单旋翼直升机气动布局对飞行性能的影响

苏 媛 吕少杰 曹义华 李国知

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京100191)

直升机由于具备固定翼飞机所没有的垂直飞行的能力，用途十分广泛.如何提高直升机的最大飞行速度、升限、航程和航时等飞行性能指标，一直以来都是直升机设计师关心的问题.

为提高直升机飞行性能，国内外学者研究了直升机的特征参数对飞行性能的影响.文献[1－2]分析了旋翼转速、飞行速度等参数对变转速旋翼机飞行性能的影响.文献[3]从性能的角度出发，研究了直升机总体设计参数的选择.文献[4]进行了两种尾桨构型方案飞行性能的对比计算，结果表明，如果能较好解决倾斜尾桨可能会带来的航向操纵和纵向配平等问题[5]，则尾桨倾斜能够显著提高直升机中小速度的性能.此外，采用参数辨识技术只需进行少量试飞便获得大量与直升机性能有关的信息[6]，减少试飞周期、节约成本.

为研究气动布局参数对直升机主要飞行性能的影响，本文建立了适合性能分析的直升机飞行动力学模型.以UH-60A直升机为分析对象，选取典型的气动布局参数，分析了参数变化对主要飞行性能的影响规律，为初步设计阶段的直升机气动布局设计提供理论支持.

1 计算模型

1.1 飞行动力学模型

将旋翼桨盘沿周向划分Nψ段，如图1所示.为充分考虑桨叶的失速与压缩性，同时考虑叶尖损失修正，以不同攻角和不同马赫数下二元翼型升阻力特性风洞试验数据为基础，以第(i，j)个桨盘网格区域为研究对象，采用下式计算升阻力系数[7]:

式中，C(i，j)l与c(i，j)d为结合翼型风洞试验数据得到的翼型升、阻力系数;γ(i，j)为微段当地偏流角;Ma为马赫数;α为声速;k为阻力修正因子，该因子与旋翼桨盘载荷和马赫数有关[8].

图1 桨盘区域划分示意

为方便考察气动布局变化对飞行性能的影响，旋翼对机身的下洗系数按下式计算[9]:

式中χ为旋翼尾迹倾斜角.旋翼对平尾、垂尾的下洗系数取1.0，对尾桨取1.8.

本模型的平衡特性已在文献[10]中验证.采用T700-GE-701发动机功率数据和油耗数据.

1.2 飞行性能

直升机性能计算主要是确定飞行范围内需用功率和可用功率的问题.发动机功率NM除去传动损失、冷却、液压系统、发电机以及其他设备或附件的消耗后才等于直升机的可用功率.在初步计算时，可近似用功率传递系数ζ计入这些消耗，即[11]

ζ可根据经验估算或由手册查得.

在计算悬停高度时，通常取爬升率Vy=0.5 m/s时对应的高度，叫做直升机的实用悬停升限[11].在考虑地面效应的情况下，引入无地效的相对效率η0，则有地效时需用功率[11－12]:

式中，D为旋翼直径;h为悬停高度.

计算爬升性能时，由于平飞和爬升两种飞行状态的旋翼及机身迎角不同，速度分布不同，因而二者的废阻功率、诱导功率和型阻功率皆有差别.作为近似处理，引入爬升修正系数kps，即

式中Nre_min为平飞需用功率曲线最低点处，此处剩余功率最大.最大爬升率按照式(5)计算，其中kps随飞行速度变化，一般说，单旋翼直升机的kps值约在0.8～0.9之间，宜取0.85.同样，取Vy=0.5 m/s的高度为直升机实用升限.

计算得到直升机需用功率随飞行速度的变化曲线后，对比发动机提供的可用功率，便可得到最大平飞速度和最小平飞速度.

续航性能是直升机的主要技术指标之一，主要取决于两方面的因素:直升机的燃油量和单位时间或单位距离的油耗.

假定在巡航飞行过程中，发动机功率NM保持不变，那么航程和航时分别为

式中，qh为小时耗油率;qkm为公里耗油率;V0为飞行速度，km/h;Ce为发动机单位耗油率;mfu为可用燃油量，它等于直升机的燃油装载量扣除巡航飞行之外的燃油消耗、应急储备燃油和残留燃油.在没有具体数据时估算巡航性能，须扣除的油量近似为总油量的10%～15%.本文计算的UH-60A直升机起飞重量为7257.5kg、燃油重量为1061.5kg.

2 性能分析

2.1 需用功率计算

直升机需用功率的计算是进行性能分析的先决条件.本文分别计算了定直平飞、爬升与下滑(前飞速度为100 kn)和稳定协调转弯(转弯速率为100 kn)3种状态的旋翼需用功率，并与试飞数据和参考结果进行了对比.其中的试飞数据与国外模型结果均取自于文献[13].

稳定协调转弯过程中，直升机倾斜角φ保持不变，因而有

协调转弯角速度ω引起的机体俯仰角速度和偏航角速度分别为

协调转弯飞行产生的离心力Fc的标量形式为

式中，V为直升机协调转弯飞行速率;mG为直升机全机质量.

如图2所示，本模型需用功率计算结果与试飞数据和国外模型结果相比，总体趋势完全一致，基本反映了系统特性，能够用来进一步计算各飞行性能指标.

图2 旋翼需用功率配平曲线

2.2 主要飞行性能指标计算

在高度为1220 m情况下，本文方法计算UH-60A飞行性能结果如表1所示.可见，本文飞行性能计算模型精度符合工程应用的要求.

表1 飞行性能计算结果

3 气动布局对飞行性能的影响

在本文的飞行性能影响规律的计算中，不考虑直升机结构对性能的限制，单从直升机飞行力学和性能的角度出发，选取的气动布局参数依次为:旋翼纵向位置(LR)、旋翼高度(HR)、平尾水平位置(LHT)、尾桨高度位置(HTR)、尾桨倾斜角(γTR)和尾桨纵向位置(LTR)等气动布局参数.参数变化范围为0.8P0～1.2P0(P0为原始设计参数)，为保证旋翼纵向位置变化在直升机前后重心范围内，参数变化限制在0.95LR～1.05LR范围内.

以上气动布局的基准参数及前后重心位置引用文献[7]中的定义，尾桨倾斜角设计值为20°，变化范围为16°～24°.

3.1 最大平飞速度

如图3所示，旋翼纵向位置对最大平飞速度的影响最为显著，而降低旋翼高度可以提高最大平飞速度，增大平尾纵向位置有利于增大最大平飞速度.其余参数对最大平飞速度均有不同程度的影响.

3.2 最大航程

直升机的最大航程主要取决于有利速度的大小，大致处于功率曲线中的中速度的范围.如图4所示，除旋翼位置参数外，尾桨倾斜角也是影响飞行性能的主要参数，尾桨倾斜角越大，为平衡旋翼的反扭矩需增大尾桨拉力，不利于直升机增大航程.

3.3 垂直爬升率与有悬停升限

图3 气动布局参数对最大平飞速度的影响

图4 气动布局参数对最大航程的影响

图5 气动布局参数对垂直飞行性能的影响

如图5所示，在悬停状态下，尾桨倾斜角对飞行性能的影响较为明显.在悬停状态下，增大尾桨倾斜角，因为直升机需用功率减小，所以垂直性能得到提升.这与文献[15]中当UH-60A直升机尾桨斜置角小于25°时，需用功率随斜置角的增大而减少结论一致.旋翼高度对悬停性能影响较小，旋翼纵向位置对垂直性能的影响较明显.尾桨位置参数在变化范围内对垂直飞行性能有一定影响但并不明显.

3.4 原因分析

由上述计算结果可见，旋翼是产生直升机气动力的主要部件，所以它对悬停的前飞时的飞行性能影响都比较大.如图6所示，悬停和小速度状态下改变±5%旋翼纵向位置，可节省30～40kW的功率，提高了悬停性能.在大速度范围，增大旋翼纵向距离显著增大了需用功率，最大平飞速度随之显著下降.降低旋翼高度则有利于提升前飞性能.由于本文的气动干扰模型采用简单的经验公式，当旋翼高度降低时，未能很好地体现旋翼与机身的气动干扰加强而引起的“垂直增重”效应及对直升机垂直飞行性能的影响.

图6 不同旋翼位置下的需用功率曲线

在悬停状态下，尾桨倾斜角增大后，一方面，平衡旋翼的反扭矩需所需的尾桨拉力增大，因而尾桨需用功率随着尾桨斜置角的增大而迅速增加;另一方面，因尾桨斜置提供了一部分升力，故旋翼的需用功率随尾桨倾斜角的增大而减少，这两方面的作用彼此相反，合成的结果造成当尾桨倾斜角小于一定角度时，增大尾桨倾斜角可以提升悬停飞行性能.UH-60A尾桨为倾斜构型，增大20%尾桨倾斜角，大约可以节省50～60 kW功率，提升了悬停时的飞行性能，影响程度超过了旋翼气动布局参数.小速度情况下可以节省10～15 kW功率.这说明斜置尾桨有助于提升直升机中小速度的飞行性能，与文献[4－5]的结果相符合.

4 结论

本文建立了单旋翼直升机飞行性能模型，以UH-60A为算例，分别计算了前飞性能和垂直飞行性能，并研究了气动布局对飞行性能的影响.总结有以下3点:

1)旋翼的位置参数是影响单旋翼直升机飞行性能的主要因素，不论直升机处于前飞状态还是悬停状态.

2)尾桨倾斜角悬停状态下对飞行性能的影响最大，在变化范围内超过影响程度旋翼位置参数，随着飞行速度的增加，其影响逐渐减小，大速度后变得很小.

3)平尾水平位置后移有利于增大最大飞行速度.尾桨纵向位置对前飞和垂直飞行性能影响均较小，尾桨高度仅对垂直飞行性能有较小影响.

本文所述方法和结论可作为单旋翼直升机飞行性能设计和气动布局参数选择提供一定的理论参考.

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