劉紀(jì)福,馬東林,羅 駿

(中國直升機設(shè)計研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器綜合利用分布式旋翼與傾轉(zhuǎn)機翼概念,氣動布局采用傾轉(zhuǎn)機翼布局,多個分布式電驅(qū)動的旋翼單元分布于前后機翼。該構(gòu)型兼顧直升機垂直起降、定點懸停與固定翼高速前飛能力,飛行速度和作戰(zhàn)半徑相對常規(guī)直升機可提高一倍以上,是未來高速新構(gòu)型旋翼飛行器的重要發(fā)展方向之一。美國NASA、波音,法國空客等研究機構(gòu)已經(jīng)開始提前布局和占位,針對該構(gòu)型飛行器開展了氣動、飛行力學(xué)、試驗等方面的大量預(yù)先研究工作[1-5],并研制了LEAPTech、SCEPTOR、GL-10、Vahana等多型技術(shù)驗證機,陸續(xù)取得了重大階段性突破。

多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器具有獨特飛行優(yōu)勢的同時也帶來很多技術(shù)難點。其飛行模式多,具有直升機模式、傾轉(zhuǎn)過渡模式、固定翼模式,其中的傾轉(zhuǎn)過渡模式,氣動干擾尤為復(fù)雜,存在旋翼/機翼、機翼/機翼、旋翼/旋翼等氣動干擾問題,飛行動力學(xué)建模困難。采用縮比樣機開展風(fēng)洞試驗,獲取相關(guān)試驗數(shù)據(jù),反饋修正飛行動力學(xué)模型,對提高多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器飛行動力學(xué)模型成熟度,降低試飛風(fēng)險有重要意義。

國外針對多槳傾轉(zhuǎn)機翼構(gòu)型驗證機開展了較多風(fēng)洞試驗研究。2014年,NASA針對GL-10縮比模型驗證機,基于蘭利12 ft低速風(fēng)洞開展了風(fēng)洞試驗設(shè)計、試驗方法研究并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗[5-7]。GL-10于2015年成功完成了從垂直起降到前飛飛行的傾轉(zhuǎn)過渡自由飛試驗。2019年,NASA繼續(xù)在蘭利12 ft低速風(fēng)洞開展了LA-8縮比模型驗證機風(fēng)洞試驗[8],獲得了該構(gòu)型過渡狀態(tài)的相關(guān)氣動特性及操縱特性。國內(nèi)對多槳傾轉(zhuǎn)機翼構(gòu)型飛行器的研究尚屬起步階段,尤其是傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗研究尚未見報道。

本文針對某小型多槳傾轉(zhuǎn)機翼無人機開展傾轉(zhuǎn)過渡模式不同機翼傾角(0°～90°)、不同舵面操縱、不同油門等狀態(tài)下的吹風(fēng)測力試驗。根據(jù)試驗數(shù)據(jù)分析了傾轉(zhuǎn)過渡模式不同機翼傾角下的操縱特性及控制策略,為多槳傾轉(zhuǎn)機翼構(gòu)型飛行器總體參數(shù)設(shè)計及傾轉(zhuǎn)過渡模式操縱策略研究提供了參考。

1 試驗方案設(shè)計

試驗包括整機試驗與部件試驗。整機試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1所示,由小型多槳傾轉(zhuǎn)機翼無人機系統(tǒng)與測量系統(tǒng)組成。其中小型多槳傾轉(zhuǎn)機翼無人機采用串列式傾轉(zhuǎn)機翼布局,前后機翼等高,由機翼、機身、傾轉(zhuǎn)機構(gòu)、端板、短艙、電機、槳、控制系統(tǒng)等組成。前后機翼及機翼上安裝槳狀態(tài)相同,前后機翼前緣短艙上均安裝4副電驅(qū)動槳。前后機翼各有一套獨立傾轉(zhuǎn)機構(gòu),可驅(qū)動機翼在0°(機翼水平)～90°(機翼垂直)范圍傾轉(zhuǎn)。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的三個軸向力與三軸力矩,試驗機的主要參數(shù)如表1所列。

表1 試驗機主要參數(shù)

部件試驗主要包括單獨機翼試驗(如圖2所示)、單獨機身試驗等。單獨機翼試驗?zāi)Ｐ筒捎谜麢C狀態(tài)一副機翼(含與機翼安裝的短艙、槳等)及陪試件,測量系統(tǒng)與整機試驗相同。

試驗在中國直升機設(shè)計研究所開口直流低速風(fēng)洞進(jìn)行,風(fēng)洞試驗段的長寬尺寸為6 m×8 m,最大風(fēng)速50 m/s。試驗過程:由地面操控計算機將控制指令通過數(shù)傳電臺發(fā)送到試驗機/單獨機翼的控制系統(tǒng),實現(xiàn)對試驗機/單獨機翼的機翼傾角、舵面角度、槳轉(zhuǎn)速(油門)的控制;試驗機姿態(tài)(俯仰、偏航)由風(fēng)洞配套的腹撐機構(gòu)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)采集計算機進(jìn)行處理。

2 試驗狀態(tài)

為了獲得多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器整機傾轉(zhuǎn)過渡模式(無偏航)不同機翼傾角下的俯仰操縱特性,前后機翼氣動干擾以及部件(如機翼)氣動特性等,主要開展如下研究:

1)單獨機翼試驗

單獨機翼傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗,獲得單獨機翼不同傾角下的氣動特性及操縱特性,為輔助分析整機傾轉(zhuǎn)過渡特性提供技術(shù)支持。

2)整機試驗

傾轉(zhuǎn)過渡特性無動力/帶動力試驗,包括無動力/帶動力情況下后機翼襟翼單獨操縱試驗、前機翼襟翼單獨操縱試驗、前/后機翼襟翼差動操縱(差動操縱量相同)試驗,獲得傾轉(zhuǎn)過渡無動力/帶動力情況下前后機翼舵面單獨操縱及前后機翼舵面差動操縱情況下的全機俯仰操縱特性及氣動特性。主要試驗狀態(tài)如表2所示。

表2 整機試驗主要試驗狀態(tài)

3 試驗結(jié)果與分析

3.1 單獨機翼傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗

機翼傾轉(zhuǎn)約90°是多槳傾轉(zhuǎn)機翼構(gòu)型飛行器傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的最主要特征。單獨機翼無動力傾轉(zhuǎn)過渡(機翼傾角由0°傾轉(zhuǎn)至90°)狀態(tài)升力、阻力、俯仰特性如圖3-圖5所示。從試驗數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖3 單獨機翼不同傾角不同舵角升力

圖4 單獨機翼不同傾角不同舵角阻力

圖5 單獨機翼不同傾角不同舵角俯仰力矩

1)升力隨機翼傾角增加總體呈先增加后減小的趨勢,主要是機翼迎角增加到一定范圍后機翼開始失速所致;機翼小傾角時升力大致隨舵角增加而增加,大傾角(約50°～60°以上)時升力逐漸隨舵角增加而減小。

2)阻力總體隨著機翼傾角增加而增加。

3)俯仰力矩(低頭為正)在較小機翼傾角范圍內(nèi)(≤20°)隨舵角增加而增加顯著;隨著機翼傾角增加,機翼俯仰力矩隨舵角增加變化變緩(舵效變差),并逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(舵角增加呈現(xiàn)抬頭趨勢)。

主要原因是,隨著傾角增加,機翼氣動力由升力為主導(dǎo)向阻力為主導(dǎo)轉(zhuǎn)變,同時隨著機翼傾轉(zhuǎn)氣動力合力作用點也在往后(相對機翼前緣)往下(相對機身)移動。

3.2 傾轉(zhuǎn)過渡無動力單獨前機翼襟翼操縱

整機傾轉(zhuǎn)過渡無動力單獨前機翼襟翼操縱俯仰力矩特性如圖6-圖8所示(僅示部分機翼傾角)。

圖6 θ=0°不同俯仰角前機翼舵面操縱俯仰力矩

圖7 θ=40°不同俯仰角前機翼舵面操縱俯仰力矩

圖8 θ=90°不同俯仰角前機翼舵面操縱俯仰力矩

從數(shù)據(jù)分析可以得出:

1)單獨前機翼襟翼操縱機翼傾角由0°至90°變化時,全機俯仰力矩(相對全機重心,低頭為正)總體變化趨勢為:隨著機翼傾角增加,操縱前機翼襟翼,俯仰力矩由正常舵效逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榉炊嫘?約在機翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變),傾轉(zhuǎn)過程中部分區(qū)域舵效很差。

2)在機身俯仰角0°附近范圍,整機俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過舵面操縱配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

主要原因是,傾轉(zhuǎn)過程前后機翼氣動力由升力為主導(dǎo)向阻力為主導(dǎo)轉(zhuǎn)變,同時機翼傾轉(zhuǎn)過程全機重心(機翼重心位于轉(zhuǎn)軸之前)上移且隨著機翼傾角增加舵效總體變差。

3.3 單獨后機翼襟翼操縱試驗

整機傾轉(zhuǎn)過渡無動力單獨后機翼襟翼操縱俯仰力矩特性如圖9-圖11所示(僅示部分機翼傾角)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖9 θ=0°不同俯仰角后機翼舵面操縱俯仰力矩

圖10 θ=40°不同俯仰角后機翼舵面操縱俯仰力矩

圖11 θ=90°不同俯仰角后機翼舵面操縱俯仰力矩

1)單獨后機翼襟翼操縱機翼傾角由0°至90°變化時,俯仰力矩總體變化趨勢為:隨著機翼傾角增加,操縱后機翼襟翼,俯仰力矩由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(約機翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變,接近90°的大傾角下并不是所有俯仰角下均為反舵效)。這種轉(zhuǎn)變趨勢相對稍滯后于單獨前機翼舵面操縱,舵效較差區(qū)域也更多,主要是前機翼對后機翼干擾所致。

2)在機身俯仰角0°附近范圍,整機俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過操縱舵面配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

3.4 傾轉(zhuǎn)過渡無動力前后機翼襟翼差動操縱

整機傾轉(zhuǎn)過渡無動力前后機翼襟翼差動操縱俯仰力矩特性如圖12-圖14所示(僅示部分機翼傾角,圖中橫坐標(biāo)為前機翼襟翼角度)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖12 θ=0°不同俯仰角前后機翼舵面差動操縱俯仰力矩

圖13 θ=40°不同俯仰角前后機翼舵面差動操縱俯仰力矩

圖14 θ=90°不同俯仰角前后機翼舵面差動操縱俯仰力矩

1)前后機翼襟翼差動操縱機翼傾角由0°至90°變化時,俯仰力矩總體變化趨勢為:隨著機翼傾角增加,前后機翼襟翼差動操縱時,俯仰力矩特性由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(約機翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變);機翼大傾角下并不是所有俯仰角下均為反舵效,傾轉(zhuǎn)過程較多區(qū)域舵效較差。

2)在機身俯仰角0°附近范圍,整機俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過舵面操縱配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

3.5 傾轉(zhuǎn)過渡帶動力試驗

整機傾轉(zhuǎn)過渡帶動力前后機翼襟翼差動操縱俯仰力矩特性如圖15-圖16所示(僅示部分機翼傾角,圖中前后機翼襟翼差動操縱時橫坐標(biāo)為前機翼襟翼角度)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:相同機翼傾角下,帶動力情況下俯仰力矩較無動力總體增加(更大低頭力矩),且變化量大致隨機翼傾角增加而增加,油門越大越顯著,主要是該構(gòu)型隨機翼傾角增加,前后機翼上槳拉力作用線到重心距離差值增加,且后機翼上槳拉力作用線距離重心更遠(yuǎn)所致。

圖15 θ=0°不同油門不同舵面操縱俯仰力矩

圖16 θ=30°不同油門不同舵面操縱俯仰力矩

4 結(jié)論

通過分析小型多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器傾轉(zhuǎn)過渡特性風(fēng)洞試驗可以得出以下結(jié)論:

1)機翼傾角由0°(水平)～90°(垂直)變化過程中,通過操縱機翼舵面控制俯仰時,舵效總體由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(大致從50°～60°開始轉(zhuǎn)變)。

2)機翼傾角0°～30°區(qū)間,機身水平下俯仰通過前后機翼舵面操縱可配平,該區(qū)間傾轉(zhuǎn)過渡時可采用機翼舵面操縱控制。

3)機翼傾角30°～60°區(qū)間,俯仰單純通過機翼舵面操縱控制較困難(部分區(qū)域機身俯仰角0°附近范圍靠舵面無法配平且舵效較差),該區(qū)間傾轉(zhuǎn)過渡時可采用機翼舵面操縱+前后機翼上槳拉力差動操縱控制。

4)機翼傾角60°～90°區(qū)間,俯仰通過前后機翼舵面操縱非常困難(較多區(qū)域機身俯仰角0°附近范圍靠舵面無法配平且舵效較差較復(fù)雜),可采用直升機模式前后機翼上槳拉力差動操縱控制。