Aerodynamic Environment At the Rotor Blade

我在前两篇关于直升机旋翼气动环境的文章中,主要介绍了直升机桨盘迎角分布特点、总距周期变距操纵对旋翼气动环境的影响以及大体介绍了失速和压缩型的影响,本文是该专题的第三篇,也是最后一篇,将从细节上介绍旋翼的动态失速、空气压缩性影响以及于此相关的一些设计策略。

# 动态失速——升力变化

从普遍的观点来说,一旦当地迎角过大导致失速,翼型的升力将会下降,对于直升机后行侧桨叶的失速同样如此。然而,早期的直升机工程师却观察到了不一样的结果——当他们进行模型旋翼的风洞试验的时候,发现处于大面积失速下的旋翼不仅没有像预料的那样迅速损失升力,其升力反而不断增加,并且没有任何迹象表明这种升力增大会达到峰值。虽然出现这种结果的试验次数不是太多,但已经足够让当时的直升机工程师头疼,他们对此迫切地需要一个合理的解释。

这个问题的答案不是直升机气动专家发现出来的,反而是固定翼飞机的气动专家。数十年前,某位固定翼飞机气动专家发现飞机在快速拉起的瞬间,机翼迎角进入失速状态,但是其升力非但没有损失,反而立刻增大。经过反复分析研究气动变化的机理,他最终发现,这原来是因为翼型迎角在迅速变化的过程中,翼型前缘会产生一个强前缘涡,该涡从前缘生成之后,逐渐脱落,然后沿着翼型上表面运动到后缘,关于涡的气动此处不详细解释,读者朋友可以想象水中的某个漩涡——它会产生一个吸力,把周围的东西都吸过来——空气漩涡同样会形成一个吸力区域(其实就是速度大、压强低,伯努利定律),从而使得迎角快速变化的机翼产生了一个瞬间增大的升力。

如果迎角增大的足够快,对应翼型的升力将会迅速增大。对于固定翼飞行器而言,快速拉起的机动中,其机翼升力能够增大20%,而对于直升机旋翼桨叶来说,由于其处于周期性旋转中,其桨叶微段翼型迎角也是周期交变的,这种旋转是相当快的,由此导致迎角的快速变化使得其升力增量极限值可达常规状态下的100%,这种情况就被称为——动态失速(Dynamic Stall)。

图——翼型动态失速过程中的升力变化,虚线为静态升力变化

图示为翼型迎角快速振荡过程中升力变化的风洞试验数据图,其中迎角变化范围为7°至17°,从图中可以看到,相比于静态升力系数曲线,迎角动态变化的升力系数显然要高得多。

另外,那帮搞固定翼飞机的同时还发现前后掠机翼的失速迎角一般都要大于直机翼,由此而言,直升机旋翼桨叶在旋转过程中,相对于前进方向,绝大部分时间都处于前掠或者后掠的状态下,因而,固定翼飞机中的这一发现对直升机而言可以算是重大利好,综合以上所述,由于动态失速增升机制的存在,直升机旋翼在飞行过程中,其总升力往往不会因失速而损失。

# 动态失速——阻力和力矩变化

动态失速对翼型阻力和低头俯仰力矩变化的影响与对升力的影响不太相同。对处于迎角快速增大状态下的翼型而言,因前缘涡的生成及运动,它的气流分离会稍慢一些,因而其阻力和俯仰力矩的变化仅仅只会比静态失速时滞后一些——也就是说,当前缘涡脱落之后,阻力开始增大,并且较大的低头俯仰力矩随之产生。

如果旋翼桨叶的扭转弹性足够好,那么这个较大的低头力矩将会把桨叶扭转到失速迎角以下,如此一来,作用在桨叶微段上的俯仰力矩因此就变小了,于是桨叶又会在自身弹性的作用下,回复到原来的位置,再次进入失速状态。

上述关于阻力和力矩的变化都是最直接的影响,而俯仰力矩的滞后性将会带来另外一种值得关注的后果。在许多情况下,这种滞后效应将会在桨叶低头的同时产生低头力矩,在桨叶抬头时产生抬头力矩。这就导致了”负阻尼“这种现象,也就意味着,桨叶吸收周围气动能量,然后振荡得越发厉害了——同样的情况也发生在在固定翼飞机的机翼颤振和斜索拉桥风振中。对后行侧的旋翼桨叶而言,”负阻尼“会使得桨叶快速振荡,且其振幅会越来越大,直到桨叶转过后行侧来到桨盘尾部脱离高迎角区域,这种振荡才会消失,业界一般将这种振荡称为”失速颤振“(Stall Flutter)。

图——著名的塔科马海峡吊桥发生”风振“毁于一旦

# 刚度的影响

旋翼对失速力矩产生的响应主要取决于旋翼的刚度,尤其是扭转刚度,在目前的风洞试验中的现代化旋翼,其刚度完全能够抵消失速力矩的影响,也就是说,在扭转方面,这类旋翼可以说是”无失速效应“的,但是对于实际研制的直升机而言,刚度如此之高的旋翼实用性却不强,这主要是因为这类旋翼的重量太大了。

在桨叶失速的情况下,大多数直升机会上仰,但也有一些直升机会右滚或者左滚。飞行员针对这些状况而采取的针对性的下意识操作往往是无效甚至是危险的。正确的操作应该是缓慢地放总距杆,随后再逐步减速直到脱离桨叶失速状态。桨叶失速是一种高度不确定的状态,旋翼各片桨叶的运动甚至可能都不一致,因而,处于失速状态的旋翼桨叶通常会表现出桨尖轨迹杂乱无章的现象。

# 压缩性

图——空气压缩性导致的激波阻力,俗称音障

如上一篇文章所言,直升机旋翼桨叶在前行侧运动时,其桨尖可能会受到空气压缩性的影响,该影响同样会导致桨叶微段上的俯仰力矩。俯仰力矩的大小和方向取决于微段翼型、迎角、桨尖几何外形等参数,既有可能是抬头力矩,也有可能是低头力矩。此外,压缩性的影响与迎角是否超过失速迎角没有关系。

就像静态迎角失速特性与动态特性不同一样,桨尖压缩性的效应与常规翼型的效应也不太一致,这主要涉及到桨尖的三维形状影响,这种效应一般被称为”tip relief“(关于这种效应可以查阅Lesiman 的 <Principles of Helicopter Aerodynamics> 5.4.3小节,此处暂不详述),这种效应的结果就是使得旋翼桨叶的阻力发散马赫数得以提高,也就是实际飞行中,旋翼前行侧桨尖所能达到的马赫数要高于基于风洞二维翼型试验数据的预测值。

桨尖的压缩型效应一般不会导致振荡,但是会产生一个较大扭矩,从而改变桨尖安装角,从而改变桨叶升力,导致会晤发生变化,从而改变直升机配平状态,飞行员必须即使操纵修正。此外,每片桨叶旋转经过前行侧的时候,这个较大的力矩都会通过桨叶传递到操纵线系,并对操纵杆造成较高水平的振动。

# 飞行提示

除了上文中提到的一些应对失速和压缩型的操纵的问题之外,飞行员应该认识到——对于不同的直升机而言,其失速或者压缩性导致的振动水平对不同直升机都是不同的,这取决于直升机的桨叶动力学性能、操纵线系刚度、传动轴、机身等一系列部件。由此,不同型号直升机飞行员对失速和压缩性的飞行记录都不尽相同,但大部分记录都是正确的,对于飞行员而言,准确依照飞行手册的限制进行飞行,将最大程度减少这种振动水平, 甚至很少会进入失速或压缩性状态中。

# 桨尖后掠

图——后掠的桨尖

读者或许已经注意到现代直升机的桨叶大多数都是后掠的。从本文的角度来说,桨尖后掠的好处就是:对于前行侧桨叶而言,后掠部分的向下的载荷反而会造成一个抬头力矩,从而减少负载荷导致的损失;对于后行侧桨叶而言,后掠部分的向上载荷会造成一个低头力矩,降低后行侧桨尖迎角,延缓失速的到来。利用这种载荷分布来平衡桨叶扭转的旋翼被称为”气弹适应旋翼“(Aeroelastically Conformable Rotor)。当然,后掠的桨尖同时还将来流速度分割成了径向和弦向两个分量,等于变相降低了叶素当地马赫数,延缓了压缩性效应的发生,从而使得直升机前飞速度得以提升。

来源:知乎 www.zhihu.com

作者:丁尹

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