張　揚

研制背景及設(shè)計思想

為了滿足實驗要求，設(shè)計和制造一系列驗證機(jī)是十分必要的。但有限的資金投入又不允許龐大驗證機(jī)體系的全面建設(shè)。以上矛盾的解決關(guān)鍵在于找到驗證機(jī)開發(fā)和資金投入的平衡點。為了降低驗證機(jī)的開發(fā)成本并降低風(fēng)險，模塊化思想是一種有參考價值的研究思路。其核心方法是最大限度地使用通用機(jī)身，搭配相應(yīng)的機(jī)翼和發(fā)動機(jī)，形成多種實驗功能不同的氣動布局。

模塊化復(fù)雜氣動布局驗證機(jī)

后掠翼高速方案高速方案在機(jī)身前段安裝后掠鴨翼，鴨翼與機(jī)身間采用切尖梯形翼連接。主翼采用雙三角后掠形式，內(nèi)段后掠角大于外段。采用后掠翼型主要是考慮飛機(jī)工作在超聲速狀態(tài)時，后掠翼布局是推遲激波產(chǎn)生的成熟方案。同時，鴨翼和主翼之間可以實現(xiàn)旋渦的耦合作用，實現(xiàn)主翼升力的增加。鴨翼和主翼為遠(yuǎn)距耦合布局，有利于在起飛時提供較大的抬頭力矩。為了滿足超聲速飛行對發(fā)動機(jī)大推力的需求，動力系統(tǒng)采用四發(fā)雙側(cè)翼根布局，每側(cè)各兩臺。進(jìn)氣道均為后掠唇口，可以滿足高速飛行時進(jìn)氣口復(fù)雜激波環(huán)境的進(jìn)氣需要。在高速方案中，鴨翼和主翼采用遠(yuǎn)距耦合，這種設(shè)計有利于實驗鴨翼對飛機(jī)俯仰姿態(tài)的控制規(guī)律以及鴨翼在復(fù)雜氣流環(huán)境下對主翼表面渦流的影響。由于前端鴨翼產(chǎn)生的渦流影響的主翼區(qū)域有限，所以如果要充分利用鴨翼和主翼之間渦流的有利耦合，就應(yīng)當(dāng)采用小展弦比的后掠翼型。來自前端鴨翼的氣體渦不僅會打在主翼上，同時也會對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道產(chǎn)生影響。前端鴨翼產(chǎn)生的渦流對主翼上的渦流脫體有抑制作用。基于這一現(xiàn)象，可以設(shè)想該渦流也可以對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道流場進(jìn)行約束，通過合理的鴨翼布局，高速巡航時能夠有效地在發(fā)動機(jī)前組織健全的進(jìn)氣流場，對發(fā)動機(jī)的運行十分有利?？紤]到每側(cè)的兩臺發(fā)動機(jī)都需要受到鴨翼渦流的影響，所以發(fā)動機(jī)改變了傳統(tǒng)的橫向并排布局，采用了縱列式，這樣鴨翼渦流就能最大限度地影響每側(cè)的兩臺發(fā)動機(jī)。

混合前掠翼方案混合前掠翼方案在機(jī)身前段安裝了聯(lián)接式組合鴨翼，可用于新型鴨翼氣動布局的實驗。連翼式鴨翼綜合了后掠鴨翼和前掠鴨翼各自的優(yōu)點，并且提高了翼身的強度，減弱了鴨翼在高速環(huán)境和亂流中產(chǎn)生的顫振。在鴨翼末端還安裝有翼梢帆片，可以有效地改善鴨翼上、下表面的流線偏斜，抑制翼尖渦的擴(kuò)大，減小鴨翼翼尖渦對主翼的不利影響，同時鞏固鴨翼翼身旋渦與主翼漩渦之間的有利耦合。機(jī)身中段安裝后掠直翼梁，機(jī)身后段安裝大面積組合式前掠翼。前掠翼中部為大面積菱形翼，主要起切尖梯形翼的作用。混合前掠翼方案中鴨翼部分和主翼部分都是混合翼型。其中鴨翼部分的后掠段處于水平面，而前掠段的翼根處帶有上反角。這樣的設(shè)計一方面可以避免翼后脫體渦打在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)，另一方面為前端后掠鴨翼的有利渦流順利穿過前掠段翼面提供空間，從而在發(fā)動機(jī)前形成有利的渦流，將氣體約束在機(jī)體表面，推遲附面層的分離，有利于提高發(fā)動機(jī)的效率。同時，機(jī)身隆起表面與發(fā)動機(jī)唇口共同構(gòu)成無附面層進(jìn)氣道，使附面層從進(jìn)氣道兩側(cè)滑出，防止附面層進(jìn)入發(fā)動機(jī)內(nèi)，提高發(fā)動機(jī)效率。從鴨翼后端脫離的渦流一部份用于約束發(fā)動機(jī)前的進(jìn)氣流場，另一部分向外延伸，與主翼構(gòu)成有利耦合，改善主翼的升力特性。由于主翼是前掠翼，氣體渦趨向翼根，所以鴨翼的有利渦流也應(yīng)當(dāng)趨向翼根才能與主翼渦流相遇。要使鴨翼渦流趨向翼根，就應(yīng)當(dāng)采用前掠翼，這就是鴨翼有后掠翼和前掠翼混合組成的原因。后掠段用于產(chǎn)生發(fā)動機(jī)進(jìn)氣有利渦流，前掠翼用于形成對主翼有利的耦合渦流。同時，這種連接結(jié)構(gòu)也有利于增大鴨翼的強度，提高鴨翼的載荷，對鴨翼效能的充分發(fā)揮有利。

混合連翼方案在混合連翼方案中，采用了遠(yuǎn)距耦合鴨翼的設(shè)計，使鴨翼的渦流打在連翼的連接處，將連接處的氣動影響限制在較小范圍內(nèi)，同時抑制連接處的復(fù)雜附面層破壞主翼表面的正常渦流。連翼采用的是大展弦比的設(shè)計，主要是想通過這一方發(fā)揮連翼增加航程的性能。大展弦比機(jī)翼本身就有較好的延程特性，但不能適應(yīng)高速飛行。采用連翼后，大展弦比機(jī)翼的強度大大增加，在高速飛行時展長較大的機(jī)翼不會因為過度顫振而降低效率，這樣就可以在大航程和高航速之間找到平衡點。在后掠翼和前掠翼之間還安裝有大容積油箱。這種雪茄形油箱可以增大飛機(jī)的載油量，同時油箱本身作為連接部件將后掠翼和前掠翼連接起來，在前掠翼上又增加了一個支點，進(jìn)一步提高了機(jī)翼的強度。將油箱布置在遠(yuǎn)離機(jī)身的地方，可以提高飛機(jī)的安全性。即使飛機(jī)迫降在跑道上，油箱起火后也不會直接殃及機(jī)身內(nèi)部，為逃生爭取了寶貴的時間。混合連翼方案采用了機(jī)腹進(jìn)氣方式，在機(jī)腹中部安裝有一對腹鰭翼，可提高飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性，結(jié)合外置的油箱設(shè)計，該方案可以被改裝成穩(wěn)定的空中加油平臺?；旌线B翼方案主要用于大展弦比大航程亞聲速飛機(jī)的實驗，其成果可用于亞聲速干線客機(jī)、運輸機(jī)、預(yù)警機(jī)、加油機(jī)的研制。同時，連翼布局也有利于連翼前后段機(jī)翼相互影響機(jī)理的研究。

模塊化可偏轉(zhuǎn)旋翼驗證機(jī)

四發(fā)偏轉(zhuǎn)方案四發(fā)偏轉(zhuǎn)方案在尾部機(jī)身裝有兩臺長距傳扭渦軸發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)通過長梁中的驅(qū)動軸向尾部的兩組槳葉傳遞動力。同時在機(jī)身中部安裝有平直機(jī)翼，翼中裝有兩臺可偏轉(zhuǎn)渦槳發(fā)動機(jī)，在發(fā)動機(jī)短艙外側(cè)保留一段機(jī)翼和翼梢小翼。四臺發(fā)動機(jī)均連接的是小直徑槳葉，轉(zhuǎn)速介于直升機(jī)槳葉和槳扇發(fā)動機(jī)槳葉之間。根據(jù)V-22“魚鷹”的使用經(jīng)驗，當(dāng)機(jī)翼兩端的發(fā)動機(jī)向上偏轉(zhuǎn)時，槳葉的下洗氣流部分被機(jī)翼阻擋，造成槳葉排流的氣體渦與機(jī)翼表面氣體渦相互干擾，形成兩側(cè)不對稱的升力，極易造成飛機(jī)在空中發(fā)生滾轉(zhuǎn)，形成事故。所以“魚鷹”的飛行手冊中明確規(guī)定不允許飛行員做劇烈的多軸同時旋轉(zhuǎn)機(jī)動。為了防止類似事故的發(fā)生，四發(fā)偏轉(zhuǎn)驗證機(jī)在尾部保留了機(jī)尾的可動功能。當(dāng)上述情況發(fā)生時，飛機(jī)產(chǎn)生不利滾轉(zhuǎn)，尾部發(fā)動機(jī)向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生補償升力。同時主翼翼端的兩臺發(fā)動機(jī)進(jìn)行錯動，一臺向上偏轉(zhuǎn)，另一臺向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生補償力矩，將飛機(jī)重新穩(wěn)定下來。這樣，四發(fā)偏轉(zhuǎn)方案可以在空中有較大裕度地進(jìn)行復(fù)雜機(jī)動飛行?？善D(zhuǎn)的翼端發(fā)動機(jī)還可以在飛機(jī)短距降落時向后偏轉(zhuǎn)。起到反推作用，縮短飛機(jī)的滑跑距離。

重型運輸方案重型運輸方案在原有通用機(jī)身模塊的基礎(chǔ)上加長了機(jī)身，在機(jī)身前端增加了一對后掠上單翼，同時這后掠翼在主翼中段通過外置油箱與后段前掠上單翼相連，形成特殊的翼面布局。這種機(jī)翼設(shè)計主要出于兩方面考慮：首先，重型運輸機(jī)如果要實現(xiàn)垂直起降，必須采用四發(fā)布局，那么前兩臺可偏轉(zhuǎn)發(fā)動機(jī)就必須安裝在另一對機(jī)翼上，其次，重型運輸機(jī)在平飛狀態(tài)下需要機(jī)翼提供更大的升力，所以需要充足的機(jī)翼面積。機(jī)身前段的上單翼之所以采用后掠，主要是希望利用后掠機(jī)翼在飛行時翼面渦流外飄，可與后段前掠上單翼的翼尖渦流匯合，形成有利的渦流干擾，增大飛機(jī)的航程。重型運輸方案的機(jī)身強度也有增加：首先，前后兩段接合的機(jī)翼形成了堅固的框架，有利于飛機(jī)在垂直吊裝時承受巨大的重量；其次，機(jī)身中段加長的機(jī)身內(nèi)部有加強梁，機(jī)身整體雖然變長了，但結(jié)構(gòu)強度卻增加了；最后，四臺發(fā)動機(jī)共同提供升力的運行模式使機(jī)身受力更為均勻，這也減少了機(jī)身上的危險界面?zhèn)€數(shù)，分擔(dān)在原有結(jié)構(gòu)上的力分布更為合理了，相當(dāng)于增大了飛機(jī)的載重裕度。重型運輸方案的前端發(fā)動機(jī)槳葉前置，后端發(fā)動機(jī)槳葉后置，目的是使兩個槳葉相距更遠(yuǎn)，互相影響更小，提高安全性。

尾部風(fēng)扇方案尾部風(fēng)扇方案是結(jié)合了雙發(fā)可偏轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)和涵道式垂直起降飛行器的產(chǎn)物。全機(jī)一共有三個垂直升力點，當(dāng)兩臺可偏轉(zhuǎn)槳葉發(fā)動機(jī)處于豎直狀態(tài)時，飛機(jī)垂直上升。這樣的設(shè)計與v-22“魚鷹”是有區(qū)別的?！棒~鷹”因為對重心十分敏感，發(fā)動機(jī)很嚴(yán)格的布置在重心區(qū)域。但如果在飛機(jī)尾部加了風(fēng)扇，就多出了一個升力提供點，飛機(jī)對重心的敏感度就能有所下降。當(dāng)飛機(jī)重心偏前時，尾部的風(fēng)扇就應(yīng)當(dāng)減小推力，讓后機(jī)身的重量把飛機(jī)穩(wěn)住。當(dāng)飛機(jī)重心偏后時，尾部的風(fēng)扇就應(yīng)當(dāng)增加推力，把機(jī)尾抬起來。這樣一來，飛機(jī)的穩(wěn)定裕度就能大大增加。當(dāng)然，尾部風(fēng)扇存在自旋效應(yīng)，所以必須在尾部布置兩片對轉(zhuǎn)風(fēng)扇，這樣自旋作用可以抵消。由于尾部發(fā)動機(jī)的排氣通道緊挨著風(fēng)扇，為防止廢氣被風(fēng)扇吸入，兩個排氣通道都布置在風(fēng)扇下方，這樣從發(fā)動機(jī)排出的廢熱氣體就不會進(jìn)入對轉(zhuǎn)風(fēng)扇涵道了，保障了風(fēng)扇的安全。

責(zé)任編輯寒蘭