无尾桨直升机发展综述

陈　晨　李凤鸣



无尾桨直升机发展综述

陈晨李凤鸣

中国民用航空飞行学院

陈晨，女，硕士，中国民用航空飞行学院，助教，主要研究方向：直升机设计，无尾桨直升机，空气动力学。

行业曲线

本文针对无尾桨直升机的发展过程和关键技术，提出综述性概括和总结。在直升机设计尤其无尾桨直升机设计行业起到承前启后、为我国研发无尾桨直升机提供参考和依据的作用。

该技术现阶段只有美国拥有，为加强我国国防实力，并促进通航产业的发展，无尾桨直升机是不可或缺的中坚力量，该文总结无尾桨直升机的研发过程并提出关键技术，为我国发展无尾桨直升机提供了依据和参考。

点评人：程涵，1984，汉族，江苏无锡，博士，研究方向：流固耦合仿真计算、计算流体力学、飞机设计。曾在国际期刊SCI上发表论文5篇，EI发表6篇。获工业和信息化部国防科学技术进步奖二等奖，中国航空学会科学技术奖二等奖等。

本文为了促进中国无尾桨直升机的设计与发展，系统梳理了无尾桨直升机的研发历史及其关键技术。首先提出无尾桨直升机的优点，无尾桨直升机取消了传统直升机的尾桨，提出了一种新型平衡旋翼反扭矩的方式，具有结构简单、安全性高、噪声小等特点；然后介绍了无尾桨直升机的研发与改进历史；最后分析了设计无尾桨直升机使用的关键技术，即环量控制技术，并对其发展与国内外研究现状进行了归纳与总结。

无尾桨直升机的发展

无尾桨直升机NOTAR（NO Tail Rotor）是直升机技术的新发展，是直升机反扭矩系统的新概念。取消了常规构型直升机的尾桨，利用独特的航向操纵系统——环量控制尾梁和尾部喷气舵，来提供平衡旋翼的扭矩和控制直升机航向所需的侧向力。进而预防了由于尾桨引发的飞行事故，并减小直升机噪声。由于其结构简单、安全性高、维护性好、振动和噪声小，因此受到了直升机研发人员和用户的普遍关注。

上世纪七十年代，美国的休斯直升机公司（HHI，于1984年为麦道公司收购，并改名为麦道直升机公司）率先开始研究直升机的无尾桨技术。最初采用改装单旋翼带尾桨直升机的方式入手：1976年，研究人员用一架单旋翼带尾桨的直升机作为实验样机，保留尾桨，在尾梁外环加装一层玻璃钢环量控制包皮，形成单缝结构的环量控制效应，并用普通风扇提供尾梁的气流动力，在旋翼塔上进行全尺寸实验。经过大量试验，测定环量控制效应产生的反扭矩数值和比例后，确认带环量控制尾梁的航向操纵系统完全可以取代传统尾桨。由此，无尾桨技术正式成为取代直升机尾桨的方式之一，为大众所认可。于是，在1980年，美国国防部高级技术研究局、美国陆军应用技术实验室和休斯直升机公司共同签订了一项三方合同，内容便是设计研发无尾桨无尾桨技术，并制造一架无尾桨直升机的原型机。次年，研究人员以一架OH-6A作为试验对象，取消尾桨，安装变距风扇和喷气舵，将其改装为无尾桨原型机，完全利用环量控制和直接喷气的喷气舵来实现航向控制，并于同年12月首次试飞。但试飞结果令研究人员大为失望，此次改装的无尾桨直升机中，环量控制效应只提供了平衡旋翼反扭矩的20%，而并非预先设计的60%。经更为深入的研究发现其主要原因是由于直升机机体曲率半径与尾梁相差较大，使得机身与尾梁的结合处存在气流干扰，导致直升机在悬停和前飞时尾梁表面气流分离，最终影响尾梁上缝隙处的环量控制效果，减小了尾梁处产生的侧向力。为消除这种干扰，研究人员在尾梁长缝初始端和末端分别放置了环形隔流板（图1），用来防止出现机身和尾梁结合处的气流干扰。

但这种结构增大了直升机前飞时的迎风面积，也增加了阻力与结构复杂性，反而得不偿失。而且由于隔板的存在，在前飞速度较大时，直升机机身两侧不对称气流流动加剧，使机体出现了侧滑现象，甚至出现明显的方向不稳定性。为改善这一结构设计方法，1985年，麦道公司研究员用9.49%的缩比无尾桨直升机模型在水洞中进行试验，显示尾梁和机身周围流场分布特征。尤其是观察旋翼下洗流流到尾梁时，尾梁与机身结合处气流的流动情况，以找出使尾梁气流分离的根本原因并研究其改进措施。实验结果成功显示了无尾桨直升机周围气流在尾梁和机身处的分布规律。根据实验结果，研究人员提出了一种新型结构设计方法，即去掉隔流板，将原来尾梁上的单缝改为双缝，由原来的单缝射流改为双缝射流，此时，双缝间的气流相互影响，共同补充边界层能量。经试验，这一方法效果较好，边界层控制稳定，有重大实用价值，故之后发展的环量控制尾梁基本都采用双缝结构形式。1986年3月，OH-6A原型机改型为带双缝的无尾桨直升机，重新试飞，成功验证了无尾桨系统完全可以平衡旋翼的反扭矩并实现航向操纵功能。1988年， MD 500、MD 530直升机被麦道公司发展为MD 520N、MD 530N、MD900、MD902等系列无尾桨直升机。其中，MD520N和MD530N系列机型于1989年2月首次试飞，并在1991年获得型号合格证；后者于1994年8月首次试飞。目前麦道公司的MD 520N、MD 600N、MD 902等型号直升机均已投入使用并销售全球（图2）。

图1　带环形隔流板的无尾桨直升机

图2　无尾桨直升机

与美国同步，前苏联于二十世纪七十年代开始着手环量控制方面的试验，并于二十年后年开始研制无尾桨直升机原型机。研制工作以卡莫夫设计局为主力，设计局曾计划研制机型K118，该机型的设计定位为5座公务运输型直升机，单旋翼无尾桨。原理设计与结构设计完成后，在风洞（俄罗斯中央航空流体动力研究院的低速风洞）中进行了试验，主要验证环量控制尾梁的气动效率及其产生的侧向力大小。1990年2月4日，卡莫夫设计局在国际直升机学会上宣布了突破传统的新型直升机研制计划——无尾桨直升机，称该原型机计划于1995年前试飞。至今，米哈耶夫领导的该项研究进程仍处于保密阶段，未见研制情况的试验数据、研究论文以及研究成果等。

近二十年来中国的直升机技术有了很大发展。但国内新型直升机航向操纵系统的研究起步较晚，与国外差距还是很大。上个世纪九十年代中期南京航空航天大学的研究人员对直升机的环量控制技术进行过一些研究。主要是参考国外的最新研究成果，设计了环量控制尾梁试验模型，并分析了其工作原理、适用条件以及适用范围。北京航空航天大学的孙茂教授采用数值模拟CFD方法计算了圆柱体和椭圆柱体的流场分布以及环量控制特性。1993-1996年，南京航空航天大学的张呈林教授及其团队在国内首次针对无尾桨技术、尤其是环量控制技术在直升机上的应用进行了研究。基于国外研究工作成果，自主研发设计并制造了环量控制的尾梁模型，在旋翼下洗流中进行了试验研究，探究无尾桨直升机航向操纵系统的参数影响规律、主要包括前飞速度、缝隙几何参数、尾梁几何参数等影响。但到目前为止，国内研究无尾桨直升机的学者与机构都较少，对整个航向操纵系统展开的科研工作更是寥寥无几，整个研究过程尚停留在理论与环量控制的试验阶段，并未研制出可实际应用的无尾桨直升机。

无尾桨直升机的关键技术

无尾桨直升机主要用航向操纵系统和尾部喷气舵实现平衡旋翼反扭矩和航向操纵的目的。故关于无尾桨直升机的研究中关键部件是其尾部的航向操纵系统，而关键技术便是环量控制效应。

20世纪初，罗马尼亚科学家科恩达（Coanda）发现气流从一个凸起的物面流过时，会产生附着效应，这就是柯恩达效应或称附壁作用。根据柯恩达效应发展的流体边界层控制技术广泛地应用于翼型上，提高翼型的气动性能。其具体做法是利用翼型上的狭缝向外翼面喷气，喷出的气流产生附壁流动，补充流体边界层能量，推迟气流分离，后移分离点，最终达到增大翼型升阻比的目的。

流体的环量控制技术更为复杂，是在边界层技术的基础上发展而来的，并且不止应用于直升机，很多机翼翼型的设计也都采用了环量控制技术。环量控制技术，是结合边界层控制与外流作用，来推迟气流分离，提高翼型气动性能的一种方法，如图3。外流场的远前方有相对气流流向翼型（外流），置于外流场中的翼型，其圆弧形后缘的翼型后部上表面开缝，使压缩气流从狭缝喷出，裹携翼型上表面的气流一同沿翼型向后缘流动，该射流补充了翼型边界层能量，故可达到推动气流分离点后移、延迟气流分离的效果。同时，狭缝射流裹携外流向前流动，增大绕翼型流动的环量，升力与环量大小成正比，从而增大升力。

为使环量控制翼型后缘附近没有固定、明确的气流分离点，环量控制翼型基本都设计成椭圆形后缘，其后驻点、气流分离点的位置完全由边界层状态决定。应用在无尾桨直升机尾梁上的翼型可看作圆柱翼型，至今已有大量学者研究圆柱翼型或柱体的环量控制技术。

早期国外研究人员主要针对圆柱体和椭圆柱体进行了环量控制的参数影响规律研究。自上世纪六十年代，英、美等国的研究人员进行了大量的环量控制相关实验研究。研究了马赫数、雷诺数、柱体上狭缝数目、大小、位置（角度）、动量系数、结构特性等因素对圆柱翼型气动特性的影响规律。

马赫数对环量控制的影响取决于马赫数的大小。高马赫数对环量控制效果影响显著，相反，来流马赫数较小时可以忽略其影响。动量系数是环量控制效应中较为重要的一个参数，当动量系数相同时，马赫数越高则升力系数越小。另外，圆柱体模型的表面粗糙度和来流紊流度增加，都会使翼型后缘分离点后移。

在狭缝没有喷气即射流速度为零时，雷诺数是影响圆柱翼型后缘气流分离点位置的主要参数，雷诺数定义为：

式中：ρ∞为来流密度，V∞为来流速度，D为圆柱翼型直径，µ∞为来流空气黏度。

雷诺数不同，圆柱绕流的流动情况也不同，主要分为亚临界状态和超临界状态两种。当雷诺数R≈105时，圆柱绕流的流动情况如图4所示。远前方均匀来流流向圆柱体时，在圆柱体的迎风面上形成层流边界层，来流驻点在圆柱体中部，边界层气流分离点位于迎风面上，分离点与驻点间的夹角约为80°左右。同时，在圆柱体的后缘出现了低速、紊流的回流区。在回流区中，气流不断形成尾流旋涡，漩涡随流动脱落，并逐渐破裂分解为小旋涡，形成圆柱体尾部背风面的湍流流动。这种绕流状态称为亚临界状态。

图3　环量控制翼型

图4　亚临界状态的圆柱绕流（R　≈105）e

图5　超临界状态的圆柱绕流（R　≥　1.3× 105）e

图6　椭圆形环量控制尾梁的截面图

图7　圆形尾梁截面示意图

经多次试验验证说明，改变雷诺数，便可控制层流与湍流边界层之间的转戾现象。人为地将圆柱翼型的层流边界层转变为湍流边界层，即由亚临界状态提前转变为超临界状态。根据一般规律，来流速度越大，雷诺数越大，推迟气流分离的效果越强，气流的分离点就越靠近翼型后缘，环量控制效果越好。

1987年美国科研人员在德州农工大学的风洞中进行了二维、三维圆柱体的测压试验通过对测得的大量试验数据进行分析，得到了环量控制效应所能产生的升力和阻力随狭缝几何参数、动量系数以及喷气速度比的变化关系。主要结论有：在一定范围内，缝隙位置沿圆柱表面顺着气流方向后移时，升力系数增加；喷气速度很大程度上决定了升力的大小，随着狭缝宽度的减小，环量控制产生的升力随之增大，但当缝隙小到一定程度后，升力系数会迅速下降，此时喷气速度已不是决定升力的主要因素；单缝布局形式与双缝布局形式相比，稳定性差，不利于机动飞行。

1993年，美国马里兰大学的研究人员对椭圆形机翼进行了试验研究，测量了狭缝射流呈周期性变化时，环量控制尾梁周围流场分布规律及其侧向力大小。结果表明，较之恒定射流，当缝射流呈周期性变化时，可有效提高环量控制效应所产生的侧向力，且升力变化响应速度与射流变化频率有关，射流速度变化频率越高，升力变化响应速度越平稳，趋近于恒定射流状态。

1994年，美国研究人员对截面为圆形和椭圆形的环量控制尾梁进行了风洞实验研究。对于截面为圆形带内部倒流片（截面形状如图7）的环量控制尾梁，测量了当改变狭缝位置（即与来流夹角）和动量系数大小时，环量控制效应产生的升、阻力变化规律；而对于截面为椭圆形的尾梁（截面形状如图6），只测得其升力变化规律。结果表明，当圆形环量控制尾梁的狭缝与来流间夹角为106°左右，尾梁上升阻比最大，环量控制效率最高。并且试验验证了环量控制尾梁产生的升力随动量系数的增大而增大的变化规律。对于椭圆形截面的环量控制尾梁，来流与翼型主轴成大约18°角时环量控制尾梁上产生的升力最大。且根据升力的总体分布规律可得到结论，在动量系数相同时，椭圆形截面的环量控制尾梁上产生的升力小于圆形截面上产生的升力。故现在大部分环量控制尾梁截面都是圆形。

2001年，威特沃特斯兰德（Witwatersrand）大学的Alan Nurick在圆柱形环量控制尾梁的一侧安装了导流片，并在旋翼下进行了吹风试验，得到了加装扰流片和没有加装扰流片时，环量控制尾梁几何参数、旋翼拉力与尾梁动量系数对航向操纵力的参数影响规律。

1990年，北京航空航天大学的孙茂教授采用数值模拟CFD方法计算了椭圆形环量控制翼型的气动特性。用离散涡模型与边界层理论结合的方法计算了椭圆形环量控制翼型的气动力以及分离尾迹的影响。通过与试验结果的对比，证明该方法能较好地计算翼型分离点的压强分布、升力系数与射流动量系数，但目前还不能准确计算分离区翼面上的压强分布、翼型阻力与力矩。

1993～1996年，南京航空航天大学的张呈林教授等人制作了带环量控制尾梁的直升机模型，并在风洞中进行了模型试验。通过研究环量控制原理、测量压力分布与流场显示，研究了环量控制尾梁参数、缝隙几何参数与动量系数等对环量控制的影响。

结束语

无尾桨直升机提出了航向操纵系统的新概念。取消了直升机的尾桨，利用尾梁的环量控制效应和尾部喷气舵组成的系统实现平衡旋翼反扭矩和航向操纵的功能。无尾桨直升机具有安全性高、尾部结构简单，可靠性高、维护工作量小等优点。尤其取消尾桨，消除了低空飞行时由尾桨引起的多种不安全隐患。同时，减少了直升机的一大振源，降低了机体振动和噪声，有很好的应用价值与发展前景。文中对无尾桨直升机的研发历程进行了总结，并对关键技术进行剖析，分析其发展过程与国内外研究现状。为我国发展无尾桨直升机提供了参考和依据。

DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2016.13.001