共轴双旋翼直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过所谓的上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向操纵，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。
共轴双旋翼直升机的上述特征决定了它与传统的单旋翼带尾桨直升机相比有着自身的特点。20世纪40年代初，这种构形引起了航空爱好者极大的兴趣，并试图将其变成可实用的飞行器，然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。1932年，西科斯基研制成功了单旋翼带尾桨直升机VS-300，成为世界上第一架可实用的直升机。从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。
然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。
俄罗斯卡莫夫设计局从1945年研制成功卡-8共轴式直升机到90年代研制成功被西方誉为现代世界最先进的武装攻击直升机卡-50；发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。美国也于50 年代研制了QH-50共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。美国西科斯基公司在70年代发展了一种前行桨叶方案（A B C）直升机，该机采用共轴式旋翼，刚性桨毂，上下旋翼的间距较小。它利用上下两旋翼的前行桨叶边左右对称来克服单旋翼在前飞时由于后行桨叶失速带来的升力不平衡力矩，从而提高旋翼的升力和前进比，其验证机XH-59A于1973年进行试飞，并先后进行大量的风洞实验。
从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶直升机。近年来，无人直升机已成为国内外航空领域内的研究热点。比较成熟的有：加拿大的CLL227，德国的“Seamos”, 美国的“QH50”。这些无人直升机的共同特点是均采用了共轴双旋翼形式。
在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。
北京航空航天大学于上世纪80年代开始研制共轴式直升机，并先后研制了“海鸥”共轴式无人直升机、M16 单座共轴式直升机、M22、FH-1小型共轴式无人直升机。其中FH-1小型共轴式无人直升机已在电力部门、科研院所等单位应用。该机目前已实现了从起飞到降落的无人驾驶自主飞行，可载20kg任务载荷，飞行1.5h。
共轴式直升机的总体结构特点
共轴式直升机与单旋翼带尾桨直升机的主要区别是采用上下共轴反转的两组旋翼用来平衡旋翼扭矩，不需尾桨。在结构上，由于采用两副旋翼，与相同重量的单旋翼直升机相比，若采用相同的桨盘载荷，其旋翼半径仅为单旋翼直升机的70%。单旋翼直升机的尾桨部分必须超出旋翼旋转面，尾桨直径约为主旋翼的16% ～ 22%，这样，假设尾桨紧邻旋翼桨盘，则单旋翼直升机旋翼桨盘的最前端到尾桨桨盘的最后端是旋翼直径的1.16 ～ 1.22倍。由于没有尾桨，共轴式直升机的机身部分一般情况下均在桨盘面积之内，其机体总的纵向尺寸就是桨盘直径。这样，在桨盘载荷、发动机和相同的总重下，共轴双旋翼直升机的总体纵向尺寸仅为单旋翼直升机的60% 左右。
共轴式直升机的机身较短，同时其结构重量和载重均集中在直升机的重心处，因而减少了直升机的俯仰和偏航的转动惯量。
在10t 级直升机上，共轴式直升机的俯仰转动惯量大约是单旋翼直升机的一半，因此，共轴式直升机可提供更大的俯仰和横滚操纵力矩。并使直升机具有较高的加速特性。
由于没有尾桨，共轴式直升机消除了单旋翼直升机存在的尾桨故障隐患和在飞行中因尾梁的振动和变形引起的尾桨传动机构的故障隐患，从而提高了直升机的生存率。
由于采用上下两副旋翼，增加了直升机的垂向尺寸，两副旋翼的桨毂和操纵机构均暴露在机身外。两副旋翼的间距与旋翼直径成一定的比例，以保证飞行中上下旋翼由于操纵和阵风引起的极限挥舞不会相碰。两旋翼间的非流线不规则的桨毂和操纵系统部分增加了直升机的废阻面积，因而，共轴式直升机的废阻功率一般来说大于单旋翼带尾桨直升机的废阻功率。
共轴式直升机一般采用双垂尾以增加直升机的航向操纵性和稳定性。
一般来说，共轴式直升机绕旋翼轴的转动惯量大大小于单旋翼带尾桨直升机，因而，航向的操纵性好于单旋翼带尾桨直升机，而稳定性相对较差；由于共轴式直升机的机身较短，故增加平尾面积和采用双垂尾来提高直升机的纵向和航向稳定性。共轴式直升机的垂尾的航向操纵效率只在飞行速度较大时方起作用。
共轴双旋翼直升机的主要气动特性
共轴式直升机具有合理的功率消耗（无用于平衡反扭矩的尾桨功率消耗），优良的操纵性、较小的总体尺寸等特点。与单旋翼带尾桨直升机相比，共轴式直升机的主要气动特点为：共轴式直升机具有较高的悬停效率；没有用于平衡反扭矩的尾桨功率损耗；尾浆在起飞、悬停状态下的功率消耗为7% ～ 12%；空气动力对称；具有较大的俯仰、横滚控制力矩。
据卡莫夫设计局资料称，通常共轴双旋翼直升机的悬停效率要比单旋翼带尾桨直升机高出17% ～ 30%。由于上述的原因，在相同的起飞重量、发动机功率和旋翼直径下，共轴式直升机有着更高的悬停升限和爬升率。
共轴式直升机的另一个重要特性是随着升限增高，其航向转弯速度保持不变甚至有所增加。这是由于共轴式直升机不需要额外的功率用于航向操纵，因而改善了航向的操纵效率。增加同样的拉力所需的扭矩增量随悬停高度的增加而增加，因此，对单旋翼直升机来说，为平衡反扭矩所需的尾桨功率也需要增加，在尾桨功率供应不足的情况下使航向操纵效率减小。而共轴式直升机不存在这样的问题。
共轴双旋翼的平飞气动特性与单旋翼也有不同，资料表明，在相同拉力和旋翼直径下，刚性共轴双旋翼的诱导阻力比单旋翼低20% ～ 30%。
由于操纵系统部分和上下旋翼桨毂这些非流线形状部件的数量和体积大于单旋翼直升机并暴露在气流中，因而共轴式直升机的废阻面积大于单旋翼直升机。共轴式直升机在悬停、中低速飞行时的需用功率小于单旋翼直升机，随速度增加，需用功率逐渐增大至大于单旋翼直升机，这一特性决定了共轴式直升机有较大的实用升限、较大的爬升速度、更大的续航时间。而单旋翼直升机则有较大的平飞速度、较大的巡航速度和飞行范围。由于共轴式直升机具有特殊的操纵系统构件，两旋翼必须保持一定的间距，因此要将废阻面积降低到单旋翼直升机的水平很困难。
共轴式直升机在各种飞行状态下均不同程度地存在着气动干扰，表现为上旋翼对下旋翼的下洗流的影响以及下旋翼对上旋翼的流态的影响，实验和理论研究表明，在悬停和小速度前飞状态下，旋翼的相互影响使得下旋翼的下洗速度比单旋翼的要大得多，而上旋翼的下洗速度与单旋翼几乎相同，略大一些。上旋翼的滑流流管在下旋翼处收缩至Rs(Rs＜R)，即下桨盘只在半径Rs以内的区域受到上旋翼下洗流的影响，而上桨盘完全处于受下桨盘作用的滑流里。在垂直爬升时，由于上下旋翼的气动干扰，每组旋翼的轴向速度包括直升机的爬升速度、自身诱导速度和来自另一旋翼的诱导干扰速度。
因此，无论是上旋翼还是下旋翼，在气动力估算时均不能用估算单旋翼的方法进行旋翼特性估算。早期共轴双旋翼的气动计算是按等效实度的单旋翼气动模型计算的，如上下旋翼共4片桨叶，则按4 片相同几何参数的单旋翼来估算。后来发现这种方法与实验结果相差较大，而且由此得出的结果导致了操纵系统的设计余度不够而出现飞行事故。因此，无论是前飞还是悬停，简单的动量法已不能用于共轴双旋翼的气动计算。应当用比较符合旋翼流场物理现象的涡流理论或计算流体力学解决共轴双旋翼的气动计算问题。
由于上下旋翼的诱导速度不同，上下旋翼的气动特性也不同。表现在当上下旋翼的升力相同时，上下旋翼的扭矩不同；上下旋翼的扭矩相同时，上下旋翼的升力不同。并且上下旋翼的拉力系数和阻力系数以及上下旋翼的扭矩均随飞行状态和飞行速度而变化。
一般来说，扭矩相同的情况下，共轴双旋翼的上下旋翼在悬停状态的拉力之比为CTlow/CTupp=0.85左右，随着前飞速度的增加，在μ≥1.5时，CTupp=1.05CTlow。
与单旋翼带尾桨直升机有所不同的是，共轴式直升机的航向操纵是通过改变上下旋翼总距来实现的。因此，在改变了上下旋翼的扭矩分配后，上下旋翼的升力也有所变化。其结果是，伴随着航向的变化直升机还有升降的变化。因此，这种航向与升降运动的耦合响应，必须通过总距操纵补偿来解决。
这种复合式直升机在前飞时螺旋桨和机翼所产生的升力为旋翼卸载，减小了旋翼拉力的前飞分量，从而缓解了前行桨叶激波和后行桨叶失速对飞行器的恶劣影响。由于采用了共轴双旋翼，高速前飞所带来的后行桨叶失速问题可由上下旋翼转速相反，其后行桨叶所处位置相对机体对称的特性而解决：一副旋翼产生的侧倾力矩被另一副旋翼的侧倾力矩平衡。因此，共轴双旋翼反转的对称性，与倾转旋翼的左右布置且反转的对称性相比，具有悬停效率高、保持自转下滑能力、不需倾转机构、安全性高的优势。所需研究和解决的问题是在高速前飞中共轴双旋翼的质量特性和气动特性对机体的影响。
共轴式复合式直升机很可能作为一种新型飞行器，来提高直升机的速度和航程。 |
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发表于 2010-6-6 15:03
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