AC311型系列直升机排气温度对尾整流罩材质的影响分析

李凌慧

（航空工业昌河飞机工业（集团）有限责任公司，江西 景德镇 333000）

1 实验背景

近些年来，随着科学技术的不断创新和进步，直升机的发明为人们的生活带来了极大便利。与此同时，随着直升机相关技术不断被完善，其作为飞行器的应用范围及工作场景也得到了极大扩展。发动机仍然是直升机的核心动力装置，而直升机发动机大致包括飞机活塞式发动机和航空涡轮轴发动力两种类型，在其工作期间产生的排气温度也是关键的发动机技术参数。当排放温度过高时，将直接影响直升机部件的正常工作，如其对发动机燃烧室、涡轮叶片和尾喷管等重要部分将产生破坏性影响，进而干扰飞行安全。

过高的发动机排气温度除对发动机本身产生危害外，也对直升机尾梁整流罩正常使用产生部分影响。整流罩被用来包裹发动机，可减少空气阻力对直升机正常飞行所带来的负面影响，并通过气栅等方式为发动机进行有效降温。因此，将温度过高的发动机排气对直升机尾梁整流罩产生的影响降低可增加直升机飞行时的安全性和稳定性。

2 实验目的

本文将利用测温试纸，对AC311型直升机飞行期间尾梁整流罩表面温度情况进行实验，并对实验数据进行分析，以明确AC311直升机在发动机尾排气作用下，尾梁附近整流罩表面的温度情况，并通过对温度过高区域增加隔热板等方式，避免因为发动机尾排气对直升机尾部烘烤而引起超温现象，保护直升机尾梁整流罩不受排气的超高温度影响，从而提高AC311型直升机工作的安全性和稳定性。

3 实验对象与实验环境

本文中实验对象为AC311型直升机01架机，质量2 200 kg，正常重心。飞行实验于2020年7月12日在吕蒙机场开展，当日平均温度为33.8℃。

3.1 AC311系列直升机介绍

AC311系列直升机是我国自主研制的、具有完全自主知识产权的2 t级轻型民用直升机，其最大起飞重量为2 200 kg，机上最多可同时乘坐6人。该机机身、旋翼系统等部分使用的复合材料目前已成功实现国产化，令整机使用成本大大降低，并且可满足民用飞机使用中的相关要求，如舒适性、可靠性、使用与维护成本等，相比于国内外其他同样类型飞机，均有较大改善。该机也配置了高度集成化的综合航空电子系统，采用了如双驾驶、双仪表配置等先进技术，以保证飞机工作时的可靠性和安全性。到目前为止，AC311系列直升机面向全国已经交付约30架机，在林区维护、地质勘探、空中救援、警务执法等领域发挥了不可或缺的作用。

AC311A直升机主要技术参数如图1所示。

图1 AC311A型直升机主要技术参数

3.2 直升机尾梁结构

由于直升机需适应多种航空作业，而一般的材料无法满足其飞行过程中对强度、稳定性和低重量的需求，因此直升机一般采用先进复合材料作为飞机制作过程中的原材料[1]。在航空应用中，蜂窝夹层结构具有多种优点，被广泛应用于各类航空器的复合材料结构。蜂窝夹层结构一般由高性能金属或复合材料面板，以及低密度的Nomex或铝蜂窝芯子组成，这样复杂的复合材料结构使其在弯曲刚度、自重及稳定性等方面表现出色[2]。而其在比强度与比刚度等关键力学性能方面的优越性也使其被应用在直升机中，如直升机尾梁、垂尾蒙皮、油箱舱框腹板、飞机升降舵、地板、进气道、雷达罩、整流罩等[3]。

3.3 AC311系列直升机的应用场景

AC311系列直升机预留了多种选装任务设备接口，可支持部分任务专用设备的临时紧急加装，并可满足如应急救援、备灾培训、实训、防灾巡查等工作的快速部署需要[4]。

AC311系列直升机可对多种应急救援任务提供强力支持。如其可通过空运、空投、机降索降等手段，快速向灾区投送救援力量、装备器材和救灾物资；也可转移疏散灾区的遇险人员。同时，AC311系列直升机也可通过临时搭载高精度航空相机、搜索灯和通信设备等，完成如空中侦察、应急通信、空中搜救等众多特殊任务[5]。

4 测试状态

4.1 直升机飞行原理

直升机与固定翼飞机相比，其飞行原理具有根本的差别，主要在于两种飞机产生升力的方式具有较大不同。固定翼飞机起飞时，由其发动机带动螺旋桨向尾部喷射气流，以生成能够令飞机前进的推力；同时，借助固定在飞机机身上的机翼，使飞机在被推力作用向前滑动时由具备特殊形状的机翼与相对流动的空气相互作用，从而产生升力。直升机则采用机体上方的旋翼，通过发动机驱动旋翼的高速转动以产生向下高速运动的气流，借助旋翼高速转动产生的拉力和气流向上的反作用力进行起飞。因此，相对于固定翼飞机，直升机的飞行驱动方式令其具有更机动的飞行能力，能够支持如悬停、后飞、侧飞和垂直爬升等飞行功能[6]。因此，本次实验结合直升机的飞行能力，采用包含有地效悬停、无地效悬停、侧飞、斜爬升、垂直爬升、平飞加速、后飞和正常着陆等8种飞行状态对直升机尾梁处排气温度分别进行测试，为后续隔热板的设计与安装工作提供足量科学的数据。

4.2 多状态飞行测试设计

4.2.1 有地效悬停

悬停指直升机飞行至一定高度后，保持其高度和位置基本不变的飞行状态。而地效指代地面效应，当直升机与地面间的距离较近时，其旋翼所产生的下洗气流将受到地面的影响，此时由于地面的阻碍而形成的流场变化可降低旋翼所消耗的诱导功率。因此，当存在地效时，直升机可于相对更高的高度保持悬停状态[7]。

本次实验中，有地效悬停部分实验将令AC311型直升机于离地面4 ft左右高度进行悬停，持续时长为5 min，并对该过程中直升机尾梁处温度进行测量。

4.2.2 无地效悬停

本次实验中，将令AC311型直升机与离地面50 ft左右高度进行无地效悬停温度测验，持续时长为5 min，并对该过程中直升机尾梁处温度进行测量；该项实验完成后，令直升机进行正常着陆。

4.2.3侧飞

侧飞是直升机特有的飞行状态，它与后飞均为进行某些特殊作业时不可或缺的飞行功能。一般而言，侧飞是基于悬停状态的飞行状态，在悬停状态下，飞行员通过将主桨叶的倾斜盘向左右两侧调整的方式，以操纵直升机向左右两侧倾斜。

本次实验中，将操纵AC311型直升机在离地8 ft左右的高度以10 m/s的速度分别进行左侧和右侧侧飞操作，持续时长为30 s~1 min，并对该过程中直升机尾梁处温度进行测量。

4.2.4 后飞

通过对直升机倾斜盘向后调整，使主桨叶向后倾斜，即可实现直升机后飞的飞行状态。

本次实验将使AC311型直升机在离地8 ft左右高度以10 m/s的速度进行后飞，持续时间为30 s~1 min，并对该过程中直升机尾梁处温度进行测量；该项实验完成后，令直升机进行正常着陆。

4.2.5 垂直爬升

垂直爬升是直升机从垂直离地到一定高度上悬停，然后按一定的轨迹爬升增速的过程。在这个过程中直升机旋翼的需用功率变化很大。在速度从零增速至经济速度的范围内，直升机的受力状态变化很大。

本次实验将令AC311型直升机自离地约50 ft的高度、以起飞时发动机功率进行垂直爬升，持续时间为40 s，并对该过程中直升机尾梁处温度进行测量。

4.2.6 斜爬升

本次实验将使AC311型直升机于合适的高度，以Vy的速度和连续最大功率进行斜爬升，持续时间为1 min。对飞行过程中直升机尾梁处温度进行测量。该项实验完成后，令直升机进行正常着陆。

4.2.7 平飞加速

本项实验将使AC311型直升机于合适的高度，以Vy的速度进行平飞加速，直到速度达到Vhmax（但不大于Vne）。对飞行过程中直升机尾梁处温度进行测量。该项实验完成后，令直升机进行正常着陆。

4.2.8 正常着陆

令AC311型直升机按正常程序进行运行，减速并着陆。

5 温度测点布置

5.1 发动机排气温度与表面温度

排气温度是指航空发动机中燃气从燃烧室排出，通过高速旋转的涡轮后，在发动机涡轮出口截面上温度，为监控发动机工作状况的重要参数。对发动机排气温度异常的故障原因分析通常通过飞参数据来进行，它可以通过显著的特征反映发动机排温故障的原因，并帮助维修人员进行故障点的准确定位，缩短排除故障所需的工时[8]。

直升机蒙皮表面除受发动机排气温度影响外，旋翼下洗气流和太阳辐射同样会令其温度显著升高。对直升机传热的建模和分析可为测量飞机尾梁表面温度提供重要参考。分析可得，太阳直射侧的温度明显高于另一侧，某些部位的最大温差和平均温差分别约为35 K和20 K；直升机的红外辐射强度分布因太阳辐照度而不对称，无论有无排气系统壁内层均无明显影响。直射太阳入射侧的红外辐射强度在ε=0.8的直升机机身在3~5μm和8~14μm波段分别比阴影侧大100%和33%。内层壁作为辐射避难所，机身壁受到排气系统内嵌入的热喷嘴的轻微冲击，而没有内层时加热效果更明显。除此之外，下洗速度的切向分量对排气系统机身内的排气羽流和涡流温度等值线有偏转影响[9]。

5.2 温度试纸

本次实验将为AC311型直升机尾梁附近布置一定数量的温度试纸，以捕捉在不同飞行状态下，直升机发动机所产生的高温尾排气对直升机尾梁表面温度变化具体的影响情况。由于实验环境天气温度较高，且高温尾排气对直升机尾梁处不同位置具有不同程度的影响，为展现其对尾梁整体温度的影响，故将在本次实验中同时选用4种不同量程的温度试纸。温度试纸量程分别为A：40~71℃；B：77~127℃；C：132~182℃；D：188~249℃。不同量程的温度试纸将以一定间隔，分别布置在直升机尾梁处不同位置，使各处温度测量结果在试纸量程内，从而保证测量结果数据的有效性和完整性。

5.3 温度测点布置要求

本次实验中，将为AC311型直升机尾梁位置布置多个测温试纸。由于尾梁处结构形状各有不同，因此对于各个结构，将采用不同数量、不同量程的试纸，以不同的密度进行布置，以获得更准确的尾梁温度数据。其中，由于直升机尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框及其整流罩表面受发动机高温排气影响较大，而直升机尾梁4框及其整流罩附近受到影响较小，故为直升机尾梁5框、尾梁6框、尾梁7框选用量程内温度较高的测温试纸，为尾梁4框选用量程内温度较低的试纸。

因此于直升机尾梁4框至尾梁5框间的尾梁处，每隔15 cm布置一个测温试纸，其中选用A类试纸3张、B类试纸3张，共6张；于直升机尾梁4框和尾梁5框之间布置温度试纸，选用A类试纸和B类试纸各一张；于直升机尾梁5框和尾梁6框之间的整流罩处，每隔5 cm布置一个测温试纸，选用A类试纸6张，B类试纸20张，共26张；与尾梁5框和尾梁6框之间的尾梁处，每隔10 cm布置一个测温试纸，选用A类试纸10张，B类试纸30张，共40张；于尾梁6框和尾梁7框之间的整流罩和尾梁处，每隔15 cm布置一个测温试纸，其中在尾梁6框和尾梁7框之间的整流罩处选用C类和D类试纸各1张，在尾梁6框和尾梁7框之间的尾梁处选用B类试纸25张、C类试纸25张，共50张；在尾梁5框和尾梁6框整流罩内侧与外侧隔热板表面布置测温试纸，选用C类试纸2张、D类试纸2张，共4张。直升机尾梁两侧均沿用以上标准张贴温度试纸。直升机左右两侧温度试纸的具体布置情况如图2所示。

5.4 实验现场测点布置

实验现场根据图2中直升机左右两侧温度试纸布置示意图，为AC311型直升机进行测温试纸的交叉张贴。使用从A类到D类的温度试纸，对直升机尾梁附近大部分面积的温度区间进行张贴覆盖。

图2 直升机左右两侧温度试纸布置示意图

直升机尾梁处温度试纸的实际张贴情况如图3和图4所示。

图3 温度试纸实际布置图（1）

图4 温度试纸实际布置图（2）

6 飞行测试过程

本次实验的飞行测试环节于2020年7月12日上午11点40分在吕蒙机场开始，至15点20分结束。其中，AC311型直升机按照计划进行飞行实验，于实验期间共完成3个架次的飞行任务，并获得如图5和图6所示的各位置温度数据。其中，圆圈内为160和190的数据表示处于隔热瓦表面部分测温试纸所测量温度。实验当日吕梁机场的平均温度为33.8℃。

经过直升机完成悬停、侧飞、后飞、爬升、加速和降落等流程的飞行实验，得出如图5和图6中所示数据。其中，经过160 min的飞行实验后，尾梁4框温度测纸显示其表面温度约为65~66℃；尾梁5框和尾梁6框之间尾梁温度在76~104℃之间，该部分整流罩温度则在77~96℃之间；尾梁6框和尾梁7框之间尾梁温度在116~190℃之间，该部分整流罩外侧隔热板处温度在160℃左右；尾梁7框处温度则在49~62℃之间。

图5 尾梁左侧温度分布

图6 尾梁右侧温度分布

7 结论

经过对AC311型直升机飞行过程中尾梁表面温度的测量实验，可得知AC311型直升机发动机的排气温度对其尾梁5框、尾梁6框和尾梁7框之间的尾梁及整流罩结构影响较大，对尾梁6框和尾梁7框之间的尾梁和整流罩温度影响最大。

综上所述，在飞行过程中，直升机尾梁处部分区域温度因受发动机排气温度影响而偏高，而为其增设隔热板可有效缓解发动机排气的高温对尾梁结构的影响。同时，发动机排气对采用非蜂窝夹层结构的直升机的尾梁、整流罩、机身等其他部分的影响仍需进一步研究。