小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動與操縱特性試驗研究

郭劍東，宋彥國

小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動與操縱特性試驗研究

郭劍東，宋彥國

(南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗室，江蘇南京210016)

由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行模式多，各部件氣動干擾復(fù)雜且操縱面冗余，特別是傾轉(zhuǎn)過渡模式，短艙帶動旋翼系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)，結(jié)構(gòu)布局發(fā)生改變，從理論上確定氣動與操縱特性難度大。為了研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動與操縱特性，對某小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)展開全尺寸、全模式吹風(fēng)試驗，其中不帶動力試驗主要用于研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在不同迎角、短艙傾角、前飛速度等飛行狀態(tài)下的氣動特性;帶動力試驗主要用于研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)不同飛行模式帶機(jī)翼與不帶機(jī)翼時，旋翼/機(jī)翼/襟副翼相互干擾作用，以及總距、副翼、升降舵的操縱功效。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)推導(dǎo)出小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全包線飛行的操縱特性方法，對進(jìn)一步完善傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)計以及試飛試驗的成功提供了參考。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī);氣動干擾;操縱特性;風(fēng)洞試驗;短艙

0 引言

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)結(jié)合了直升機(jī)與固定翼螺旋槳飛機(jī)的飛行特點(diǎn)，可以實(shí)現(xiàn)垂直起降、空中懸停與小速度飛行，同時又具有固定翼飛機(jī)高速的飛行優(yōu)點(diǎn)。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有獨(dú)特飛行優(yōu)勢的同時也帶來很多技術(shù)難點(diǎn)，如旋翼/機(jī)翼、旋翼/機(jī)身、雙旋翼的氣動干擾問題，傾轉(zhuǎn)過渡模式的飛行動力學(xué)特性分析、全包線飛行控制問題等［1-6］。由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，而且不同飛行模式各部件氣動力變化明顯，從理論上確定各部件的氣動特性難度很大，為了研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動干擾情況、系統(tǒng)的穩(wěn)定性、可控性、操縱性以及總體參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計等，通常采用模型試驗機(jī)吹風(fēng)試驗。國外對傾轉(zhuǎn)旋翼模型試驗機(jī)展開大量的吹風(fēng)試驗，Weiberg等人［7-8］在NASA(National Aeronautics and Space Administration)的埃姆斯風(fēng)洞對XV-15展開吹風(fēng)試驗，根據(jù)試驗數(shù)據(jù)對試驗機(jī)的飛行動力學(xué)特性、空氣動力學(xué)特性進(jìn)行評估，分析試驗機(jī)在全包線飛行過程中的飛行性能、穩(wěn)定性、可控性以及結(jié)構(gòu)載荷等，利用旋翼、短艙以及機(jī)翼的干擾作用修正飛行動力學(xué)仿真模型，并推演出試飛試驗的方法，有效地降低試飛風(fēng)險。2000年，V22的四分之一縮比模型在埃姆斯風(fēng)洞開展試驗，以試驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)對現(xiàn)役以及未來的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)進(jìn)行設(shè)計改進(jìn)［9］。Johnson針對縮比的孤立旋翼系統(tǒng)，在DNW(Dutch Wind Tunnel)風(fēng)洞開展大量吹風(fēng)試驗，主要用于測量旋翼的氣動、聲學(xué)、性能以及結(jié)構(gòu)載荷等，并將直升機(jī)、懸停以及飛機(jī)模式的飛行性能與CAMRAD II計算結(jié)果進(jìn)行對比分析，對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動模型進(jìn)行修正［10］。國內(nèi)對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的試驗研究比較少而且也不完善，對全包線飛行試驗的研究尚未見報道。

本文針對某小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，展開了直升機(jī)模式、傾轉(zhuǎn)過渡模式與飛機(jī)模式的全包線吹風(fēng)試驗。為了確定傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣動與操縱特性，首先進(jìn)行不帶動力試驗，展開不同迎角、前飛速度、短艙傾角等多種狀態(tài)的吹風(fēng)試驗，為研究該構(gòu)型飛行器的飛行性能、總體參數(shù)設(shè)計提供參考;其次帶動力試驗主要進(jìn)行全模式吹風(fēng)試驗，研究了旋翼、機(jī)翼氣動特性，并得到了在不同飛行模式下，總距與舵面的操縱功效以及總距、前飛速度與短艙傾角的匹配關(guān)系，為理論分析和試飛試驗提供了試驗結(jié)果。

1 試驗方案設(shè)計

試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1所示，由小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)系統(tǒng)與測量系統(tǒng)兩部分組成。其中小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)由旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、發(fā)動機(jī)短艙、水平安定面、垂直安定面、傳動與傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、舵機(jī)驅(qū)動系統(tǒng)等組成。小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)采用上單翼布局，在機(jī)翼上安裝襟副翼，機(jī)翼外側(cè)布置可傾轉(zhuǎn)的旋翼發(fā)動機(jī)短艙系統(tǒng)，尾部安裝水平安定面、垂直安定面以及升降舵與方向舵，通過兩臺無刷電機(jī)分別驅(qū)動兩副旋翼系統(tǒng)，短艙傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)采用蝸輪蝸桿配合高精度位置控制系統(tǒng)，提供準(zhǔn)確的旋翼短艙傾角控制。測量系統(tǒng)包括六分量天平與數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，六分量天平用于測量試驗機(jī)的三個軸向力與三軸力矩，試驗機(jī)的主要參數(shù)如表1所列。

表1 試驗機(jī)主要參數(shù)Table 1The main parameters of the test model

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ虵ig.1Wind-tunnel test model

試驗在南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗室的直升機(jī)回流風(fēng)洞進(jìn)行，試驗段的長寬尺寸為2.4m×3.4m，最大風(fēng)速45m/s。試驗過程:由地面操控計算機(jī)將控制指令通過數(shù)傳電臺發(fā)送到試驗機(jī)的舵機(jī)驅(qū)動系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)對試驗機(jī)的舵面、總距、周期變距、短艙傾角以及旋翼轉(zhuǎn)速控制。氣動力試驗數(shù)據(jù)由六分量天平測量獲得，通過對信號的AD采樣、濾波、放大進(jìn)入數(shù)據(jù)采集計算機(jī)進(jìn)行處理。試驗系統(tǒng)的流程如圖2所示。

2 試驗狀態(tài)

為了獲得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)身氣動力特性、旋翼/機(jī)翼/襟副翼干擾特性，以及不同飛行模式、不同飛行速度下的操縱功效等，開展如下研究:

(1)不帶動力試驗，獲得直升機(jī)模式、傾轉(zhuǎn)過渡模式與飛機(jī)模式的氣動力與力矩以及各舵面操縱效率;

(2)帶動力試驗，旋翼工作在額定轉(zhuǎn)速，獲得不同飛行模式的氣動力與力矩以及飛機(jī)舵面、旋翼操縱效率;

(3)帶動力試驗，去掉機(jī)翼，旋翼工作在額定轉(zhuǎn)速，與試驗狀態(tài)(2)的結(jié)果對比，獲得旋翼/機(jī)翼的氣動干擾數(shù)據(jù)。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行模式多，通過短艙的傾轉(zhuǎn)完成各模式間的轉(zhuǎn)換，而且操縱舵面冗余復(fù)雜，需要根據(jù)每個飛行模式的主要特性確定相應(yīng)的試驗狀態(tài)。不帶動力試驗主要考察飛機(jī)在不同飛行模式、迎角以及舵面操縱對氣動性能的影響，同時還要考慮短艙傾角、前飛速度與機(jī)身迎角的匹配關(guān)系;動力試驗主要考察不同飛行模式、迎角、有無機(jī)翼、舵面操縱對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動性能的影響，同時確定旋翼操縱、前飛速度與短艙傾角的匹配關(guān)系。相關(guān)的試驗狀態(tài)如表2所列。

圖2 風(fēng)洞試驗系統(tǒng)工作示意圖Fig.2Schematic diagram of the wind-tunnel test system

表2 主要試驗狀態(tài)Table 2The main test conditions

3 試驗結(jié)果與分析

3.1 直升機(jī)模式

懸停飛行直升機(jī)模式的重要飛行狀態(tài)，圖3-4分別表示在懸停飛行狀態(tài)，改變襟翼偏角以及有無機(jī)翼對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動力的影響。

其中圖3表示總距δcol=7°～12°，襟翼δail=－25°～0°(下偏為負(fù))時，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力變化曲線。從圖中可以看出在同一總距操縱時，隨著襟翼的上偏，機(jī)翼的干擾面積逐漸增加，旋翼對機(jī)翼產(chǎn)生的向下載荷以及機(jī)翼對旋翼尾流的阻塞作用，導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力逐漸減小。同時隨著總距的增加，旋翼的尾流增大，導(dǎo)致機(jī)翼的上表面靜壓增加，垂直增重更加明顯。通過試驗數(shù)據(jù)與試驗機(jī)質(zhì)量對比可以看出，在懸停飛行模式旋翼總距δcol=9時，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力與機(jī)身重量相當(dāng)，為試飛試驗確定懸停總距提供重要依據(jù)。

為了對比分析，去掉機(jī)翼，按照上述的狀態(tài)進(jìn)行試驗，結(jié)果如圖4所示。可以看出去掉機(jī)翼后，孤立旋翼產(chǎn)生的氣動力明顯大于帶機(jī)翼時的氣動力。在不同的總距輸入時，機(jī)身的垂向力損失占孤立旋翼拉力的13.34%、14.56%、14.91%、14.75%，與參考文獻(xiàn)［11-13］結(jié)論相吻合。

圖3 襟翼偏角對旋翼拉力的影響Fig.3Effect of the rotor thrust with the flaperon deflection angle

3.2 傾轉(zhuǎn)過渡模式

(1)不帶動力試驗段機(jī)身氣動力分析

在傾轉(zhuǎn)過渡模式短艙傾轉(zhuǎn)導(dǎo)致飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局、重心以及慣性參數(shù)等發(fā)生變化，因此會影響飛機(jī)的氣動特性。由于短艙外形不規(guī)則，主要考慮短艙傾轉(zhuǎn)對機(jī)身阻力的影響。圖5為吹風(fēng)速度u=20m/s時，短艙由30°轉(zhuǎn)向75°的機(jī)身阻力變化曲線，可以看出隨著短艙的傾轉(zhuǎn)，短艙的迎風(fēng)面積減小，導(dǎo)致機(jī)身阻力也逐漸減小。

(2)帶動力試驗段氣動與操縱分析

圖4 襟翼、機(jī)翼對旋翼拉力干擾作用比較Fig.4Comparison of the interaction effect of the rotor thrust between the flaperon and wing

傾轉(zhuǎn)過渡模式是實(shí)現(xiàn)直升機(jī)與固定翼飛機(jī)相互轉(zhuǎn)換的重要飛行狀態(tài)，在傾轉(zhuǎn)過程中涉及若干關(guān)鍵技術(shù)，特別是總距、前飛速度以及短艙傾角的匹配關(guān)系尤為重要，決定了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)能否成功實(shí)現(xiàn)飛行模式的轉(zhuǎn)換。圖6表示短艙從45°向75°過渡飛行，前飛速度u=20m/s，總距分別為δcol=14°、16°的操縱響應(yīng)。從圖中可以看出總距δcol=14°，短艙傾角為45°時，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力為9.5kg，前向力為2.4kg;在同樣總距輸入時，當(dāng)短艙傾角轉(zhuǎn)為60°時，由于流入旋翼的軸向氣流速度增加導(dǎo)致槳葉剖面的有效迎角減小，降低了旋翼的拉力，導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的前向力向后，因此在該飛行狀態(tài)需要增加總距輸入量，從而增大槳葉剖面迎角使旋翼產(chǎn)生更大的拉力;同時由于旋翼的拉力矢量隨短艙傾角發(fā)生前傾導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力大幅度下降;當(dāng)短艙傾角轉(zhuǎn)到75°時，飛機(jī)的后向力達(dá)到3.5kg，總距、前飛速度與短艙傾角的匹配關(guān)系已經(jīng)偏離安全轉(zhuǎn)換走廊。

圖5 短艙傾角對機(jī)身阻力的影響Fig.5Effect of the fuselage drag response to tilt angle

在相同的前飛速度與短艙傾角時，槳葉剖面的有效迎角由總距的大小決定，總距大，導(dǎo)致槳葉剖面迎角增大，因此大總距時旋翼產(chǎn)生的氣動力增加。表現(xiàn)為總距為16°時，氣動力在水平與垂直方向的分量均大于總距14°的情況;當(dāng)短艙為75°時傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的前向力接近平衡狀態(tài)，但垂向力很小，需要增加機(jī)身俯仰角，使機(jī)翼產(chǎn)生更大的拉力以平衡自身重量，完成模式轉(zhuǎn)換。

圖6 總距、短艙傾角對機(jī)身氣動力的影響Fig.6Effect of the fuselage aerodynamics response to collective input and nacelle angle

在傾轉(zhuǎn)過渡模式，旋翼相對于機(jī)翼的位置發(fā)生變化，尾跡畸變大，研究旋翼與機(jī)翼之間的干擾作用更加困難。圖7為傾轉(zhuǎn)過渡模式有無機(jī)翼時氣動力的變化曲線。由于旋翼產(chǎn)生的向下載荷以及機(jī)翼對旋翼下洗流的阻塞作用，導(dǎo)致在所有的試驗狀態(tài)下，有機(jī)翼時傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的垂向力均小于無機(jī)翼的情況。其中圖7(a)前飛速度為15m/s，短艙傾角分別為30°、45°時傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)垂向力變化曲線(其中δFY表示有無機(jī)翼垂向力的變化量)。可以看出在相同總距輸入時，短艙30°時氣動力的變化量大于45°，主要由于當(dāng)短艙為30°時機(jī)翼幾乎處于旋翼的尾流中，旋翼產(chǎn)生的向下載荷較大，當(dāng)短艙繼續(xù)傾轉(zhuǎn)，處于尾流區(qū)的機(jī)翼面積逐漸減小，旋翼的向下載荷也逐漸減弱。從圖7(a)可以推斷出前飛速度在15m/s附近，總距輸入量為13°左右可以實(shí)現(xiàn)短艙在30°～45°范圍飛行。

圖7(b)前飛速度為20m/s，總距輸入14°，不同短艙傾角時機(jī)身垂向力的變化曲線。可以看出隨著短艙的傾轉(zhuǎn)，有無機(jī)翼對機(jī)身垂向力的影響逐漸減弱，分析原因隨著旋翼尾跡的傾斜，逐漸與機(jī)翼的弦向平行，導(dǎo)致機(jī)翼的上表面靜壓增大的區(qū)域減小，即旋翼的向下載荷也減少，在傾轉(zhuǎn)過渡模式后期(In= 75°)接近飛機(jī)模式，旋翼尾流與吹風(fēng)氣流合成后，增加了機(jī)翼的相對速度，使得翼面產(chǎn)生的升力增加。通過圖7(b)還可以看出當(dāng)短艙傾轉(zhuǎn)到45°之后，前飛速度需要達(dá)到15m/s～20m/s，同時同步增加總距操縱輸入量與機(jī)身迎角，使機(jī)翼產(chǎn)生更大的升力以平衡旋翼拉力在垂向的損失，保證飛機(jī)不掉高、掉速。

圖7 傾轉(zhuǎn)過渡模式機(jī)翼、旋翼干擾作用Fig.7Interaction effects of the wing and rotor in conversion-mode

圖8為傾轉(zhuǎn)過程中電機(jī)功率曲線，從圖中可以看出在相同的短艙傾角下，隨著總距的增加功率顯著增大，主要用于抵消旋翼的型阻功率。在相同的總距輸入與前飛速度時，隨著短艙的前傾，旋翼消耗功率逐漸減小，主要原因包括:短艙前傾導(dǎo)致旋翼軸逐漸與吹風(fēng)速度平行，使槳葉剖面迎角減小，降低了旋翼的型阻功率;同時吹風(fēng)速度對旋翼也產(chǎn)生風(fēng)車效應(yīng)。當(dāng)短艙傾角為75°時，試驗機(jī)更接近于固定翼飛機(jī)，總距分別為14°、15°、16°時，旋翼消耗的功率小于1.2kW，可以看出這些試驗條件也偏離了旋翼的實(shí)際工作狀態(tài)，需要繼續(xù)增加總距輸入使旋翼產(chǎn)生更大的拉力。

3.3 飛機(jī)模式

圖9給出飛機(jī)模式，旋翼在額定轉(zhuǎn)速工作狀態(tài)下舵面的操縱響應(yīng)特性。其中圖9(a)為副翼操縱對氣動力的影響，從圖中可以看出，副翼操縱對滾轉(zhuǎn)力矩起主導(dǎo)作用，對升力的影響較小，當(dāng)副翼為0°時傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的阻力最小，副翼為±10°時阻力增加;圖9(b)為升降舵的操縱特性，可以看出升降舵由下偏角向正偏角變化時，對俯仰力矩的影響起主導(dǎo)作用，同時導(dǎo)致升力逐漸減小。從圖中仍還可以看出，總距為21°時，旋翼提供的前向拉力仍小于阻力，需要繼續(xù)增加總距操縱以平衡前飛的阻力。

3.4 全包線飛行操縱特性研究

根據(jù)直升機(jī)模式、傾轉(zhuǎn)過渡模式與飛機(jī)模式的試驗數(shù)據(jù)，同時采用修正后的氣動模型，推出小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全包線飛行的操縱特性曲線，如圖10所示。圖中歸納出主要操縱量與飛行參數(shù)的上下邊界與對應(yīng)前飛速度的約束關(guān)系。其中實(shí)線表示前飛速度與短艙傾角的匹配關(guān)系，點(diǎn)線表示前飛速度與總距的匹配關(guān)系，虛線表示飛行過程中，飛機(jī)俯仰角的作用范圍。上述轉(zhuǎn)換過程為小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的試飛試驗提供重要的操縱與姿態(tài)參考。

圖8 傾轉(zhuǎn)過渡模式需用功率分布曲線Fig.8The required power distribution curve in transition-mode

圖9 飛機(jī)模式舵面操縱響應(yīng)曲線Fig.9Control characteristics curve in airplane-mode

圖10 全包線過程中操縱特性曲線Fig.10The curve of control characteristics in full-envelop flight

4 結(jié)論

通過分析傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的風(fēng)洞試驗可以得出以下結(jié)論:

(1)根據(jù)試驗結(jié)果，在氣動布局設(shè)計時需要增加襟翼面積以及襟翼的下偏角，這樣可有效減小機(jī)翼在旋翼尾流區(qū)的面積，從而降低旋翼的拉力損失;根據(jù)傾轉(zhuǎn)過渡模式的試驗結(jié)果，將機(jī)翼預(yù)置3°～5°安裝角，有利于提高傾轉(zhuǎn)過渡模式的順利過渡。

(2)根據(jù)吹風(fēng)試驗數(shù)據(jù)給出無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全包線飛行的操縱特性，并得到了前飛速度、短艙傾角、旋翼操縱以及飛機(jī)俯仰角之間的約束關(guān)系，總結(jié)了無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行包線，為飛行試驗提供了重要保障。

(3)試驗結(jié)果也驗證了驗證機(jī)的總體設(shè)計與氣動布局的合理性。

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Testing study on aerodynamics and control characteristics of a small unmanned tilt rotor

Guo Jiandong，Song Yanguo
(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing210016，China)

It is very difficult to determine the aerodynamics and control characteristics theoretically for tiltrotor aircraft because of multi-flight modes，complexity of aerodynamic interactions，and redundancy of control surfaces.Especially for the tilting flight mode，the layout of the aircraft is transformed between the helicopter mode and the fixed-wing airplane mode with the nacelle driven rotor system tilting.In order to investigate the aerodynamics and control characteristics，the full-span and full-envelop flight modes of a small unmanned tilt rotor are tested in wind-tunnel prior to flight.The un-powered test is mainly determining the flight characteristics with different attack angles，nacelle angles and forward speeds.The powered test is focused on the aerodynamic interactions among rotor，wing and flaperon wing，with and without wings，as well as the efficacy manipulation of the collective aileron and elevator.According to the experimental data，the full-envelop flight control characteristics for the tiltrotor is deduced，improves aircraft designing，and provides a priori knowledge for successful flight tests.

tilt rotor;aerodynamic interaction;control characteristics;wind-tunnel tests;nacelle

V211.74

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0007

0258-1825(2015)01-0107-06

2013-01-22;

2013-04-03

國家自然科學(xué)基金項目(60705034);江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

郭劍東(1983-)，男，江蘇南京人，博士，研究方向:飛行力學(xué)與飛行控制.E-mail:bh4rbc@gmail.com宋彥國(1973-)，男，博士，副教授.E-mail:songyg@nuaa.edu.cn

郭劍東，宋彥國.小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動與操縱特性試驗研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2015，33(1):107-112.

10.7638/kqdlxxb-2013.0007.Guo J D，Song Y G.Testing study on aerodynamics and control characteristics of a small unmanned tilt rotor［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(1):107-112.