旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)的升力面，其設(shè)計(jì)對直升機(jī)的飛行性能有著至關(guān)重要的影響。葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子性能有直接影響。 1948年，Gessow提出了理想負(fù)扭轉(zhuǎn)的概念。這種葉片扭轉(zhuǎn)分布可以使轉(zhuǎn)子在懸停和軸流狀態(tài)下的感應(yīng)速度沿葉尖平面均勻分布，從而使轉(zhuǎn)子的感應(yīng)功率最小化。受材料和制造工藝等因素的限制，早期直升機(jī)的旋翼槳葉大多采用無扭或簡單的線性負(fù)扭設(shè)計(jì)[1]。隨著材料、制造工藝等技術(shù)的進(jìn)步，轉(zhuǎn)子葉片可以實(shí)現(xiàn)更大的負(fù)扭轉(zhuǎn)角，使葉片的扭轉(zhuǎn)分布更接近理想的負(fù)扭轉(zhuǎn)。但在高速平飛時(shí)，槳葉從前區(qū)運(yùn)動(dòng)到后區(qū)時(shí)，過大的負(fù)扭轉(zhuǎn)導(dǎo)致槳葉彎曲，產(chǎn)生較大的振動(dòng)。葉片的動(dòng)應(yīng)力迅速增大[2]，對葉片產(chǎn)生影響。槳葉和拉桿的壽命以及直升機(jī)的振動(dòng)水平都會(huì)產(chǎn)生不利影響，這些都是強(qiáng)度設(shè)計(jì)中需要重點(diǎn)關(guān)注的方面。

直升機(jī)旋翼槳葉的轉(zhuǎn)角一般選擇在-8至-14范圍內(nèi)[3]。為了研究槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對旋翼性能的影響，本文基于FLIGHTLAB軟件，以帶有尾槳的輕型單旋翼直升機(jī)作為計(jì)算實(shí)例。在不改變轉(zhuǎn)子葉片平面幾何形狀和翼型分布的情況下，-10、-12、-14、-16和-18扭轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子葉片建立轉(zhuǎn)子計(jì)算模型。在海平面和國際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，通過計(jì)算懸停效率、平飛旋翼阻力、平飛升阻比、自旋升阻比，研究不同槳葉負(fù)扭曲對旋翼性能的影響。阻力比。同時(shí)，計(jì)算了葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子失速極限的影響。

計(jì)算表明，在懸停狀態(tài)、拉力系數(shù)大的情況下，葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)較大的旋翼具有較高的懸停效率；平飛狀態(tài)下，負(fù)槳葉扭轉(zhuǎn)影響旋翼最大平飛升阻比為-16。扭曲旋翼在平飛時(shí)具有最大升阻比；高速平飛時(shí)，平飛旋翼的升阻比隨著槳葉負(fù)扭曲的增大而增大，旋翼阻力功率隨著槳葉負(fù)扭曲的增大而減??；在自轉(zhuǎn)狀態(tài)下，葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)較小的旋翼具有較高的旋轉(zhuǎn)升阻比。另外，葉片的負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子的失速極限影響不大。

1 計(jì)算模型簡介

本文基于FLIGHTLAB軟件建立了尾槳單旋翼直升機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)計(jì)算模型。旋翼系統(tǒng)由4個(gè)剛性葉片組成。葉片翼型采用風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的翼型在不同馬赫數(shù)和攻角下的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)表。使用六態(tài)動(dòng)態(tài)流入模型來計(jì)算轉(zhuǎn)子感應(yīng)速度。機(jī)身為剛體，采用無動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)得到的不同攻角和側(cè)滑角下的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)表。尾槳系統(tǒng)是一個(gè)簡單的尾槳計(jì)算模型。動(dòng)力系統(tǒng)是理想的發(fā)動(dòng)機(jī)模型，不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)性能限制和傳動(dòng)系統(tǒng)扭矩限制。

2 研究方法

2.1 槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)

為了研究不同葉片負(fù)扭矩對轉(zhuǎn)子性能的影響，在不改變?nèi)~片平面幾何形狀和翼型分布的情況下，按比例縮放葉片扭矩分布來建立葉片扭矩。五種轉(zhuǎn)子型號(hào)分別為-10、-12、-14、-16和-18。葉片扭轉(zhuǎn)分布如圖1所示。

圖1 五種葉片的負(fù)扭矩分布

2.2 懸停狀態(tài)

對于懸停狀態(tài)，懸停效率是旋翼性能的重要指標(biāo)。在海平面、國際標(biāo)準(zhǔn)大氣、無地面效應(yīng)的條件下，對5個(gè)負(fù)扭葉片的孤立旋翼進(jìn)行懸停配平計(jì)算，得到懸停效率隨拉力變化的曲線。

2.3 平飛狀態(tài)

2.3.1 旋翼水平飛行升阻比

平飛升阻比是旋翼性能的另一個(gè)重要指標(biāo)。在海平面和國際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，給定飛機(jī)總重3600kg，對5種負(fù)扭旋翼直升機(jī)進(jìn)行全飛機(jī)水平飛行配平計(jì)算。配平速度范圍為10 節(jié)至170 節(jié)。得到了旋翼平飛升阻比和型阻。功率隨平飛速度變化曲線以及最大平飛升阻比與槳葉負(fù)扭的關(guān)系。水平飛行時(shí)旋翼升阻比[4]為：

其中，T為旋翼張力，TPP為旋翼尖端平面攻角，PMR為旋翼功率，V為直升機(jī)最前部的來流，W為整機(jī)重量。

2.3.2 轉(zhuǎn)子失速限制

在高速水平飛行期間，后槳葉將進(jìn)入失速范圍，導(dǎo)致旋翼承受高槳葉載荷、高控制載荷和高振動(dòng)[3]。圖2為-12槳葉扭轉(zhuǎn)旋翼在海平面、國際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、平飛速度140kt時(shí)的迎角分布計(jì)算結(jié)果：葉尖區(qū)域出現(xiàn)大迎角后葉片，轉(zhuǎn)子已經(jīng)受到失速的影響。

圖2 -12葉片扭轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子攻角分布（V=140kt）

求旋翼失速下限和失速上限對應(yīng)的前飛速度，其中為旋翼實(shí)度，CQ1為失速下限時(shí)的扭矩系數(shù)，CQ2為失速上限時(shí)的扭矩系數(shù)。攤位。

2.4 穩(wěn)定自轉(zhuǎn)狀態(tài)

當(dāng)直升機(jī)所有發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)，需要在著陸前保持較低的飛行速度和下降率，以確保安全著陸。自轉(zhuǎn)過程中向前飛行速度和下降率的比率用于定義升阻比[3]。根據(jù)該定義，在海平面和國際標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，飛機(jī)總重為3600kg，高、中、低三種旋翼轉(zhuǎn)速下，計(jì)算五槳負(fù)扭旋翼直升機(jī)的自轉(zhuǎn)配平，得到：得到自轉(zhuǎn)升阻比隨速度變化的曲線。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 懸停效率

圖3顯示了不同葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對隔離旋翼懸停性能的影響。當(dāng)拉力較小時(shí)，隨著槳葉負(fù)扭力的增大，旋翼懸停效率下降，下降幅度小于0.02。當(dāng)拉力較大時(shí)，隨著槳葉負(fù)扭矩的增大，旋翼的最大懸停效率增大。當(dāng)葉片扭轉(zhuǎn)為-18、拉力系數(shù)為0.0101時(shí)，旋翼最大懸停效率為0.837。

圖3 孤立轉(zhuǎn)子懸停效率

3.2 平飛升阻比與型阻功率

圖4顯示了不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對水平飛行中旋翼升阻比的影響。中小速度水平飛行時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對旋翼平飛升阻比影響不明顯；高速平飛時(shí)，平飛旋翼的升阻比隨著槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增大而增大。圖5所示為不同槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對旋翼最大水平飛行升阻比的影響。當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)從-10增大到-16時(shí)，旋翼最大水平飛行升阻比隨著負(fù)扭轉(zhuǎn)的增大而增大；當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)從-16增大到-18時(shí)，旋翼最大水平飛行升阻比隨著負(fù)扭轉(zhuǎn)的增大而增大。并減少。當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)為-16、前飛速度為140節(jié)時(shí)，旋翼最大前飛升阻比為11.13。圖6顯示了不同葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子型阻功率的影響。中小速度水平飛行時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對旋翼阻力影響不明顯；在高速水平飛行中，旋翼阻力隨著槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)的增加而顯著減小。

圖4 旋翼水平飛行升阻比

圖5 旋翼最大平飛升阻比與槳葉負(fù)扭關(guān)系

圖6 旋翼型式阻力功率隨平飛速度變化曲線

3.3 旋翼失速限制

圖7 顯示了葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子失速極限的影響。當(dāng)葉片扭轉(zhuǎn)在-10-16之間時(shí)，旋翼失速下限約為120kt。當(dāng)葉片扭轉(zhuǎn)為-18時(shí)，旋翼失速下限降低至116kt；當(dāng)葉片扭轉(zhuǎn)在-10和-18之間時(shí)，旋翼失速速度上限約為162kt。

圖7 葉片負(fù)扭轉(zhuǎn)對轉(zhuǎn)子失速極限的影響

3.4 自轉(zhuǎn)升阻比

圖8至圖10顯示了具有不同負(fù)葉片扭轉(zhuǎn)的旋翼對旋翼速度為320rpm、355rpm和395rpm時(shí)自轉(zhuǎn)升阻比的影響。最大旋轉(zhuǎn)升阻比隨著槳葉負(fù)扭的增大而減小，且減小的幅度越來越大。當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)為-10、飛行速度為100kt、轉(zhuǎn)速為320rpm時(shí)，旋翼最大旋轉(zhuǎn)升阻比為5.16。

圖8 旋轉(zhuǎn)升阻比（轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速320rpm）

圖9 旋轉(zhuǎn)升阻比（轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速355rpm）

圖10 旋轉(zhuǎn)升阻比（轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速390rpm）

4 結(jié)論

4.1 增大槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)可以提高直升機(jī)旋翼在高張力下的懸停效率，改善懸停性能。當(dāng)葉片扭轉(zhuǎn)為-18、拉力系數(shù)為0.0101時(shí)，旋翼最大懸停效率為0.837。

4.2 改變槳葉的負(fù)扭轉(zhuǎn)會(huì)影響旋翼的最大平飛升阻比。過度的負(fù)槳葉扭轉(zhuǎn)會(huì)降低旋翼的最大平飛升阻比。當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)為-16、前飛速度為140kt時(shí)，旋翼最大平飛升阻比為11.13。

4.3 高速水平飛行時(shí)，轉(zhuǎn)子阻力功率會(huì)隨著速度的增加而急劇增大。增加槳葉的負(fù)扭轉(zhuǎn)可以顯著降低旋翼高速平飛時(shí)的阻力。

4.4 水平飛行時(shí)，槳葉負(fù)扭轉(zhuǎn)對旋翼失速極限影響不明顯。

4.5 減小葉片的負(fù)扭轉(zhuǎn)將增大旋翼的最大旋轉(zhuǎn)升阻比。當(dāng)槳葉扭轉(zhuǎn)為-10、飛行速度為100kt、旋翼轉(zhuǎn)速為320rpm時(shí)，旋翼最大旋轉(zhuǎn)升阻比為5.16。

4.6-16槳葉扭轉(zhuǎn)旋翼具有最大平飛升阻比，懸停效率高，具有優(yōu)異的平飛性能和良好的懸停性能。雖然自轉(zhuǎn)狀態(tài)不是常用的飛行狀態(tài)，但-16槳葉扭轉(zhuǎn)旋翼可以保證令人滿意的自轉(zhuǎn)性能。因此，從氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能角度考慮，本文的直升機(jī)應(yīng)采用槳葉扭轉(zhuǎn)為-16的旋翼。

4.7 從強(qiáng)度設(shè)計(jì)角度看，槳葉負(fù)扭力過大會(huì)導(dǎo)致旋翼槳葉在高速飛行時(shí)產(chǎn)生較高的振動(dòng)彎曲應(yīng)力，對槳葉、拉桿的壽命和振動(dòng)水平產(chǎn)生負(fù)面影響直升機(jī)的?？赡軙?huì)限制直升機(jī)快速巡航的能力。因此，在氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能方面表現(xiàn)良好的-16葉片扭轉(zhuǎn)旋翼不一定是最優(yōu)方案。強(qiáng)度設(shè)計(jì)和其他專業(yè)也需要綜合考慮。

張慶柱張德平(哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 黑龍江哈爾濱150066)