孟顯峰 蘆志明 李玉斌 涂天佳

高速化技術(shù)作為旋翼無人機(jī)的重要發(fā)展方向，在高性能旋翼設(shè)計技術(shù)、低阻設(shè)計技術(shù)及新構(gòu)型設(shè)計技術(shù)的強(qiáng)力支撐下，已經(jīng)取得長足的進(jìn)步與發(fā)展。由于不受人員安全等因素的限制，國內(nèi)相關(guān)高速旋翼無人機(jī)的發(fā)展速度已經(jīng)明顯領(lǐng)先于有人機(jī)。與國內(nèi)不同的是，國外憑借長期積淀的旋翼飛行器技術(shù)與領(lǐng)先的技術(shù)優(yōu)勢，在無人化改型技術(shù)尚未取得突破前，有人機(jī)高速化技術(shù)已經(jīng)快速發(fā)展。無論如何，無人先行具有獨(dú)特優(yōu)勢，旋翼無人機(jī)率先應(yīng)用先進(jìn)技術(shù)，以無人機(jī)先進(jìn)技術(shù)研究化解有人機(jī)的技術(shù)風(fēng)險，這將成為旋翼飛行器領(lǐng)域的一種全新探索模式，也將進(jìn)一步推動旋翼無人機(jī)高速化技術(shù)的快速發(fā)展。

旋翼無人機(jī)的最大平飛速度主要受旋翼所處的復(fù)雜氣動環(huán)境的影響，該氣動環(huán)境具有非對稱、強(qiáng)耦合、強(qiáng)干擾、動載荷嚴(yán)重等典型特征。當(dāng)旋翼無人機(jī)高速前飛時，旋翼的前行槳葉會出現(xiàn)激波，后行槳葉出現(xiàn)氣流分離，進(jìn)而限制了旋翼無人機(jī)的前飛速度。為了大幅提升旋翼無人機(jī)的飛行速度，滿足未來復(fù)雜戰(zhàn)場環(huán)境的迫切需求，以BERP-IV、“藍(lán)色邊緣”（Blue Edge）、ABC等為代表的先進(jìn)槳葉，以A160T無人直升機(jī)為代表的高效低阻氣動外形，以復(fù)合式、傾轉(zhuǎn)式、尾座式、停轉(zhuǎn)式為代表的新構(gòu)型等一系列新的設(shè)計技術(shù)應(yīng)運(yùn)而生并取得了一定的應(yīng)用成果。

高速化技術(shù)路線與應(yīng)用

先進(jìn)旋翼設(shè)計技術(shù)

1.三維槳尖設(shè)計技術(shù)

槳尖設(shè)計直接關(guān)系到旋翼的性能、噪聲和振動水平，先進(jìn)三維槳尖設(shè)計不僅能有效提升旋翼無人機(jī)的飛行速度和任務(wù)載荷重量，也能降低旋翼的氣動噪聲。因此，世界主要旋翼飛行器制造商均投入大量財力、物力和人力，開展相關(guān)理論和應(yīng)用研究，并取得了豐碩的技術(shù)成果?；诰徑鈽獾目諝鈮嚎s效應(yīng)原理，技術(shù)人員設(shè)計槳尖外形，實現(xiàn)了最大平飛速度提升。早期，受制造技術(shù)的限制，旋翼飛行器一般采用金屬矩形槳葉，隨著復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展和成熟，旋翼飛行器有可能采用復(fù)雜三維槳尖設(shè)計與制造技術(shù)。當(dāng)前，各主要旋翼飛行器制造商均已形成各具特色的槳尖設(shè)計方案。如英國的BERP-IV槳葉的槳尖設(shè)計方案和俄羅斯直升機(jī)公司最新展出的新型槳葉的槳尖設(shè)計方案。其中，BERP（British Experimental Rotor Programme）系列槳葉是英國于1975年開始研制的先進(jìn)槳葉，在歷經(jīng)四代優(yōu)化后，BERP-IV槳葉已經(jīng)問世，該槳葉采用復(fù)合材料制成，槳尖設(shè)計技術(shù)先進(jìn)，能大幅度提高旋翼飛行器的最大飛行速度。

國內(nèi)相關(guān)科研機(jī)構(gòu)和高校已經(jīng)對旋翼專用翼型和槳葉氣動布局開展了大量理論研究和驗證試驗，取得了一定的技術(shù)成果，但與國外相比，仍然存在較大的技術(shù)差距。拋物線后掠槳尖作為國內(nèi)技術(shù)成熟度最高、型號應(yīng)用最廣的一款槳尖，它可以有效減緩槳尖的空氣壓縮效應(yīng)，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，在槳尖速度保持不變的條件下，進(jìn)一步提高旋翼無人機(jī)的最大平飛速度，使旋翼的最大懸停效率提升2.5%左右。為全面滿足裝備戰(zhàn)技指標(biāo)的要求，國內(nèi)一些旋翼無人機(jī)使用了具有拋物線后掠槳尖和下反槳尖的槳葉。在型號研制過程中，旋翼塔、鐵鳥及飛行試驗表明，該槳尖能明顯提升旋翼性能和改善噪聲水平。未來，隨著我國新一代旋翼專用翼型、先進(jìn)槳葉氣動布局等關(guān)鍵設(shè)計技術(shù)取得突破，旋翼無人機(jī)將換裝更為先進(jìn)的旋翼系統(tǒng)，以大幅提升飛行性能。

2.“前行槳葉概念”旋翼技術(shù)

“前行槳葉概念”（ABC）旋翼最早由西科斯基公司在20世紀(jì)60年代提出，核心目的是突破常規(guī)旋翼的氣動限制，大幅提高旋翼飛行器的飛行速度。ABC旋翼由上下兩副距離相對較近且旋轉(zhuǎn)方向相反的共軸剛性旋翼組成，ABC旋翼產(chǎn)生操縱力矩的原理與常規(guī)旋翼完全不同，常規(guī)旋翼的操縱力矩主要來源于槳盤的傾斜，而剛性旋翼由于揮舞變形量很小，ABC旋翼的操縱力矩主要來源于上下旋翼的升力偏置。當(dāng)旋翼飛行器高速前飛時，上下旋翼的后行側(cè)基本不產(chǎn)生升力，升力主要由前行側(cè)提供，這就避免了后行槳葉的失速限制，同時上下兩副旋翼槳轂彎矩的方向相反，使彎矩正好相互平衡。采用ABC旋翼技術(shù)的旋翼飛行器通常具有獨(dú)立的推力系統(tǒng)，推力系統(tǒng)主要克服無人機(jī)高速前飛時的阻力，目前應(yīng)用最多的是尾部推力螺旋槳方案。旋翼飛行器采用尾部推力螺旋槳，其最大平飛速度可以達(dá)到單旋翼帶尾槳飛行器的兩倍左右。

基于ABC旋翼技術(shù)，西科斯基公司已經(jīng)成功推出X2、S97、SB-1等有人機(jī)，同時給出了未來旋翼無人機(jī)的概念圖。國內(nèi)很早就開始跟蹤ABC旋翼的相關(guān)技術(shù)和型號發(fā)展概況，并開展大量理論研究和試驗。其中，中國直升機(jī)設(shè)計研究所對“絕影”旋翼無人機(jī)ABC旋翼技術(shù)進(jìn)行了初步探索。

3.剛性旋翼+單側(cè)短翼概念方案

為了克服ABC旋翼操縱機(jī)構(gòu)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)重量重等缺點(diǎn)，美國的馬里蘭大學(xué)提出了一種剛性旋翼+單側(cè)短翼的全新概念方案。相較于ABC旋翼，該方案只采用了一副剛性旋翼，其產(chǎn)生操縱力矩的原理和ABC旋翼一致。因此，為了平衡由升力偏置所帶來的滾轉(zhuǎn)彎矩，馬里蘭大學(xué)的設(shè)計團(tuán)隊采用了機(jī)身單側(cè)加裝短翼的方案，該短翼設(shè)計有襟翼，可對旋翼無人機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行配平。相比于ABC旋翼，該方案存在兩個明顯的缺點(diǎn)，一是單副剛性旋翼的槳轂彎矩和短翼的滾轉(zhuǎn)彎矩均直接作用于機(jī)體結(jié)構(gòu)，勢必會增加機(jī)體結(jié)構(gòu)的重量；二是在無人機(jī)低速飛行和懸停狀態(tài)下，旋翼下洗流與單側(cè)短翼產(chǎn)生氣動干擾，導(dǎo)致整機(jī)的垂直增重系數(shù)變大，降低了旋翼無人機(jī)的懸停和低速飛行性能。據(jù)分析，旋翼飛行器采用機(jī)身單側(cè)加裝短翼的方案，其最大平飛速度可達(dá)460km/h左右。

國內(nèi)外針對該概念方案的理論研究和應(yīng)用相對較少，因此技術(shù)成熟度不高，暫不具備型號應(yīng)用基礎(chǔ)。目前，只有美國的查理斯直升機(jī)（Challis Heliplane）公司基于這一方案開發(fā)了一種超輕型無人機(jī)驗證機(jī)，并初步開展了相關(guān)試驗。

部件減阻設(shè)計

旋翼無人機(jī)高速前飛時的阻力主要來源于機(jī)身、槳轂、起落架等部件的廢阻。為了提升最大前飛速度，技術(shù)人員必須開展相關(guān)部件的減阻設(shè)計。執(zhí)行情報、監(jiān)視、偵察、火力支援等任務(wù)的旋翼無人機(jī)，其前機(jī)身設(shè)計不需要考慮視野、人機(jī)功效等與駕駛艙相關(guān)的設(shè)計要素，同時，中后機(jī)身設(shè)計也無客貨艙的約束，因此這類旋翼無人機(jī)的機(jī)身外形可以最大化地采用流線形設(shè)計，例如美國的A160T無人直升機(jī)。執(zhí)行物資運(yùn)輸任務(wù)的中大型旋翼無人機(jī)，其貨艙外形設(shè)計需要滿足物資裝卸的要求，因此技術(shù)人員只能在其基本外形的基礎(chǔ)上，采用一些流動控制手段，盡可能地降低機(jī)身的阻力系數(shù)，如在尾艙門左右兩側(cè)增加邊條，在尾艙門下邊緣布置渦流發(fā)生器等。

在全機(jī)廢阻中，槳轂和旋翼軸產(chǎn)生的廢阻所占的比例相對較大，尤其是ABC旋翼，其槳轂廢阻已經(jīng)達(dá)到全機(jī)廢阻的50%左右。目前，槳轂和旋翼軸主要采用整流罩進(jìn)行減阻，氣動外形綜合優(yōu)化設(shè)計可以大幅降低上述部件的阻力系數(shù)，但同時結(jié)構(gòu)重量也會增加。因此，在方案設(shè)計過程中，技術(shù)人員需要綜合權(quán)衡上述兩點(diǎn)的利弊。無論是常規(guī)單旋翼還是新興的共軸剛性旋翼，基于計算流體力學(xué)和風(fēng)洞試驗的方法，技術(shù)人員已經(jīng)形成一套成熟的減阻方案并在相關(guān)型號上開展了實際應(yīng)用。高速旋翼無人機(jī)的起落架一般采用可收放設(shè)計，不可收放輪式或滑橇式起落架可以采用與槳轂和旋翼軸相同的降低廢阻的技術(shù)路線，以達(dá)到減阻設(shè)計目標(biāo)。

新構(gòu)型設(shè)計

新構(gòu)型設(shè)計作為旋翼飛行器向高速化發(fā)展的主要技術(shù)路線之一，其核心思想是將旋翼的多種功能進(jìn)行單一化。常規(guī)旋翼飛行器的旋翼既是升力面也是推力面，旋翼飛行器采用新構(gòu)型設(shè)計，其旋翼在高速飛行狀態(tài)下僅提供升力或推力。高速飛行器主要有復(fù)合推力式、傾轉(zhuǎn)式、尾座式、停轉(zhuǎn)式等構(gòu)型。

1.復(fù)合推力式構(gòu)型

目前，復(fù)合推力式旋翼無人機(jī)尚無明確的統(tǒng)一定義。本文介紹的復(fù)合推力式無人機(jī)是指在常規(guī)旋翼（不含剛性旋翼）基礎(chǔ)上，旋翼無人機(jī)重點(diǎn)增加了推力系統(tǒng)，或依據(jù)型號實際使用需求，選裝短翼。其中，推力系統(tǒng)主要克服無人機(jī)高速前飛時的阻力，為無人機(jī)提供幾乎全部的推力；短翼在前飛時可以提供一定的升力，達(dá)到為旋翼卸載的目的，它還可以增加平臺的法向過載系數(shù)，提高旋翼無人機(jī)的機(jī)動能力。根據(jù)主要部件的布局形式，復(fù)合推力式旋翼無人機(jī)分為兩種類型。一種是無人機(jī)尾部加裝推力系統(tǒng)，如美國貝爾公司為實施“無人作戰(zhàn)武裝旋翼機(jī)”（Unmanned Combat Armed Rotorcraft，UCAR）計劃而推出的一種高速、高生存力、高自主性復(fù)合推力式旋翼無人機(jī)。在常規(guī)旋翼的基礎(chǔ)上，該型無人機(jī)采用了獨(dú)特的推力反扭矩系統(tǒng)（PATS），該系統(tǒng)克服無人機(jī)高速前飛時的阻力同時，還能夠平衡旋翼的反扭矩；另一種是無人機(jī)機(jī)身兩側(cè)分別加裝一副推力螺旋槳/拉力螺旋槳，以克服無人機(jī)高速前飛時的阻力，而兩側(cè)螺旋槳的差動控制實現(xiàn)了反扭矩平衡和無人機(jī)航向操縱，如日本川崎重工業(yè)株式會社K-“參賽者”（K-Racer）復(fù)合推力式旋翼無人機(jī)。

復(fù)合推力式旋翼無人機(jī)的推力系統(tǒng)主要包括定距螺旋槳、變距螺旋槳、矢量推力涵道螺旋槳（VTDP）及UCAR計劃所采用的推力反扭矩系統(tǒng)。

2.傾轉(zhuǎn)式構(gòu)型

為使無人機(jī)同時具有垂直起降和前飛兩種飛行姿態(tài)，傾轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。傾轉(zhuǎn)式構(gòu)型設(shè)計技術(shù)在有人機(jī)領(lǐng)域已經(jīng)取得長足的進(jìn)步，多種傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)全尺寸驗證機(jī)已經(jīng)開展試驗。目前，國際上在役、在研的型號主要有貝爾公司V-22、V280傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，萊昂納多公司AW609傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)。為了滿足旋翼無人機(jī)高速化技術(shù)快速發(fā)展的需求，技術(shù)人員可在有人機(jī)技術(shù)成果和研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，突破總體設(shè)計、過渡模態(tài)自主飛行控制等關(guān)鍵技術(shù)，推動傾轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)加速成熟。當(dāng)前，國內(nèi)外正在研制的傾轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)主要有傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)、多槳傾轉(zhuǎn)無人機(jī)和傾轉(zhuǎn)涵道無人機(jī)，其中大部分構(gòu)型為傾轉(zhuǎn)旋翼方案。隨著混合動力、電池等新技術(shù)不斷發(fā)展及其在旋翼飛行器上的應(yīng)用，多槳傾轉(zhuǎn)式構(gòu)型已成為當(dāng)下研究的熱點(diǎn)方向，美國國家航空航天局（NASA）GL10多槳傾轉(zhuǎn)無人機(jī)作為一種縮比驗證機(jī)，使用了多個電動小旋翼，在過渡模態(tài)下，旋翼、機(jī)翼和尾翼同時傾轉(zhuǎn)，類似于有人機(jī)的傾轉(zhuǎn)機(jī)翼方案，在高速前飛過程中，只有機(jī)翼兩端的變距螺旋槳工作，而定距螺旋槳均處于阻力最小的折疊狀態(tài)。在傾轉(zhuǎn)涵道式構(gòu)型中，最為典型的項目是美國國防預(yù)研局（DARPA）、洛馬公司、皮亞斯基飛機(jī)公司聯(lián)合開發(fā)的“可重構(gòu)嵌入式航空系統(tǒng)”（Aerial Reconfigurable Embedded System，ARES）項目，該項目旨在為美國海軍陸戰(zhàn)隊物資和傷員遠(yuǎn)程運(yùn)送提供解決方案。

3.尾座式構(gòu)型

尾座式旋翼無人機(jī)是一種具備垂直起降和高速平飛能力的高效裝備，已成為國內(nèi)外重點(diǎn)發(fā)展的高速旋翼無人機(jī)之一。相比于傾轉(zhuǎn)式構(gòu)型，尾座式省去了傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高等特點(diǎn)。依據(jù)不同的旋翼數(shù)量和布局形式，尾座式旋翼無人機(jī)分尾座式單旋翼無人機(jī)、尾座式共軸雙旋翼無人機(jī)及尾座式多旋翼無人機(jī)等類型。尾座式單旋翼無人機(jī)采用具有總距和周期變距功能的常規(guī)旋翼，為了平衡旋翼的反扭矩，機(jī)翼或其他部件須要加裝反扭矩系統(tǒng)，例如航空水平（AEROVEL）公司研制的“彈性旋翼”（Flexrotor）無人機(jī)，其兩側(cè)機(jī)翼的翼尖各加裝了一副螺旋槳，用以平衡旋翼的反扭矩。尾座式共軸雙旋翼無人機(jī)的上下旋翼也采用了常規(guī)旋翼，只是省去了反扭矩系統(tǒng)，例如美國國防預(yù)研局和海軍研究辦公室（ONR）聯(lián)合諾格公司共同研發(fā)的“燕鷗”（Tern）尾座式共軸雙旋翼無人機(jī)。尾座式多旋翼無人機(jī)通常采用多個定距或變距螺旋槳，控制系統(tǒng)對定距螺旋槳進(jìn)行轉(zhuǎn)速差動控制或?qū)ψ兙芈菪龢M(jìn)行總距差動控制，實現(xiàn)反扭矩的平衡，如貝爾公司APT 70尾座式多旋翼貨運(yùn)無人機(jī)。

4.停轉(zhuǎn)式構(gòu)型

停轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)是一種新穎構(gòu)型的高速旋翼無人機(jī)，具有相當(dāng)大的發(fā)展?jié)摿?。根?jù)旋翼旋轉(zhuǎn)停止后的位置和功能，停轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)分為旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換無人機(jī)、旋翼/機(jī)身融合無人機(jī)。由于需要兼顧旋翼和機(jī)翼的工作模式，旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換無人機(jī)一般采用小展弦比機(jī)翼、前后緣對稱的槳葉，當(dāng)該型無人機(jī)高速前飛時，旋翼旋轉(zhuǎn)到指定方位停止并鎖死，從而充當(dāng)機(jī)翼為無人機(jī)提供前飛所需的升力，而旋翼的旋轉(zhuǎn)則可通過槳尖噴氣的方式來實現(xiàn)，這樣可以同時省去傳動和平衡反扭矩系統(tǒng)，典型代表是波音公司X-50A“蜻蜓”高速停轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)。與旋翼/機(jī)翼轉(zhuǎn)換無人機(jī)的最大區(qū)別是，旋翼/機(jī)身融合無人機(jī)的旋翼在鎖死后，不再充當(dāng)機(jī)翼，而是與機(jī)身進(jìn)行融合，升力和操縱力由其他部件提供，該構(gòu)型方案目前仍然停留在概念設(shè)計階段，如卡莫夫設(shè)計局Ka-90停轉(zhuǎn)式旋翼無人機(jī)。

結(jié)束語

高速飛行是下一代軍用旋翼飛行器的重要指標(biāo)，旋翼無人機(jī)速度包線的拓展對無人機(jī)應(yīng)用范圍擴(kuò)大、作戰(zhàn)能力提升具有重要意義。高速化技術(shù)作為旋翼無人機(jī)未來的重要發(fā)展方向之一，目前已經(jīng)呈現(xiàn)出“多線并行發(fā)展”的態(tài)勢。未來，在新概念與新技術(shù)的推動下，旋翼無人機(jī)的飛行速度將會進(jìn)一步取得突破性提升。