19-复合式高速直升机的配平问题研究(孔卫红）

复合式高速直升机的飞行动力学建模问题研究 第二十四届（2008）全国直升机年会 复合式高速直升机的配平问题研究 孔卫红 陈仁良 （南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016） 摘 要：本文建立了复合式直升机各部件的气动力模型，并通过优化方法设计了旋翼转速随飞行速度的变化关系，确定了复合式高速直升机升力和推力的匹配关系，给出了复合式高速直升机从悬停到高速各种不同飞行状态下的操纵量和姿态，结果满足复合式高速直升机飞行的物理原理。 关键词：复合式高速直升机，配平，最优化 1 引言 常规直升机由于受到旋翼前行桨叶的激波失速和后行桨叶的气流分离的影响，飞行速度受到很大限制，复合式直升机就作为提高直升机速度包线的一种型式被提出来，其基本思想是在悬停和低速时以直升机模式工作，随着飞行速度的增加，旋翼转速逐渐降低，旋翼载荷逐渐减小，机翼逐步承载，当速度提高到一定值后，固定翼飞机的飞行模式成为复合式高速直升机的主要飞行模式。很显然，旋翼的卸载和旋翼转速的降低，推迟了旋翼前行桨叶的激波失速和后行桨叶的气流分离，可使飞行速度进一步提高。图1为美国海军与Piasecki飞机公司在SH-60直升机的基础上联合研制的复合式高速直升机（UH-60L/VTDP）。该复合式高速直升机最近被更名为X-49速度鹰（Speedhawk）。 图1 UH-60L/VTDP复合式直升机 和常规单旋翼带尾桨式直升机相比，复合式直升机在旋翼下方增加了机翼，在机身尾部用涵道矢量推进器（内置升降舵和方向舵）替代了尾桨，增加机翼是为了在大速度飞行时满足升力的要求，用涵道矢量推进器替代尾桨是为了在悬停、低速时平衡旋翼的反扭矩，在高速飞行时提供向前的推力。由于引入了机翼和涵道矢量推进器，复合式直升机存在操纵冗余问题，不仅旋翼的总距和纵、横向周期变距可以操纵，机翼的襟、副翼和推进器的升降舵和方向舵都是可以操纵的。所以对于给定的飞行状态，升力可以在旋翼和机翼之间有不同的分配方式，推力也可以在旋翼和矢量推进器之间有不同的分配方式，同样，滚转和俯仰力矩也可以在旋翼和副翼、旋翼和升降舵之间有不同的分配方式，如何从中寻找一个合理的分配方法以满足飞行速度包线范围内的飞行要求是复合式直升机需解决的关键问题。 近年来，国外针对复合式高速直升机开展了许多相关研究，Hyeonsoo Yeo等研究复合式直升机在高速飞行时旋翼的气动特性[1]，分析了直升机高速飞行时后行桨叶反流区对旋翼气动特性的影响。Bühler, M.等人用自由尾迹和源板块建模方法研究复合式直升机的旋翼与机身和机翼之间的气动干扰[2]。Joseph. Horn等研究了复合式高速直升机在飞行速度包线范围内的配平方法[3~5]，研究明，通过降低复合式直升机的旋翼转速，可使振动水平大大降低，所需功率也有所减少，且飞行姿态也改善很多。本文以UH-60L/VTDP复合式直升机为对象，首先建立了复合式直升机各部件的气动力模型，在此的基础上，设计出旋翼转速随飞行速度的变化关系，以及复合式高速直升机升力和推力的匹配关系；然后通过设计优化目标和约束条件，对复合式高速直升机在飞行速度包线范围内的配平问题进行了分析，解决了在速度范围内，复合式高速直升机的各个操纵量随飞行速度的变化关系。 2气动力模型 复合式直升机的气动力模型由四部分组成：旋翼模型、机身模型、机翼模型和矢量推进器模型。 （1）旋翼气动力模型 复合式直升机的旋翼气动力模型采用常规直升机旋翼气动力模型的建模方法，将旋翼桨叶进行离散分段，根据叶素理论得到桨叶基元的升力和阻力，构成了桨叶翼型的基元力，然后依次计算桨叶上各段上的拉力、后向力、侧向力和扭矩。其中整片桨叶的拉力为各段拉力之和，而整个旋翼的拉力为处于不同方位角的各片桨叶的拉力之和。后向力、侧向力和扭矩的计算方法与拉力相同。在旋翼气动力模型中，假定旋翼诱导速度在桨盘平面均匀分布，其值根据动量理论确定，桨叶挥舞运动采用刚性挥舞假设。 （2）机身气动力模型 复合式直升机的机身气动力模型建立在机身风洞试验的基础上，由风洞实验数据得到机身的升力系数、阻力系数和侧向力系数，以及机身的俯仰、滚转和航向力矩系数，将其分别乘以动压和面积即可计算得到机身的升力、阻力和侧向力，以及机身的俯仰力矩、滚转力矩和航向力矩。 （3）机翼气动力模型 单独机翼的气动力建模虽然已有较成熟的方法，但是复合式直升机的机翼由于受到旋翼的气动干扰，气动模型非常复杂。 本文采用机翼风洞实验数据建立复合式直升机的机翼气动力模型，由风洞试验可得不同襟副翼偏转角下机翼的升力系数、阻力系数和力矩系数随机翼迎角的变化曲线[3]。在实际计算过程中，通过二维插值可得到任意迎角和襟副翼偏转角下的机翼升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，将其分别乘以动压和面积即可得到作用在机翼气动中心的机翼的升力、阻力和俯仰力矩，然后通过坐标转换投影到机体坐标轴，即可得到机翼在机体坐标轴系下的三个方向的气动力和力矩。 （4）推进器模型 复合式直升机的矢量推进器在悬停和小速度时产生侧向力，起到平衡旋翼反扭矩的作用，在大速度时则产生前推力。推进器的气动力建模非常复杂，本文主要是解决复合式直升机整体的配平问题，所以不考虑推进器内部复杂的气动现象，只考虑推进器作为整体的力和力矩的大小和方向。为此，将推进器产生的力的大小 作为一个变量，力的方向由两个角度来表示，左右偏角 ,上下偏角 ，如图2 所示，x ,y, z三个方向的力分别表示为 （1） 图2 矢量推进器产生的推力在机体坐标系下的倾角 除了推进器自身产生的推力外，还有作用在推进器上的气动力，这些力与推进器的迎角和侧滑角有关，其值为： （2） 式中： （3） 其中 和 分别为推进器轴线与机体轴线之间的夹角， 、 、 为推进器在体轴系下的速度。 由此可得推进器上的外力为： （4） 其中 为动压， 则是 或者 的函数[5]。 以上推进器上的外力是在风轴系下得到的，通过坐标转换将其投影到推进器轴系，然后再投影到机体轴。推进器上总的合力即为推进器本身产生的力与外力之和。 复合式直升机的总的合力即为旋翼、机身、机翼和矢量推进器四部分的力与重力之和；而力矩则为旋翼、机身、机翼和矢量推进器四部分的力矩之和： （5） 3配平优化 方程（5）给出了作用在复合式直升机上的全部外力和外力矩，令（5）中的力和力矩为零，即可得到不同飞行状态下的配平状态。然而，根据（5）中的力和力矩为零的条件来确定配平状态不是一件容易的事，对于给定的飞行状态，配平所需的操纵变量除了有旋翼的总距操纵、横向周期变距、纵向周期变距操纵外，还有机翼的襟、副翼操纵，矢量推进器力的大小、力的左右偏角和上下偏角，这八个操纵量再加上两个姿态角共有十个量，即： 更重要的是，随着飞行速度的增加，旋翼转速逐渐降低，也是一个未知量。对于不同的飞行状态来说，只有满足力和力矩平衡的六个方程可用，由六个方程是无法得到唯一解的。本文采用优化方法来确定复合式高速直升机在不同飞行速度下的配平值（包括旋翼转速），并把功率最小作为优化目标，即： （6） 约束条件 (1)力和力矩的平衡约束 （7） (2)设计变量的范围约束 （8） 上述优化方法的流程图如图3所示。 图3 优化流程图 4 结果分析 本文以UH-60L/VTDP复合式直升机为样准机，根据建立的复合式直升机的气动模型和优化方法，对复合式直升机从悬停到高速飞行的各种状态进行了配平计算和分析。 在配平优化分析过程中，确定旋翼转速随飞行速度的变化是关键，旋翼转速在飞行速度达到多少的时候开始降，以及降多少都是值得深入研究的问题，它需要考虑复合式高速直升机旋翼与机翼之间的升力分配关系及旋翼与矢量推进器之间的推力分配的关系，同时还要考虑在飞行速度包线范围内各个操纵量和姿态是否连续变化。在综合考虑各种因素之后，本文设计了如图4所示的旋翼转速随飞行速度的变化关系。 图4 转速随飞行速度的变化曲线图 图5 旋翼和机翼的升力分配随速度的变化 图5~6给出了与图4所对应的升力和推力的匹配关系，从图中可以看出，悬停及小速度时升力主要由旋翼来承担，随着飞行速度的增加，升力主要由机翼来承担，在大速度时机翼可以承担一半以上的升力。同样，随着飞行速度的增加，旋翼承担的推力逐渐减小，矢量推进器承担的推力逐渐增加，在大速度时旋翼已经不承担推力，而主要由推进器来承担。 图6旋翼和推进器的推力分配随速度的变化 图7 总距、纵横向周期变距随速度的变化 图7~9给出了各个操纵量和姿态随飞行速度的变化关系。由图7看到随着速度增加，总距逐渐减小，说明旋翼逐步卸载，纵向周期变距在小速度时由于要实现直升机往前飞，所以随速度增加而增加，在大速度时主要由推进器提供前推力，纵向周期变距逐渐减小说明此时纵向操纵杆只是起调节作用。 由图8可知，推力的侧向偏角在悬停时最大，为90o ，因为此时矢量推进器的作用只有一个，就是平衡旋翼的反扭矩；随着速度的增加，侧向偏角逐渐减小，原因是旋翼扭矩越来越小，所以用于平衡反扭矩的力也越来越小，另外，前飞状态下矢量推进器还要提供前推力。推力的垂向偏角也是随速度逐渐减小的趋势，原因是在小速度时，复合式直升机的姿态是抬头见图9，向下的推力会产生低头力矩，使直升机的姿态趋于平衡，而随着直升机姿态的平衡，用于产生低头力矩的向下的推力就减小，直至为零。襟翼在悬停和小速度时向下偏60o，以减小机翼面积从而减小旋翼的下洗流的干扰，在巡航及大速度时偏角减小至零附近，增大机翼面积，从而增加升力。副翼偏角的变化旨在调节滚转力矩的平衡。 图8 襟、副翼偏角和推力偏角随速度的变化曲线 图9 俯仰和滚转姿态随速度的变化曲线 图9表明在小速度时高速直升机处于抬头状态，随着速度的增加，俯仰角逐渐减小，直升机姿态逐渐放平，当速度达到370km/h时，直升机姿态已经趋于水平。滚转角随速度的增加也逐渐减小。 5 结论 本文建立了复合式高速直升机的气动力模型，重点讨论了复合式高速直升机机翼和推进器的气动力模型，并采用优化方法计算得到了复合式高速直升机在由悬停到高速等不同速度下的稳定飞行的配平结果。结果表明，在悬停小速度时，主要由旋翼来提供升力和推进力，矢量推进器起到类似于直升机尾桨的提供反扭矩的作用；随着飞行速度的增加，旋翼逐步卸载，机翼逐步承载，最大速度时旋翼只承担约40%的升力，而机翼承担了约60% 的升力，且推力几乎完全由推进器来承担，体现了复合式高速直升机的升力和推力复合的思想。 参 考 文 献 [1] Hyeonsoo Yeo,Wayne Johnson., Aeromechanics Analysis of a Compound Helicopter, Presented at the American Helicopter Society 62nd Annual Forum, Phoenix, Arizona, May 9-11, 2006. [2] Bühler, M., and S. J. Newman. The Aerodynamics of the Compound Helicopter Configuration. The Aeronautical Journal of the Royal Aeronautical Society, vol. 100, no. 994, April 1996, pp. 111–120. [3] Horn, Joseph F., Geiger, Brian R., Piasecki, Fred W., Greenjack, Andrew, "Trim and Maneuver Optimization Methods for a Compound Rotorcraft", Proceedings of the 60th Annual Forum of the American Helicopter Society, June 2004 [4] Geiger, Brian R., Flight Control Optimization on a Fully Compounded Helicopter with Redundant Control Effectors, M.S. Thesis, Dept. of Aerospace Engineering, The Pennsylvania State University, May 2005 [5] Swartzwelder, Matthew A., Trim and Control Optimization of a Compund Helicopter Model, M.S. Thesis, Dept. of Aerospace Engineering, The Pennsylvania State University, August 2003 Investigation of Compound Helicopter Trim KONG Wei-hong CHEN Ren-liang (National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Nanjing, 210016, china) Abstract: An aerodynamic model of the compound helicopter is established. The RPM schedule, allocations of lift and propulsion among rotor, wing and thruster are designed. The controls and attitudes of the compound helicopter at different flight speed up to 200 knots are obtained by the trim optimization method, the results are reasonable. Keywords: compound helicopter, trim, optimization