[科普中國]-雙旋翼共軸式直升機

簡介

共軸雙旋翼直升機具有繞同一理論軸線一正一反旋轉的上下兩副旋翼，由于轉向相反，兩副旋翼產生的扭矩在航向不變的飛行狀態(tài)下相互平衡。通過所謂的上下旋翼總距差動產生不平衡扭矩可實現航向操縱，共軸雙旋翼在直升機的飛行中，既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。1

發(fā)展歷程共軸雙旋翼直升機的上述特征決定了它與傳統的單旋翼帶尾槳直升機相比有著自身的特點。20世紀40年代初，這種構形引起了航空愛好者極大的興趣，并試圖將其變成可實用的飛行器，然而，由于當時人們對共軸雙旋翼氣動特性認識的缺乏以及在結構設計方面遇到的困難，許多設計者最終放棄了努力，而在很長一段時間對共軸式直升機的探討只停留在實驗階段。

1932年，西科斯基研制成功了單旋翼帶尾槳直升機VS-300，成為世界上第一架可實用的直升機。從此，單旋翼帶尾槳直升機以其簡單、實用的操縱系統和相對成熟的單旋翼空氣動力學理論成為半個多世紀來世界直升機發(fā)展的主流。

然而，人們對共軸雙旋翼直升機的研究和研制一直沒有停止。

俄羅斯卡莫夫設計局從1945年研制成功卡-8共軸式直升機到90年代研制成功被西方譽為現代世界最先進的武裝攻擊直升機卡-50；發(fā)展了一系列共軸雙旋翼直升機，在型號研制、理論實驗研究方面均走在世界前列。美國也于50年代研制了QH-50共軸式遙控直升機作為軍用反潛的飛行平臺，并先后交付美國海軍700多架。美國西科斯基公司在70年代發(fā)展了一種前行槳葉方案(ABC)直升機，該機采用共軸式旋翼，剛性槳毅，上下旋翼的間距較小。它利用上下兩旋翼的前行槳葉邊左右對稱來克服單旋翼在前飛時由于后行槳葉失速帶來的升力不平衡力矩，從而提高旋翼的升力和前進比，其驗證機X H -59A于1973年進行試飛，并先后進行大量的風洞實驗。

從20世紀60年代開始，由于軍事上的需要，一些國家開始研制無人駕駛直升機。近年來，無人直升機已成為國內外航空領域內的研究熱點。比較成熟的有：加拿大的CLL227，德國的“Seamos"，美國的“QH50" 。這些無人直升機的共同特點是均采用了共軸雙旋翼形式。

在實驗方面，從20世紀50年代起，美國、日本、俄羅斯等相繼對共軸雙旋翼的氣動特性、旋翼間的氣動干擾進行了大量風洞實驗研究。經過半個多世紀的發(fā)展，共軸雙旋翼的旋翼理論得到不斷的發(fā)展和完善，這種構形的直升機以它固有的優(yōu)勢越來越受到業(yè)內人士的重視。1

總體結構特點共軸式直升機與單旋翼帶尾槳直升機的主要區(qū)別是采用上下共軸反轉的兩組旋翼用來平衡旋翼扭矩，不需尾槳。在結構上，由于采用兩副旋翼，與相同重量的單旋翼直升機相比，若采用相同的槳盤載荷，其旋翼半徑僅為單旋翼直升機的70%。單旋翼直升機的尾槳部分必須超出旋翼旋轉面，尾槳直徑約為主旋翼的16%一22%，這樣，假設尾槳緊鄰旋翼槳盤，則單旋翼直升機旋翼槳盤的最前端到尾槳槳盤的最后端是旋翼直徑的1.16一1.22倍。由于沒有尾槳，共軸式直升機的機身部分一般情況下均在槳盤面積之內，其機體總的縱向尺寸就是槳盤直徑。這樣，在槳盤載荷、發(fā)動機和相同的總重下，共軸雙旋翼直升機的總體縱向尺寸僅為單旋翼直升機的60%左右。

共軸式直升機的機身較短，同時其結構重量和載重均集中在直升機的重心處，因而減少了直升機的俯仰和偏航的轉動慣量。

在10t級直升機上，共軸式直升機的俯仰轉動慣量大約是單旋翼直升機的一半，因此，共軸式直升機可提供更大的俯仰和橫滾操縱力矩。并使直升機具有較高的加速特性。

由于沒有尾槳，共軸式直升機消除了單旋翼直升機存在的尾槳故障隱患和在飛行中因尾梁的振動和變形引起的尾槳傳動機構的故障隱患，從而提高了直升機的生存率。

由于采用上下兩副旋翼，增加了直升機的垂向尺寸，兩副旋翼的槳轂和操縱機構均暴露在機身外。兩副旋翼的間距與旋翼直徑成一定的比例，以保證飛行中上下旋翼由于操縱和陣風引起的極限揮舞不會相碰。兩旋翼間的非流線不規(guī)則的槳轂和操縱系統部分增加了直升機的廢阻面積，因而，共軸式直升機的廢阻功率一般來說大于單旋翼帶尾槳直升機的廢阻功率。

共軸式直升機一般采用雙垂尾以增加直升機的航向操縱性和穩(wěn)定性。

一般來說，共軸式直升機繞旋翼軸的轉動慣量大大小于單旋翼帶尾槳直升機，因而，航向的操縱性好于單旋翼帶尾槳直升機，而穩(wěn)定性相對較差；由于共軸式直升機的機身較短，故增加平尾面積和采用雙垂尾來提高直升機的縱向和航向穩(wěn)定性。共軸式直升機的垂尾的航向操縱效率只在飛行速度較大時方起作用。1

主要氣動特性共軸式直升機具有合理的功率消耗(無用于平衡反扭矩的尾槳功率消耗)，優(yōu)良的操縱性、較小的總體尺寸等特點。與單旋翼帶尾槳直升機相比，共軸式直升機的主要氣動特點為：共軸式直升機具有較高的懸停效率；沒有用于平衡反扭矩的尾槳功率損耗；尾漿在起飛、懸停狀態(tài)下的功率消耗為7%一12% ；空氣動力對稱；具有較大的俯仰、橫滾控制力矩。

據卡莫夫設計局資料稱，通常共軸雙旋翼直升機的懸停效率要比單旋翼帶尾槳直升機高出17%一30%。由于上述的原因，在相同的起飛重量、發(fā)動機功率和旋翼直徑下，共軸式直升機有著更高的懸停升限和爬升率。

共軸式直升機的另一個重要特性是隨著升限增高，其航向轉彎速度保持不變甚至有所增加。這是由于共軸式直升機不需要額外的功率用于航向操縱，因而改善了航向的操縱效率。增加同樣的拉力所需的扭矩增量隨懸停高度的增加而增加，因此，對單旋翼直升機來說，為平衡反扭矩所需的尾槳功率也需要增加，在尾槳功率供應不足的情況下使航向操縱效率減小。而共軸式直升機不存在這樣的問題。

共軸雙旋翼的平飛氣動特性與單旋翼也有不同，資料表明，在相同拉力和旋翼直徑下，剛性共軸雙旋翼的誘導阻力比單旋翼低20%一30%。

由于操縱系統部分和上下旋翼槳轂這些非流線形狀部件的數量和體積大于單旋翼直升機并暴露在氣流中，因而共軸式直升機的廢阻面積大于單旋翼直升機。共軸式直升機在懸停、中低速飛行時的需用功率小于單旋翼直升機，隨速度增加，需用功率逐漸增大至大于單旋翼直升機，這一特性決定了共軸式直升機有較大的實用升限、較大的爬升速度、更大的續(xù)航時間。而單旋翼直升機則有較大的平飛速度、較大的巡航速度和飛行范圍。由于共軸式直升機具有特殊的操縱系統構件，兩旋翼必須保持一定的間距，因此要將廢阻面積降低到單旋翼直升機的水平很困難。

共軸式直升機在各種飛行狀態(tài)下均不同程度地存在著氣動干擾，表現為上旋翼對下旋翼的下洗流的影響以及下旋翼對上旋翼的流態(tài)的影響，實驗和理論研究表明，在懸停和小速度前飛狀態(tài)下，旋翼的相互影響使得下旋翼的下洗速度比單旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度與單旋翼幾乎相同，略大一些。

與單旋翼帶尾槳直升機有所不同的是，共軸式直升機的航向操縱是通過改變上下旋翼總距來實現的。因此，在改變了上下旋翼的扭矩分配后，上下旋翼的升力也有所變化。其結果是，伴隨著航向的變化直升機還有升降的變化。因此，這種航向與升降運動的耦合響應，必須通過總距操縱補償來解決。1

操縱系統共軸式直升機與傳統單旋翼帶尾槳直升機的主要區(qū)別之一是航向操縱的形式和響應不同，其改變上下旋翼的扭矩的方式又分為：全差動、半差動、槳尖制動、磁粉制動。

全差動方式全差動方式是同時反向改變上下旋翼的槳葉角來實現直升機航向的操縱和穩(wěn)定，俄羅斯卡莫夫系列共軸式直升機均采用此種控制方式。

槳尖制動方式槳尖制動方式是在旋翼槳尖設置阻力板，通過改變阻力板的迎風阻力面積改變旋翼的扭矩以實現直升機的航向操縱和穩(wěn)定，德國研制的無人駕駛直升機SEAMOS采用了此種控制方式。

磁粉制動磁粉制動是通過傳統系統內部的磁粉離合器對上下旋翼軸進行扭矩分配，加拿大研制的無人直升機CLL227采用了此種形式。

半差動方式半差動方式一般是通過改變下旋翼槳葉角改變上下旋翼的功率分配，使其相等或不等來控制直升機的航向。1