蔡紅明，昂海松，張華靚，段文博

（南京航空航天大學航空宇航學院，江蘇 南京 210016）

0 引言

涵道飛行器相比同樣直徑的螺旋槳飛行器，在相同的功率消耗情況下，產(chǎn)生了較大的拉力。這主要由于涵道抑制了螺旋槳葉尖渦的形成，減少了尾流能量損失，且涵道唇口能產(chǎn)生較大比例的附加拉力。而且在涵道的保護下，提高了飛行器的安全性，并降低了螺旋槳的噪聲。

近年來，在廣闊的應用前景刺激之下，涵道飛行器已經(jīng)成為一個國際性的研究熱點。例如美國的Cypher，Helispy，GTSpy等，其中有的已經(jīng)試飛成功，有的已經(jīng)裝備部隊。國內也開展了涵道飛行器的探索研究，取得了一些進展。該類涵道飛行器可以懸停和垂直起降，并能利用涵道前傾產(chǎn)生的前向拉力實現(xiàn)直升機模式低速前飛。但是阻力隨前飛速度而迅速增大，因而它們僅適用于著重懸停和低速飛行性能的場合。本文設計了一種能以飛機模式快速前飛的新型可傾轉有翼微型涵道飛行器。

由于涵道飛行器各部件之間相互作用的復雜性，從理論上確定涵道飛行器的氣動特性有相當難度，相關研究還很少且不完善。本文采用風洞實驗 的方法研究了它在懸停、垂直飛行和前飛狀態(tài)下的氣動特性。

1 實驗模型

以本文設計的某型微型涵道飛行器為研究對象，通過低雷諾數(shù)風洞實驗，研究該微型涵道飛行器的空氣動力特性。在整個實驗過程中，都采用全尺寸模型。表1給出了該涵道飛行器的部分總體結構參數(shù)。

表1 微型涵道飛行器主要參數(shù)值Table 1 Principal design characteristics of ducted fan MAV

圖1為本文設計的新型可傾轉有翼微型飛行器。該涵道飛行器可由單人攜帶和操控，用于監(jiān)視、偵察、救災等場合。該飛行器由對轉螺旋槳、涵道、尾翼、舵面、電機、導流片等部件組成。

圖1 微型涵道飛行器Fig.1 Micro ducted fan aircraft

它有如下幾個特點：

（1）螺旋槳和涵道之間的間隙為涵道內徑的0.5%，既保證顯著的涵道增升效應，又避免振動與制造誤差等因素造成的碰撞。

（2）兩個電機驅動兩個對轉的螺旋槳，相互抵消滾轉力矩，減小舵面配平負擔，增大舵面進一步改變飛行器狀態(tài)的能力。

（3）涵道外壁上布置了兩個機翼，以飛機模式快速前飛時能提供足夠的升力，保證良好的前飛性能。

（4）好的低速性能要求有大的前緣半徑和大的涵道擴張比，而好的高速性能則要求有小的前緣半徑和小的涵道擴張比，涵道外形設計綜合考慮了低速飛行和快速飛行的性能要求。

（5）涵道出口安裝有方向舵和一對差動副翼，由于各舵面作用在螺旋槳尾流中，因而它們都有較高的氣動效率。左右副翼同步運動來控制涵道飛行器縱向運動，起到升降舵的作用，涵道飛行器的橫航向運動則由左右副翼的差動和方向舵來完成。

（6）該新型微型涵道飛行器不僅可以懸停，垂直起降和以直升機模式低速前飛，而且能以飛機模式快速前飛。

它在各個飛行模式下的工作機理為：

懸停和垂直飛行時，由于螺旋槳的抽吸作用，氣流在涵道唇口處產(chǎn)生繞流形成低壓區(qū)，產(chǎn)生涵道升力，又由于涵道抑制了螺旋槳葉尖渦的形成，因而涵道飛行器與螺旋槳飛行器相比，在相同螺旋槳直徑和功率消耗的情況下，產(chǎn)生更大的拉力。

以直升機模式前飛時，前方來流在螺旋槳抽吸下轉入涵道，由于涵道上風邊唇口繞流強，產(chǎn)生的拉力大，而涵道下風邊唇口繞流弱，產(chǎn)生的拉力小，因而產(chǎn)生了不利的俯仰力矩。前方來流在螺旋槳抽吸下轉入涵道，其動量水平分量顯著減小，由動量定理可知：涵道必然受到氣流反作用動量阻力。該阻力比涵道迎風阻力大得多，由于該阻力作用中心通常高于涵道唇口，進一步加大了不利的氣動力矩，且動量阻力和不利的氣動力矩隨前飛速度迅速增大。此時，可傾轉涵道飛行器以減小動量阻力和不利的氣動力矩。

以飛機模式前飛時，動量阻力和不利的氣動力矩基本消失。螺旋槳受前飛來流的影響，拉力減小，當拉力和阻力平衡時，飛行器到達最高飛行速度。

由懸停轉入飛機模式前飛過程中，涵道飛行器各部件氣動力變化劇烈：傾轉初期，涵道和螺旋槳提供前向拉力和升力，機翼不產(chǎn)生升力。傾轉中期，飛行速度增大，螺旋槳、涵道和機翼共同提供升力，拉力由螺旋槳和涵道產(chǎn)生。轉入飛機模式前飛后，飛行速度進一步增大，螺旋槳提供拉力，機翼和涵道提供升力。

2 實驗風洞

微型涵道飛行器自身尺寸微小，飛行速度量級很低，研究對象雷諾數(shù)在5×104左右。吹風實驗在南京航空航天大學空氣動力研究所進行，實驗中采用開口回流式低速風洞，涵道飛行器在開口段進行吹風，該實驗段主要技術性能見表2。涵道飛行器在風洞中的安裝情況如圖2所示。

表2 低雷諾數(shù)實驗風洞數(shù)據(jù)表Table 2 Wind tunnel data

圖2 本文設計的涵道飛行器在風洞中安裝情況Fig.2 The ducted fan aircraft designed in wind tunnel

3 實驗設備

由于微型涵道飛行器尺寸微小，飛行速度低，其風洞實驗中所測氣動力及氣動力矩在量程、測量精度、準度上較常規(guī)風洞實驗都有更高的要求。實驗采用南京航空航天大學研制的桿式六分量內式天平（如圖3所示）。該天平體積微小，可以精確測量MAV風洞實驗中的微小量氣動力與氣動力矩。該天平各測量元的量程及精度、準度見表3。

圖3 低雷諾數(shù)風洞實驗中所用微型天平Fig.3 Micro balance in wind tunnel testing

表3 低雷諾數(shù)風洞實驗測量天平參數(shù)Table 3 Balance parameters in wind tunnel testing

4 實驗狀態(tài)

與常規(guī)飛行器風洞實驗不同的是，這次實驗采用全尺寸模型，分別進行關電機、單電機和雙電機3種模式實驗，以全面研究設計參數(shù)對氣動特性的影響。表4列出了相應的實驗狀態(tài)。

表4 實驗狀態(tài)Table 4 Test conditions

5 風洞實驗結果與分析

圖4（a）～圖4（c）為風速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在關電機模式時升阻力隨迎角的變化曲線。文獻［12］對展弦比分別為1／3、2／3、1、1.5和3的涵道進行了風洞實驗，實驗模型安裝方法和本文相同，實驗結果同樣由六分量天平測得。本文設計的微型涵道飛行器的涵道的展弦比為1／2，介于1／3和2／3之間。由圖4（a）與文獻［12］中的圖4比較可知，涵道飛行器升力趨勢和文獻［12］吻合，升力線斜率較低，經(jīng)過40°迎角極大值后逐漸減小，未出現(xiàn)升力突降。由圖4（a）與文獻［12］中的圖5比較可知，在60°迎角之前涵道飛行器阻力趨勢和文獻［12］吻合，但由于機翼的存在，涵道飛行器阻力經(jīng)過60°迎角升力局部最大值后，仍維持在最大值附近。由圖4可知，涵道飛行器在關電機模式下的失速特性較好，但升阻比特性很差。由于大前飛速度下的大迎角狀態(tài)明顯在微型涵道飛行器的飛行包線外，所以未納入風洞實驗狀態(tài)。

圖5（a）～圖5（c）為風速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在單電機模式時升阻力隨迎角的變化曲線，設定螺旋槳轉速為12500r／min?？梢钥闯?，最大升力不是產(chǎn)生在懸停狀態(tài)，而是在70°迎角附近，這是由于涵道壁面提供的升力分量。升力曲線在最大升力點后并未出現(xiàn)突然跳躍，體現(xiàn)了良好的失速特性，這是由于涵道唇口提供的升力分量。阻力在最大升力點后繼續(xù)增大，這是由于機翼提供的阻力分量。還可以發(fā)現(xiàn)，升阻力曲線變得平滑，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于螺旋槳吸流的作用。涵道飛行器的升阻比特性較關電機模式有較大提高，但顯然仍不能滿足涵道飛行器的設計要求。

圖4 升阻力在關電機模式下隨迎角變化曲線Fig.4 Lift and drag trends as a function of angle of attack in power－off mode

圖5 升阻力在單電機模式下隨迎角變化曲線Fig.5 Lift and drag trends as a function of angle of attack in single－motor mode

圖6為涵道飛行器在雙電機模式下，升阻力在不同的螺旋槳轉速下隨軸向風速的變化曲線。可以發(fā)現(xiàn)在不同的螺旋槳轉速下，涵道飛行器的升力隨垂直上升的速度增大而減小，這是由于軸向來流減小了螺旋槳翼剖面迎角，從而減小了螺旋槳的升力。螺旋槳轉速為15000r／min時，涵道飛行器的最大穩(wěn)定垂直上升速度為7m／s左右。螺旋槳轉速為12500r／min時，涵道飛行器可以保持懸停狀態(tài)。

圖6 升力在不同螺旋槳轉速下隨軸向風速的變化曲線Fig.6 Lift trends as a function of axial wind velocity at various fan speeds

圖7（a）～圖7（c）為風速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在雙電機模式時升阻力隨迎角的變化曲線。由圖7（a）可以發(fā)現(xiàn)，最大升力不是產(chǎn)生在懸停狀態(tài)，而是在70°迎角附近，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于涵道壁面產(chǎn)生的升力分量。升力曲線在最大升力點后未出現(xiàn)突然跳躍，該涵道飛行器具有良好的失速特性，這是由于涵道唇口提供的升力分量。前飛速度增大時，涵道飛行器需要傾轉更大的角度來保持穩(wěn)定飛行。比如前飛速度為4m／s時，涵道飛行器需要傾轉25°（迎角為65°）保持穩(wěn)定飛行，前飛速度為10m／s時，涵道飛行器需要傾轉70°（迎角為20°）保持穩(wěn)定飛行。還可以發(fā)現(xiàn)，升阻力曲線變得更加平滑，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于雙螺旋槳吸流的作用。

圖8（a）～圖8（c）為風速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在雙電機模式時俯仰力矩隨迎角的變化曲線。可以發(fā)現(xiàn)，俯仰力矩隨前飛速度增大而減小，這主要是由于大速度前飛時，配平迎角變小，涵道產(chǎn)生的動量阻力和力臂都變小，涵道兩端唇口升力不均勻現(xiàn)象逐步消失。還可以發(fā)現(xiàn)，在每個前飛速度下，升降舵都有足夠的操縱權限來配平，并有進一步改變涵道飛行器飛行狀態(tài)的能力。飛行包線外的迎角未納入實驗狀態(tài)。

圖7 升阻力在雙電機模式下隨迎角變化曲線Fig.7 Lift and drag trends as a function of angle of attack in twin－motors mode

圖8 俯仰力矩在雙電機模式下隨迎角變化曲線Fig.8 Pitch moment trends as a function of angle of attack in twin－motors mode

6 結論

本文設計了一種新型的可傾轉有翼微型涵道飛行器，并采用風洞實驗的方法研究了它的氣動特性，得出如下結論：

（1）涵道飛行器總升力隨垂直上升速度增大而減小，其中涵道升力隨垂直上升速度增大而迅速減小。

（2）隨著前飛速度增加，涵道飛行器需要傾轉更大的角度來保持穩(wěn)定飛行，俯仰力矩減小。

（3）在涵道飛行器的整個飛行包線中，舵面有足夠的操縱權限來實現(xiàn)配平，并有進一步改變涵道飛行器飛行狀態(tài)的能力。

（4）研究結果顯示，本文設計的新型可傾轉有翼微型涵道飛行器能完成從懸停到前飛的大包線飛行，并有較好的氣動特性。

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