随着直升机在军用及民用领域的应用需求越来越大,人们对其性能要求也越来越高,虽然垂直起降、悬停是直升机的自身优势,但其速度、航程和升限等性能却远不及固定翼飞机。人们追求的直升机的高速度、远航程和高升限已成为未来直升机发展的必然趋势,其中采用变转速复合式直升机布局已成为一种有效的解决方式^[1]。

最早的复合式直升机是美国McDonnell公司于20世纪50年代初设计制造的XV-1飞机,其在悬停、低速时以直升机模式工作,前飞速度提高到一定值时,旋翼可进入自旋状态,当前飞速度继续提高时,旋翼转速降低并逐渐卸载,此时由机翼承担大部分升力。XV-1飞机采用了许多新颖的设计概念,其中之一就是旋翼变转速设计,其在固定翼模式下旋翼转速降至一半,只承担飞机20%的质量。由于飞机显著降低了旋翼转速,前飞时飞机的阻力明显减少,同时推迟了后行桨叶的气流分离和前行桨叶的激波问题。而这种较低的旋翼转速和较高的前飞速度使复合式直升机产生的前进比要远远高于普通直升机^[2]。

复合式直升机的概念虽然出现较早,但它一直是世界直升机领域的研究热点,近年来随着变转速旋翼技术在直升机技术领域的广泛应用,使得越来越多的科研人员又开展了变转速复合式直升机技术的相关研究。目前,国外已经开展了有关该种飞行器总体参数设计^[3]、外形参数优化设计^{[4, 5]}以及操纵和稳定性能分析^{[6, 7, 8]}的研究。并且最近的研究表明,一种变转速串列式复合式直升机布局也已成为未来重型直升机的主要候选者之一^{[5, 6]}。但目前国内有关变转速复合式直升机的相关研究报道较少,主要还是针对单独的变转速旋翼性能^{[9, 10]}和机翼/旋翼气动干扰方面^{[11, 12]}的研究。然而近几年国内航展不断展示出的复合式直升机概念模型说明,该种布局飞行器已引起国内直升机领域的研究重视。

本文主要根据该种飞行器的飞行特点,通过结合旋翼、机翼和螺旋桨等部件的力学模型,以样例复合式直升机为分析对象,研究其前飞速度、旋翼转速以及机翼与旋翼升力分配关系等参数变化对飞行器性能的影响,并对其特有的过渡飞行状态进行分析,为复合式直升机的设计提供理论支持。

本文以一种单旋翼带尾桨、安装机翼与推进螺旋桨的复合式直升机为分析对象,该种构型相对其他复合式飞行器构型简单,可以在现有普通直升机的基础上进行改进设计,相对新机型的开发其风险低，投入低，效益明显。与其类似的构型还有美国洛克希德公司的“夏延”复合式直升机。

旋翼模型采用叶素理论积分方法求解旋翼产生的气动力和力矩,其旋翼诱导速度的傅里叶级数形式为

本文将机翼划分为滑流区和自由流区2个部分,其中自由流区与固定翼飞机计算方法相同,而旋翼对机翼的滑流区面积通过式(3)可获得:

机翼迎角α_w由式(5)给出:

推进螺旋桨和尾桨气动载荷模型通过动量叶素理论建立^[15]。机身对机翼、平尾和垂尾气动载荷模型通过调用机身模型计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数据建立。样例飞机三维模型及其参数如图 1和表 1所示。

图 1 复合式直升机三维模型 Fig. 1 3D model of compound helicopter

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当复合式直升机处于配平状态时, ∑F(X)=0,∑M(X)=0, F为力,X为配平量,M为力矩。即机翼、旋翼、螺旋桨和机身等部件的力与重力之和为零,力矩之和为零。由于复合式直升机的机翼与推进螺旋桨增加了配平变量,使配平操纵成为冗余问题。为了简化配平,本文通过螺旋桨和机翼代替旋翼配平全机阻力和俯仰力矩,同时约束桨盘迎角为零,即桨尖轨迹平面与机体x轴不相交^[3],使得旋翼只提供升力,螺旋桨只提供推力。同时结合下文的边界约束,建立过渡飞行边界。

对于复合式直升机性能问题的研究,本文先从过渡飞行方式入手,研究复合式直升机从悬停模式通过旋翼卸载,到旋翼完全卸载的高速模式整个飞行需用功率的变化。对旋翼转速、前飞速度、旋翼与机翼升阻特性和旋翼与机翼升力分配关系等参数在飞行过程中的影响做出了具体分析。旋翼转速则采用悬停桨尖马赫数定义,其当地声速以海平面值为基准。

过渡过程中,由于复合式直升机的旋翼与机翼的承载状态多种多样,为了研究其飞行需用功率的变化特性,本文首先建立了复合式直升机的过渡前飞边界曲线。该边界主要由4部分组成,即最小前飞速度边界、最大前飞速度边界、最大旋翼总距边界和最小旋翼总距边界。最小前飞速度边界是指复合式直升机通过机翼最大可用偏角获取机翼最大升力系数,进行飞行过渡;最大前飞速度边界是指飞机在桨叶压缩性和最大发动机可用功率限制下进行的过渡条件;最大旋翼总距边界是限制总距使用范围的边界,因为旋翼总距一定时,旋翼拉力随前飞速度增加而增大,直到桨叶反流区出现并在桨叶上占据一定范围,该边界主要为了防止过渡配平时出现旋翼拉力大于飞行器自身重力需要机翼产生负升力进行配平;最小旋翼总距边界是限制后行桨叶失速和反流区引起旋翼产生负升力的约束,该边界主要防止机翼产生的升力大于飞行器自身重力。需要说明的是,过渡飞行边界是固定高度和旋翼转速下的水平飞行边界,而复合式直升机的飞行包线则由若干不同高度和旋翼转速下的过渡飞行边界共同组成。本文将复合式直升机飞行模式划分为4种:速度为0的悬停模式,当飞机旋翼与机翼升力不变时前飞速度在最小旋翼总距边界左侧为低速模式,反之为高速模式,从悬停模式到高速模式进行旋翼卸载转换的过程为过渡模式。图 2为海平面高度下,旋翼转速M_Tip=0.35的复合式直升机过渡飞行边界。

图 2 复合式直升机过渡飞行边界 Fig. 2 Compound helicopter transition border

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旋翼升力的产生由多个参数共同决定,对于固定尺寸的旋翼,当转速确定时,旋翼升力主要由旋翼总距的大小决定,而旋翼的卸载过程就是旋翼总距逐渐降低直到旋翼升力变为零的过程。由图 2可知,从最大旋翼总距A点起到最小旋翼总距边界BC任意一点的连线即为旋翼卸载路线,该路线必须在边界内才能保证卸载过程可实现。本文选取图 2中侧重机翼承载的ABF路线、旋翼总距线性变化过渡的AF路线和侧重旋翼承载的AEF路线作为卸载分析路线,研究复合式直升机在过渡过程中的飞行功率变化特性。

图 3和图 4给出了复合式直升机在各条过渡路线上维持水平飞行的飞行需用功率随前飞速度和旋翼总距变化的曲线。可以看出,ABF路线、AEF路线和AF路线中,飞行需用功率随旋翼总距和前飞速度的变化都有先减小后增大的趋势。ABF路线和AEF路线由于在B点和E点处发生了转折,并非平滑过渡,因此该路线的飞行需用功率曲线也在此处发生了拐折。从图 3、图 4中还可发现,3条过渡路线上的最小飞行需用功率点都产生在旋翼与机翼共同承担一部分升力的飞行状态下,而不是完全由机翼或旋翼承担升力,这也是复合式直升机飞行的特点之一。

图 3 不同过渡路线飞行需用功率与前飞速度关系 Fig. 3 Relationship between flight need power and forward speed on different transition routes

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图 4 不同过渡路线飞行需用功率与旋翼总距关系 Fig. 4 Relationship between flight need power and collective pitch of rotor on different transition routes

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针对3条过渡路线飞行需用功率变化的特点,本文通过机翼和旋翼的升阻变化特性(见图 5)、机翼迎角和旋翼总距变化(见图 6)、旋翼与机翼升力分布(见图 7)和旋翼与螺旋桨需用功率变化(见图 8)进行解释,其中旋翼升阻比定义由式(6)确定:

图 5 机翼和旋翼升阻比 Fig. 5 Lift to drag ratio of wing and rotor

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图 6 不同过渡路线下的机翼迎角和旋翼总距 Fig. 6 Angle of attack of wing and collective pitch of rotor on different transition routes

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图 7 不同过渡路线下的旋翼、机翼升力 Fig. 7 Lift of rotor and wing on different transition routes

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图 8 不同过渡路线下的旋翼和螺旋桨需用功率 Fig. 8 Need power of rotor and propeller on different transition routes

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当复合式直升机初始沿AF路线从悬停到最小飞行需用功率速度内过渡飞行时,由图 5、图 7和图 8可知,随着旋翼总距的降低和前飞速度的增加,可知旋翼的升阻比是提高的,旋翼需用功率是下降的。而机翼的升阻比虽然因前飞速度和机翼迎角的变化受到一定的影响,但此时飞机的升力主要由旋翼承担(见图 7),所以机翼对全机升阻特性影响不大,因此整机升阻特性是提高的,从而降低了整机的需用功率。但当前飞速度逐渐增大后,全机阻力始终是增大的,这使得螺旋桨需用功率始终是提高的(见图 8)。同时随着机翼承担的升力比例增大,机翼的升阻特性对全机影响增大,由图 5和图 6可知,其随前飞速度增加始终是降低的,这使得整机升阻特性下降,全机需用功率开始提高。同样该分析也适用于ABF路线的AB段和AEF路线的AE段的需用功率变化。

ABF路线需用功率在B点拐折后的变化是由于飞机从最小前飞速度边界进入最小旋翼总距边界后,旋翼总距提高和机翼攻角降低使二者的升阻比有一定的提高,导致飞机的需用功率随前飞速度增长有一定的减缓。AEF路线需用功率发生拐折后的变化是由于飞机进入EF段后,前飞速度是不变的,旋翼随着总距的减小开始卸载使得旋翼阻力降低,旋翼需用功率降低,此时飞机通过旋翼卸载损失的升力是由机翼改变迎角补偿的,而机翼升阻特性在前飞速度不变时随迎角的变化正是这种先增大后减小的变化,因此也是引起AEF路线的需用功率在E点后又一次发生先减小后增大的原因。

飞机沿最大旋翼总距边界过渡的AEF路线需用功率最大,这是由于在AE段旋翼始终承担全机质量,导致旋翼消耗功率最高,此时机翼处于零升迎角状态,只提供阻力,属于气动效率最低的飞行状态。对于ABF路线,当飞机沿最小前飞速度边界飞行时,全机功率消耗最少,但进入最小旋翼总距边界后,虽然旋翼需用功率小于其他2条路线,但其总需用功率明显提升,且超过了AF路线的需用功率。这是由于在ABF路线复合式直升机在较低的前飞速度时就把旋翼载荷完全卸载,通过机翼承担全机质量,而此时机翼的升阻比明显低于同等前飞速度下的AF路线的升阻比,同时由于旋翼只产生阻力,导致螺旋桨消耗的功率远远高于AF路线的消耗(见图 8)。而对于AF路线,由于飞机在整个过渡过程中旋翼与机翼的载荷都是交替分布的,并没有由旋翼或机翼单独承载,所以其功率消耗在后半段最小。综上所述,可以发现对于这种大展弦比机翼的复合式直升机在恒定转速过渡飞行时,为了降低飞行需用功率,应较早通过旋翼卸载来提高机翼升力占总升力的比例,但在到达需用前飞速度前,旋翼不能完全卸掉载荷,甚至需要承担一定的载荷。

复合式直升机从低速向高速过渡时,除了通过降低旋翼总距减小旋翼承载能力外,还可以通过改变旋翼转速的方式达到,而且通过此方式减少旋翼载荷更为有效,因为旋翼拉力与旋翼转速是二次方的关系。为了分析变转速旋翼在过渡飞行时对飞机需用功率的影响,以样例飞机在旋翼转速M_Tip=0.35中的AF过渡路线为研究对象,总距随AF路线变化,旋翼转速随AF路线进入不同转速边界后进行改变,各过渡飞行边界如图 9所示。需注意的是,对于过渡飞行边界,随着旋翼转速的降低,桨叶左右不对称气流越来越强,增加了旋翼配平的难度。如M_Tip=0.20的过渡边界,其在高前飞速度、低旋翼转速和高旋翼总距的配平点已经无法收敛,导致计算停止。因此,对于复合式直升机能否进行配平计算,要对旋翼转速进行限制,使其工作转速不能过低。

图 9 不同旋翼转速下的过渡飞行边界 Fig. 9 Transition borders at different rotor speeds

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图 10为AF路线进入不同旋翼转速下的过渡飞行边界,旋翼转速变化后,需用功率随前飞速度的变化曲线。当前飞速度达到20m/s时,旋翼转速降至M_Tip=0.30,需用功率可节省约14.7%,而当前飞速度提高到30m/s后,旋翼转速降至M_Tip=0.20,其需用功率可节省至少19.5%。由图 10可以看出,随着前飞速度的增大,旋翼可用转速范围增大,相应降低旋翼转速,可更加节省需用功率。由此可见,采用变转速旋翼技术的复合式直升机可更加有效地降低前飞需用功率,提高前飞速度范围。

图 10 AF路线在不同旋翼转速下的需用功率 Fig. 10 AF route need power at different rotor speeds

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通过第2节对复合式直升机在不同过渡路线下的飞行需用功率问题的研究,可以看出其飞行性能主要由飞机的旋翼和机翼性能决定,而这两者又受旋翼转速、前飞速度以及旋翼和机翼升力分配关系的影响。因此本节将主要分析上述参数在复合式直升机进入高速模式后对性能的影响。

图 11为9组旋翼在不同旋翼总距下的需用功率曲线,体现了旋翼需用功率随旋翼总距、前飞速度和旋翼转速的变化。由图 11可以看出,在所有前飞速度下,最小需用功率都发生在旋翼转速最小时。在各个飞行状态下,旋翼总距在0°~2°之间时,旋翼需用功率最少。而当旋翼总距增大后,随着前飞速度增大,旋翼转速越低,旋翼需用

图 11 旋翼需用功率随旋翼总距变化曲线 Fig. 11 Rotor need power change curves with collective

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功率变化越为显著。这是由于旋翼转速降低,前飞速度增大使反流区增大,旋翼总距增大使后行桨叶失速区增大,带来了更大的旋翼需用功率损失。所以,复合式直升机高速飞行时需通过降低旋翼转速和旋翼总距来有效降低旋翼需用功率。

对于不同的前飞速度,机翼与旋翼的升力分布如图 12所示。图中：GW为全机总重量；最小前飞速度为机翼最大可用升力系数下的前飞速度；旋翼总距的取值范围为0°~2°。由图 12可知,无论在哪个旋翼转速下,1°旋翼总距是较为有效的,因为0°旋翼总距较早超过最小旋翼总距使用范围,使旋翼受到反流区和诱导速度引起的负升力影响较大,而2°旋翼总距产生的旋翼升力则随前飞速度变化较为剧烈。同时,过高和过低的旋翼转速也不适于复合式直升机进行高速飞行,这是因为在M_Tip=0.40时,旋翼升力增加随前飞速度的增加是明显的。如果在高速飞行过程中旋翼承担了较大的升力比例,则安装机翼卸载就将变得没有意义。过低的旋翼转速将导致飞机机翼配平时的升力超过飞机自身起飞质量,进入一种更为低效的飞行方式(见图 12(a)),这时需要飞机回复一定的旋翼转速。只有在中等旋翼转速下,机翼与旋翼的升力随前飞速度变化是基本恒定的,才能满足复合式直升机高速飞行的需求。

图 12 旋翼和机翼升力在不同前飞速度下的变化 Fig. 12 Lift of rotor and wing change with different forward speeds

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图 13为1°旋翼总距下,机翼安装角和机翼需用功率在不同旋翼转速下随前飞速度变化的曲线。可知,机翼安装角的变化随旋翼转速的变化较小。而从图 12中可知,在3个旋翼转速下,1°旋翼总距下的旋翼升力随前飞速度的变化幅度不大。综合图 12和图 13说明了复合式直升机的机翼是不受旋翼转速影响的,当飞机质量和前飞速度恒定时,它的升力和功率变化只受到旋翼产生的升力影响。但需要注意的是,样例飞机在最小旋翼转速下的最小前飞速度飞行时,机翼的安装角已使机翼接近失速迎角。

图 13 1°旋翼总距下机翼安装角和机翼需用功率随 前飞速度变化 Fig. 13 Wing angle of incidence and need power change with forward speed at 1°collective pitch of rotor

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图 14为1°旋翼总距时,旋翼和机翼需用功率随前飞速度的变化。可清楚看出,在相同前飞速度下,复合式直升机通过降低旋翼转速可有效降低功率消耗。但当前飞速度增加到一定程度后,在M_Tip=0.20时的需用功率超过了另外2个旋翼转速,其需用功率剧增的主要原因是:由于高前飞时过低的旋翼转速引起旋翼后行桨叶反流区增大和失速现象,造成旋翼功率消耗增大,以及机翼承担更多升力引起的机翼诱导功率增大。所以,高速模式时旋翼转速不能随前飞速度增加不断降低。

图 14 1°旋翼总距下旋翼和机翼需用功率随前飞速度变化 Fig. 14 Need power of rotor and wing change with forward speed at 1°collective pitch of rotor

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为研究复合式直升机的性能特点,本文通过建立复合式直升机性能计算模型,以样例飞机为研究对象,分析了飞行需用功率在过渡飞行时随旋翼总距卸载和旋翼转速卸载的变化特点,研究了旋翼转速、前飞速度以及机翼和旋翼升力分配关系等参数对复合式直升机高速飞行的影响,其研究结果表明:

1) 复合式直升机在过渡飞行时,其飞行需用功率变化主要受机翼与旋翼升阻特性影响,而影响比重与两者承担升力的大小有关。

2) 在过渡飞行边界内,其最小需用功率飞行状态点处于旋翼与机翼共同承担升力的状态下,而不是单独由旋翼或者机翼承担全部升力。

3) 为提高前飞速度,降低飞行需用功率,通过降低旋翼转速卸载比恒定转速降低旋翼总距卸载的效果更好。

4) 复合式直升机进入高速飞行后,降低旋翼转速可降低旋翼需用功率,但旋翼转速受升力分配关系影响,只有机翼与旋翼的升力随前飞速度变化是基本恒定的旋翼转速,才能满足复合式直升机高速飞行的需求。

5) 在整个飞行过程中,旋翼转速过低,也会因为反流区和后行桨叶失速问题引起飞行需用功率增加和模型配平不收敛。

总之,复合式直升机通过旋翼向机翼卸载可有效降低飞行需用功率,提高前飞速度,而通过改变旋翼转速可进一步提高飞行性能指标。