直升机飞行过渡速度现象研究

李冀鑫, 费景荣, 徐彦军

(海军航空兵学院 飞行理论系, 辽宁 葫芦岛 125001)



直升机飞行过渡速度现象研究

李冀鑫, 费景荣, 徐彦军

(海军航空兵学院 飞行理论系, 辽宁 葫芦岛 125001)

摘要:针对直升机飞行中通过过渡速度时产生的振动、抬头、偏转和倾斜等一系列现象,从旋翼动力学的角度进行了深入的研究,并且给出了系统的解释。首先,分析了旋翼尾涡对直升机状态的影响;然后,研究了桨涡干涉效应,发现桨涡干涉效应导致旋翼前行桨叶平均拉力增加、后行桨叶平均拉力减小,这是引起直升机抬头、倾斜和振动的根本原因;最后,研究了起飞和着陆中通过过渡速度时操纵对策的差异及其原因。

关键词:直升机; 过渡速度; 桨涡干涉效应

0引言

单旋翼直升机在起飞增速和着陆消速过程中的某一速度范围,会出现机体振动、抬头、偏转和倾斜等一系列的状态变化[1],称为过渡速度现象。这是单旋翼直升机在飞行中必然会遇到的空气动力学现象之一。深入研究过渡速度现象及其原因有利于飞行员从根本上掌握操纵对策,以保证飞行安全[2-3]。

文献[1]以飞行试验为基础,从地面效应和旋翼诱导速度分布的角度重点分析了过渡速度时的抖动(振动)现象，并给出了操纵建议。文献[4]分析了桨涡干扰噪声的产生机理与基本规律。但是到目前为止,有关文献对过渡速度现象的研究和解释仍没有形成系统的理论,尤其是对过渡速度阶段直升机产生“倾斜”现象的原因尚未有明确解释。为此,本文从旋翼尾涡和桨涡干涉角度研究了单旋翼直升机的过渡速度现象,并且进行了系统分析。

单旋翼直升机旋翼的旋转方向对其性能和操纵有重要影响。本文主要针对采用左旋旋翼的某型单旋翼直升机进行研究。所谓左旋旋翼就是用左手大拇指指向拉力方向,四指弯曲方向即旋翼旋转方向。直升机的左侧是前行桨叶,右侧是后行桨叶。

1旋翼尾涡对飞行的影响

根据叶素理论,旋翼桨叶在旋转过程中,由于上下表面压力差的存在,在桨尖处形成桨尖涡。桨尖涡随着旋翼滑流向下运动,形成旋翼尾涡。

在悬停状态,旋翼尾涡竖直向下运动,如图1所示[5]。当直升机以较大速度前飞时,旋翼尾涡转变为一平面涡系。当直升机处于过渡速度范围时,旋翼尾涡向后下方倾斜,把整个机身尾部笼罩在其作用范围之内,对机身尾部的垂直尾翼、水平尾翼的空气动力产生显著的影响。在过渡速度范围,旋翼尾涡会对直升机的飞行产生一些影响,主要体现在姿态变化上。

图1　旋翼尾涡的流态Fig.1　Flow state of rotor wake vortex

例如,某型直升机采用左旋旋翼,旋翼尾涡向下运动的同时,还有与旋翼旋转方向相同的旋转运动。当处于过渡速度时,旋翼尾涡在垂直尾翼上产生指向左侧(前行桨叶一侧)的侧力,该侧力使得直升机向右(后行桨叶一侧)偏转。同时,由于旋翼尾涡向下运动,在水平尾翼上产生向下的附加升力,形成直升机抬头的纵向力矩。这是在过渡速度直升机偏转和抬头的一个原因。

直升机在过渡速度范围内飞行时,旋翼尾涡对机身尾部的影响只能解释其偏转、抬头的现象,而不能有效地解释机体的振动和倾斜现象。实际上,振动和倾斜现象决定于直升机旋翼自身的空气动力特性,即桨涡干涉效应。

2桨涡干涉效应及其对飞行的影响

旋翼在旋转时,前面的桨叶产生一个桨叶涡,当后面的桨叶紧跟着转过来时,就要和这个涡相遇,并且对涡进行切割。那么涡流就会使得桨叶的空气动力产生突然的变化,这种现象就是桨涡干涉效应。

值得注意的是,桨涡干涉效应对于前行桨叶和后行桨叶的影响有所不同。

2.1桨涡干涉对前行桨叶的影响

旋翼前行桨叶相对气流从机身前方吹来,与飞行方向相反。如果前行桨叶遇到桨叶涡,就要对它进行切割,其空气动力就要受到影响。

在桨叶上表面,涡流方向和相对气流方向是一致的,即涡流在上表面对桨叶气流是加速作用,如图2所示。气流速度增加,压力就会相应降低,这是伯努利定理揭示的一个自然规律。但是在桨叶下表面,涡流方向和桨叶相对气流方向相反,即涡流在下表面对桨叶气流是减速作用。速度减小,压力就会相应增加。因此,前行桨叶上下表面的压力差就会增加,产生一个向上的附加拉力。当前行桨叶继续转动,脱离一个涡流时,这种桨涡干涉效应就会消失,附加拉力也随之消失。所以,前行桨叶每遇到一个桨叶涡,就产生一个拉力的突增。这种脉动性的拉力变化,通过桨毂传到机身上就会引起振动。此外,在前行桨叶一侧,其平均拉力是增大的。

图2　前行桨叶的桨涡干涉Fig.2　Vortex interference of front-going blade

2.2桨涡干涉对后行桨叶的影响

桨叶涡流对后行桨叶空气动力产生的影响与前行桨叶的情形有所不同。旋翼后行桨叶相对机身向后运动,相对气流和飞行方向相同,即桨叶相对气流从机身后方吹来。当后行桨叶遇到一个涡流时,就要对它进行切割,从而影响其空气动力。在后行桨叶上表面,桨叶的相对气流方向与涡流方向相反,即涡流在上表面对桨叶气流是减速作用,如图3所示。因此,上表面气流速度减小,压力有所增加。而在桨叶下表面,桨叶气流方向与涡流方向一致,即涡流在下表面对桨叶相对气流是加速作用。故下表面相对气流速度增加,压力略有减小。可见,在后行桨叶上产生一个向下的附加拉力。而且在后行桨叶一侧,其平均拉力是减小的。当后行桨叶脱离一个涡流的影响时,附加拉力就会消失。所以,后行桨叶也会形成一种脉动性的拉力变化,传递到机身上引起振动。

图3　后行桨叶的桨涡干涉Fig.3　Vortex interference of back-going blade

2.3桨涡干涉效应对旋翼椎体的影响

桨涡干涉效应使得旋翼前行桨叶的平均拉力增加,后行桨叶的平均拉力减小,这一特点对整个旋翼椎体的空气动力性能也有影响。

首先,由于前行桨叶平均拉力增加,后行桨叶平均拉力减小,旋翼椎体左右两侧的拉力不对称,使得旋翼椎体向后行桨叶一侧倾斜。对于采用左旋旋翼的某型直升机来说,就是向右倾斜。这就是在过渡速度来临时,直升机机体有倾斜现象的根本原因。

其次,桨叶拉力的变化会引起桨叶的挥舞运动,这是桨叶运动的特性之一。具体来说,前行桨叶由于拉力增加而向上挥舞,当前行桨叶运行到180°方位(直升机正前方)附近时,挥舞角达到最大。后行桨叶由于拉力减小而向下挥舞,当运行到0°方位(直升机正后方)附近时,挥舞角达到最小。如此一来,由于桨叶的挥舞,整个旋翼椎体向后倾斜,引起直升机上仰(抬头)。这就是直升机在过渡速度下机头上仰的主要原因。

可见,由于桨涡干涉效应,旋翼椎体既要向后行桨叶一侧倾斜,又要向后方倾斜,从而带动直升机机体也向相应的方向倾斜。对于左旋旋翼的某型直升机来说,就是向右后方倾斜;而对于右旋旋翼的直升机来说,就是向左后方倾斜。

3过渡速度现象的操纵对策

3.1基本操纵对策

在过渡速度飞行时,由于旋翼尾涡和旋翼桨涡干涉效应的作用,直升机会出现振动、抬头、倾斜和偏转现象。其中,倾斜和偏转的方向与旋翼的旋转方向有关,均指向后行桨叶一侧。即:对于左旋旋翼直升机为右倾斜和右偏转;而对于右旋旋翼则是左倾斜和左偏转。

由于机体的振动对结构有损伤,因此要尽快通过过渡速度,避免在过渡速度范围内长时间飞行。

直升机过渡速度的抬头现象,会引起飞行速度的异常变化。如果是在起飞增速时,则会影响增速效果;如果是在着陆消速时,则使得速度减小过快。因此,无论是起飞增速还是着陆消速,过渡速度来临时,要及时向前顶杆保持直升机俯仰姿态稳定,以使速度均匀变化。

3.2起飞中操纵对策特点

在起飞增速过程中,对于过渡速度现象中的偏转和倾斜,要杆舵一致地及时修正。

以左旋旋翼为例,过渡速度使得机体向右偏转和向右倾斜,要及时采取向左稍压杆和向左稍蹬舵(左杆左舵)的方法修正。飞行实践证明,在起飞增速过程中通过过渡速度时,“左杆左舵”的修正动作是明显的、完全正确的。

3.3着陆中操纵对策特点

在着陆消速阶段通过过渡速度时,修正操纵方法与起飞中有所不同。仍然以左旋旋翼的单旋翼直升机为例,在着陆阶段不但“左杆左舵”的修正操纵动作不明显,甚至需要“右杆右舵”的操纵才能保持直升机姿态稳定。

这种差异并不意味着着陆消速阶段的过渡速度现象出现了本质上的变化,而是由于其他因素起到了主要作用导致的。这个因素就是在着陆下滑中通过过渡速度时,直升机在第二速度范围内飞行,即飞行速度小于其经济速度。在第二速度范围内飞行的基本特征就是速度越小,所需功率越大。因此,在着陆消速时飞行员需要不断地上提总距杆以增加功率,而功率的增加会引起旋翼的反作用力矩变大,左旋旋翼的反作用力矩使得机体有向左偏转的趋势。该趋势必须得到平衡才能保持直升机航向稳定。

在着陆消速阶段,过渡速度现象使得机体右偏的力矩可以抵消一部分使直升机向左偏转的旋翼反作用力矩,而不足的部分则只能由飞行员蹬右舵弥补。如果飞行员蹬了右舵,单旋翼直升机的尾桨拉力(指向左侧)增大,为防止直升机向左侧偏移,必须稍向右压杆制止。这就是在着陆消速阶段通过过渡速度时,飞行员需要“右杆右舵”操纵的原因。

由此可见,在着陆消速阶段过渡速度产生的偏转和倾斜现象可以抵消一部分旋翼反作用力矩的影响,是有益的。

4结束语

过渡速度是单旋翼直升机起飞和着陆过程中必然经历的速度范围,深入研究过渡速度的现象及其原因对于保证飞行安全具有重要意义。本文从旋翼尾涡和桨涡干涉的角度出发,对过渡速度现象及其原因进行了深入细致的分析和研究,得到了一些有益的结论。

参考文献：

[1]孙宝珍.直升机过渡飞行时的飞行特点的探讨[J].飞行力学,1991,9(1):72-76.

[2]徐道琦.直升机飞行原理[M].葫芦岛:海军飞行学院出版社,2005:22-24.

[3]费景荣.共轴式直升机涡环状态特性有关问题分析[J].飞行力学,2014,32(4):356-359.

[4]邓景辉.直升机旋翼气动基础技术[M].北京:航空工业出版社,2013:290-292.

[5]王适存.直升机空气动力学[M].南京:南京航空学院,1985:106-107.

(编辑：方春玲)

Study of the helicopter flight transition velocity phenomena

LI Ji-xin, FEI Jing-rong, XU Yan-jun

(Department of Flight Theory, Navy Aviation Army College, Huludao 125001, China)

Abstract:As for the phenomena of vibration, nose-up pitch, yawing and rolling when helicopter flying through the transition velocity, this paper not only studies them from the view of rotor dynamics but also gives a system explanation. Firstly, the influence of the rotor wake on the helicopter condition is analyzed. Then, the effect of paddle and vortex is studied. And it is discovered that this effect makes the lift of the forward paddle increased and makes the lift of the backward paddle decreased. This is the basic cause for helicopter vibration, nose-up pitch, yawing and rolling. Lastly, the difference and cause of the controlling countermeasure used at the transition velocity in the takeoff and landing flight phase are studied.

Key words:helicopter; transition velocity; effect of paddle and vortex

中图分类号：V212.4

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)02-0075-03

作者简介:李冀鑫(1976-)，男，河北邢台人，副教授，博士，研究方向为飞行动力学与控制。

收稿日期:2015-08-05;

修订日期:2015-11-25; 网络出版时间:2016-01-10 14:13