馮萌萌

摘要：根據(jù)高速飛行器的研究和發(fā)展情況，設(shè)計(jì)一種轉(zhuǎn)換模式時(shí)過渡比較平緩安全，直升機(jī)模式和飛機(jī)模式時(shí)均具有較好性能的旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器。根據(jù)給定的任務(wù)剖面要求，確定該飛行器的基本尺寸和總體參數(shù)。

關(guān)鍵詞：高速飛行器；共軸雙旋翼；旋翼；機(jī)翼轉(zhuǎn)換

直升機(jī)前飛工作環(huán)境下旋翼的氣流存在不對稱情況，其最大巡航速度一般在300km/h左右，而固定翼飛機(jī)的飛行速度能達(dá)到很高，但需要機(jī)場跑道滑跑起落，且不能垂直起降和空中懸停。假如有一種飛行器能夠兼?zhèn)渲鄙龣C(jī)和固定翼的優(yōu)點(diǎn)，那么它在民用和軍事上將具有重要的用途。因此希望設(shè)計(jì)一種新型飛行器，既能夠保留直升機(jī)垂直起降、空中懸停和經(jīng)濟(jì)性的優(yōu)勢，又能達(dá)到固定翼的高速飛行性能。近幾十年中，在航空領(lǐng)域產(chǎn)生了很多種不同形式的“垂直起落轉(zhuǎn)換式飛行器”，例如，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)V-22就是一種轉(zhuǎn)換式飛行器，它可以在飛行中根據(jù)需要在直升機(jī)模式與飛機(jī)模式之間轉(zhuǎn)換，來發(fā)揮每一種模式的優(yōu)勢。多年來的探索和實(shí)踐形成了高速直升機(jī)發(fā)展的三種主要技術(shù)途徑：復(fù)合式、傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)翼式和旋翼機(jī)翼轉(zhuǎn)換式。此研究主要進(jìn)行一種新的共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器的概念設(shè)計(jì)，它可以在飛行中根據(jù)需要在飛機(jī)模式與直升機(jī)模式之間轉(zhuǎn)換，這樣可以發(fā)揮每一種模式的優(yōu)勢。根據(jù)飛行原理提出滿足平衡和操縱要求的幾種方案，綜合比較各方案優(yōu)缺點(diǎn)選出最優(yōu)方案，進(jìn)行主要參數(shù)的選取。

1.共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器

共軸雙旋翼直升機(jī)具有繞同一理論軸線一正一反旋轉(zhuǎn)的上下兩副旋翼，由于轉(zhuǎn)向相反，兩副旋翼產(chǎn)生的扭矩在航向不變的飛行狀態(tài)下相互平衡，通過上下旋翼總距差動產(chǎn)生不平衡扭矩可實(shí)現(xiàn)航向操縱，共軸雙旋翼在直升機(jī)模式的飛行中，既是升力面又是縱橫向和航向的操縱面。共軸式直升機(jī)的主要?dú)鈩犹攸c(diǎn)為：共軸式直升機(jī)具有較高的懸停效率；沒有用于平衡反扭矩的尾槳功率損耗（尾槳在起飛、懸停狀態(tài)下的功率消耗為7%～12%）；空氣動力對稱；具有較大的俯仰、橫滾控制力矩。在相同的起飛重量、發(fā)動機(jī)功率和旋翼直徑下，共軸式直升機(jī)有著更高的懸停升限和爬升率。

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器飛行過程主要分為直升機(jī)模式、過渡模式、飛機(jī)模式三個(gè)階段。

直升機(jī)模式：此階段飛行器按照共軸雙旋翼直升機(jī)模式垂直起飛、懸停、低速飛行。上旋翼和下旋翼作為飛行時(shí)的升力系統(tǒng)，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，充分發(fā)揮各自優(yōu)勢，以保持共軸雙旋翼飛行器較高的懸停效率、自轉(zhuǎn)下滑能力以及螺旋槳的高效推進(jìn)性能。

航向操縱采用全差動航向操縱方案。全差動航向操縱方案是指在航向操縱時(shí)大小相等方向相反地改變上下旋翼的總距從而使得直升機(jī)的合扭矩不平衡，機(jī)體產(chǎn)生航向操縱的力矩。通過周期變距實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱。由于在操縱時(shí)上下旋翼的總距總是一增一減，因此航向操縱與總升力變化的耦合小，即用于由于差動操縱引起的升力變化所需的總距補(bǔ)償較小?？蓽p輕駕駛員的操縱負(fù)擔(dān)。

過渡模式：此階段是由直升機(jī)模式轉(zhuǎn)換為飛機(jī)模式的過渡階段。首先上旋翼先降總距，下旋翼升總距，上旋翼逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定；然后上旋翼變安裝角可承擔(dān)部分升力，下旋翼降總距，逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。此過程中，按照各方案結(jié)構(gòu)組成的不同反扭矩的平衡也不相同。

飛機(jī)模式：兩旋翼完全轉(zhuǎn)換為機(jī)翼模式，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，按照各方案結(jié)構(gòu)組成的不同，俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航的操縱有所不同。

2.共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器概念設(shè)計(jì)方案

（1）方案一

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、帶升降舵的水平尾翼、帶方向舵的垂直尾翼等結(jié)構(gòu)組成，如圖1。直升機(jī)模式時(shí)，按照共軸雙旋翼直升機(jī)模式垂直起飛、懸停、低速飛行，共軸雙旋翼作為垂直飛行時(shí)的升力系統(tǒng)，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，充分發(fā)揮各自優(yōu)勢，保持共軸雙旋翼的高的懸停效率和自轉(zhuǎn)下滑能力，以及螺旋槳的高效推進(jìn)性能。通過上下旋翼總距差動產(chǎn)生不平衡扭矩實(shí)現(xiàn)航向操縱，通過周期變距實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱。過度模式時(shí)，上旋翼先降總距，下旋翼升總距，上旋翼逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。然后上旋翼變安裝角可承擔(dān)部分升力，下旋翼降總距，逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。此過程中，帶方向舵的垂直尾翼可平衡旋翼產(chǎn)生的反扭矩。飛機(jī)模式時(shí)，兩旋翼完全轉(zhuǎn)換為機(jī)翼模式，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，平尾上升降舵的差動可實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱，水平尾翼上的升降舵可實(shí)現(xiàn)俯仰操縱，方向舵可控制偏航。

（2）方案二

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、帶有水平尾翼和垂直尾翼的函道風(fēng)扇矢量推進(jìn)器等結(jié)構(gòu)組成，如圖2。直升機(jī)模式時(shí)，按照共軸雙旋翼直升機(jī)模式垂直起飛、懸停、低速飛行，共軸雙旋翼作為垂直飛行時(shí)的升力系統(tǒng)，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，充分發(fā)揮各自優(yōu)勢，保持共軸雙旋翼的高的懸停效率和自轉(zhuǎn)下滑能力，以及螺旋槳的高效推進(jìn)性能。通過上下旋翼總距差動產(chǎn)生不平衡扭矩實(shí)現(xiàn)航向操縱，通過周期變距實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱。過度模式時(shí)，上旋翼先降總距，下旋翼升總距，上旋翼逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。然后上旋翼變安裝角可承擔(dān)部分升力，下旋翼降總距，逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。此過程中，函道風(fēng)扇矢量推進(jìn)器可平衡旋翼產(chǎn)生的反扭矩。飛機(jī)模式時(shí)，兩旋翼完全轉(zhuǎn)換為機(jī)翼模式，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，平尾上方向舵的差動可實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱，飛行器的俯仰和偏航均由函道風(fēng)扇矢量推進(jìn)器控制。

（3）方案三

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、V形尾翼等結(jié)構(gòu)組成，如圖3。直升機(jī)模式時(shí)，按照共軸雙旋翼直升機(jī)模式垂直起飛、懸停、低速飛行，共軸雙旋翼作為垂直飛行時(shí)的升力系統(tǒng)，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，充分發(fā)揮各自優(yōu)勢，保持共軸雙旋翼的高的懸停效率和自轉(zhuǎn)下滑能力，以及螺旋槳的高效推進(jìn)性能。通過上下旋翼總距差動產(chǎn)生不平衡扭矩實(shí)現(xiàn)航向操縱，通過周期變距實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱。過度模式時(shí)，上旋翼先降總距，下旋翼升總距，上旋翼逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。然后上旋翼變安裝角可承擔(dān)部分升力，下旋翼降總距，逐漸減小轉(zhuǎn)速直至停轉(zhuǎn)鎖定。此過程中，通過V形尾翼可平衡旋翼產(chǎn)生的反扭矩。飛機(jī)模式時(shí)，兩旋翼完全轉(zhuǎn)換為機(jī)翼模式，采用推力螺旋槳作為前飛時(shí)的推進(jìn)系統(tǒng)，V形尾翼可操縱俯仰滾轉(zhuǎn)和偏航。

3.各方案優(yōu)缺點(diǎn)比較

方案一中共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、帶升降舵的水平尾翼、帶方向舵的垂直尾翼等結(jié)構(gòu)組成。結(jié)構(gòu)重量較輕，結(jié)構(gòu)復(fù)雜性較低，構(gòu)件工藝比較簡單。氣動性能可以實(shí)現(xiàn)。

方案二中共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、帶有水平尾翼和垂直尾翼的函道風(fēng)扇矢量推進(jìn)器等結(jié)構(gòu)組成。帶有水平尾翼和垂直尾翼的函道風(fēng)扇矢量推進(jìn)器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，加工工藝比較復(fù)雜；而且使用推力轉(zhuǎn)向的飛行器控制系統(tǒng)復(fù)雜，這使本來操縱系統(tǒng)就很復(fù)雜的飛行器更加難以實(shí)現(xiàn)控制的安全和穩(wěn)定。推力矢量技術(shù)是一項(xiàng)綜合性很強(qiáng)的技術(shù)，它包括推力轉(zhuǎn)向噴管技術(shù)和飛機(jī)機(jī)體/推進(jìn)/控制系統(tǒng)一體化技術(shù)，目前國內(nèi)也展開了對推力矢量技術(shù)的預(yù)先研究，并取得了一定的成果，但技術(shù)并不成熟。

方案三中共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、V形尾翼等結(jié)構(gòu)組成。V形尾翼能以較少的部件總數(shù)來減小尾翼之間及尾翼與機(jī)身之間的干擾阻力，并具有尾翼加工量小的優(yōu)點(diǎn). 但研究結(jié)果表明，V形尾翼布局存在著升降舵和方向舵控制力干擾及升降舵和方向舵配平干擾等問題成為設(shè)計(jì)空氣動力學(xué)的一個(gè)重要的課題。

綜合考慮對比各方案的性能，第一種方案可靠性更高。

4.共軸雙旋翼/雙機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器主要參數(shù)選擇

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器由機(jī)身、上下兩片旋翼、推進(jìn)槳、帶升降舵的水平尾翼、帶方向舵的垂直尾翼等結(jié)構(gòu)組成。參考已有復(fù)合直升機(jī)X-2，采用剛性擺振槳葉。

設(shè)計(jì)要求

完成起飛重量3200kg、最大平飛速度為600km/h的共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器的概念設(shè)計(jì)，要求方案合理、設(shè)計(jì)方法正確，在給定起飛總重和有效載荷的前提下，盡量提高飛行性能。

4.1 發(fā)動機(jī)選擇

（1）活塞式和渦輪軸式發(fā)動機(jī)選擇

與活塞式發(fā)動機(jī)相比較，渦輪軸發(fā)動機(jī)具有比重小；體積小便于總體布置；啟動容易，振動小，噪聲小，維護(hù)方便，使用壽命長；高空特性優(yōu)于活塞式的優(yōu)點(diǎn)。雖然對于運(yùn)輸型飛行器，渦輪軸發(fā)動機(jī)由于單位耗油率較高而使相對燃油重量較大，但由于采用渦輪軸發(fā)動機(jī)使飛行器重量效率提高，有效載荷大大提高，目前渦輪軸比重不斷降低，單位耗油率已經(jīng)很低，輕型以上飛行器普遍使用渦輪軸式發(fā)動機(jī)。

經(jīng)以上分析，選擇渦輪軸式發(fā)動機(jī)。

4.2 直升機(jī)模式時(shí)主要參數(shù)估算

（1）總重G及有效載荷

直升機(jī)總重=空機(jī)質(zhì)量+有效載荷質(zhì)量+燃油質(zhì)量。

（2）槳葉片數(shù)k

該飛行器由兩副旋翼，每副旋翼有兩片槳葉，在直升機(jī)模式時(shí)，兩個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)，推進(jìn)槳提供推進(jìn)力；在飛機(jī)模式時(shí)，兩個(gè)旋翼先后停轉(zhuǎn)并鎖定，槳葉展向與機(jī)身軸線垂直，此時(shí)兩個(gè)旋翼將轉(zhuǎn)換為機(jī)翼。

（3）槳葉翼型

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器要在直升機(jī)模式和飛機(jī)模式下工作，當(dāng)飛行器轉(zhuǎn)換到飛機(jī)模式時(shí)，如果采用非對稱翼型就會引起空氣動力學(xué)方面的問題，從而導(dǎo)致飛行器無法工作。因此翼型選擇為橢圓翼型，槳葉平面形狀定為梯形。

（4）槳盤載荷

槳盤載荷：旋翼拉力（定常飛行時(shí)拉力近似等于直升機(jī)總重）與旋翼槳盤面積之比，即，為旋翼拉力，旋翼半徑。共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器共有兩副旋翼，每副旋翼有兩片槳葉。姑且按照有四片槳葉的單旋翼直升機(jī)進(jìn)行計(jì)算。常規(guī)直升機(jī)槳盤載荷，由于飛行器要在兩種模式下工作，所以需要考慮每種模式對飛行器參數(shù)的要求，然后綜合比較，選出比較合理的參數(shù)。由于飛行器在飛機(jī)模式時(shí)展長不能過大，所以槳盤載荷取得要偏大一些，我們首先假設(shè)槳盤載荷為400kg/㎡。

（5）旋翼半徑R

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器共有兩副旋翼，每副旋翼承擔(dān)一半的總重，每副旋翼載荷承受載荷：，通過所選的槳盤載荷的值?？梢郧蟪鲂戆霃?。

（6）槳尖速度

當(dāng)旋翼半徑R確定后，槳尖速度就取決于旋翼軸轉(zhuǎn)速。

在選擇時(shí)必須考慮到以下因素的影響。過大或過小的都會使單位型阻功率增加，的最大值受到出現(xiàn)局部激波的限制，太小會使主減速器的相對重量大大增加，而且使旋翼的旋轉(zhuǎn)動能減小，在飛行中當(dāng)發(fā)動機(jī)停車時(shí)旋翼用于自轉(zhuǎn)和瞬時(shí)增距的儲備能量減小。旋翼噪聲大小也和有很大關(guān)系。一般選擇區(qū)的約束如圖4所示。

（7）旋翼實(shí)度

利用上式計(jì)算氣流分離限制所容許的最大值，再利用公式計(jì)算實(shí)度是氣流分離限制所能允許的最小值，考慮到槳盤載荷值大小，旋翼實(shí)度不能小于0.05。旋翼實(shí)度的變化，構(gòu)成了直升機(jī)航程與動靜升限的相互矛盾，旋翼實(shí)度越小，直升機(jī)航程越遠(yuǎn)，但動靜升限較低；旋翼實(shí)度越大，直升機(jī)動靜升限越高，但航程隨之縮短。為平衡兩種矛盾，并考慮到應(yīng)保持直升機(jī)擁有一定的動靜升限和航程航時(shí)，在進(jìn)行初步設(shè)計(jì)時(shí)，取旋翼實(shí)度范圍0.08～0.085之間進(jìn)行計(jì)算。我們首先取。

4.3飛機(jī)模式時(shí)主要參數(shù)估算

對飛機(jī)模式時(shí)的總體方案具有決定性的全局性影響的參數(shù)主要有三個(gè)：飛機(jī)的起飛重量W；動力裝置的海平面靜推力0T或靜功率P以及機(jī)翼面積S。這三者中只要一個(gè)改變，即會引起全機(jī)總體方案的改動。一般將這三個(gè)參數(shù)進(jìn)行組合，可得到兩個(gè)相對參數(shù)：翼載荷（M/S）和推重比（T/G）。

在選擇飛機(jī)模式參數(shù)時(shí)，應(yīng)先根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)要求中所給定的飛行性能指標(biāo)和典型飛行任務(wù)，初步選定翼載荷、推重比及起飛重量的初值，然后才可進(jìn)一步確定其它參數(shù)。

主要從三個(gè)方面考慮翼載荷和推重比。

（a）最小平飛速度

共軸雙旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器在由直升機(jī)模式轉(zhuǎn)換為飛機(jī)模式這個(gè)狀態(tài)中，最小平飛速度不能小于直升機(jī)的最大平飛速度，否則過渡不能實(shí)現(xiàn)。所以取最小平飛速度等于直升機(jī)模式時(shí)的最大平飛速度，v取280km/h。

取相對厚度為16%的橢圓翼型，根據(jù)不同相對厚度橢圓翼型升力特性曲線（圖5）可知相對厚度為16%的橢圓翼型的最大升力系數(shù)為0.9，那么，我們可以先取，v取280km/h.

式中，我們首先取，根據(jù)已有亞音速飛機(jī)經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)取根梢比，展弦比，根據(jù)不同相對厚度橢圓翼型阻力特性曲線（圖6）可知相對厚度為16%的橢圓翼型的零升阻力系數(shù)為0.015，那么，我們可以取，v取600km/h。

這樣我們可以得出所需最大推力，得到需用功率。

4.4共軸雙旋翼機(jī)翼轉(zhuǎn)換式飛行器參數(shù)綜合選擇

5.小結(jié)

選擇一種較為合理的總體構(gòu)型。并對飛行器的主要參數(shù)進(jìn)行了初步的估計(jì)計(jì)算及確定。根據(jù)直升機(jī)總體設(shè)計(jì)，直升機(jī)空氣動力學(xué)，直升機(jī)飛行力學(xué)，飛機(jī)飛行力學(xué)，飛機(jī)空氣動力學(xué)，飛機(jī)總體設(shè)計(jì)方面的經(jīng)驗(yàn)公式以及相關(guān)論文里對橢圓翼型低速氣動特性的研究基礎(chǔ)，結(jié)合類似飛行器的一些特性綜合考慮得出了初步的主要參數(shù)。

當(dāng)然這些計(jì)算結(jié)果都是粗略的，是在經(jīng)過簡化的共軸雙旋翼直升機(jī)概念設(shè)計(jì)和飛機(jī)概念設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上得到的。