Aerodynamic Environment At the Rotor Blade
注：
1. 理论图片所有者为 R.W. Prouty <Helicopter Aerodynamics>
2. 其他图片主要来自NASA网站，勿商用
本题目的上一篇主要讲了旋翼桨盘气动迎角的分布，分析了桨尖区域气动迎角为负值的原因，并对反流区的气动现象进行了补充说明，在本篇中，将会接续上一篇的内容，对直升机的总距和周期变距操纵、两种典型的机动飞行状况以及失速和压缩性问题进行论述。
# 总距和周期变距操纵
桨盘迎角分布的平均值决定了旋翼拉力的大小，而桨盘迎角的不均匀分布则实现了俯仰力矩和滚转力矩的平衡。将迎角与直升机的操纵量对应起来可以发现，桨盘迎角分布的平均值由总距操纵所决定，合适的总距大小能够产生适当的诱导速度，使得气流穿过桨盘，为旋翼产生气动拉力而提供能量。
在悬停状态下，旋翼全部的桨盘入流速度都是由诱导速度组成，而在前飞过程中给，由于桨盘存在一定的前倾角，因而前飞来流的速度会在桨盘上有一个与诱导速度方向相同的垂直桨盘分量，这个来流速度的分量和诱导速度共同组成了前飞桨盘入流，显然，随着前飞速度的增加，这个来流分量也会逐渐增加，因而诱导速度得以逐渐减小，因而总距也得以减小，从宏观上来看，总距的变化，与直升机前飞需用功率曲线的变化成正比（关于直升机需用功率曲线，可以查阅我之前关于直升机前飞性能的文章，此处不再论述）。
图——直升机前飞过程中的操纵量变化
从直升机前飞过程中操纵量变化的曲线图可以看到总距以及用于配平的纵横向周期变矩量在前飞、爬升和自转过程中的变化。
纵向周期变距操纵是用来平衡前行侧和后行侧桨叶的桨距以此来补偿气流速度的非对称分布。驾驶员通过前后推拉变距操纵杆实现纵向周期变距。
横向周期变距改变了桨盘头部和尾部的桨距，以此来补偿旋翼锥度和诱导速度的前后分均匀分布导致的气流速度非堆成分布。驾驶员通过左右推拉变距操纵杆实现横向周期变距。
纵横向周期变距的操纵量都是随着前飞速度的增大而增大，对于常规的右旋直升机而言，其操纵方向分别是向前和向左。一般认为横向周期变距杆在低速飞行时曲线上的陡峭变化的原因是诱导速度非均匀分布导致的。
Prouty 表示，他在绘制这一副操纵量与前飞速度的关系图的时候，忽略了用于平衡机身气动力或者重心偏置力矩所需用的挥舞量。在他的计算中，旋翼任何抬头都会减小挥舞前推杆的位移量（注：此处未必完全正确），而假如旋翼桨盘因挥舞而向左侧倾斜，则其左推杆就会小一些。
# 机动飞行
图——直升机机动飞行
从稳定飞行的状态中转入到机动飞行的状态会导致桨盘气动迎角的改变。对于绝大多数机动飞行状态而言，旋翼的拉力都是要大于稳定飞行中旋翼拉力的，因此，旋翼桨叶就会有更高的平均迎角，从而，机动飞行中，桨叶局部甚至大范围失速的情况都有可能会发生。而在机动飞行中，有两个机动动作尤其值得关注：拉起和转弯。
在常规的直升机拉起机动中，往往只操纵变距杆——就是说后拉变距杆——就像固定翼飞行器的操纵一样，通过后拉变距杆，旋翼桨盘后倒，瞬时拉力因而增大，直升机实现拉起机动。在该机动过程中，桨盘后倒导致大量的前飞来流变为上洗气流，自下而上地穿过桨盘平面，相当于变相增大了桨叶的平均气动迎角，从而增大了拉力，此外，上洗气流的存在，使得整个桨盘的气动迎角分布更接近于自转状态，参考我上一篇文章的内容，可以知道自转状态下，最大迎角都集中在后行侧靠近桨根区域，即便失速，对旋翼影响也不大。
而在稳定的转弯机动中，拉力的增量必须同时平衡直升机的重力和转弯的离心力，因此，必须提总距，这一操作不仅增大了桨叶的平均气动迎角，并且使得桨叶最大气动迎角区域向着后行侧外部移动——就如同上文中所讲到的爬升状态气动迎角分布一样。从这个角度来看，假设某次转弯和拉起在同意前飞速度下实现，直升机拉力都达到两倍重力，那么转弯更容易进入后行侧桨叶失速的状态中。
# 失速和压缩性
直升机和固定翼飞机的失速和压缩性问题的侧重点是有区别的，下面我先说区别在哪，然后进行解释。
当一架固定翼飞行器失速的时候，主要后果就是其机翼产生的升力大幅下降——当一侧机翼比另一侧提前失速的话，问题就更严重了——相比之下，因失速带来的低头俯仰力矩只是个小问题而已。但是直升机失速则不同，对直升机桨叶失速而言，升力损失不算什么，产生的低头俯仰力矩才是重点。
同样的，当一架固定翼飞机在高速飞行情况下遇到压缩性问题时，主要后果是迅速增大的激波阻力，伴随而来的低头俯仰力矩同样只是个小问题。直升机的压缩型问题同样与之不同，当旋翼桨叶遇上压缩性问题时，低头俯仰力矩仍然是主要问题。
对于直升机而言，俯仰力矩成为主要问题的主要原因直升机的桨距是可变的，而变距连杆一般都是细长杆，若是俯仰力矩过大，变距连杆很容易就会变形失效。
旋翼桨叶的翼型的气动特性以往一般是通过风洞试验进行确定的，在现代化的旋翼设计中，为了加快进度并降低预算，翼型气动特性也会通过CFD分析来确定，高精度的CFD模拟风洞计算结果往往能取得较高的置信度。
图——直升机旋翼桨叶微段翼型受力示意及其与迎角关系
上图展示的是不同马赫数状态下二维翼型的升力、阻力和力矩系数的示意图，从图中可以看出，当迎角较小且马赫数较小的情况下，升阻力及力矩系数的曲线都可以看做近似直线，而随着迎角增大，翼型失速，升力降低，阻力快速增大，并产生了一个急剧增大的低头力矩；而在高马赫数的状况下，翼型受到压缩性效应——产生了激波阻力——阻力系数急剧增大，俯仰力矩也同样产生了极大的变化。
因此，绝大部分直升机在设计过程中就会算好桨叶安装角，使其桨叶不会工作在俯仰力矩很大的状况下——无论是后行侧的桨叶失速问题或是前行侧的压缩性问题。设计经验同样表明，直升机的最大飞行速度，必须在上述两个问题的限制之内。
但是对于直升机飞行员而言，飞行操纵过程中，操纵进入这两种状态的情况仍是比较常见的，比如说前飞转弯过程中，后行侧桨叶会进入失速状态，快速俯冲过程中，前行侧将也很容易受到较大的气动压缩性影响。但无论是哪种情况，都只会有一小部分桨盘受到影响，这一小部分桨盘受到的影响可能会导致两种结果：其一就是类似于周期变距操纵一样，桨叶安装角由于受俯仰力矩而变化，旋翼挥舞状态因而发生不可预料的改变，使得飞行员无法通过调整变距杆来实现配平；其二就是俯仰力矩对周期旋转的桨叶产生了交变的振荡载荷，并传递到桨毂上，到传动系统上，到控制系统上，到机身上，最终波及整个直升机。当然，很多时候，这两种影响会一起发生。
<To be continued>
来源：知乎 www.zhihu.com
作者：丁尹
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