曹飛, 詹浩

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

一種復(fù)合升力飛機(jī)模型的設(shè)計(jì)與飛行驗(yàn)證

曹飛, 詹浩

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

針對(duì)一種復(fù)合升力飛機(jī),建立了相應(yīng)的研究模型,通過(guò)試驗(yàn)、CFD計(jì)算和工程估算的方法,研究了直升機(jī)和固定翼狀態(tài)下的飛機(jī)性能特性,并通過(guò)制作一架模型驗(yàn)證機(jī),驗(yàn)證了該種飛機(jī)飛行原理的可行性,并提出了一些意見(jiàn)。

復(fù)合升力飛機(jī); 性能特性; 飛行原理

引言

受前行槳葉壓縮性的影響及后行槳葉氣流分離的限制,常規(guī)直升機(jī)的最大巡航速度通常在300 km/h左右。固定翼飛機(jī)可以具有很高的飛行速度,但是一般需要一定長(zhǎng)度的跑道進(jìn)行滑跑起降,且不能進(jìn)行懸停和較低速度的飛行。如果有一種飛行器能夠兼?zhèn)渲鄙龣C(jī)和固定翼飛機(jī)的優(yōu)點(diǎn),則其在民用和軍事上將具有非常廣闊的應(yīng)用前景。正因?yàn)檫@樣,長(zhǎng)期以來(lái),國(guó)內(nèi)外學(xué)者一直在不懈地探尋新的技術(shù)發(fā)展思路,力圖研制一種復(fù)合升力飛行器,該飛行器既能夠保持直升機(jī)垂直起降、懸停等機(jī)動(dòng)靈活的特點(diǎn),又能達(dá)到固定翼飛機(jī)的高速飛行性能。

本文提出的復(fù)合升力飛機(jī)有一副既可高速旋轉(zhuǎn)當(dāng)做旋翼,又可鎖死為固定翼的機(jī)翼,使其既可像直升機(jī)那樣垂直起降和定點(diǎn)懸停,又可擁有固定翼飛機(jī)的高速巡航性能。該飛機(jī)的出現(xiàn)較好地克服了以前傳統(tǒng)的以發(fā)動(dòng)機(jī)推力轉(zhuǎn)向和傾轉(zhuǎn)旋翼方式進(jìn)行垂直起降的高速飛機(jī)技術(shù)所帶來(lái)的缺點(diǎn),它具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可維護(hù)性好、造價(jià)低廉、起降區(qū)域限制低的優(yōu)點(diǎn)[1]。

本文通過(guò)設(shè)計(jì)一架復(fù)合升力模型驗(yàn)證機(jī),研究其直升機(jī)狀態(tài)下主機(jī)翼的氣動(dòng)特性和固定翼狀態(tài)下鴨翼、尾翼配平時(shí)對(duì)全機(jī)縱向特性的影響,并通過(guò)模型試飛驗(yàn)證了該布局的飛行原理可行性。

1 總體方案的提出

本文提出的復(fù)合升力飛機(jī)模型布局如圖1所示。在固定翼狀態(tài),該機(jī)采用鴨翼、尾翼和主機(jī)翼作為飛機(jī)高速前飛時(shí)所需的升力面,這種三翼面布局通過(guò)獲得理想的升力分布,可使其在巡航狀態(tài)下獲得最小的誘導(dǎo)阻力,從而使整機(jī)擁有較高的升阻比[2]。

圖1 復(fù)合升力飛機(jī)模型樣機(jī)

在直升機(jī)狀態(tài),飛機(jī)的主機(jī)翼通過(guò)高速旋轉(zhuǎn)使飛機(jī)可以垂直起降和懸停,并進(jìn)行小速度前飛。主機(jī)翼旋轉(zhuǎn)的驅(qū)動(dòng)力可采用軸驅(qū)動(dòng)和槳尖噴氣驅(qū)動(dòng)兩種方式,該機(jī)采用軸驅(qū)動(dòng)方式,垂尾處布有抵消反扭矩的尾槳。為了兼顧固定翼的前飛性能,主機(jī)翼展弦比比傳統(tǒng)直升機(jī)要小。因此在直升機(jī)狀態(tài)下飛行時(shí),飛機(jī)的槳盤(pán)載荷高,槳盤(pán)下洗速度大。為了減少旋翼尾跡對(duì)平尾的影響,增加飛機(jī)的穩(wěn)定性,尾翼采用高置T尾形式。

在過(guò)渡飛行狀態(tài),隨著前飛速度的增加,飛機(jī)鴨翼和尾翼進(jìn)行偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生升力使主機(jī)翼進(jìn)行卸載。當(dāng)鴨翼和尾翼產(chǎn)生的升力足以平衡飛機(jī)重力時(shí),主機(jī)翼完全卸載,慢慢停轉(zhuǎn)并與機(jī)身鎖死。主機(jī)翼由鎖定到高速旋轉(zhuǎn)的過(guò)渡過(guò)程則相反。

該模型飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)參數(shù)如下:旋翼/機(jī)翼展長(zhǎng)為1.30 m;鴨翼、尾翼展長(zhǎng)均為0.64 m;機(jī)翼總面積為0.22 m2;機(jī)長(zhǎng)為2.20 m;設(shè)計(jì)最大起飛重量為10 kg;前拉動(dòng)力功率為2 kW;旋翼動(dòng)力功率為4 kW;設(shè)計(jì)升力系數(shù)為0.8。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)的解耦設(shè)計(jì)

該布局飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)通常由一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和一套特殊的排氣系統(tǒng)組成。飛機(jī)的起降和過(guò)渡飛行都是通過(guò)換氣閥的轉(zhuǎn)換來(lái)獲取所需的垂直動(dòng)力和前飛動(dòng)力,于是這種飛行-推進(jìn)耦合在一起的推進(jìn)方式成為該類(lèi)飛機(jī)研究的關(guān)鍵。但是在技術(shù)探索和小比例模型技術(shù)驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)階段,這種復(fù)雜的推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)該布局飛機(jī)的方案設(shè)計(jì)造成了巨大的困難。為此對(duì)其推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行解耦設(shè)計(jì),即通過(guò)兩臺(tái)不同的發(fā)動(dòng)機(jī)分別提供飛機(jī)所需的垂直和前飛動(dòng)力。雖然這種設(shè)計(jì)方式在飛機(jī)的不同狀態(tài)下必有一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)成為全機(jī)重量中的多余重量,但降低了推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜度,也不會(huì)對(duì)飛機(jī)過(guò)渡飛行產(chǎn)生任何影響,而且在任意一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生意外停車(chē)后不會(huì)因?yàn)閯?dòng)力不足而導(dǎo)致驗(yàn)證機(jī)的墜毀,直接降低了技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的試飛風(fēng)險(xiǎn)。

3 直升機(jī)狀態(tài)特性的估算與分析

3.1 旋翼翼型的選取

由于該種飛機(jī)的主機(jī)翼既當(dāng)旋翼又當(dāng)固定翼,這種特點(diǎn)決定了其機(jī)翼只能使用特殊的前后對(duì)稱翼型,而橢圓翼型是前后對(duì)稱翼型中最簡(jiǎn)單的一種。

在無(wú)彎度的情況下,相對(duì)厚度越大的橢圓翼型失速迎角越大,最大升力系數(shù)和阻力系數(shù)也越大。在同等厚度下,無(wú)彎度翼型的抬頭力矩要高于有彎度的翼型,所以在主機(jī)翼充當(dāng)旋翼時(shí),在具有同等升力系數(shù)的情況下,有彎度翼型的旋翼所需的變距操縱力的角度小于無(wú)彎度翼型的機(jī)翼。雖然有彎度的橢圓翼型升力特性要優(yōu)于無(wú)彎度的翼型,但其阻力特性和最大升阻比要劣于無(wú)彎度的翼型[3-4]。

本文中的主機(jī)翼采用14%厚度無(wú)彎度橢圓翼型。主要考慮過(guò)渡飛行狀態(tài),當(dāng)總矩為零時(shí),高速旋轉(zhuǎn)的無(wú)彎度翼型機(jī)翼拉力剛好為零,可以使主機(jī)翼完全卸載。而選用有彎度翼型,在卸載時(shí)為使主機(jī)翼拉力為零,需要進(jìn)行復(fù)雜的總矩和周期變矩調(diào)節(jié),增加了飛機(jī)飛行控制的復(fù)雜度。

3.2 旋翼氣動(dòng)特性的估算

通過(guò)對(duì)橢圓翼型旋翼的地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)和對(duì)旋翼參數(shù)進(jìn)行無(wú)因次化處理[5],給出了在不同的槳尖馬赫數(shù)下,總矩(變化范圍在8°～14°之間)、拉力系數(shù)(CT)和功率系數(shù)(MK)之間的關(guān)系,如圖2所示。

由圖2可知,飛機(jī)在直升機(jī)狀態(tài),主機(jī)翼為了拉起同樣的起飛重量,槳尖馬赫數(shù)越高,需用總矩值越低,需用功率越高。槳尖馬赫數(shù)在0.24～0.34時(shí),該機(jī)主機(jī)翼需用功率都在選用發(fā)動(dòng)機(jī)功率范圍內(nèi),需用總矩值在設(shè)計(jì)最大總矩范圍內(nèi),滿足設(shè)計(jì)要求。

圖2 拉力系數(shù)和功率系數(shù)曲線

4 固定翼狀態(tài)特性的估算與分析

4.1 干凈構(gòu)型升阻特性

本文通過(guò)CFD計(jì)算方法獲得全機(jī)固定翼狀態(tài)下干凈構(gòu)型的升阻比。CFD利用N-S方程計(jì)算程序,Fluent求解器進(jìn)行求解。全機(jī)升阻比隨迎角的變化曲線如圖3所示。由圖3可知,該機(jī)干凈構(gòu)型在30 m/s的巡航速度下,全機(jī)迎角在8°左右可獲得全機(jī)最大升阻比。

圖3 全機(jī)升阻比隨迎角的變化曲線

4.2 操縱面布置

由于主機(jī)翼的特殊工作方式使其翼面上無(wú)法布置操縱面。在進(jìn)行固定翼飛行時(shí),全機(jī)的縱向配平就由另外兩個(gè)升力面承擔(dān)。所以研究鴨翼、尾翼是否擁有足夠配平能力對(duì)該布局飛機(jī)試飛很重要。

該模型由鴨翼操縱面和尾翼操縱面4個(gè)控制面控制模型飛機(jī)的縱向配平?？刂泼嫦议L(zhǎng)占機(jī)翼弦長(zhǎng)的30%,展向位置為半展長(zhǎng)的34%～90%?？刂泼娌贾萌鐖D4所示。

圖4 控制面布置

4.3 縱向配平構(gòu)型的升阻特性

飛機(jī)在配平構(gòu)型下的升力、誘導(dǎo)阻力、縱向靜穩(wěn)定度以及配平舵偏角采用渦格法計(jì)算程序求解[6]。在不考慮控制面之間相互干擾的情況下,因配平舵偏角引起的零升阻力用下式求解[7-8]:

ΔCD0δi=(?ΔCD0/?δi) cosΛ1/4ScsSrefδi

式中,ΔCD0δi為配平舵偏角引起的零升阻力增量;?ΔCD0/?δi為控制面零升阻力隨舵偏角偏轉(zhuǎn)的變化率,與控制面類(lèi)型有關(guān),鴨翼、尾翼操縱面均為升降副翼,取 0.0025/(°);Λ1/4為機(jī)翼1/4弦線后掠角;Scs為控制面面積;Sref為機(jī)翼參考面積;δi為操縱面舵偏角。

采用鴨翼操縱面和尾翼操縱面分別進(jìn)行縱向配平控制時(shí),為了配平飛機(jī)的低頭力矩,鴨翼操縱面需下偏,尾翼操縱面需上偏。

圖5～圖7給出了干凈構(gòu)型和各操縱面單獨(dú)配平時(shí)的縱向特性曲線。

由圖5～圖7可知,在各設(shè)計(jì)升力系數(shù)下,鴨翼配平的全機(jī)升阻比要大于尾翼配平的全機(jī)升阻比,這是由于尾翼面積大于鴨翼面積,尾翼配平時(shí)產(chǎn)生了較大的誘導(dǎo)阻力;鴨翼操縱面的配平舵偏角要比尾翼操縱面的配平舵偏角大,主要是由于鴨翼的縱向配平力臂比尾翼的縱向配平力臂小;鴨翼配平時(shí)降低了配平迎角,尾翼配平則增大了配平迎角,這是由于鴨翼和尾翼單獨(dú)配平時(shí)一個(gè)產(chǎn)生正升力,一個(gè)產(chǎn)生負(fù)升力。

鴨翼、尾翼操縱面組合配平時(shí)的全機(jī)升阻特性(CL=0.8)如圖8所示。圖中,δC為鴨翼舵偏角,δH為尾翼舵偏角。由圖可知,當(dāng)鴨翼操縱面由0°逐漸下偏,尾翼操縱面逐漸由單獨(dú)配平最大舵偏角下偏時(shí),配平升阻比逐漸提高;當(dāng)鴨翼舵偏角偏到6°,尾翼舵偏角偏到-4°左右時(shí),全機(jī)達(dá)到最大配平升阻比;當(dāng)鴨翼操縱面下偏超過(guò)單獨(dú)配平最大舵偏角時(shí),將產(chǎn)生多余的抬頭力矩,尾翼操縱面繼續(xù)下偏,產(chǎn)生低頭力矩,平衡全機(jī)的縱向力矩,此時(shí)鴨翼、尾翼均產(chǎn)生正的配平升力,但全機(jī)配平升阻比隨配平阻力的增加繼續(xù)降低,而全機(jī)配平迎角則始終是降低的。

圖5 配平升阻比

圖7 配平迎角

圖8 鴨翼、尾翼操縱面組合配平特性

通過(guò)鴨翼、尾翼操縱面組合進(jìn)行全機(jī)縱向配平后,全機(jī)配平升阻比比單獨(dú)鴨翼配平和尾翼配平分別提高了1.0%和1.2%; 配平迎角比鴨翼單獨(dú)配平提高了11.36%,比尾翼單獨(dú)配平降低了13.76%。

4.4 縱向配平靜穩(wěn)定特性

圖9 組合配平縱向靜穩(wěn)定度

圖9為組合配平縱向靜穩(wěn)定度曲線。由圖9可知,鴨翼和尾翼組合配平時(shí)(CL=0.8),全機(jī)縱向靜穩(wěn)定度隨鴨翼操縱面的舵偏角增大而降低,改變縱向靜穩(wěn)定度的原因是由于操縱舵面的偏轉(zhuǎn)引起了鴨翼和尾翼的升力線斜率發(fā)生變化。在最大組合配平升阻比下的靜穩(wěn)定度值介于尾翼、鴨翼單獨(dú)配平的靜穩(wěn)定度值之間。

5 飛行原理驗(yàn)證與分析

為了驗(yàn)證該布局飛機(jī)的飛行原理可行性,按總體設(shè)計(jì)參數(shù)制作了等尺寸的模型樣機(jī),該飛機(jī)通過(guò)兩套無(wú)線電遙控系統(tǒng)分別控制直升機(jī)系統(tǒng)和固定翼系統(tǒng)。通過(guò)直升機(jī)狀態(tài)、固定翼狀態(tài)和組合狀態(tài)進(jìn)行飛行驗(yàn)證。通過(guò)飛行試驗(yàn)可知,飛機(jī)在直升機(jī)狀態(tài)飛行時(shí),前拉發(fā)動(dòng)機(jī)處于待速狀態(tài),通過(guò)旋翼動(dòng)力驅(qū)動(dòng)槳葉。由于鴨翼、尾翼面積較小,機(jī)身長(zhǎng)度大,鴨翼、尾翼受旋翼干擾較小,飛機(jī)可具有與直升機(jī)一樣的飛行性能。

飛機(jī)在固定翼狀態(tài)模式下飛行時(shí),分別對(duì)鴨翼、尾翼操縱面進(jìn)行單獨(dú)和組合配平控制,結(jié)果符合文中分析的特性,其飛行性能也比直升機(jī)狀態(tài)要好。

飛機(jī)在過(guò)渡狀態(tài)模式下飛行時(shí),由于旋翼系統(tǒng)采用模型成品,而且沒(méi)有加裝旋翼固定鎖死機(jī)構(gòu),因此在進(jìn)行過(guò)渡飛行時(shí)只能通過(guò)旋翼發(fā)動(dòng)機(jī)減速來(lái)模擬旋翼卸載飛行。初始時(shí),旋翼轉(zhuǎn)速較高,飛機(jī)固定翼舵面操控性較差,需與直升機(jī)操縱機(jī)構(gòu)組合控制。在旋翼轉(zhuǎn)速降低后,固定翼舵面操縱性提高,但直升機(jī)系統(tǒng)的平衡小翼會(huì)引起主旋翼偏轉(zhuǎn),造成飛機(jī)左右兩側(cè)升力不平衡,增加了飛機(jī)飛行控制的難度。

通過(guò)飛行試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),飛機(jī)在直升機(jī)和固定翼狀態(tài)下具有良好的可控性,在旋翼/固定翼過(guò)渡狀態(tài)下需要固定翼與旋翼的操縱系統(tǒng)組合控制飛機(jī),其控制難度較高,應(yīng)該通過(guò)旋翼減速鎖定裝置縮短過(guò)渡飛行時(shí)間。最終證明這種擁有直升機(jī)起降特性并能進(jìn)行固定翼飛行的新式飛行原理是可行的。

6 結(jié)論

(1)通過(guò)計(jì)算發(fā)現(xiàn),鴨翼參與配平會(huì)降低全機(jī)靜穩(wěn)定度,但可以降低全機(jī)配平迎角,提高全機(jī)升阻比和操縱響應(yīng)。

(2)鴨翼、尾翼組合配平模式比單獨(dú)配平模式可以獲得更高的升阻比等優(yōu)勢(shì),對(duì)于更高級(jí)別的該布局飛機(jī)布置多組控制面配平將成為研究重點(diǎn)。

(3)由于旋翼/固定翼過(guò)渡狀態(tài)存在較強(qiáng)的非定常和非線性的氣動(dòng)特點(diǎn),通過(guò)模型驗(yàn)證機(jī)的飛行測(cè)試可以成為了解其特性的一種方法。并且旋翼系統(tǒng)及鎖定機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)也成為以后工作的研究重點(diǎn)。

[1] 鄧陽(yáng)平,高正紅,詹浩.鴨式旋翼/機(jī)翼飛機(jī)的技術(shù)發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)[J].飛行力學(xué),2006,24(3):1-4.

[2] Steven M Bass,Thosmas L Thompson,John W Rutherford.Fixed-wing performance predictions of the canard rotor/wing concept based on wind tunnel test results[R].AIAA 95-1887,1995.

[3] 詹浩,鄧陽(yáng)平,高正紅.橢圓翼型低速氣動(dòng)特性研究[J].航空計(jì)算技術(shù),2008,38(3):25-27.

[4] 鄧陽(yáng)平,高正紅,詹浩.兩種橢圓翼型高速氣動(dòng)特性試驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)力學(xué),2009,24(2):103-107.

[5] 王適存.直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)[M].南京:南京航空航天大學(xué)出版社,1993.

[6] Margason R J,Lamar J E.Vortex-latticefortran program for estimating subsonic aerodynamic charateristics of complex planforms[R].NASA TN D-6142,1971.

[7] 高浩.飛行動(dòng)力學(xué)——飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2001.

[8] 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)(第6冊(cè)):氣動(dòng)設(shè)計(jì)[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,2002.

Researchonconceptuallayoutdesignandflighttestforamultimodeaircraft

CAO Fei, ZHAN Hao

(College of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China)

In this paper, a multimode aircraft research model is built. The rotor mode and fix wing mode’s performance characters that have been researched by the experiment, CFD and the project evaluation methods. According to the aircraft flight test verification, the way of flight of the multimode aircraft is feasible, and provides some suggestions for improving its performance.

multimode aircraft; performance characteristics ; flight principle

2011-04-27;

2011-10-18

曹飛(1987-)，男，北京人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。

V221

A

1002-0853(2012)01-0009-04

(編輯：姚妙慧)