝, 馬鴻儒

(海軍航空工程學院 青島分院, 山東 青島 266041)

0 引言

直升機在垂直下降或斜下降時,旋翼下方來流對旋翼誘導速度氣流形成擠壓,嚴重時造成氣流向下排出又重新吸入,在槳盤附近形成渦環[1],使直升機拉力下降、扭矩脈動,直升機難以控制從而造成危險。經過國內外技術人員的長期研究,已對渦環狀態的形成和特性有了比較充分的認識。辛宏等[2]通過試驗得到了高-辛判據,用來計算直升機下降過程中進入渦環狀態的速度邊界條件,已得到了普遍采用,同時對直升機尾槳渦環也具有適用性[3]。但是對于直升機尾槳渦環尤其是進入尾槳渦環的速度邊界的研究遠遠不夠。

本文對直升機尾槳渦環的特點進行了研究,并利用高-辛判據計算直升機進入尾槳渦環的臨界速度,包括臨界前飛速度、臨界側飛速度和臨界懸停回轉角速度,根據計算結果,繪制了直升機尾槳渦環的邊界曲線,分析了側滑、前飛速度之間的關系,對直升機飛行安全具有實際的指導意義。

1 尾槳渦環的特點

與主旋翼類似,直升機尾槳在工作中以產生誘導速度來提供拉力,以此平衡主旋翼產生的反扭矩并進行航向操縱,因此在某些特定條件下如懸停回轉、懸停于側風中或倒飛有可能使尾槳進入渦環狀態,此時流場基本特點如圖1所示。

由圖可見,對于右旋直升機來說,右側飛速度是引起其進入尾槳渦環的直接因素,因此右側飛速度和左轉彎角度不宜過大;一旦進入尾槳渦環狀態,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,即使直升機前飛、下降或上升。

圖1 尾槳渦環狀態Fig.1 Tail rotor vortex ring state

2 渦環狀態判據

相比Wolkovitch判據和Peters判據,高-辛判據更適合于尾槳渦環的判定:當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,旋翼進入渦環狀態,且這一臨界值就是臨界垂直下降率。經試驗測定,扭矩平均值異常脈動是發生渦環現象的首要特征,此時,臨界垂直下降率為:

Vcr(90°)=0.28Vh

式中,Vh為等效懸停誘導速度。消去Vh,得到無因次的判據公式:

3 尾槳渦環邊界的計算及分析

3.1 等效誘導速度

已知某條件下的直升機參數:尾槳半徑Rtr(m)、尾槳轉速Ωtr(rad/s)、尾槳中心距離機體坐標原點的水平距離L(m)、旋翼半徑Rm(m)、旋翼轉速nm(r/min)、穩定懸停時對應的功率P(kW)和槳尖損失系數K。另外假設已知某飛行狀態下的飛行高度H(m)、當地海拔高度Hloc(m)和當地氣溫t(℃)。計算過程如下:

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:

尾槳拉力系數為:

根據滑流理論計算出懸停時的尾槳等效誘導速度為:

3.2 臨界速度

類似于臨界下降率,臨界側飛速度就是直升機側飛時進入尾槳渦環的最小速度,大小為0.28Vhtr,該速度與尾槳中心距離機體坐標原點水平距離L(m)的比值即為懸停回轉角速度的臨界值。表1和表2為某型直升機在不同高度和地面溫度下飛行的尾槳渦環速度臨界值。

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

表2 某型直升機尾槳渦環懸停回轉角速度臨界值Table 2 Critical whirling speed when hovering for tail rotor VRS of some certain helicopter ((°)/s)

觀察表1、表2可以總結出,直升機飛行高度和地面溫度對尾槳渦環臨界值都有影響:隨著飛行高度的降低,直升機側飛或懸停回轉進入尾槳渦環的(角)速度有所降低;溫度越高,直升機進入尾槳渦環狀態(角)速度就越低。

3.3 尾槳渦環邊界曲線

由于渦環判據計算的是渦環發生的初始時刻的條件,此時的誘導速度計算仍可以采用滑流理論[4],因此選擇前飛狀態下的動量理論作為補充方程:

經計算,該型直升機在高度2000 m,地面溫度35℃條件下飛行時,其尾槳渦環邊界曲線如圖2所示。

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

圖中,曲線將直升機水平面內速度域分為安全區域和渦環區域,對圖中曲線進行如下分析:

(1)直升機側飛達到一定速度,就可能進入渦環狀態,當直升機具有足夠的前飛速度時,即使側向速度再大也不會進入尾槳渦環狀態。

(2)直升機垂直側飛時進入渦環狀態的速度最小。斜向飛行時,隨前飛速度的增大,進入渦環區域時的側向速度也在變大。說明直升機不帶前飛的垂直側飛或懸停回轉是最易進入尾槳渦環狀態的。

(3)仿照安全下滑角,可以定義——直升機以小于該角度側飛時,不會有發生渦環事故的危險。根據計算,該直升機安全側滑角在220°～320°范圍之外。

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

圖2中的邊界參數取值因機型而異,但是各機側飛進入尾槳渦環狀態的基本特點是一致的,因此上述原則對直升機的安全飛行有一定的指導意義。

4 結束語

本文分析了尾槳渦環狀態的特性,利用高-辛判據對尾槳渦環邊界進行了求解,結果表明,直升機進入尾槳渦環狀態的臨界速度受到飛行高度和地面溫度等因素的影響。對于右旋直升機而言,在其水平面速度域范圍內的右半部分存在渦環區域,在一定側滑角范圍內的右側飛以及懸停于右側風中或左轉彎時有進入尾槳渦環狀態的可能,應謹慎操縱直升機加以避免。進一步的研究可將該理論模型應用于機載渦環告警系統的開發,以使飛行員能更好地規避這一危險狀態。

參考文獻：

[1] 王適存.直升機空氣動力學[M].南京:航空專業教材編審組,1985:141-142.

[2] 辛宏,高正.直升機渦環狀態速度邊界的試驗研究[J].南京航空航天大學學報,1995,27(4):439-443.

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

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