何龍，楊仕鵬，張衛(wèi)國，趙宇，王亮權(quán)

1.北京航空航天大學(xué)，北京 100191

2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000

直升機(jī)自誕生以來,以其突出的懸停、低空低速性能和良好的機(jī)動(dòng)性能,在軍民使用上都發(fā)揮了巨大作用。但是常規(guī)直升機(jī)由于受旋翼局部激波、氣流分離及槳盤前傾三個(gè)方面因素的限制,前飛速度難以進(jìn)一步突破。而高速性能對于直升機(jī)執(zhí)行戰(zhàn)場支援、搜救、運(yùn)輸?shù)热蝿?wù)卻非常重要。構(gòu)型創(chuàng)新是直升機(jī)突破速度限制實(shí)現(xiàn)高速飛行的主要途徑,縱觀國外研究發(fā)展的高速直升機(jī)構(gòu)型,大致分為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、共軸剛性旋翼高速直升機(jī),以及復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)等[1-5]。對比三種構(gòu)型,復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)飛行速度較快、運(yùn)載能力較強(qiáng)、研制周期短、研制成本較低,且保留了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)的絕大部分優(yōu)點(diǎn),在性能和經(jīng)濟(jì)性上有著巨大的優(yōu)勢[6]。

目前,國外研究中比較成功的復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)以X3、Racer為代表[7-9],而國內(nèi)針對復(fù)合式常規(guī)旋翼直升機(jī)的研究還停留在概念設(shè)計(jì)及數(shù)值模擬研究階段[10-13]。在直升機(jī)研制過程中,通常在風(fēng)洞中會(huì)對機(jī)身進(jìn)行測力試驗(yàn),得到一定迎角和側(cè)滑角范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。空客公司完成了X3構(gòu)型直升機(jī)全機(jī)組合干擾風(fēng)洞試驗(yàn),觀察到螺旋槳及機(jī)翼組合尾流對尾翼產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾影響[14]。E.Brouwers 等[15]對AH-64 改進(jìn)型直升機(jī)機(jī)身進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),對單獨(dú)機(jī)身與機(jī)身帶平尾等部件的氣動(dòng)特性進(jìn)行了對比分析。P.O.Bowles 等[16]完成了S-97 高速直升機(jī)機(jī)身風(fēng)洞試驗(yàn),獲得了機(jī)身縱向氣動(dòng)特性,并與計(jì)算流體力學(xué)（CFD）計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對比分析。龍海斌等[17]針對三種不同類型直升機(jī)的機(jī)身氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算分析,完成了風(fēng)洞試驗(yàn),并開展了相關(guān)性分析。

復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)是國內(nèi)外高速直升機(jī)重點(diǎn)發(fā)展的方向之一,而國內(nèi)通過風(fēng)洞試驗(yàn)對該構(gòu)型直升機(jī)氣動(dòng)特性的研究尚屬空白。本文針對某300kg復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī),設(shè)計(jì)加工了機(jī)身試驗(yàn)?zāi)Ｐ?通過風(fēng)洞試驗(yàn)測量了不同部件組合的氣動(dòng)數(shù)據(jù),獲得各部件氣動(dòng)性能和對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響,并建立了全機(jī)飛行力學(xué)模型,對不同飛行速度下的靜穩(wěn)定性進(jìn)行了分析。

1 機(jī)身氣動(dòng)布局

某復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)設(shè)計(jì)總質(zhì)量300kg,設(shè)計(jì)巡航速度180km/h,最大飛行速度240km/h,相較于同量級(jí)直升機(jī)飛行速度160km/h 明顯提升,理論外推至5t 級(jí)同構(gòu)型直升機(jī)最大飛行速度超過450km/h。該機(jī)采用單旋翼作為升力面和俯仰、滾轉(zhuǎn)操縱面,機(jī)翼作為輔助升力面；兩側(cè)螺旋槳作為前飛推力面及旋翼反扭矩、航向操縱面；安裝平垂尾,增加航向、俯仰靜穩(wěn)定性；安裝方向舵,增加冗余的航向操縱面。

1.1 機(jī)身外形

直升機(jī)機(jī)身阻力是飛行阻力的主要來源之一,降低機(jī)身阻力,有利于降低功率消耗,提高直升機(jī)前飛速度。在考慮機(jī)身結(jié)構(gòu)框架、發(fā)動(dòng)機(jī)、減速器、飛控硬件等部件布置情況下,機(jī)身外形采用流線型設(shè)計(jì),盡可能減少迎風(fēng)面積,降低機(jī)身阻力。機(jī)身上方設(shè)計(jì)整流罩,避免旋翼軸、自動(dòng)傾斜器等部件暴露在氣流中增大阻力；機(jī)身下方設(shè)計(jì)流線型過渡,在保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣和散熱的同時(shí)減少氣動(dòng)阻力。機(jī)身外形如圖1所示。

圖1 機(jī)身外形Fig.1 Fuselage shape

1.2 機(jī)翼

某復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼作為該構(gòu)型直升機(jī)的輔助升力面,在直升機(jī)巡航飛行時(shí),可以提供超過20%的升力,降低旋翼負(fù)載。在此基礎(chǔ)上,旋翼可以降低轉(zhuǎn)速,由機(jī)翼提供額外升力,突破前行槳葉槳尖馬赫數(shù)限制和避免后行槳葉氣流分離,實(shí)現(xiàn)高速飛行。為保證機(jī)翼在巡航速度下產(chǎn)生20%的升力,某復(fù)合式高速直升機(jī)的機(jī)翼安裝角為8°?？紤]到推力螺旋槳布置在機(jī)翼翼尖短艙后部,為避免由于旋翼揮舞及機(jī)翼受風(fēng)載產(chǎn)生擾度,導(dǎo)致旋翼打到螺旋槳,設(shè)計(jì)機(jī)翼下反角為13°。機(jī)翼翼尖有短艙,用于包裹側(cè)減速器等結(jié)構(gòu)件,降低氣動(dòng)阻力。機(jī)翼下方的翼型斜撐桿為機(jī)翼提供結(jié)構(gòu)剛度,避免在高飛行速度下機(jī)翼產(chǎn)生較大變形,采用翼型包裹可有效降低阻力。

1.3 H形平垂尾

平尾的主要作用是改善直升機(jī)的迎角靜穩(wěn)定性,優(yōu)良的尾翼設(shè)計(jì)可以使直升機(jī)具有良好的縱向通道穩(wěn)定性,而平尾的氣動(dòng)特性與位置的共同作用會(huì)影響直升機(jī)的力矩。平尾翼型采用NACA4412,反向安裝。

本文研究的復(fù)合式高速直升機(jī),懸停狀態(tài)下由左右兩個(gè)螺旋槳平衡反扭矩,隨著飛行速度逐漸增大,垂尾產(chǎn)生一定的側(cè)向力,可以平衡部分反扭矩。為了使該型機(jī)減少螺旋槳平衡反扭矩產(chǎn)生的功率消耗,從而獲得更大的前飛速度,設(shè)計(jì)要求巡航速度下垂尾產(chǎn)生的偏航力矩能夠平衡旋翼反扭矩。此外,垂尾還能改善直升機(jī)的航向穩(wěn)定性。該機(jī)垂尾分為垂直安定面和方向舵兩部分,垂尾位于水平尾面端部,左右各一個(gè)。垂尾翼型選擇NACA4412,安裝角為0°。H形平垂尾設(shè)計(jì)如圖2所示。

圖2 H形平垂尾Fig.2 H-shaped flat tail and vertical tail

2 風(fēng)洞試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

復(fù)合式高速直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)布局風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎脧?fù)合材料縮比模型,模型比例為1∶1.5,機(jī)身總長2m,機(jī)身模型最大橫截面積為0.36m2。機(jī)身模型由光機(jī)身、旋翼槳轂、機(jī)翼（含短艙）、起落架、平尾、垂尾等可拆卸部件組成。機(jī)翼及下?lián)螚U通過根部螺栓與機(jī)身連接,并通過配打銷孔進(jìn)行定位。槳轂底部采用法蘭結(jié)構(gòu)進(jìn)行固定,槳轂與整流罩可一同拆卸,方便開展支架扣除試驗(yàn)。起落架采用一體成形,通過螺釘與機(jī)身骨架固定,機(jī)腹處設(shè)計(jì)有拆裝蓋板,方便起落架拆裝。平尾通過定位銷及螺釘與機(jī)身尾梁骨架平面相連,垂尾則采用L 形支架與平尾連接。機(jī)身試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)圖如圖3所示。

2.2 試驗(yàn)裝置

圖3 機(jī)身試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)Fig.3 Fuselage test model design

試驗(yàn)風(fēng)洞為中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的4m×3m風(fēng)洞,試驗(yàn)段長8m、寬4m、高3m,橫截面為切角矩形,試驗(yàn)段中心截面有效面積為10.72m2,空風(fēng)洞最大穩(wěn)定風(fēng)速為106m/s,最小穩(wěn)定風(fēng)速為10m/s,氣流湍流度為0.12%。

模型支撐裝置為單點(diǎn)式腹撐支撐裝置,與六分量機(jī)械應(yīng)變天平連接。單點(diǎn)式腹撐支撐裝置的迎角變化方式為:驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)迎角機(jī)構(gòu)的蝸輪蝸桿機(jī)構(gòu),從而帶動(dòng)叉形支桿的迎角搖臂轉(zhuǎn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)模型迎角變化；側(cè)滑角變化方式為:驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)天平β機(jī)構(gòu),從而帶動(dòng)固定于天平龍門架上的支撐裝置轉(zhuǎn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)模型的側(cè)滑角變化。試驗(yàn)采用六分量機(jī)械應(yīng)變天平測量模型氣動(dòng)載荷,使用LSRP90迎角傳感器實(shí)時(shí)測量模型迎角。風(fēng)洞試驗(yàn)照片如圖4所示。

圖4 風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.4 Wind tunnel test photo

2.3 試驗(yàn)內(nèi)容

風(fēng)洞試驗(yàn)的主要內(nèi)容是測量全機(jī)模型在不同迎角、側(cè)滑角條件下的氣動(dòng)力、力矩特性及縱、橫向靜導(dǎo)數(shù),通過移除槳轂、機(jī)翼、平尾、垂尾等氣動(dòng)部件進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn),測量不同機(jī)身組合狀態(tài)的氣動(dòng)數(shù)據(jù),獲得單獨(dú)氣動(dòng)部件的氣動(dòng)特性,縱向試驗(yàn)迎角范圍為-20°～20°,橫向試驗(yàn)側(cè)滑角范圍為-30°～30°,試驗(yàn)風(fēng)速為60m/s。為了扣除支架干擾,除進(jìn)行模型試驗(yàn)外,還要進(jìn)行兩步輔助試驗(yàn),即模型反裝試驗(yàn)及模型反裝鏡像支架試驗(yàn)。

2.4 數(shù)據(jù)處理

試驗(yàn)時(shí),采用機(jī)械天平測量機(jī)身模型的升力、阻力、側(cè)向力、俯仰力矩、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩,同時(shí)采集α角、β角以及動(dòng)壓值。機(jī)身模型的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩經(jīng)量綱一化、扣支架干擾、阻塞修正、參考重心轉(zhuǎn)換等過程處理成6個(gè)氣動(dòng)力系數(shù)。其中量綱一計(jì)算時(shí)采用試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥畲髾M截面積作為參考面積,試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂傞L作為參考長度。為方便進(jìn)行機(jī)身氣動(dòng)力分析,本文試驗(yàn)中升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、俯仰力矩系數(shù)CMa為風(fēng)軸系數(shù)據(jù),側(cè)向力系數(shù)CY、偏航力矩系數(shù)Cn、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl為體軸系數(shù)據(jù)。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1 全機(jī)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果

全機(jī)縱向氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果（β=0°）和橫向氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果（α=0°）如圖5和圖6所示,圖中圓點(diǎn)為試驗(yàn)點(diǎn)結(jié)果,實(shí)線為擬合曲線。全機(jī)升力系數(shù)CL隨迎角逐漸增大,線性段內(nèi)=0.098、α＞2°時(shí)升力系數(shù)曲線斜率明顯降低,這是由于機(jī)翼安裝角為8°,隨著迎角增大,機(jī)翼迎角超過臨界迎角逐漸失速。α=0°、β=0°時(shí),全機(jī)阻力最小CDmin= 0.256。由于機(jī)身布局（除垂尾外）為對稱結(jié)構(gòu),側(cè)滑角β對稱時(shí),其阻力系數(shù)近似相等。橫向試驗(yàn)結(jié)果顯示,側(cè)向力導(dǎo)數(shù)=-0.037,偏航力矩導(dǎo)數(shù)=0.006。β=0°時(shí),CY=0.039,Cn=-0.034,這是由于垂尾翼型為非對稱翼型,垂尾安裝角為0°時(shí)仍會(huì)產(chǎn)生一定側(cè)向力。

3.2 部件氣動(dòng)性能試驗(yàn)結(jié)果

全機(jī)、去平垂尾、去機(jī)翼、去槳轂、去起落架橫向試驗(yàn)結(jié)果（α=0°）如圖7 所示,通過對比獲得了平垂尾、機(jī)翼、槳轂、起落架的阻力特性,如圖8所示,圖中點(diǎn)標(biāo)記為試驗(yàn)點(diǎn)結(jié)果,實(shí)線為擬合曲線。β=0°時(shí),全機(jī)阻力系數(shù)為0.259；平垂尾阻力系數(shù)為0.007,占全機(jī)阻力的2.8%；機(jī)翼阻力系數(shù)為0.072,占全機(jī)阻力的27.8%；槳轂阻力系數(shù)為0.068,占全機(jī)阻力的26.3%；起落架阻力系數(shù)為0.034,占全機(jī)阻力的13%。

圖5 全機(jī)縱向氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 The test results of longitudinal aerodynamic characteristics of the whole fuselage

全機(jī)、去平垂尾、去機(jī)翼縱向試驗(yàn)結(jié)果對比如圖9 所示,圖中點(diǎn)標(biāo)記為試驗(yàn)點(diǎn)結(jié)果,實(shí)線為擬合曲線?？梢钥闯?相較于全機(jī)（平尾反裝）,去平垂尾狀態(tài)α＜8°前CL增大,線性段降低為0.081；a=0.004,符號(hào)與全機(jī)狀態(tài)相反,說明平尾保證了機(jī)身迎角穩(wěn)定性。去機(jī)翼后,機(jī)身升力大幅降低,CaL降低為0.026,說明機(jī)翼是機(jī)身的主要升力面。通過對比,獲得了機(jī)翼及平尾的氣動(dòng)特性,如圖10 所示?？梢园l(fā)現(xiàn),α=0°時(shí),機(jī)翼升力系數(shù)為0.61,復(fù)合式高速直升機(jī)水平飛行巡航速度下（180km/h）可產(chǎn)生約77kgf(770N)的升力,占該機(jī)總重力300kgf（3000N）的25.7%,滿足設(shè)計(jì)要求。

全機(jī)、去垂尾橫向試驗(yàn)結(jié)果對比如圖11所示,圖中點(diǎn)標(biāo)記為試驗(yàn)點(diǎn)結(jié)果,實(shí)線為擬合曲線?？梢钥闯?相較于全機(jī)狀態(tài),去垂尾后CβY降低為-0.188,Cβn= -0.004符號(hào)與全機(jī)狀態(tài)相反,說明垂尾為機(jī)身提供了一定的航向穩(wěn)定性。通過對比,獲得了垂尾的氣動(dòng)性能,如圖12 所示。β=0°時(shí),CY=0.059,Cn= -0.042,垂尾產(chǎn)生正的側(cè)向力和左偏偏航力矩,隨著風(fēng)速增大,可逐漸用于平衡右旋旋翼產(chǎn)生的反扭矩,從而減小左右螺旋槳差動(dòng)螺距。

圖6 全機(jī)橫向氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 The test results of lateral aerodynamic characteristics of the whole fuselage

圖7 全機(jī)、去平垂尾、去機(jī)翼、去槳轂、去起落架狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.7 Comparison of test results between the whole fuselage,removing flat tail and vertical tail, removing wing,removing hub and removing landing gear

3.3 全機(jī)靜穩(wěn)定性分析

圖8 各部件氣動(dòng)阻力Fig.8 Drag of flat tail and vertical tail, wing, hub and landing gear

圖9 全機(jī)、去平垂尾、去機(jī)翼狀態(tài)縱向試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.9 Comparison of longitudinal test results between the whole fuselage, removing flat tail and vertical tail, and removing wing

本文采用基于翼型C81數(shù)據(jù)標(biāo)的葉素理論建立旋翼氣動(dòng)力模型,采用Pitt-Peters 動(dòng)態(tài)入流模型建立旋翼入流模型,針對某300kg復(fù)合式高速直升機(jī)旋翼選用無鉸式旋翼,采用等效揮舞鉸揮舞約束剛度的方法建立槳葉剛性揮舞運(yùn)動(dòng)模型。螺旋槳槳葉氣動(dòng)力、誘導(dǎo)入流速度建模方法與旋翼一致,但螺旋槳槳葉相對剛硬,不存在周期變距,因此不考慮槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)。

圖10 機(jī)翼、平尾縱向氣動(dòng)特性Fig.10 Longitudinal aerodynamic characteristics of wing and flat tail

圖11 全機(jī)、去垂尾狀態(tài)橫向試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.11 Comparison of lateral test results betweem the whole fuse lage, removing flat tail and vertical tail, removing wing

圖12 垂尾氣動(dòng)特性Fig.12 Aerodynamic characteristics of vertical tail

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)得到的機(jī)身氣動(dòng)數(shù)據(jù),結(jié)合旋翼氣動(dòng)力模型和螺旋槳?dú)鈩?dòng)力模型,建立了全機(jī)飛行力學(xué)模型,對不同飛行速度下全機(jī)靜穩(wěn)定性進(jìn)行分析,結(jié)果如圖13 所示,圖中圓點(diǎn)為計(jì)算值,實(shí)線為擬合曲線?？梢园l(fā)現(xiàn),在不同飛行速度下直升機(jī)速度靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)ΔMz/ΔV>0,迎角靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)ΔMz/Δα<0,航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)ΔMy/Δβ>0,橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)ΔMx/Δβ<0,說明該機(jī)速度靜穩(wěn)定、迎角靜穩(wěn)定、航向靜穩(wěn)定、橫向靜穩(wěn)定。

4 結(jié)論

本文開展了某300kg復(fù)合式常規(guī)旋翼高速直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)布局風(fēng)洞試驗(yàn),經(jīng)分析可得到以下結(jié)論:

（1）機(jī)身具有良好的流線型外形,阻力系數(shù)較小,有利于實(shí)現(xiàn)該構(gòu)型直升機(jī)高速前飛。

（2）直升機(jī)水平飛行時(shí),巡航速度下機(jī)翼可提供約27%的升力,實(shí)現(xiàn)為旋翼卸載的目的；巡航速度下雙側(cè)垂尾可基本平衡旋翼反扭矩,可有效降低螺旋槳功率消耗。

（3）全機(jī)在不同速度下靜穩(wěn)定性良好,平尾和垂尾能改善直升機(jī)前飛時(shí)的迎角穩(wěn)定性和航向穩(wěn)定性。

圖13 全機(jī)靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig.13 Static stability derivative of whole helicopter