AC311型系列直升機排氣溫度對尾整流罩材質(zhì)的影響分析

李凌慧

（航空工業(yè)昌河飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333000）

1 實驗背景

近些年來，隨著科學(xué)技術(shù)的不斷創(chuàng)新和進步，直升機的發(fā)明為人們的生活帶來了極大便利。與此同時，隨著直升機相關(guān)技術(shù)不斷被完善，其作為飛行器的應(yīng)用范圍及工作場景也得到了極大擴展。發(fā)動機仍然是直升機的核心動力裝置，而直升機發(fā)動機大致包括飛機活塞式發(fā)動機和航空渦輪軸發(fā)動力兩種類型，在其工作期間產(chǎn)生的排氣溫度也是關(guān)鍵的發(fā)動機技術(shù)參數(shù)。當(dāng)排放溫度過高時，將直接影響直升機部件的正常工作，如其對發(fā)動機燃燒室、渦輪葉片和尾噴管等重要部分將產(chǎn)生破壞性影響，進而干擾飛行安全。

過高的發(fā)動機排氣溫度除對發(fā)動機本身產(chǎn)生危害外，也對直升機尾梁整流罩正常使用產(chǎn)生部分影響。整流罩被用來包裹發(fā)動機，可減少空氣阻力對直升機正常飛行所帶來的負面影響，并通過氣柵等方式為發(fā)動機進行有效降溫。因此，將溫度過高的發(fā)動機排氣對直升機尾梁整流罩產(chǎn)生的影響降低可增加直升機飛行時的安全性和穩(wěn)定性。

2 實驗?zāi)康?/h2>

本文將利用測溫試紙，對AC311型直升機飛行期間尾梁整流罩表面溫度情況進行實驗，并對實驗數(shù)據(jù)進行分析，以明確AC311直升機在發(fā)動機尾排氣作用下，尾梁附近整流罩表面的溫度情況，并通過對溫度過高區(qū)域增加隔熱板等方式，避免因為發(fā)動機尾排氣對直升機尾部烘烤而引起超溫現(xiàn)象，保護直升機尾梁整流罩不受排氣的超高溫度影響，從而提高AC311型直升機工作的安全性和穩(wěn)定性。

3 實驗對象與實驗環(huán)境

本文中實驗對象為AC311型直升機01架機，質(zhì)量2 200 kg，正常重心。飛行實驗于2020年7月12日在呂蒙機場開展，當(dāng)日平均溫度為33.8℃。

3.1 AC311系列直升機介紹

AC311系列直升機是我國自主研制的、具有完全自主知識產(chǎn)權(quán)的2 t級輕型民用直升機，其最大起飛重量為2 200 kg，機上最多可同時乘坐6人。該機機身、旋翼系統(tǒng)等部分使用的復(fù)合材料目前已成功實現(xiàn)國產(chǎn)化，令整機使用成本大大降低，并且可滿足民用飛機使用中的相關(guān)要求，如舒適性、可靠性、使用與維護成本等，相比于國內(nèi)外其他同樣類型飛機，均有較大改善。該機也配置了高度集成化的綜合航空電子系統(tǒng)，采用了如雙駕駛、雙儀表配置等先進技術(shù)，以保證飛機工作時的可靠性和安全性。到目前為止，AC311系列直升機面向全國已經(jīng)交付約30架機，在林區(qū)維護、地質(zhì)勘探、空中救援、警務(wù)執(zhí)法等領(lǐng)域發(fā)揮了不可或缺的作用。

AC311A直升機主要技術(shù)參數(shù)如圖1所示。

圖1 AC311A型直升機主要技術(shù)參數(shù)

3.2 直升機尾梁結(jié)構(gòu)

由于直升機需適應(yīng)多種航空作業(yè)，而一般的材料無法滿足其飛行過程中對強度、穩(wěn)定性和低重量的需求，因此直升機一般采用先進復(fù)合材料作為飛機制作過程中的原材料[1]。在航空應(yīng)用中，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有多種優(yōu)點，被廣泛應(yīng)用于各類航空器的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)一般由高性能金屬或復(fù)合材料面板，以及低密度的Nomex或鋁蜂窩芯子組成，這樣復(fù)雜的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)使其在彎曲剛度、自重及穩(wěn)定性等方面表現(xiàn)出色[2]。而其在比強度與比剛度等關(guān)鍵力學(xué)性能方面的優(yōu)越性也使其被應(yīng)用在直升機中，如直升機尾梁、垂尾蒙皮、油箱艙框腹板、飛機升降舵、地板、進氣道、雷達罩、整流罩等[3]。

3.3 AC311系列直升機的應(yīng)用場景

AC311系列直升機預(yù)留了多種選裝任務(wù)設(shè)備接口，可支持部分任務(wù)專用設(shè)備的臨時緊急加裝，并可滿足如應(yīng)急救援、備災(zāi)培訓(xùn)、實訓(xùn)、防災(zāi)巡查等工作的快速部署需要[4]。

AC311系列直升機可對多種應(yīng)急救援任務(wù)提供強力支持。如其可通過空運、空投、機降索降等手段，快速向災(zāi)區(qū)投送救援力量、裝備器材和救災(zāi)物資；也可轉(zhuǎn)移疏散災(zāi)區(qū)的遇險人員。同時，AC311系列直升機也可通過臨時搭載高精度航空相機、搜索燈和通信設(shè)備等，完成如空中偵察、應(yīng)急通信、空中搜救等眾多特殊任務(wù)[5]。

4 測試狀態(tài)

4.1 直升機飛行原理

直升機與固定翼飛機相比，其飛行原理具有根本的差別，主要在于兩種飛機產(chǎn)生升力的方式具有較大不同。固定翼飛機起飛時，由其發(fā)動機帶動螺旋槳向尾部噴射氣流，以生成能夠令飛機前進的推力；同時，借助固定在飛機機身上的機翼，使飛機在被推力作用向前滑動時由具備特殊形狀的機翼與相對流動的空氣相互作用，從而產(chǎn)生升力。直升機則采用機體上方的旋翼，通過發(fā)動機驅(qū)動旋翼的高速轉(zhuǎn)動以產(chǎn)生向下高速運動的氣流，借助旋翼高速轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的拉力和氣流向上的反作用力進行起飛。因此，相對于固定翼飛機，直升機的飛行驅(qū)動方式令其具有更機動的飛行能力，能夠支持如懸停、后飛、側(cè)飛和垂直爬升等飛行功能[6]。因此，本次實驗結(jié)合直升機的飛行能力，采用包含有地效懸停、無地效懸停、側(cè)飛、斜爬升、垂直爬升、平飛加速、后飛和正常著陸等8種飛行狀態(tài)對直升機尾梁處排氣溫度分別進行測試，為后續(xù)隔熱板的設(shè)計與安裝工作提供足量科學(xué)的數(shù)據(jù)。

4.2 多狀態(tài)飛行測試設(shè)計

4.2.1 有地效懸停

懸停指直升機飛行至一定高度后，保持其高度和位置基本不變的飛行狀態(tài)。而地效指代地面效應(yīng)，當(dāng)直升機與地面間的距離較近時，其旋翼所產(chǎn)生的下洗氣流將受到地面的影響，此時由于地面的阻礙而形成的流場變化可降低旋翼所消耗的誘導(dǎo)功率。因此，當(dāng)存在地效時，直升機可于相對更高的高度保持懸停狀態(tài)[7]。

本次實驗中，有地效懸停部分實驗將令A(yù)C311型直升機于離地面4 ft左右高度進行懸停，持續(xù)時長為5 min，并對該過程中直升機尾梁處溫度進行測量。

4.2.2 無地效懸停

本次實驗中，將令A(yù)C311型直升機與離地面50 ft左右高度進行無地效懸停溫度測驗，持續(xù)時長為5 min，并對該過程中直升機尾梁處溫度進行測量；該項實驗完成后，令直升機進行正常著陸。

4.2.3側(cè)飛

側(cè)飛是直升機特有的飛行狀態(tài)，它與后飛均為進行某些特殊作業(yè)時不可或缺的飛行功能。一般而言，側(cè)飛是基于懸停狀態(tài)的飛行狀態(tài)，在懸停狀態(tài)下，飛行員通過將主槳葉的傾斜盤向左右兩側(cè)調(diào)整的方式，以操縱直升機向左右兩側(cè)傾斜。

本次實驗中，將操縱AC311型直升機在離地8 ft左右的高度以10 m/s的速度分別進行左側(cè)和右側(cè)側(cè)飛操作，持續(xù)時長為30 s~1 min，并對該過程中直升機尾梁處溫度進行測量。

4.2.4 后飛

通過對直升機傾斜盤向后調(diào)整，使主槳葉向后傾斜，即可實現(xiàn)直升機后飛的飛行狀態(tài)。

本次實驗將使AC311型直升機在離地8 ft左右高度以10 m/s的速度進行后飛，持續(xù)時間為30 s~1 min，并對該過程中直升機尾梁處溫度進行測量；該項實驗完成后，令直升機進行正常著陸。

4.2.5 垂直爬升

垂直爬升是直升機從垂直離地到一定高度上懸停，然后按一定的軌跡爬升增速的過程。在這個過程中直升機旋翼的需用功率變化很大。在速度從零增速至經(jīng)濟速度的范圍內(nèi)，直升機的受力狀態(tài)變化很大。

本次實驗將令A(yù)C311型直升機自離地約50 ft的高度、以起飛時發(fā)動機功率進行垂直爬升，持續(xù)時間為40 s，并對該過程中直升機尾梁處溫度進行測量。

4.2.6 斜爬升

本次實驗將使AC311型直升機于合適的高度，以Vy的速度和連續(xù)最大功率進行斜爬升，持續(xù)時間為1 min。對飛行過程中直升機尾梁處溫度進行測量。該項實驗完成后，令直升機進行正常著陸。

4.2.7 平飛加速

本項實驗將使AC311型直升機于合適的高度，以Vy的速度進行平飛加速，直到速度達到Vhmax（但不大于Vne）。對飛行過程中直升機尾梁處溫度進行測量。該項實驗完成后，令直升機進行正常著陸。

4.2.8 正常著陸

令A(yù)C311型直升機按正常程序進行運行，減速并著陸。

5 溫度測點布置

5.1 發(fā)動機排氣溫度與表面溫度

排氣溫度是指航空發(fā)動機中燃氣從燃燒室排出，通過高速旋轉(zhuǎn)的渦輪后，在發(fā)動機渦輪出口截面上溫度，為監(jiān)控發(fā)動機工作狀況的重要參數(shù)。對發(fā)動機排氣溫度異常的故障原因分析通常通過飛參數(shù)據(jù)來進行，它可以通過顯著的特征反映發(fā)動機排溫故障的原因，并幫助維修人員進行故障點的準確定位，縮短排除故障所需的工時[8]。

直升機蒙皮表面除受發(fā)動機排氣溫度影響外，旋翼下洗氣流和太陽輻射同樣會令其溫度顯著升高。對直升機傳熱的建模和分析可為測量飛機尾梁表面溫度提供重要參考。分析可得，太陽直射側(cè)的溫度明顯高于另一側(cè)，某些部位的最大溫差和平均溫差分別約為35 K和20 K；直升機的紅外輻射強度分布因太陽輻照度而不對稱，無論有無排氣系統(tǒng)壁內(nèi)層均無明顯影響。直射太陽入射側(cè)的紅外輻射強度在ε=0.8的直升機機身在3~5μm和8~14μm波段分別比陰影側(cè)大100%和33%。內(nèi)層壁作為輻射避難所，機身壁受到排氣系統(tǒng)內(nèi)嵌入的熱噴嘴的輕微沖擊，而沒有內(nèi)層時加熱效果更明顯。除此之外，下洗速度的切向分量對排氣系統(tǒng)機身內(nèi)的排氣羽流和渦流溫度等值線有偏轉(zhuǎn)影響[9]。

5.2 溫度試紙

本次實驗將為AC311型直升機尾梁附近布置一定數(shù)量的溫度試紙，以捕捉在不同飛行狀態(tài)下，直升機發(fā)動機所產(chǎn)生的高溫尾排氣對直升機尾梁表面溫度變化具體的影響情況。由于實驗環(huán)境天氣溫度較高，且高溫尾排氣對直升機尾梁處不同位置具有不同程度的影響，為展現(xiàn)其對尾梁整體溫度的影響，故將在本次實驗中同時選用4種不同量程的溫度試紙。溫度試紙量程分別為A：40~71℃；B：77~127℃；C：132~182℃；D：188~249℃。不同量程的溫度試紙將以一定間隔，分別布置在直升機尾梁處不同位置，使各處溫度測量結(jié)果在試紙量程內(nèi)，從而保證測量結(jié)果數(shù)據(jù)的有效性和完整性。

5.3 溫度測點布置要求

本次實驗中，將為AC311型直升機尾梁位置布置多個測溫試紙。由于尾梁處結(jié)構(gòu)形狀各有不同，因此對于各個結(jié)構(gòu)，將采用不同數(shù)量、不同量程的試紙，以不同的密度進行布置，以獲得更準確的尾梁溫度數(shù)據(jù)。其中，由于直升機尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框及其整流罩表面受發(fā)動機高溫排氣影響較大，而直升機尾梁4框及其整流罩附近受到影響較小，故為直升機尾梁5框、尾梁6框、尾梁7框選用量程內(nèi)溫度較高的測溫試紙，為尾梁4框選用量程內(nèi)溫度較低的試紙。

因此于直升機尾梁4框至尾梁5框間的尾梁處，每隔15 cm布置一個測溫試紙，其中選用A類試紙3張、B類試紙3張，共6張；于直升機尾梁4框和尾梁5框之間布置溫度試紙，選用A類試紙和B類試紙各一張；于直升機尾梁5框和尾梁6框之間的整流罩處，每隔5 cm布置一個測溫試紙，選用A類試紙6張，B類試紙20張，共26張；與尾梁5框和尾梁6框之間的尾梁處，每隔10 cm布置一個測溫試紙，選用A類試紙10張，B類試紙30張，共40張；于尾梁6框和尾梁7框之間的整流罩和尾梁處，每隔15 cm布置一個測溫試紙，其中在尾梁6框和尾梁7框之間的整流罩處選用C類和D類試紙各1張，在尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁處選用B類試紙25張、C類試紙25張，共50張；在尾梁5框和尾梁6框整流罩內(nèi)側(cè)與外側(cè)隔熱板表面布置測溫試紙，選用C類試紙2張、D類試紙2張，共4張。直升機尾梁兩側(cè)均沿用以上標準張貼溫度試紙。直升機左右兩側(cè)溫度試紙的具體布置情況如圖2所示。

5.4 實驗現(xiàn)場測點布置

實驗現(xiàn)場根據(jù)圖2中直升機左右兩側(cè)溫度試紙布置示意圖，為AC311型直升機進行測溫試紙的交叉張貼。使用從A類到D類的溫度試紙，對直升機尾梁附近大部分面積的溫度區(qū)間進行張貼覆蓋。

圖2 直升機左右兩側(cè)溫度試紙布置示意圖

直升機尾梁處溫度試紙的實際張貼情況如圖3和圖4所示。

圖3 溫度試紙實際布置圖（1）

圖4 溫度試紙實際布置圖（2）

6 飛行測試過程

本次實驗的飛行測試環(huán)節(jié)于2020年7月12日上午11點40分在呂蒙機場開始，至15點20分結(jié)束。其中，AC311型直升機按照計劃進行飛行實驗，于實驗期間共完成3個架次的飛行任務(wù)，并獲得如圖5和圖6所示的各位置溫度數(shù)據(jù)。其中，圓圈內(nèi)為160和190的數(shù)據(jù)表示處于隔熱瓦表面部分測溫試紙所測量溫度。實驗當(dāng)日呂梁機場的平均溫度為33.8℃。

經(jīng)過直升機完成懸停、側(cè)飛、后飛、爬升、加速和降落等流程的飛行實驗，得出如圖5和圖6中所示數(shù)據(jù)。其中，經(jīng)過160 min的飛行實驗后，尾梁4框溫度測紙顯示其表面溫度約為65~66℃；尾梁5框和尾梁6框之間尾梁溫度在76~104℃之間，該部分整流罩溫度則在77~96℃之間；尾梁6框和尾梁7框之間尾梁溫度在116~190℃之間，該部分整流罩外側(cè)隔熱板處溫度在160℃左右；尾梁7框處溫度則在49~62℃之間。

圖5 尾梁左側(cè)溫度分布

圖6 尾梁右側(cè)溫度分布

7 結(jié)論

經(jīng)過對AC311型直升機飛行過程中尾梁表面溫度的測量實驗，可得知AC311型直升機發(fā)動機的排氣溫度對其尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁及整流罩結(jié)構(gòu)影響較大，對尾梁6框和尾梁7框之間的尾梁和整流罩溫度影響最大。

綜上所述，在飛行過程中，直升機尾梁處部分區(qū)域溫度因受發(fā)動機排氣溫度影響而偏高，而為其增設(shè)隔熱板可有效緩解發(fā)動機排氣的高溫對尾梁結(jié)構(gòu)的影響。同時，發(fā)動機排氣對采用非蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的直升機的尾梁、整流罩、機身等其他部分的影響仍需進一步研究。