直升機旋翼失速反而升力增加？直升機旋翼氣動環境剖析 三

圖——直升機機動飛行訓練

Aerodynamic Environment At the Rotor Blade

我在前兩篇關於直升機氣動環境的文章中，主要介紹了直升機槳盤迎角分布特點、總距周期變距操縱對旋翼氣動環境的影響以及大體介紹了失速和壓縮型的影響，本文是該專題的第三篇，也是最後一篇，將從細節上介紹旋翼的動態失速、空氣壓縮性影響以及於此相關的一些設計策略。

# 動態失速——升力變化

從普遍的觀點來說，一旦當地迎角過大導致失速，翼型的升力將會下降，對於直升機後行側槳葉的失速同樣如此。然而，早期的直升機工程師卻觀察到了不一樣的結果——當他們進行模型旋翼的風洞試驗的時候，發現處於大面積失速下的旋翼不僅沒有像預料的那樣迅速損失升力，其升力反而不斷增加，並且沒有任何跡象表明這種升力增大會達到峰值。雖然出現這種結果的試驗次數不是太多，但已經足夠讓當時的直升機工程師頭疼，他們對此迫切地需要一個合理的解釋。

這個問題的答案不是直升機氣動專家發現出來的，反而是固定翼飛機的氣動專家。數十年前，某位固定翼飛機氣動專家發現飛機在快速拉起的瞬間，機翼迎角進入失速狀態，但是其升力非但沒有損失，反而立刻增大。經過反覆分析研究氣動變化的機理，他最終發現，這原來是因為翼型迎角在迅速變化的過程中，翼型前緣會產生一個強前緣渦，該渦從前緣生成之後，逐漸脫落，然後沿著翼型上表面運動到後緣，關於渦的氣動此處不詳細解釋，讀者朋友可以想像水中的某個漩渦——它會產生一個吸力，把周圍的東西都吸過來——空氣漩渦同樣會形成一個吸力區域（其實就是速度大、壓強低，伯努利定律），從而使得迎角快速變化的機翼產生了一個瞬間增大的升力。

如果迎角增大的足夠快，對應翼型的升力將會迅速增大。對於固定翼飛行器而言，快速拉起的機動中，其機翼升力能夠增大20%，而對於直升機旋翼槳葉來說，由於其處於周期性旋轉中，其槳葉微段翼型迎角也是周期交變的，這種旋轉是相當快的，由此導致迎角的快速變化使得其升力增量極限值可達常規狀態下的100%，這種情況就被稱為——動態失速（Dynamic Stall）。

圖——翼型動態失速過程中的升力變化，虛線為靜態升力變化

圖示為翼型迎角快速振蕩過程中升力變化的風洞試驗數據圖，其中迎角變化範圍為7°至17°，從圖中可以看到，相比於靜態升力係數曲線，迎角動態變化的升力係數顯然要高得多。

另外，那幫搞固定翼飛機的同時還發現前後掠機翼的失速迎角一般都要大於直機翼，由此而言，直升機旋翼槳葉在旋轉過程中，相對於前進方向，絕大部分時間都處於前掠或者後掠的狀態下，因而，固定翼飛機中的這一發現對直升機而言可以算是重大利好，綜合以上所述，由於動態失速增升機制的存在，直升機旋翼在飛行過程中，其總升力往往不會因失速而損失。

# 動態失速——阻力和力矩變化

動態失速對翼型阻力和低頭俯仰力矩變化的影響與對升力的影響不太相同。對處於迎角快速增大狀態下的翼型而言，因前緣渦的生成及運動，它的氣流分離會稍慢一些，因而其阻力和俯仰力矩的變化僅僅只會比靜態失速時滯後一些——也就是說，當前緣渦脫落之後，阻力開始增大，並且較大的低頭俯仰力矩隨之產生。

如果旋翼槳葉的扭轉彈性足夠好，那麼這個較大的低頭力矩將會把槳葉扭轉到失速迎角以下，如此一來，作用在槳葉微段上的俯仰力矩因此就變小了，於是槳葉又會在自身彈性的作用下，回復到原來的位置，再次進入失速狀態。

上述關於阻力和力矩的變化都是最直接的影響，而俯仰力矩的滯後性將會帶來另外一種值得關注的後果。在許多情況下，這種滯後效應將會在槳葉低頭的同時產生低頭力矩，在槳葉抬頭時產生抬頭力矩。這就導致了」負阻尼「這種現象，也就意味著，槳葉吸收周圍氣動能量，然後振蕩得越發厲害了——同樣的情況也發生在在固定翼飛機的機翼顫振和斜索拉橋風振中。對後行側的旋翼槳葉而言，」負阻尼「會使得槳葉快速振蕩，且其振幅會越來越大，直到槳葉轉過後行側來到槳盤尾部脫離高迎角區域，這種振蕩才會消失，業界一般將這種振蕩稱為」失速顫振「（Stall Flutter）。

圖——著名的塔科馬海峽弔橋發生」風振「毀於一旦

# 剛度的影響

旋翼對失速力矩產生的響應主要取決於旋翼的剛度，尤其是扭轉剛度，在目前的風洞試驗中的現代化旋翼，其剛度完全能夠抵消失速力矩的影響，也就是說，在扭轉方面，這類旋翼可以說是」無失速效應「的，但是對於實際研製的直升機而言，剛度如此之高的旋翼實用性卻不強，這主要是因為這類旋翼的重量太大了。

在槳葉失速的情況下，大多數直升機會上仰，但也有一些直升機會右滾或者左滾。飛行員針對這些狀況而採取的針對性的下意識操作往往是無效甚至是危險的。正確的操作應該是緩慢地放總距桿，隨後再逐步減速直到脫離槳葉失速狀態。槳葉失速是一種高度不確定的狀態，旋翼各片槳葉的運動甚至可能都不一致，因而，處於失速狀態的旋翼槳葉通常會表現出槳尖軌跡雜亂無章的現象。

# 壓縮性

圖——空氣壓縮性導致的激波阻力

如上一篇文章所言，直升機旋翼槳葉在前行側運動時，其槳尖可能會受到空氣壓縮性的影響，該影響同樣會導致槳葉微段上的俯仰力矩。俯仰力矩的大小和方向取決於微段翼型、迎角、槳尖幾何外形等參數，既有可能是抬頭力矩，也有可能是低頭力矩。此外，壓縮性的影響與迎角是否超過失速迎角沒有關係。

就像靜態迎角失速特性與動態特性不同一樣，槳尖壓縮性的效應與常規翼型的效應也不太一致，這主要涉及到槳尖的三維形狀影響，這種效應一般被稱為」tip relief「（關於這種效應可以查閱Lesiman 的

5.4.3小節，此處暫不詳述），這種效應的結果就是使得旋翼槳葉的阻力發散馬赫數得以提高，也就是實際飛行中，旋翼前行側槳尖所能達到的馬赫數要高於基於風洞二維翼型試驗數據的預測值。

槳尖的壓縮型效應一般不會導致振蕩，但是會產生一個較大扭矩，從而改變槳尖安裝角，從而改變槳葉升力，導致會晤發生變化，從而改變直升機配平狀態，飛行員必須即使操縱修正。此外，每片槳葉旋轉經過前行側的時候，這個較大的力矩都會通過槳葉傳遞到操縱線系，並對操縱桿造成較高水平的振動。

# 飛行提示

除了上文中提到的一些應對失速和壓縮型的操縱的問題之外，飛行員應該認識到——對於不同的直升機而言，其失速或者壓縮性導致的振動水平對不同直升機都是不同的，這取決於直升機的槳葉動力學性能、操縱線系剛度、傳動軸、機身等一系列部件。由此，不同型號直升機飛行員對失速和壓縮性的飛行記錄都不盡相同，但大部分記錄都是正確的，對於飛行員而言，準確依照飛行手冊的限制進行飛行，將最大程度減少這種振動水平， 甚至很少會進入失速或壓縮性狀態中。

# 槳尖後掠

圖——後掠的槳尖

讀者或許已經注意到現代直升機的槳葉大多數都是後掠的。從本文的角度來說，槳尖後掠的好處就是：對於前行側槳葉而言，後掠部分的向下的載荷反而會造成一個抬頭力矩，從而減少負載荷導致的損失；對於後行側槳葉而言，後掠部分的向上載荷會造成一個低頭力矩，降低後行側槳尖迎角，延緩失速的到來。利用這種載荷分布來平衡槳葉扭轉的旋翼被稱為」氣彈適應旋翼「（Aeroelastically Conformable Rotor）。當然，後掠的槳尖同時還將來流速度分割成了徑向和弦向兩個分量，等於變相降低了葉素當地馬赫數，延緩了壓縮性效應的發生，從而使得直升機前飛速度得以提升。

喜歡這篇文章嗎？立刻分享出去讓更多人知道吧！