摘要
直升机高原重载快速飞行时,旋翼处于大总距状态,更易发生旋翼失速,导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题,本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中,性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标,对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视,但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型,并据此计算了桨叶动态气动力矩系数Cm随单位实度拉力系数CT/σ的变化曲线。以Cm突增作为旋翼失速基本判据,分析不同前进比下Cm突增点,形成旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数CT/σ包线,以此作为旋翼高原气动设计边界之一。运用该方法设计的AC313大型民用直升机的理论分析和试飞结果均表明,该设计可极大地减少旋翼在高原典型飞行剖面发生旋翼失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加操纵系统使用寿命,提升飞行舒适性,很大程度上保证了飞行安全,在直升机的全生命周期使用中作用积极。
我国地理环境复杂,自西向东呈现“三阶梯”分布特征,其中第一阶梯是以青藏高原为主,平均海拔超过4 000 m,占国土面积1/4,被称为“世界屋脊”“飞行禁区”。复杂的高原地理和气象环境使得该区域的人员/物资运输、搜索救援、医疗救护、消防灭火等异常困难。直升机具有垂直起降、空中悬停、近地机动等显著特点,特别适合在野外复杂山区作业,是应急救援和国防建设不可替代的航空装备。
高原空气稀薄,从海平面到4 500 m高原,发动机功率下降约40%。要实现高原重载飞行,这种功率损失需要更为高效的旋翼气动设计来尽可能地弥补。同时,空气稀薄导致雷诺数低,给旋翼的悬停效率带来同样的负面影响。二者叠加,使得如何设计高效气动布局旋翼成为高原直升机气动设计领域的关键核心问题,也成为国内外诸多学者关注的重点。例如,为提升旋翼气动性能,直升机界针对旋翼专用翼型做了深入的理论分析和大量的风洞试验,发展了多种翼型优化算
伴随旋翼桨叶专用翼型的不断升级以及旋翼气动布局的不断优化,旋翼的性能得到了显著提升,但与此同时桨叶专用翼型的气动力矩系数相较于早期的对称翼型也在变大,优化后的旋翼桨叶铰链力矩不断增大,造成旋翼操纵系统所承受的载荷不断加大,给操纵系统的研制带来一定的困
特别地,针对高原环境,由于空气稀薄,旋翼一般工作在大总距、大拉力系数状态,此时,在研究旋翼桨叶铰链力矩时,除了关注一般工况下桨叶铰链力矩的大小之外,更要关注旋翼可能产生的失速行为给桨叶铰链力矩带来的影响。直升机高原、高速、大重量飞行时,旋翼后行桨叶气动迎角增大,均可能产生局部失速,而一旦出现失速,旋翼桨叶动载荷会大幅增大,桨叶铰链力矩也会急剧增加,从而导致整个旋翼操纵系统载荷急剧上升,承受大载
为此,本文重点分析桨叶铰链力矩随旋翼拉力系数变化,探寻旋翼失速判据,获取旋翼发生失速的临界点,构建旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线,并依据此包线,提出基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法,为高原直升机的旋翼设计提供参考。
长期以来,基于弥补发动机高原功率损失的考虑,高原直升机旋翼总体参数设计主要从保证高原飞行性能(特别是高原悬停性能)和降低直升机空机重量出发(为了进一步提升高原商载),将旋翼参数的优化分为过载能力设计,以及直径和桨尖速度设计两个阶段,分别建立空机重量、典型任务性能和旋翼过载能力的综合分析模型,然后进行综合优化设计。
首先,对于旋翼过载能力,通过设计经验和已有直升机型号的类比等手段,确定高原直升机旋翼的单位实度最大拉力系数,保证设计参数的准确性和合理性。此时,可由最大起飞重量、旋翼直径和桨尖速度求得满足全机过载能力要求的对应桨叶弦长,从而将旋翼总体参数由旋翼直径、桨尖速度和桨叶弦长,转化为旋翼直径、桨尖速度和过载能力。之所以进行这个修改,是因为过载能力由计算得到,该过载能力代表了旋翼单位面积桨叶的拉力系数,与旋翼特征剖面的升力系数成正比,进而可确定旋翼特征剖面翼型的工作点。不同的旋翼直径和桨尖速度设计虽然会改变旋翼的拉力⁃功率特性,但只要其过载能力相同,旋翼特征剖面翼型的工作点就是一样的。而对于给定的翼型,存在升阻比特性最佳的工作点,将旋翼特征剖面翼型的工作点配置在该最佳工作点附近,即可获得最佳性能,从而提前完成旋翼的过载能力优化,将旋翼的3个参数优化问题减少为2个参数优化问题。
对于民用直升机而言,满足适航条款要求的过载系数为不小于2.0g。而在我国,受到高原环境影响,特别是对超过4 500 m的高原地区任务能力的苛刻要求,旋翼过载能力可选范围一般为2.4g~2.7g。旋翼过载能力的选取,一方面需折中平原和高原任务的最优过载能力,同时需考虑尽可能小的过载能力可以有效降低结构重量。因此,根据4 500 m高原地区有效载荷要求,对于机动性要求不高的大型运输直升机,可以选取的过载能力约为2.4g,从而在满足有效载荷要求的前提下尽量减少空机重量,突出高原使用特点并兼顾平原使用要求。
对于旋翼直径和桨尖速度,基于旋翼过载能力优化结果,可以对整个设计空间内的旋翼直径和桨尖速度进行耦合分析。其中对于桨尖速度的选取,重点要考虑大速度飞行时前行桨叶激波和噪声的影响。
以上设计思路充分考虑了直升机的性能、噪声、空机重量控制等要求,然而却忽视了一个重要的问题,即高原使用条件下,直升机旋翼在大总距(大拉力系数)、大前进比飞行时的旋翼失速问题。
在我国,特别针对高原使用的直升机,需要根据基本的旋翼气动设计方案和型号设计经验、数值模拟或风洞试验数据等,确定旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数CT/σ随着前进比μ变化包线(

图1 旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数CT/σ包线
Fig.1 CT/σ envelope of rotor stall load divergence
众所周知,高原一旦出现旋翼失速载荷发散,对整个直升机的研制是一个致命的影响。如果补充考虑旋翼高原载荷发散的影响,旋翼过载能力则不是仅仅为控制空机重量而选择较小的2.4g,而应该在2.4g~2.7g旋翼过载系数的选取范围内,选择更大的。
此刻面临的问题是,在直升机方案设计阶段,如何获得
桨叶铰链力矩通过变距摇臂转变成作用于旋翼拉杆上的轴向力,拉杆轴向力作用在自动倾斜器上,再通过与自动倾斜器相连接的部件传递至机身和相连的操纵机构上。桨叶铰链力矩由桨叶的气动铰链力矩、惯性铰链力矩、变距轴承铰链力矩等力矩组成。其中,动态的气动铰链力矩、惯性铰链力矩以及轴承铰链力矩计算式如下
(1) |
(2) |
(3) |
式中:为桨叶动态铰链气动力矩;为空气密度;为桨叶弦长;为旋翼半径;为桨尖速度;为整片桨叶的气动力矩系数;为桨叶动态惯性铰链力矩;为桨叶的极惯矩;、为桨叶惯性矩;为旋翼转速;、为一阶变距角位移;、为一阶挥舞角位移;、为二阶挥舞角位移;为桨叶变距轴承动态铰链力矩;为变距轴承动态旋转刚度。
一般情况下,当旋翼进入失速状态时,旋翼非定常气动环境恶化,桨叶的动载荷大幅增加,作用在桨叶上的动态气动力矩迅速增大,导致桨叶铰链力矩突增,传递到机身和操纵机构的动载荷加大,造成驾驶杆抖动和直升机非常规振动,同时非定常的气动载荷加剧,还会诱发额外的旋翼动力学问
当然,直升机在一些特殊机动飞行状态时,如大过载的俯冲拉起,也会进入瞬时的失速状态,但这种特殊的飞行状态从直升机全生命周期来看,时间占比非常小,并不影响使用。但若在直升机典型任务飞行状态,如运输型直升机远航运输,经常出现旋翼失速,则不仅给飞行员带来极为不适的体验感,也给飞行安全造成威胁。因此,在直升机旋翼设计中,需将避免旋翼在常用工况飞行时出现失速作为重要约束条件,特别是针对高原直升机,因空气密度下降,拉力系数增大,旋翼经常工作在大总距状态下,更易进入失速状态,更加需要将避免旋翼失速作为高原直升机设计的强约束条件。
尽管国内外对旋翼失速进行了大量的研

图2 旋翼失速时桨叶动态铰链力矩变化趋势
Fig.2 Trend of dynamic hinge moment change of blade during rotor stall
桨叶动态铰链力矩虽由桨叶动态气动铰链力矩、轴承力矩、桨叶惯性力矩等多项力矩组成,但主要来自动态气动铰链力矩,故而本文从旋翼气动设计的角度出发,重点分析研究桨叶动态气动铰链力矩。
旋翼桨叶铰链力矩随CT/σ的变化趋势虽然可以作为旋翼是否发生失速的判据,然而在直升机型号设计初期,在没有针对全新旋翼试验数据支撑的条件下,获得这样的曲线是困难的,只能采用数值计算的方法。
鉴于旋翼铰链力矩影响因素的复杂性,涉及多专业的耦合问题,所以需要先建立多专业耦合的旋翼动力学模型,主要包括桨叶弹性、惯性和气动3部分。按照Hamilton原理,旋翼动力学模型考虑了旋翼结构、运动、气动等方面的强非线性影响,建立基于广义力形式的桨叶方程
(4) |
式中T、U和W分别为动能、应变能和外力所做的功。其中
(5) |
(6) |
(7) |
式中:为广义坐标矩阵;为形函数矩阵;为质量力矩阵;为表面力矩阵;为离散力矩阵;为材料密度矩阵;为重力加速度;为单位几何矩阵;为单位弹性矩阵。
外部气动力是外力所用功的动力来源之一。采用Leishman⁃Beddoes模
桨叶动态气动力矩计算式如下
(8) |
式中:为桨叶剖面的来流速度;为剖面翼型气动力矩系数,由气动模型计算所得或者采用翼型风洞试验数据。
为便于对比分析,下文采用
(9) |
采用上述物理模型,

图3 不同前进比时的桨叶动态气动力矩系数
Fig.3 Dynamic aerodynamic moment coefficients of blade at different advance ratios
物理量 | 数值 |
---|---|
旋翼直径/m | 4 |
旋翼片数 | 6 |
桨叶弦长/m | 0.122 |
桨尖速度/(m· | 210 |

图4 模型旋翼桨叶示意图
Fig.4 Schematic diagram of model rotor blade
从
同时
采用上述物理模型,计算并得到如

图5 不同前进比时的桨叶动态气动力矩系数(本文模型)
Fig.5 Dynamic aerodynamic moment coefficients of blade at different advance ratios (The proposed model in the paper)
将

图6 旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线(模型旋翼)
Fig.6 CT/σ envelope of rotor stall load divergence (Model rotor)
直升机高原飞行过程中的旋翼失速载荷发散问题,可以通过高空转弯飞行加剧气动失速进行载荷测试研究。科研样机试飞中,在3 000 m高度大坡度转弯飞行时,飞行员反馈操纵负荷迅速增大,机身振动明显,捕捉到典型的铰链力矩激增、旋翼失速、载荷发散现象。

图7 科研样机旋翼失速时拉杆动载荷
Fig.7 Dynamic load on pitch link during rotor stall of prototype
针对该问题,通过上文的机理分析和数值计算可知,增加旋翼实度,降低CT/σ,使其回到

图8 含后缘边条桨叶示意图
Fig.8 Schematic diagram of blade with trailing edge tab
科研样机通过增加后缘边条的方式可以在一定程度上应对高空大坡度转弯飞行时旋翼失速问题,乃亡羊补牢的权宜之计。最好的方式是在旋翼气动设计之初,将直升机频繁在高空典型工况飞行时旋翼不失速这一要求作为旋翼总体参数和气动布局设计的约束之一。
为满足这一要求,首先需知晓旋翼失速的边界。可以在旋翼设计过程中,引入旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线作为设计边界之一,构建如

图9 高原直升机旋翼设计流程
Fig.9 Design process of plateau helicopter rotor
以AC313大型直升机的旋翼设计为例介绍基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计。AC313直升机作为一款13 t级大型多用途民用直升机,其一个重要目标是突破青藏高原运行难题,实现在海拔4 500 m起飞、5 500 m高度巡航的运输飞行任务。针对旋翼总体气动设计,引入了旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线,对典型高原飞行任务剖面的旋翼系统载荷实施重点控制。

图10 AC313旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线
Fig.10 CT/σ envelope of rotor stall load divergence of AC313 helicopter
试飞验证结果表明,AC313旋翼气动设计是成功的。AC313直升机在2010—2011年之间的青藏高原试飞过程中,海拔1 160 km从青海格尔木直飞西藏拉萨、登陆5 200 m珠峰大本营、飞越8 000 m高空,创造多项飞行记录,旋翼拉杆载荷及操纵系统载荷均未出现突增,机身未出现异常振动,验证了基于载荷发散控制旋翼高原气动设计方法的良好效果。
综上,本文提出的基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法,主要包含以下步骤:
(1)设计基本旋翼,构建旋翼动力学模型,计算桨叶动态气动力矩系数Cm随CT/σ的变化曲线,找到Cm快速增大点对应的CT/σ,作为旋翼失速基本判据。
(2)通过不同前进比下Cm突增点的选取,构建旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线。
(3)设计高原型直升机旋翼时,除将直升机的性能、噪声、空机重量控制等要求作为设计目标外,引入旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数包线作为设计边界。
经多轮设计迭代,最终确定旋翼总体参数及气动布局。
高原环境下空气稀薄,直升机重载快速飞行时,旋翼处于大总距,后行桨叶气动迎角增大,极易发生失速。一旦旋翼失速发生,桨叶铰链力矩将由失速前的缓慢增长突变为急剧增长,呈现发散之势,加大了操纵系统疲劳损伤。若旋翼失速进一步加剧,会增大机身振动幅值,舒适性不可接受,甚至威胁飞行安全。因此,在进行高原直升机旋翼总体参数设计时,除充分考虑直升机的性能、噪声、空机重量控制等要求外,还要着重考虑旋翼处于高原环境下的失速问题。
通过AC313直升机旋翼总体气动设计验证实践,形成了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。AC313直升机高原飞行实际情况以及理论分析表明,运用基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法,可控制旋翼在高空典型飞行剖面发生失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加了操纵系统使用寿命,提升了舒适性,很大程度上保证了飞行安全,对直升机全生命周期的高效舒适安全使用意义重大。
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