圖——直升機煙尾跡飛行表演

本題目的上一篇主要講了旋翼槳盤氣動迎角的分佈，分析了槳尖區域氣動迎角為負值的原因，並對反流區的氣動現象進行了補充說明，在本篇中，將會接續上一篇的內容，對直升機的總距和週期變距操縱、兩種典型的機動飛行狀況以及失速和壓縮性問題進行論述。

# 總距和週期變距操縱

槳盤迎角分佈的平均值決定了旋翼拉力的大小，而槳盤迎角的不均勻分佈則實現了俯仰力矩和滾轉力矩的平衡。將迎角與直升機的操縱量對應起來可以發現，槳盤迎角分佈的平均值由總距操縱所決定，合適的總距大小能夠產生適當的誘導速度，使得氣流穿過槳盤，為旋翼產生氣動拉力而提供能量。

在懸停狀態下，旋翼全部的槳盤入流速度都是由誘導速度組成，而在前飛過程中給，由於槳盤存在一定的前傾角，因而前飛來流的速度會在槳盤上有一個與誘導速度方向相同的垂直槳盤分量，這個來流速度的分量和誘導速度共同組成了前飛槳盤入流，顯然，隨著前飛速度的增加，這個來流分量也會逐漸增加，因而誘導速度得以逐漸減小，因而總距也得以減小，從宏觀上來看，總距的變化，與直升機前飛需用功率曲線的變化成正比（關於直升機需用功率曲線，可以查閱我之前關於直升機前飛效能的文章，此處不再論述）。

圖——直升機前飛過程中的操縱量變化

從直升機前飛過程中操縱量變化的曲線圖可以看到總距以及用於配平的縱橫向週期變矩量在前飛、爬升和自轉過程中的變化。

縱向週期變距操縱是用來平衡前行側和後行側槳葉的槳距以此來補償氣流速度的非對稱分佈。駕駛員透過前後推拉變距操縱桿實現縱向週期變距。

橫向週期變距改變了槳盤頭部和尾部的槳距，以此來補償旋翼錐度和誘導速度的前後分均勻分佈導致的氣流速度非堆成分佈。駕駛員透過左右推拉變距操縱桿實現橫向週期變距。

縱橫向週期變距的操縱量都是隨著前飛速度的增大而增大，對於常規的右旋直升機而言，其操縱方向分別是向前和向左。一般認為橫向週期變距杆在低速飛行時曲線上的陡峭變化的原因是誘導速度非均勻分佈導致的。

Prouty 表示，他在繪製這一副操縱量與前飛速度的關係圖的時候，忽略了用於平衡機身氣動力或者重心偏置力矩所需用的揮舞量。在他的計算中，旋翼任何抬頭都會減小揮舞前推杆的位移量（注：此處未必完全正確），而假如旋翼槳盤因揮舞而向左側傾斜，則其左推杆就會小一些。

# 機動飛行

圖——直升機機動飛行

從穩定飛行的狀態中轉入到機動飛行的狀態會導致槳盤氣動迎角的改變。對於絕大多數機動飛行狀態而言，旋翼的拉力都是要大於穩定飛行中旋翼拉力的，因此，旋翼槳葉就會有更高的平均迎角，從而，機動飛行中，槳葉區域性甚至大範圍失速的情況都有可能會發生。而在機動飛行中，有兩個機動動作尤其值得關注：拉起和轉彎。

在常規的直升機拉起飛行中，往往只操縱變距杆——就是說後拉變距杆——就像固定翼飛行器的操縱一樣，通過後拉變距杆，旋翼槳盤後倒，瞬時拉力因而增大，直升機實現拉起機動。在該機動過程中，槳盤後倒導致大量的前飛來流變為上洗氣流，自下而上地穿過槳盤平面，相當於變相增大了槳葉的平均氣動迎角，從而增大了拉力，此外，上洗氣流的存在，使得整個槳盤的氣動迎角分佈更接近於自轉狀態，參考我上一篇文章的內容，可以知道自轉狀態下，最大迎角都集中在後行側靠近槳根區域，即便失速，對旋翼影響也不大。

而在穩定的轉彎機動中，拉力的增量必須同時平衡直升機的重力和轉彎的離心力，因此，必須提總距，這一操作不僅增大了槳葉的平均氣動迎角，並且使得槳葉最大氣動迎角區域向著後行側外部移動——就如同上文中所講到的爬升狀態氣動迎角分佈一樣。從這個角度來看，假設某次轉彎和拉起在同意前飛速度下實現，直升機拉力都達到兩倍重力，那麼轉彎更容易進入後行側槳葉失速的狀態中。

# 失速和壓縮性

直升機和固定翼飛機的失速和壓縮性問題的側重點是有區別的，下面我先說區別在哪，然後進行解釋。

當一架固定翼飛行器失速的時候，主要後果就是其機翼產生的升力大幅下降——當一側機翼比另一側提前失速的話，問題就更嚴重了——相比之下，因失速帶來的低頭俯仰力矩只是個小問題而已。但是直升機失速則不同，對直升機槳葉失速而言，升力損失不算什麼，產生的低頭俯仰力矩才是重點。

同樣的，當一架固定翼飛機在高速飛行情況下遇到壓縮性問題時，主要後果是迅速增大的激波阻力，伴隨而來的低頭俯仰力矩同樣只是個小問題。直升機的壓縮型問題同樣與之不同，當旋翼槳葉遇上壓縮性問題時，低頭俯仰力矩仍然是主要問題。

對於直升機而言，俯仰力矩成為主要問題的主要原因直升機的槳距是可變的，且變距連桿一般都是細長杆，若是俯仰力矩過大，變距連桿很容易就會變形失效。

旋翼槳葉的翼型的氣動特性以往一般是透過風洞試驗進行確定的，在現代化的旋翼設計中，為了加快進度並降低預算，翼型氣動特性也會透過CFD分析來確定，高精度的CFD模擬風洞計算結果往往能取得較高的置信度。

圖——直升機旋翼槳葉微段翼型受力示意及其與迎角關係

上圖展示的是不同馬赫數狀態下二維翼型的升力、阻力和力矩係數的示意圖，從圖中可以看出，當迎角較小且馬赫數較小的情況下，升阻力及力矩係數的曲線都可以看做近似直線，而隨著迎角增大，翼型失速，升力降低，阻力快速增大，併產生了一個急劇增大的低頭力矩；而在高馬赫數的狀況下，翼型受到壓縮性效應——產生了激波阻力——阻力系數急劇增大，俯仰力矩也同樣產生了極大的變化。

因此，絕大部分直升機在設計過程中就會算好槳葉安裝角，使其槳葉不會工作在俯仰力矩很大的狀況下——無論是後行側的槳葉失速問題或是前行側的壓縮性問題。設計經驗同樣表明，直升機的最大飛行速度，必須在上述兩個問題的限制之內。

但是對於直升機飛行員而言，飛行操縱過程中，操縱進入這兩種狀態的情況仍是比較常見的，比如說前飛轉彎過程中，後行側槳葉會進入失速狀態，快速俯衝過程中，前行側將也很容易受到較大的氣動壓縮性影響。但無論是哪種情況，都只會有一小部分槳盤受到影響，這一小部分槳盤受到的影響可能會導致兩種結果：其一就是類似於週期變距操縱一樣，槳葉安裝角由於受俯仰力矩而變化，旋翼揮舞狀態因而發生不可預料的改變，使得飛行員無法透過調整變距杆來實現配平；其二就是俯仰力矩對週期旋轉的槳葉產生了交變的振盪載荷，並傳遞到槳轂上，到傳動系統上，到控制系統上，到機身上，最終波及整個直升機。當然，很多時候，這兩種影響會一起發生。

<To be continued>