国外单将直升机气动干扰的研究概况

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1、第十五届 ( 工 9 9 9 年)全国直升机年会论文 国外单桨直升机气动干扰的研究概况 中国空气动力研究与发展中心庄开莲 摘要 本文介绍单桨直升机部件间存在的气动干扰、及其对直升机 性能、驾驶品质、 噪声等及部件设计的影响，为降低或消除不利 干扰，国外从 7 0年代初己开始致力于直升机气动干扰的系统研 究。通过多年研究，已建立了各种风洞实验及数值预估的方法。 为提高直升机性能，降低研制风险和成本，我们在研制武装直升 机时也必须开展直升机+扰空气动力学的研究 L 作 t 引言 现代直升机随着飞行速度的提高，桨盘载荷越来越大，造成旋翼尾流能级增大，使 其对机身等部件的干扰加大，从而导致需用功率的增

2、加，噪声、载荷畸变的加剧。为了 提高速度，降低生产成本，直升机的布局愈来愈紧凑，主桨更靠近机身及其它部件的表 面，这造成旋翼、机身及其它部件之间相互干扰加大，这包括由于机身存在，桨叶及尾 流通过时旋翼上扰动入流产生的定常、非定常效应，反过来主桨尾流又对尾梁、尾面、 尾桨产生影响。在低速时对直升机的振动、控制和噪声有大的影响。特别值得一提的是 处于尾 流影响区的 尾面，对旋翼尾流 几何参数非常敏感，尾 流会改 变尾面气流角，弓 起 整个机身力 矩变 化， 如果这些变化突 然发生或不可预测，则 对直 升机驾驶品 质产生大的 影响，这在多种型号 研制和试飞中都出 现过， 而且 尾流/ 尾面的千扰极复

3、杂，也必须 作 系统地实验研究。 掠地飞 行是直升机的一项士 要战术性 能指标， 在近地面 低速飞 行时，出现不利的气 动环境，所有的气流都起作用，并彼此相互影响，即相对风速、上桨尾流、尾桨尾流、 发 动机排气流、 地面气 流等同 地面的干扰。其主 要特征是地面涡， 地面涡的 强度、 大小 对直 升机操纵、 噪声、需用 功率、 机身力、力矩 等都有明 显影响， 所以在直升机 设计或 屹 行时都必须仔细计入在掠地飞行时地面涡的影响 直升机布局的 气动环境复杂， 所有ft 升机部件问都存在气动 干扰， 干扰空气动力学 儿乎与布局空气动力学同义，它是集旋翼空气动力学、机身、尾桨、动力装置空气动力 学

4、及其它与直升机相关的空气动力学于一体的学科。干扰现象与布局结构的几何参数、 部件间的物理关系，相对风速的大小和方向、旋翼下洗速度、旋翼及其它部件与地面的 一2 2 7 ，leeeeweeewees.J门工Jee一， 接 近度等相 关，当 然这些又与绕直升 机流场的 不规则性，包括 诸如气流万ij ,万尚达、 流 场畸 变、涡 / 表面碰撞、 尾流冲击或邻近流间的不稳 定性相关。 干扰空气动力学现象错综复杂、在直升机设计或再设计之前必须予以充分考虑，以 消 除或降 低不利影响。 早在7 0 年代初，波音公司为研究 和解决Y U H - 6 1 A 直升机在飞 行 实 脸中 遇到的几个气动问 题，

5、 开始对单桨 直升机千扰问 题进行了 全面系 统的 风洞实脸， 了解在尾梁附近旋具及桨毅的尾流结构，在掠地过渡飞行中地面涡形成机理，形式及与 桨毅、机身载荷的关系:桨叶通 过机身 表面时出 现的振动压力问题。 他们制定了 探索千 扰现象和消除有害影响的实验计 划， 从 1 9 7 1 - 1 9 7 7 年在 波音2 0 英尺V / S T O L 风洞中 进 行大规模实验研究。 用风洞实验 数据来解决 和分析飞行中出 现的问题，以 后又借助风润 实验数据对直升机气动干扰机理 作深入研究。 之后美陆军研究办公室也集中 对尾桨、 立 尾、主桨的干扰作了 实验研究。 8 0 年代后期西欧四国成立直

6、升 机干 扰空 气动力学联合研 究组，建立计算气动干扰的程 序，并 在风洞中 进行实验，以 验证计算 程序的 正确性. 较 典型的是美国空军飞行动力学部 和N A S A 兰利中心 研制的 旋冀一 尾流一 机身 ( R W F ) 计算程 序 和C o n t i n u u m D y n a m i c s , I n c 研 制的 计 算 前飞 和 声 学 分 析( R o t o r C R A T ) 的 程序 与 机身计算程序相祸合来计算干 扰， 法国O N E R A 建立了 机身一 旋翼 干扰程序 ( P E I R F )。为 比较验证这些计算的正确性，联 合在O N E R

7、 A 风洞 ( S 2 C h ) 进行实验比 较。 此外， 根据在 设计、试飞中遇到具体问题，也 不断 进行风洞实验， 来探索解决干 扰问 题， 如R A H - 6 6 直升机在试飞中出现T 尾面 振动问 题， E H I 0 1 和A H - 6 4 平尾设计问题等，都通过 气动干 扰风洞实验予以解决。 我国 武装直升机的研制工作正处于设 计阶 段。 为提高 作战性能，降低研 制成本，设 计出更紧凑合理布局的 直升 机， 有必要在早期对气动干扰问题 作详细的 风洞实验和计算 预估 研究，预测干扰 特性，确 保在设 计、 研制初期作有效的气 动设计， 而不致在研制后 或试飞中发现干扰问题而

8、耗费更多的经费和时间。 2 干扰的分类 单桨直升机所有部件间都有 气动干 扰。 其干扰严重程度取决于部件的 接近度， 它们 的 相对位置、形 状及尾流能 级。 千扰空气动力学可 看作空 气动力学部件与流体轨迹或界 面的 精合。为了能以 综合地、 相关的方式来考 虑直升机的 气动千扰问题，文献 1 给出 如图1 所示的干 扰框图。图中 垂直虚线表示与 悬停或低速前飞 相关的干扰，而水平线 表 示前飞时与 尾流相关的干扰， 当然这些都直 接与 相对来流的荃本流动。即主桨 尾流伴随 祸的复杂形状、尾桨下洗、发动机排气流及地面祸等相关。 一2 2一 !|J月 根据系统框图概念，按统一原则将干扰分为四大

9、类，使其容易解决在任何一设计阶 段出 现的许多或不同的干扰问 题。在对 任何 一具体问 题作分析和实 验时，都必 须考虑 相 关的问 题。 这样对一个问 题解决后，不 会在 另一处产生新问题。 气动干扰及相关问题分类如下: ( 1) 下洗类: ( 尾流冲击) 旋翼 / 机身/ 桨 毅/ 尾面干 扰: 将影响 尾面的平衡载荷， 气流迎角: 尾桨/ 立 尾载 荷的 分配:尾面压力载荷突变。 动力装置/ 尾面干扰:产生排气一 诱导突变载荷。 机身/ 尾面干扰、产生尾桨诱导上洗反冲力。 ( 2 )局部类: ( 邻近部件间的干扰) 旋翼/ 机身:产生机身表面振动压力 机身/ 旋翼:产生桨叶 振动应力:

10、驱动系统的振动扭 矩;桨 毅振动载荷;需 用功率 增大。 旋冀 广 桨毅/ 整流翠/ 机身: 桨毅阻力。 旋冀 / 短舱/ 机身: 发动机进气 流变 化 主 桨/ 立尾/ 尾桨: 不利的立尾 载荷: 尾桨气流堵塞; 低速颇振 主桨/ 尾桨:推力畸 变:需 用功率增大。 ( 3) 近地面类 ( 地面涡 和地面影响) 旋冀 / 地面:桨叶振动 载荷: 配平功率和桨毅载荷急 剧变化;非定 常载荷使驾驶员 工作负荷加大;尘埃吸入、带走碎石、噪声级增加。 旋具/ 机身/ 地面: 机身下洗载 荷; 机身配平 力矩急速变化;机身脉动载荷;低空速 测量;冷却空气利用率，武器 发射: 驾驶员负荷增大。 旋翼/

11、动力 装置/ 地面:引起排 气再 吸入:冷 却空气利用率变化;沙尘、碎石吸入; 发动机喘振。 旋翼/ 安定面/ 地面:后飞安定面载荷和气流角快速变化。 尾桨/ 主桨/ 地面: 需用功率增加;后飞时出 现几 种非 定常干扰; 尾桨桨叶与地面涡 相互千扰。 ( 4) 外部干扰类 反 射下 洗和地面涡的影响) 直 升机/ 直升机:载荷 突变 直升机/ 障碍物:载荷突变 直升机/ 人员:地面风 上 述分类为 我们提供了 评估，掌握在设计研 制中、实 验和飞行试验中. 干扰空气动 力学的清单，为进一步了解和更有效地解决干扰问题提供了一种手段。 2 2 9 头涵 3 几种主 要干扰问 题的研究 概况 从前

12、述单桨直升机空气动力学干 扰的 分类及出现问题看出， 尽管相关问 题数量很 多，但它们都是类似参数的函 数。 任何一具体问题的分析和 实验都将需要考虑相关的问 题.这样对一个问题作解答后， 不会在另一 处再产生新问题。 通过对气动干扰的 实验研 究，可以得到一些产生有利影响的 变量， 从而得到较有利的系统设计。 干扰问 题研究， 通常采用风洞实验和数 值模 拟两 种方法。 风洞实验主要测量机身及 其部件表面的定常、非定常压力、桨叶的 振动、 应力的变化，旋翼的流场、 尾流几何参 数及直升机总的和各部分的气 动载 荷。 所采 用测量仪器一般为风洞中常用的 天平、压力 传感器;速度场及尾流几何参数

13、 测量采用 烟流显 示、阴 影法、热线风速仪、激光测速仪 等。 3 . I 旋 理一 机身干扰 旋其一 机身相互干扰对直升机的设计和再设计 十分重要。 旋翼对机身影响主要表现 在:引 起机身 表面定常和非定常气动载荷的 变化; 主桨尾流极大改变了 在确定飞行条件 下的尾桨载荷; 在武装直升机设计中要求旋翼与 座舱盖 之间间 隙小。 这就可能对座舱盖 表面产生很大的 非定常压力:由 于尾流对尾面 影响 使机身 平衡发生变化。 机身 对旋冀影 响表现在:由 于机身改变桨盘载荷和尾流强 度，从而改 变旋具 入流，反 过来又改变了 系 统振动的 激励和响应; 改变飞行条件和平衡 及旋月的声 压辐射.

14、对于旋具一 机身干扰， 无论是风洞实验 还是数 值计算都已 作了 大盆研究. 在?7 0 年 代 初， 波音公司 为解决Y U H - 6 1 A 在飞行中遇到的气动千 扰问 题， 在2 0 英尺V / S T O L 风洞中 全面系 统地研究了 气动千扰问 题，其中旋冀一 机身千扰占 有相当 比重，在风洞中的安装 见图2 .测盆了不同 旋共 一 机身间隙下， 机身、 尾面的 压力变化、桨叶弦向、挥舞、扭转 力 矩的 变化， 及在不同 前飞 速，爬升率、桨盘载 荷下表面 压力 变化。图3 示出 旋具离度 变化引 起尾面压力变化。 通过这些实验，确定了 一些不 利干扰的 趋势， 但要建立预测这

15、些影响的数学 模型， 还必须建 立可靠的分析 方法和实验技术。 这m 要直升 机界共同 努力， 宜至去年波音公司 还在致力 于旋具一 机身 干扰影响 的研究。 1 9 9 0 年欧洲几国实 施了 直升机干扰空气动力学研究和计算 ( S C I A )的合 作计 划，发 展预测复杂旋翼一 机身干 扰问题的数 值计算方法， 提供直升机设计阶段使用 ( 预测全机 性能载荷， 减少需用功率. 预测旋翼尾流， 进行 桨涡干 扰和噪声分析， 减少振动等. 由法国O N E R A 建立一套计算旋翼一 机 身干扰的 程序。为了比较分析预测方法的正 确性， 欧洲和美国开展了合作研究，在合作期间共享 在O N

16、E R A S 2 c h 风洞中 带动力旋皿实验的 数 据。 一2 3 0 一 3 . 2 旋双一 地面干扰 旋具 她面干扰主要出 现在掠地飞行，离 地面0 . 5 d 和飞 行速度为0 5 0 海里区域。 掠地飞行气动环境中，主要影响因素是地面涡。在直升机设计和飞行试验中，需要仔细 考虑。为了解、预测、模拟地面涡影响，须对地面涡的动态结构、位置变化及其对直升 机各部件的影响作综合测 量。 直升机近地飞行时气动 特性十分复 杂， 所有主要的 气流都起作用， 并彼此相互作用， 即相对风速、主桨尾流、尾桨尾流、发动机排气、地面流等与地面的干扰。地面涡可通 过烟流显示观察得到，由显 示轨迹看在旋翼高度比h ,/ r = 0 . 4 8 和1 . 0 时 地面涡 流态， 可 见地面祸的水平位置随风速有大的变化，但涡心并不随旋翼高度变化，都大致在地板高 度的加% 处。图3 是非定常 状态 卜 ， 理想化的地面涡 流动图，由图 可见， 入流在所有方 向 都 是 随 抓 脉 动 的 。 当 地 面 涡 进 入 与 旋 翼 并 在 旋 翼 下 方 穿 过 时 ， 旋