直升機前飛性能概談（一）

07-28

直升機前飛性能概談（一）

來自專欄旋翼飛行器：理論、設計、未來13 人贊了文章

註：
題圖還是來自Pixabay
文中掃描版圖片來自《Helicopter Aerodynamics》
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Forward Flight Performance

# 前言

對於一架直升機而言，其存在感主要依賴於其特有的懸停和垂直升降能力，但是，如果一架飛行器只能夠垂直飛行的話，對我們來說，似乎並不比一台電梯更有用對不對？

因此，對直升機而言，具備水平飛行的能力，也是很必要的。

關注直升機歷史的讀者朋友可能聽說過，最早期的西科斯基VS-300不具備水平飛行的能力，它能夠懸停、垂直爬升（偶爾進行過這類試飛）、後退飛行（倒飛）、側飛，但是它不能——水平前飛（雖然它出現過水平前飛的時候，但是那種情況這架可憐的直升機已經失去控制了）。

圖——西科斯基 VS-300

當時也有人詢問過伊戈爾·西科斯基先生——VS-300的締造者，世界直升機之父——關於這台飛行器為何無法前飛呢？

這位偉大的航空業先驅當時回答道：「不必擔心，這只是我們目前暫未解決的一個小小的工程問題。」幸運的是，西科斯基最後通過重新布置尾槳的位置，並將其加入到操縱系統中，真正地解決了這個「小小的工程問題」，這也是第一台成功應用單旋翼帶尾槳構型的直升機。

不得不說西科斯基先生的確具備著出色的工程思維和超強的前瞻視野，目前，世界上九成以上的直升機採用單旋翼帶尾槳構型。

# 配平

圖——直升機前飛力和力矩示意圖

所謂配平，就是通過調整操縱量，使得整架直升機所有氣動部件受到空氣作用產生的力和力矩達到平衡。

以上圖的直升機平飛受力示意圖為例，要實現直升機配平就是要讓：

豎直方向的合力為零；
水平方向的合力為零；
作用在直升機重心的所有力矩的合力矩為零；

水平方向的氣動力的主要組成部分是廢阻力（Parasite drag）。作為直升機氣動研究人員，廢阻力主要就來自那些咱心不甘情不願「附加」到旋翼上的那些部件——什麼槳轂啦、機身啦、起落架啦，要我說，這些部件統統沒有才好??。

除了這些「大頭」以外，旋翼本身也會產生一個水平方向的氣動力，該氣動力主要有旋翼槳葉的型阻阻力和誘導阻力構成，這兩項在整個旋翼上的合力統稱為旋翼後向力（H-force）。

為了克服上述兩種阻力，旋翼槳盤就必須要前傾，這樣，槳盤拉力才會產生一個水平力分量，來抵消這些阻力。

所幸旋翼拉力本身遠大於這些阻力，因而，旋翼前傾的角度一般來說是非常小的——對於低速前飛而言，前傾角度一般都不會要超過1°，而極速飛行的時候，一般也就是10°左右。

圖——直升機揮舞鉸（Flapping Hinge)

由於旋翼的槳葉通過揮舞鉸（或者柔性部件或者其本身的彈性）與槳轂相連，故而旋翼槳盤平面並不像空氣螺旋槳那樣會與旋翼軸保持垂直。旋翼槳盤平面與旋翼軸垂直切面之間的夾角，一般就被稱為「縱向揮舞角」。縱向揮舞角的大小和方向僅取決於需要平衡的直升機重心處的俯仰力矩。這個總力矩取決於機身力矩、平尾力矩以及由於旋翼軸偏置（旋翼軸與中心之間有一個力臂）帶來的拉力力矩。也就是說，在相同的前飛速度下，通過改變這個總力矩的方向，就可以實現直升機抬頭或者低頭。

旋翼還可以通過揮舞產生槳轂力矩，該力矩同樣可以用來平衡作用於直升機重心的俯仰力矩，一般來說，剛度的大小直接影響到相同揮舞量下槳轂力矩的大小，剛度越大，槳轂力矩越大。對於蹺蹺板旋翼而言，其所能夠作用在重心的力矩只能是拉力矢量與重心偏置帶來的力矩，因而認為它是「揮舞柔軟「的（全鉸接式的旋翼同樣如此，兩者最大的區別是——蹺蹺板旋翼一側槳葉揮起，另一側必然落下，因而也被稱為」半剛性旋翼「），而無鉸式旋翼則是」揮舞剛硬「的，具有揮舞鉸偏置量的旋翼就處於兩者之間。

對於某一個給定的飛行狀態，飛行員通過調整操縱桿能夠確定合適的揮舞幅度和方向來保持直升機穩定飛行。但是在這一過程中，對飛行員而言，更容易被感知到的其實是直升機機身的姿態角，而非槳盤平面的傾轉角，這是因為在某一飛行狀態下的姿態角往往是已經通過計算求解阻力和力矩而確定了的（一般來說直升機機身姿態角小幅變化情況下，受力情況基本不變）。

一旦飛行員尋找到正確的配平狀態，操縱直升機將會變得容易起來，如果該直升機還配備一個高效的水平安定面（如平尾），穩定平飛就更容易實現了。

# 需用功率

圖——直升機功率隨前飛速度變化曲線

對於直升機性能的一切分析都應該建立在配平完成的情況下，否則就多半是不準確的。現在我們已經完成了直升機的配平，所以我們可以進行性能分析了——首先要考慮的就是直升機到底需要多大的功率？

對於直升機而言，懸停過程中，功率主要就由旋翼消耗，如我此前寫過的文章中講過的，懸停消耗功率主要由兩個部分組成——誘導功率和型阻功率。在前飛中，另一項功率開始逐漸擴大其影響力，那就是——廢阻功率，從名字看就知道這是由本文前文中講道的廢阻力導致的功率消耗。

# 誘導功率

誘導功率從懸停開始就伴隨直升機左右，並且佔了旋翼總需用功率的大部分——大約為60%~80%。而隨著直升機進入前飛狀態，大量的氣流不需用誘導作用而直接穿過槳盤，直升機旋翼因而只需要更低的誘導速度就能維持相同的轉速，因而誘導功率得以迅速下降。到極限飛行速度時，直升機的誘導功率大約只有懸停誘導功率的1/4甚至更少。

在同樣的前飛速度和總重的情況下，旋翼尺寸越大，誘導功率就越小（同樣是因為前飛過程中，穿過槳盤平面的空氣流量變大的緣故；這也是滑翔機和人力飛行器的機翼尺寸都會儘可能大的原因）。

# 型阻功率

型阻功率是用於克服旋翼在空氣中運轉時受到的粘性阻力所需的功率，懸停狀態下，型阻功率一般占旋翼總功率的15%到40%。

# 後向力

正如上文所言，旋翼槳葉的氣動阻力同樣也形成了旋翼的後向力。對於常規直升機而言，前行側槳葉的阻力方向朝向直升機後方，後行側槳葉的阻力朝向直升機的前方——就像在水中划槳一樣——這樣的作用推動著旋翼朝前運動。因此，如果在前行側槳尖受到嚴重空氣壓縮性影響之前，後行側槳尖已然失速的話，那麼槳葉在槳盤平面內的合力將朝向前方（這種特殊情況一般不會出現，如果出現了，後向力就該改叫前向力了）。但是無論如何，在絕大部分情況下，相比於廢阻力，後向力的數值相對來說還是很小的。無論後向力的具體情況如何，旋翼槳葉阻力的增大勢必需要更大的發動機輸出功率來平衡。

# 廢阻功率

除了旋翼之外，發動機還需要輸出功率來克服其他各種氣動部件產生的阻力，這些阻力只起到了阻礙飛行的作用，因而被稱為廢阻。在低速飛行的時候，廢阻功率還是相當小的，但是它會隨著前飛速度不斷增大，在高速的時候，廢阻功率也將成為需用功率中的重要組成部分。

廢阻功率大致與飛行器朝向來流的等效截面面積成正比，等效截面面積一般取決于飛行器的尺寸和表面光滑度。

利用這個等效截面面積可以較為方便地評價一架直升機的廢阻特性，總的來說，小型的、外表面光滑、掛載較少的直升機，其等效截面往往在0.5平方米左右，而重型直升機的等效截面可高達10平方米，類似的固定翼飛行器的等效截面變化範圍一般在0~1平方米。

所以，對於一名合格的氣動設計師而言，在設計之初就苦口婆心告誡其他部門注意減阻設計是不可或缺的一項任務。其所需要勸誡的內容包括將起落架設計成可收縮的這種直接關係布局的設計以及使用埋頭鉚釘這種非常細節的製作工藝，但是減阻設計往往會導致預算增加或者說是負載能力等一些其他方面的損失，這些都需要進行權衡。

在某些時候，總設計師可能就說了一句類似這樣的話：」哎，把這貨給我設計得看起來能飛得快一點。「聽起來不錯？洛克希德的XH-51A就是按這句話進行設計的，如今許多商業設計也都是這樣。

圖——洛克希德 XH-51A

這確實是一架相當乾淨清爽的直升機，看到他第一眼我就覺得它肯定飛得快——前提是，如果我沒有往上看他的槳轂的話。這槳轂對氣動設計師而言可能是完全無法接受的，但是沒辦法，除了氣動之外，還得考慮結構動力、機械傳動、支承剛度等一系列現實問題，最後權衡妥協的結果就是XH-51A最後的樣子。

在旋翼槳轂上安裝整流罩（fairings）的嘗試並沒有太多成功的例子。雖然安裝一個整流罩會使得整個槳轂擁有流線型的外形，但是因安裝了整流罩而導致的外形截面變大往往會抵消掉由於流線型外形帶來的阻力降低。除此之外，如果考慮由於安裝整流罩帶來的預算增加、重量增加以及起飛前更麻煩的常規槳轂檢查，大多數人就應該明白為什麼大部分直升機都不樂意加裝一個整流罩了——畢竟吃力不討好。但是對一些輕小型直升機來說，槳轂本來就很小，似乎安裝個整流罩確實能減少一部分的阻力損失，比如說R-22。

圖——羅賓遜 R-22

在整個直升機的設計過程中，氣動組的設計師們往往要反覆評估直升機的升力到底如何，評估過程中除了各種理論方法，就是縮比模型的風洞試驗，但是所有的結果都往往無法讓人感到完全滿意，而根據以往的經驗，極少有直升機在試飛之後被發現實際阻力比理論預估出來的要小的。

# 總功率

發動機必須提供足夠多的功率來滿足誘導、型阻、廢阻等上述一切功率需求，除了說到過的，其他會消耗功率的還有尾槳、傳動功率損失、液壓泵、電機等一系列系統（在功率圖中表示為」Miscellaneous「）。當所有的功率都加到一起之後，我們就能得到如前文所述的功率隨前飛速度變化曲線圖。功率曲線告訴我們最重要的一點就是——直升機在合適的速度下巡航，功率消耗最小，而且比懸停小不少。

還有一個值得注意的地方就是，直升機以極小速度飛行的時候，總功率需求基本和懸停持平，無論前飛還是倒飛。

?關於直升機前飛性能，還有包括海拔、航程、巡航等不少內容，大概明天再寫一篇差不多能完結，所以——

<To be continued>