張　揚

研制背景及設計思想

為了滿足實驗要求，設計和制造一系列驗證機是十分必要的。但有限的資金投入又不允許龐大驗證機體系的全面建設。以上矛盾的解決關鍵在于找到驗證機開發(fā)和資金投入的平衡點。為了降低驗證機的開發(fā)成本并降低風險，模塊化思想是一種有參考價值的研究思路。其核心方法是最大限度地使用通用機身，搭配相應的機翼和發(fā)動機，形成多種實驗功能不同的氣動布局。

模塊化復雜氣動布局驗證機

后掠翼高速方案高速方案在機身前段安裝后掠鴨翼，鴨翼與機身間采用切尖梯形翼連接。主翼采用雙三角后掠形式，內段后掠角大于外段。采用后掠翼型主要是考慮飛機工作在超聲速狀態(tài)時，后掠翼布局是推遲激波產生的成熟方案。同時，鴨翼和主翼之間可以實現(xiàn)旋渦的耦合作用，實現(xiàn)主翼升力的增加。鴨翼和主翼為遠距耦合布局，有利于在起飛時提供較大的抬頭力矩。為了滿足超聲速飛行對發(fā)動機大推力的需求，動力系統(tǒng)采用四發(fā)雙側翼根布局，每側各兩臺。進氣道均為后掠唇口，可以滿足高速飛行時進氣口復雜激波環(huán)境的進氣需要。在高速方案中，鴨翼和主翼采用遠距耦合，這種設計有利于實驗鴨翼對飛機俯仰姿態(tài)的控制規(guī)律以及鴨翼在復雜氣流環(huán)境下對主翼表面渦流的影響。由于前端鴨翼產生的渦流影響的主翼區(qū)域有限，所以如果要充分利用鴨翼和主翼之間渦流的有利耦合，就應當采用小展弦比的后掠翼型。來自前端鴨翼的氣體渦不僅會打在主翼上，同時也會對發(fā)動機進氣道產生影響。前端鴨翼產生的渦流對主翼上的渦流脫體有抑制作用?；谶@一現(xiàn)象，可以設想該渦流也可以對發(fā)動機進氣道流場進行約束，通過合理的鴨翼布局，高速巡航時能夠有效地在發(fā)動機前組織健全的進氣流場，對發(fā)動機的運行十分有利。考慮到每側的兩臺發(fā)動機都需要受到鴨翼渦流的影響，所以發(fā)動機改變了傳統(tǒng)的橫向并排布局，采用了縱列式，這樣鴨翼渦流就能最大限度地影響每側的兩臺發(fā)動機。

混合前掠翼方案混合前掠翼方案在機身前段安裝了聯(lián)接式組合鴨翼，可用于新型鴨翼氣動布局的實驗。連翼式鴨翼綜合了后掠鴨翼和前掠鴨翼各自的優(yōu)點，并且提高了翼身的強度，減弱了鴨翼在高速環(huán)境和亂流中產生的顫振。在鴨翼末端還安裝有翼梢帆片，可以有效地改善鴨翼上、下表面的流線偏斜，抑制翼尖渦的擴大，減小鴨翼翼尖渦對主翼的不利影響，同時鞏固鴨翼翼身旋渦與主翼漩渦之間的有利耦合。機身中段安裝后掠直翼梁，機身后段安裝大面積組合式前掠翼。前掠翼中部為大面積菱形翼，主要起切尖梯形翼的作用?；旌锨奥右矸桨钢续喴聿糠趾椭饕聿糠侄际腔旌弦硇?。其中鴨翼部分的后掠段處于水平面，而前掠段的翼根處帶有上反角。這樣的設計一方面可以避免翼后脫體渦打在發(fā)動機進氣道內，另一方面為前端后掠鴨翼的有利渦流順利穿過前掠段翼面提供空間，從而在發(fā)動機前形成有利的渦流，將氣體約束在機體表面，推遲附面層的分離，有利于提高發(fā)動機的效率。同時，機身隆起表面與發(fā)動機唇口共同構成無附面層進氣道，使附面層從進氣道兩側滑出，防止附面層進入發(fā)動機內，提高發(fā)動機效率。從鴨翼后端脫離的渦流一部份用于約束發(fā)動機前的進氣流場，另一部分向外延伸，與主翼構成有利耦合，改善主翼的升力特性。由于主翼是前掠翼，氣體渦趨向翼根，所以鴨翼的有利渦流也應當趨向翼根才能與主翼渦流相遇。要使鴨翼渦流趨向翼根，就應當采用前掠翼，這就是鴨翼有后掠翼和前掠翼混合組成的原因。后掠段用于產生發(fā)動機進氣有利渦流，前掠翼用于形成對主翼有利的耦合渦流。同時，這種連接結構也有利于增大鴨翼的強度，提高鴨翼的載荷，對鴨翼效能的充分發(fā)揮有利。

混合連翼方案在混合連翼方案中，采用了遠距耦合鴨翼的設計，使鴨翼的渦流打在連翼的連接處，將連接處的氣動影響限制在較小范圍內，同時抑制連接處的復雜附面層破壞主翼表面的正常渦流。連翼采用的是大展弦比的設計，主要是想通過這一方發(fā)揮連翼增加航程的性能。大展弦比機翼本身就有較好的延程特性，但不能適應高速飛行。采用連翼后，大展弦比機翼的強度大大增加，在高速飛行時展長較大的機翼不會因為過度顫振而降低效率，這樣就可以在大航程和高航速之間找到平衡點。在后掠翼和前掠翼之間還安裝有大容積油箱。這種雪茄形油箱可以增大飛機的載油量，同時油箱本身作為連接部件將后掠翼和前掠翼連接起來，在前掠翼上又增加了一個支點，進一步提高了機翼的強度。將油箱布置在遠離機身的地方，可以提高飛機的安全性。即使飛機迫降在跑道上，油箱起火后也不會直接殃及機身內部，為逃生爭取了寶貴的時間?；旌线B翼方案采用了機腹進氣方式，在機腹中部安裝有一對腹鰭翼，可提高飛機的橫向穩(wěn)定性，結合外置的油箱設計，該方案可以被改裝成穩(wěn)定的空中加油平臺?；旌线B翼方案主要用于大展弦比大航程亞聲速飛機的實驗，其成果可用于亞聲速干線客機、運輸機、預警機、加油機的研制。同時，連翼布局也有利于連翼前后段機翼相互影響機理的研究。

模塊化可偏轉旋翼驗證機

四發(fā)偏轉方案四發(fā)偏轉方案在尾部機身裝有兩臺長距傳扭渦軸發(fā)動機，發(fā)動機通過長梁中的驅動軸向尾部的兩組槳葉傳遞動力。同時在機身中部安裝有平直機翼，翼中裝有兩臺可偏轉渦槳發(fā)動機，在發(fā)動機短艙外側保留一段機翼和翼梢小翼。四臺發(fā)動機均連接的是小直徑槳葉，轉速介于直升機槳葉和槳扇發(fā)動機槳葉之間。根據(jù)V-22“魚鷹”的使用經驗，當機翼兩端的發(fā)動機向上偏轉時，槳葉的下洗氣流部分被機翼阻擋，造成槳葉排流的氣體渦與機翼表面氣體渦相互干擾，形成兩側不對稱的升力，極易造成飛機在空中發(fā)生滾轉，形成事故。所以“魚鷹”的飛行手冊中明確規(guī)定不允許飛行員做劇烈的多軸同時旋轉機動。為了防止類似事故的發(fā)生，四發(fā)偏轉驗證機在尾部保留了機尾的可動功能。當上述情況發(fā)生時，飛機產生不利滾轉，尾部發(fā)動機向下偏轉，產生補償升力。同時主翼翼端的兩臺發(fā)動機進行錯動，一臺向上偏轉，另一臺向下偏轉，產生補償力矩，將飛機重新穩(wěn)定下來。這樣，四發(fā)偏轉方案可以在空中有較大裕度地進行復雜機動飛行?？善D的翼端發(fā)動機還可以在飛機短距降落時向后偏轉。起到反推作用，縮短飛機的滑跑距離。

重型運輸方案重型運輸方案在原有通用機身模塊的基礎上加長了機身，在機身前端增加了一對后掠上單翼，同時這后掠翼在主翼中段通過外置油箱與后段前掠上單翼相連，形成特殊的翼面布局。這種機翼設計主要出于兩方面考慮：首先，重型運輸機如果要實現(xiàn)垂直起降，必須采用四發(fā)布局，那么前兩臺可偏轉發(fā)動機就必須安裝在另一對機翼上，其次，重型運輸機在平飛狀態(tài)下需要機翼提供更大的升力，所以需要充足的機翼面積。機身前段的上單翼之所以采用后掠，主要是希望利用后掠機翼在飛行時翼面渦流外飄，可與后段前掠上單翼的翼尖渦流匯合，形成有利的渦流干擾，增大飛機的航程。重型運輸方案的機身強度也有增加：首先，前后兩段接合的機翼形成了堅固的框架，有利于飛機在垂直吊裝時承受巨大的重量；其次，機身中段加長的機身內部有加強梁，機身整體雖然變長了，但結構強度卻增加了；最后，四臺發(fā)動機共同提供升力的運行模式使機身受力更為均勻，這也減少了機身上的危險界面?zhèn)€數(shù)，分擔在原有結構上的力分布更為合理了，相當于增大了飛機的載重裕度。重型運輸方案的前端發(fā)動機槳葉前置，后端發(fā)動機槳葉后置，目的是使兩個槳葉相距更遠，互相影響更小，提高安全性。

尾部風扇方案尾部風扇方案是結合了雙發(fā)可偏轉旋翼飛機和涵道式垂直起降飛行器的產物。全機一共有三個垂直升力點，當兩臺可偏轉槳葉發(fā)動機處于豎直狀態(tài)時，飛機垂直上升。這樣的設計與v-22“魚鷹”是有區(qū)別的。“魚鷹”因為對重心十分敏感，發(fā)動機很嚴格的布置在重心區(qū)域。但如果在飛機尾部加了風扇，就多出了一個升力提供點，飛機對重心的敏感度就能有所下降。當飛機重心偏前時，尾部的風扇就應當減小推力，讓后機身的重量把飛機穩(wěn)住。當飛機重心偏后時，尾部的風扇就應當增加推力，把機尾抬起來。這樣一來，飛機的穩(wěn)定裕度就能大大增加。當然，尾部風扇存在自旋效應，所以必須在尾部布置兩片對轉風扇，這樣自旋作用可以抵消。由于尾部發(fā)動機的排氣通道緊挨著風扇，為防止廢氣被風扇吸入，兩個排氣通道都布置在風扇下方，這樣從發(fā)動機排出的廢熱氣體就不會進入對轉風扇涵道了，保障了風扇的安全。

責任編輯寒蘭