表1(Table 1)
0 引 言
倾转旋翼机结合了直升机与固定翼螺旋桨飞机的飞行特点，可以实现垂直起降、空中悬停与小速度飞行，同时又具有固定翼飞机高速的飞行优点。倾转旋翼机具有独特飞行优势的同时也带来很多技术难点，如旋翼/机翼、旋翼/机身、双旋翼的气动干扰问题，倾转过渡模式的飞行动力学特性分析、全包线飞行控制问题等[1, 2, 3, 4, 5, 6]。由于倾转旋翼机结构复杂，而且不同飞行模式各部件气动力变化明显，从理论上确定各部件的气动特性难度很大，为了研究倾转旋翼机的气动干扰情况、系统的稳定性、可控性、操纵性以及总体参数的优化设计等，通常采用模型试验机吹风试验。国外对倾转旋翼模型试验机展开大量的吹风试验，Weiberg等人[7, 8]在NASA(National Aeronautics and Space Administration)的埃姆斯风洞对XV-15展开吹风试验，根据试验数据对试验机的飞行动力学特性、空气动力学特性进行评估，分析试验机在全包线飞行过程中的飞行性能、稳定性、可控性以及结构载荷等，利用旋翼、短舱以及机翼的干扰作用修正飞行动力学仿真模型，并推演出试飞试验的方法，有效地降低试飞风险。2000年，V22的四分之一缩比模型在埃姆斯风洞开展试验，以试验数据为基础对现役以及未来的倾转旋翼机进行设计改进[9]。Johnson针对缩比的孤立旋翼系统，在DNW (Dutch Wind Tunnel)风洞开展大量吹风试验，主要用于测量旋翼的气动、声学、性能以及结构载荷等，并将直升机、悬停以及飞机模式的飞行性能与CAMRAD II计算结果进行对比分析，对倾转旋翼机的气动模型进行修正[10]。国内对倾转旋翼机的试验研究比较少而且也不完善，对全包线飞行试验的研究尚未见报道。
本文针对某小型无人倾转旋翼机，展开了直升机模式、倾转过渡模式与飞机模式的全包线吹风试验。为了确定倾转旋翼机的气动与操纵特性，首先进行不带动力试验，展开不同迎角、前飞速度、短舱倾角等多种状态的吹风试验，为研究该构型飞行器的飞行性能、总体参数设计提供参考；其次带动力试验主要进行全模式吹风试验，研究了旋翼、机翼气动特性，并得到了在不同飞行模式下，总距与舵面的操纵功效以及总距、前飞速度与短舱倾角的匹配关系，为理论分析和试飞试验提供了试验结果。 1 试验方案设计
试验模型如图 1所示，由小型无人倾转旋翼机系统与测量系统两部分组成。其中小型无人倾转旋翼机由旋翼、机翼、机身、发动机短舱、水平安定面、垂直安定面、传动与倾转机构、舵机驱动系统等组成。小型无人倾转旋翼机采用上单翼布局，在机翼上安装襟副翼，机翼外侧布置可倾转的旋翼发动机短舱系统，尾部安装水平安定面、垂直安定面以及升降舵与方向舵，通过两台无刷电机分别驱动两副旋翼系统，短舱倾转机构采用蜗轮蜗杆配合高精度位置控制系统，提供准确的旋翼短舱倾角控制。测量系统包括六分量天平与数据采集系统，六分量天平用于测量试验机的三个轴向力与三轴力矩，试验机的主要参数如表 1所列。
 |
| 图 1 风洞试验模型Fig. 1 Wind-tunnel test model |
| 名称 | 参数 |
| 全机长 | 1.96m |
| 全机宽 | 1.86m |
| 全机重 | 12kg |
| 旋翼直径 | 1.1m |
| 机翼面积 | 0.40m2 |
| 襟副翼面积 | 0.06m2 |
| 升降舵面积 | 0.04m2 |
| 方向舵面积 | 0.01m2 |
| 额定转速 | 1600rpm |
| 旋翼翼型 | OA212 |
| 机翼翼型 | EPPLER748 |
| 旋翼与机翼间距 | 0.25m |
试验在南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室的直升机回流风洞进行，试验段的长宽尺寸为2.4m×3.4m，最大风速45m/s。试验过程：由地面操控计算机将控制指令通过数传电台发送到试验机的舵机驱动系统，实现对试验机的舵面、总距、周期变距、短舱倾角以及旋翼转速控制。气动力试验数据由六分量天平测量获得，通过对信号的AD采样、滤波、放大进入数据采集计算机进行处理。试验系统的流程如图 2所示。
 |
| 图 2 风洞试验系统工作示意图Fig. 2 Schematic diagram of the wind-tunnel test system |
为了获得倾转旋翼机的机身气动力特性、旋翼/机翼/襟副翼干扰特性，以及不同飞行模式、不同飞行速度下的操纵功效等，开展如下研究：
(1) 不带动力试验，获得直升机模式、倾转过渡模式与飞机模式的气动力与力矩以及各舵面操纵效率；
(2) 带动力试验，旋翼工作在额定转速，获得不同飞行模式的气动力与力矩以及飞机舵面、旋翼操纵效率；
(3) 带动力试验，去掉机翼，旋翼工作在额定转速，与试验状态(2)的结果对比，获得旋翼/机翼的气动干扰数据。
倾转旋翼机飞行模式多，通过短舱的倾转完成各模式间的转换，而且操纵舵面冗余复杂，需要根据每个飞行模式的主要特性确定相应的试验状态。不带动力试验主要考察飞机在不同飞行模式、迎角以及舵面操纵对气动性能的影响，同时还要考虑短舱倾角、前飞速度与机身迎角的匹配关系；动力试验主要考察不同飞行模式、迎角、有无机翼、舵面操纵对倾转旋翼机气动性能的影响，同时确定旋翼操纵、前飞速度与短舱倾角的匹配关系。相关的试验状态如表 2所列。
飞行 模式 | 短舱倾角 In/(°) | 襟副翼 δail/(°) | 升降舵 δele/(°) | 总距 δcol/(°) | 吹风速度 u/(m·s-1) |
| 直升机 | 0 | -25~0 | - | 7~12 | 0~10 |
| 倾转 | 15~75 | - | - | 9~17 | 10~20 |
| 飞机 | 90 | -10~10 | -10~10 | 21 | 20~25 |
悬停飞行直升机模式的重要飞行状态，图 3-4分别表示在悬停飞行状态，改变襟翼偏角以及有无机翼对倾转旋翼机气动力的影响。
 |
| 图 3 襟翼偏角对旋翼拉力的影响Fig. 3 Effect of the rotor thrust with the flaperon deflection angle |
 |
| 图 4 襟翼、机翼对旋翼拉力干扰作用比较Fig. 4 Comparison of the interaction effect of the rotor thrust between the flaperon and wing |
其中图 3表示总距δcol=7°～12°，襟翼δail=－25°～0°(下偏为负)时，倾转旋翼机的垂向力变化曲线。从图中可以看出在同一总距操纵时，随着襟翼的上偏，机翼的干扰面积逐渐增加，旋翼对机翼产生的向下载荷以及机翼对旋翼尾流的阻塞作用，导致倾转旋翼机的垂向力逐渐减小。同时随着总距的增加，旋翼的尾流增大，导致机翼的上表面静压增加，垂直增重更加明显。通过试验数据与试验机质量对比可以看出，在悬停飞行模式旋翼总距δcol=9时，倾转旋翼机的垂向力与机身重量相当，为试飞试验确定悬停总距提供重要依据。
为了对比分析，去掉机翼，按照上述的状态进行试验，结果如图 4所示。可以看出去掉机翼后，孤立旋翼产生的气动力明显大于带机翼时的气动力。在不同的总距输入时，机身的垂向力损失占孤立旋翼拉力的13.34%、14.56%、14.91%、14.75%，与参考文献[11, 12, 13]结论相吻合。
3.2 倾转过渡模式(1) 不带动力试验段机身气动力分析
在倾转过渡模式短舱倾转导致飞机的结构布局、重心以及惯性参数等发生变化，因此会影响飞机的气动特性。由于短舱外形不规则，主要考虑短舱倾转对机身阻力的影响。图 5为吹风速度u=20m/s时，短舱由30°转向75°的机身阻力变化曲线，可以看出随着短舱的倾转，短舱的迎风面积减小，导致机身阻力也逐渐减小。
 |
| 图 5 短舱倾角对机身阻力的影响Fig. 5 Effect of the fuselage drag response to tilt angle |
(2) 带动力试验段气动与操纵分析
倾转过渡模式是实现直升机与固定翼飞机相互转换的重要飞行状态，在倾转过程中涉及若干关键技术，特别是总距、前飞速度以及短舱倾角的匹配关系尤为重要，决定了倾转旋翼机能否成功实现飞行模式的转换。图 6表示短舱从45°向75°过渡飞行，前飞速度u=20m/s，总距分别为δcol=14°、16°的操纵响应。从图中可以看出总距δcol=14°，短舱倾角为45°时，倾转旋翼机的垂向力为9.5kg，前向力为2.4kg；在同样总距输入时，当短舱倾角转为60°时，由于流入旋翼的轴向气流速度增加导致桨叶剖面的有效迎角减小，降低了旋翼的拉力，导致倾转旋翼机的前向力向后，因此在该飞行状态需要增加总距输入量，从而增大桨叶剖面迎角使旋翼产生更大的拉力；同时由于旋翼的拉力矢量随短舱倾角发生前倾导致倾转旋翼机的垂向力大幅度下降；当短舱倾角转到75°时，飞机的后向力达到3.5kg，总距、前飞速度与短舱倾角的匹配关系已经偏离安全转换走廊。
 |
| 图 6 总距、短舱倾角对机身气动力的影响Fig. 6 Effect of the fuselage aerodynamics response to collective input and nacelle angle |
在相同的前飞速度与短舱倾角时，桨叶剖面的有效迎角由总距的大小决定，总距大，导致桨叶剖面迎角增大，因此大总距时旋翼产生的气动力增加。表现为总距为16°时，气动力在水平与垂直方向的分量均大于总距14°的情况；当短舱为75°时倾转旋翼机的前向力接近平衡状态，但垂向力很小，需要增加机身俯仰角，使机翼产生更大的拉力以平衡自身重量，完成模式转换。
在倾转过渡模式，旋翼相对于机翼的位置发生变化，尾迹畸变大，研究旋翼与机翼之间的干扰作用更加困难。图 7为倾转过渡模式有无机翼时气动力的变化曲线。由于旋翼产生的向下载荷以及机翼对旋翼下洗流的阻塞作用，导致在所有的试验状态下，有机翼时倾转旋翼机的垂向力均小于无机翼的情况。其中图 7(a)前飞速度为15m/s，短舱倾角分别为30°、45°时倾转旋翼机垂向力变化曲线(其中δFY表示有无机翼垂向力的变化量)。可以看出在相同总距输入时，短舱30°时气动力的变化量大于45°，主要由于当短舱为30°时机翼几乎处于旋翼的尾流中，旋翼产生的向下载荷较大，当短舱继续倾转，处于尾流区的机翼面积逐渐减小，旋翼的向下载荷也逐渐减弱。从图 7(a)可以推断出前飞速度在15m/s附近，总距输入量为13°左右可以实现短舱在30°~45°范围飞行。
 |
| 图 7 倾转过渡模式机翼、旋翼干扰作用Fig. 7 Interaction effects of the wing and rotor in conversion-mode |
图 7(b)前飞速度为20m/s，总距输入14°，不同短舱倾角时机身垂向力的变化曲线。可以看出随着短舱的倾转，有无机翼对机身垂向力的影响逐渐减弱，分析原因随着旋翼尾迹的倾斜，逐渐与机翼的弦向平行，导致机翼的上表面静压增大的区域减小，即旋翼的向下载荷也减少，在倾转过渡模式后期(In=75°)接近飞机模式，旋翼尾流与吹风气流合成后，增加了机翼的相对速度，使得翼面产生的升力增加。通过图 7(b)还可以看出当短舱倾转到45°之后，前飞速度需要达到15m/s~20m/s，同时同步增加总距操纵输入量与机身迎角，使机翼产生更大的升力以平衡旋翼拉力在垂向的损失，保证飞机不掉高、掉速。
图 8为倾转过程中电机功率曲线，从图中可以看出在相同的短舱倾角下，随着总距的增加功率显著增大，主要用于抵消旋翼的型阻功率。在相同的总距输入与前飞速度时，随着短舱的前倾，旋翼消耗功率逐渐减小，主要原因包括：短舱前倾导致旋翼轴逐渐与吹风速度平行，使桨叶剖面迎角减小，降低了旋翼的型阻功率；同时吹风速度对旋翼也产生风车效应。当短舱倾角为75°时，试验机更接近于固定翼飞机，总距分别为14°、15°、16°时，旋翼消耗的功率小于1.2kW，可以看出这些试验条件也偏离了旋翼的实际工作状态，需要继续增加总距输入使旋翼产生更大的拉力。
 |
| 图 8 倾转过渡模式需用功率分布曲线Fig. 8 The required power distribution curve in transition-mode |
图 9给出飞机模式，旋翼在额定转速工作状态下舵面的操纵响应特性。其中图 9(a)为副翼操纵对气动力的影响，从图中可以看出，副翼操纵对滚转力矩起主导作用，对升力的影响较小，当副翼为0°时倾转旋翼机的阻力最小，副翼为±10°时阻力增加；图 9(b)为升降舵的操纵特性，可以看出升降舵由下偏角向正偏角变化时，对俯仰力矩的影响起主导作用，同时导致升力逐渐减小。从图中仍还可以看出，总距为21°时，旋翼提供的前向拉力仍小于阻力，需要继续增加总距操纵以平衡前飞的阻力。
 |
| 图 9 飞机模式舵面操纵响应曲线Fig. 9 Control characteristics curve in airplane-mode |
根据直升机模式、倾转过渡模式与飞机模式的试验数据，同时采用修正后的气动模型，推出小型无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性曲线，如图 10所示。图中归纳出主要操纵量与飞行参数的上下边界与对应前飞速度的约束关系。其中实线表示前飞速度与短舱倾角的匹配关系，点线表示前飞速度与总距的匹配关系，虚线表示飞行过程中，飞机俯仰角的作用范围。上述转换过程为小型无人倾转旋翼机的试飞试验提供重要的操纵与姿态参考。
 |
| 图 10 全包线过程中操纵特性曲线Fig. 10 The curve of control characteristics in full-envelop flight |
通过分析倾转旋翼机的风洞试验可以得出以下结论：
(1) 根据试验结果，在气动布局设计时需要增加襟翼面积以及襟翼的下偏角，这样可有效减小机翼在旋翼尾流区的面积，从而降低旋翼的拉力损失；根据倾转过渡模式的试验结果，将机翼预置3°~5°安装角，有利于提高倾转过渡模式的顺利过渡。
(2) 根据吹风试验数据给出无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性，并得到了前飞速度、短舱倾角、旋翼操纵以及飞机俯仰角之间的约束关系，总结了无人倾转旋翼机的飞行包线，为飞行试验提供了重要保障。
(3) 试验结果也验证了验证机的总体设计与气动布局的合理性。
| [1] | Johnson W, Yamauchi G K, Derby M R, et al. Wind tunnel measurements and calculations of aerodynamic interactions between tiltrotor aircraft[R]. AIAA 2003-47. |
| [2] | Maisel M D, Giulianetti D J, Dugan D C. The history of the XV-15 tilt rotor research aircraft: from concept to flight[R]. NASA SP-2000-4517,Washington DC: NASA, 2000. |
| [3] | Nixon M W. Parametric studies for tiltrotor aeroelastic stability in high-speed flight[R]. NASA TP-2006-212490, 2006. |
| [4] | Xu G H, Zhao Q J, Gao Z, et al. Prediction of aerodynamic interactions ofhelicopter rotor on its fuselage[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2002, 15(1):12-17. |
| [5] | Nagib H M, Kiedaisch J W, Wygnanski I J, et al.First-in-flight full-scale application of active flow control: the XV-15 tiltrotor download reduction[C]// Proceedings of NATO R&T Specialists' meeting Prague, 2004. |
| [6] | Mcveigh M A, Nagib H, Wood T, et al. Full-scale flight tests of active flow control to reduce tiltrotor aircraft download[J]. Journal of Aircraft, 2011, 48(3): 786-796. |
| [7] | Weiberg J A, Maisel M D. Wind-tunnel tests of the XV-15 tilt rotor aircraft[R]. NASA TM 81177, 1980. |
| [8] | Weiberg J A, Maisel M D. NASA/Army XV-15 tilt rotor research aircraft wind-tunnel test program plan[R]. NASA TM 78562, 1979. |
| [9] | Mccluer M S, Johnson J L.Full-span tiltrotor aeroacoustic model (FS TRAM) overview andinitial testing[C]// American Helicopter Society Aerodynamics, Acoustics, and Test and Evaluation Technical Specialists' Meeting Proceedings, San Francisco, 2002. |
| [10] | Johnson W. Calculation of tilt rotor aeroacoustic model (TRAM DNW) performance, airloads, and structural loads[C]//American Helicopter Society Aeromechanics Specialists' Meeting Proceedings, Georgia, 2000. |
| [11] | Mccroskey W J, Spalart P, Laub G H, et al. Airloads on bluff bodies, with application to the rotor-induced downloads on tilt-rotor aircraft[R]. NASA TM-84401, 1983. |
| [12] | Mcveigh M A. The V-22 tilt rotor large-scale rotor performance/wing download test and comparison withtheory [J]. Vertica, 10(4):281-297. |
| [13] | Felker F, Light J S. Rotor/wing aerodynamic interactions in hover[R]. NANS TM 88255, 1986. |
