一種新型可傾轉(zhuǎn)有翼微型涵道飛行器的氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究

蔡紅明，昂海松，張華靚，段文博

（南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，江蘇 南京 210016）

0 引言

涵道飛行器相比同樣直徑的螺旋槳飛行器，在相同的功率消耗情況下，產(chǎn)生了較大的拉力。這主要由于涵道抑制了螺旋槳葉尖渦的形成，減少了尾流能量損失，且涵道唇口能產(chǎn)生較大比例的附加拉力。而且在涵道的保護(hù)下，提高了飛行器的安全性，并降低了螺旋槳的噪聲。

近年來，在廣闊的應(yīng)用前景刺激之下，涵道飛行器已經(jīng)成為一個(gè)國際性的研究熱點(diǎn)。例如美國的Cypher，Helispy，GTSpy等，其中有的已經(jīng)試飛成功，有的已經(jīng)裝備部隊(duì)。國內(nèi)也開展了涵道飛行器的探索研究，取得了一些進(jìn)展。該類涵道飛行器可以懸停和垂直起降，并能利用涵道前傾產(chǎn)生的前向拉力實(shí)現(xiàn)直升機(jī)模式低速前飛。但是阻力隨前飛速度而迅速增大，因而它們僅適用于著重懸停和低速飛行性能的場合。本文設(shè)計(jì)了一種能以飛機(jī)模式快速前飛的新型可傾轉(zhuǎn)有翼微型涵道飛行器。

由于涵道飛行器各部件之間相互作用的復(fù)雜性，從理論上確定涵道飛行器的氣動(dòng)特性有相當(dāng)難度，相關(guān)研究還很少且不完善。本文采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn) 的方法研究了它在懸停、垂直飛行和前飛狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

以本文設(shè)計(jì)的某型微型涵道飛行器為研究對象，通過低雷諾數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，研究該微型涵道飛行器的空氣動(dòng)力特性。在整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程中，都采用全尺寸模型。表1給出了該涵道飛行器的部分總體結(jié)構(gòu)參數(shù)。

表1 微型涵道飛行器主要參數(shù)值Table 1 Principal design characteristics of ducted fan MAV

圖1為本文設(shè)計(jì)的新型可傾轉(zhuǎn)有翼微型飛行器。該涵道飛行器可由單人攜帶和操控，用于監(jiān)視、偵察、救災(zāi)等場合。該飛行器由對轉(zhuǎn)螺旋槳、涵道、尾翼、舵面、電機(jī)、導(dǎo)流片等部件組成。

圖1 微型涵道飛行器Fig.1 Micro ducted fan aircraft

它有如下幾個(gè)特點(diǎn)：

（1）螺旋槳和涵道之間的間隙為涵道內(nèi)徑的0.5%，既保證顯著的涵道增升效應(yīng)，又避免振動(dòng)與制造誤差等因素造成的碰撞。

（2）兩個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)對轉(zhuǎn)的螺旋槳，相互抵消滾轉(zhuǎn)力矩，減小舵面配平負(fù)擔(dān)，增大舵面進(jìn)一步改變飛行器狀態(tài)的能力。

（3）涵道外壁上布置了兩個(gè)機(jī)翼，以飛機(jī)模式快速前飛時(shí)能提供足夠的升力，保證良好的前飛性能。

（4）好的低速性能要求有大的前緣半徑和大的涵道擴(kuò)張比，而好的高速性能則要求有小的前緣半徑和小的涵道擴(kuò)張比，涵道外形設(shè)計(jì)綜合考慮了低速飛行和快速飛行的性能要求。

（5）涵道出口安裝有方向舵和一對差動(dòng)副翼，由于各舵面作用在螺旋槳尾流中，因而它們都有較高的氣動(dòng)效率。左右副翼同步運(yùn)動(dòng)來控制涵道飛行器縱向運(yùn)動(dòng)，起到升降舵的作用，涵道飛行器的橫航向運(yùn)動(dòng)則由左右副翼的差動(dòng)和方向舵來完成。

（6）該新型微型涵道飛行器不僅可以懸停，垂直起降和以直升機(jī)模式低速前飛，而且能以飛機(jī)模式快速前飛。

它在各個(gè)飛行模式下的工作機(jī)理為：

懸停和垂直飛行時(shí)，由于螺旋槳的抽吸作用，氣流在涵道唇口處產(chǎn)生繞流形成低壓區(qū)，產(chǎn)生涵道升力，又由于涵道抑制了螺旋槳葉尖渦的形成，因而涵道飛行器與螺旋槳飛行器相比，在相同螺旋槳直徑和功率消耗的情況下，產(chǎn)生更大的拉力。

以直升機(jī)模式前飛時(shí)，前方來流在螺旋槳抽吸下轉(zhuǎn)入涵道，由于涵道上風(fēng)邊唇口繞流強(qiáng)，產(chǎn)生的拉力大，而涵道下風(fēng)邊唇口繞流弱，產(chǎn)生的拉力小，因而產(chǎn)生了不利的俯仰力矩。前方來流在螺旋槳抽吸下轉(zhuǎn)入涵道，其動(dòng)量水平分量顯著減小，由動(dòng)量定理可知：涵道必然受到氣流反作用動(dòng)量阻力。該阻力比涵道迎風(fēng)阻力大得多，由于該阻力作用中心通常高于涵道唇口，進(jìn)一步加大了不利的氣動(dòng)力矩，且動(dòng)量阻力和不利的氣動(dòng)力矩隨前飛速度迅速增大。此時(shí)，可傾轉(zhuǎn)涵道飛行器以減小動(dòng)量阻力和不利的氣動(dòng)力矩。

以飛機(jī)模式前飛時(shí)，動(dòng)量阻力和不利的氣動(dòng)力矩基本消失。螺旋槳受前飛來流的影響，拉力減小，當(dāng)拉力和阻力平衡時(shí)，飛行器到達(dá)最高飛行速度。

由懸停轉(zhuǎn)入飛機(jī)模式前飛過程中，涵道飛行器各部件氣動(dòng)力變化劇烈：傾轉(zhuǎn)初期，涵道和螺旋槳提供前向拉力和升力，機(jī)翼不產(chǎn)生升力。傾轉(zhuǎn)中期，飛行速度增大，螺旋槳、涵道和機(jī)翼共同提供升力，拉力由螺旋槳和涵道產(chǎn)生。轉(zhuǎn)入飛機(jī)模式前飛后，飛行速度進(jìn)一步增大，螺旋槳提供拉力，機(jī)翼和涵道提供升力。

2 實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞

微型涵道飛行器自身尺寸微小，飛行速度量級(jí)很低，研究對象雷諾數(shù)在5×104左右。吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力研究所進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)中采用開口回流式低速風(fēng)洞，涵道飛行器在開口段進(jìn)行吹風(fēng)，該實(shí)驗(yàn)段主要技術(shù)性能見表2。涵道飛行器在風(fēng)洞中的安裝情況如圖2所示。

表2 低雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞數(shù)據(jù)表Table 2 Wind tunnel data

圖2 本文設(shè)計(jì)的涵道飛行器在風(fēng)洞中安裝情況Fig.2 The ducted fan aircraft designed in wind tunnel

3 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

由于微型涵道飛行器尺寸微小，飛行速度低，其風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中所測氣動(dòng)力及氣動(dòng)力矩在量程、測量精度、準(zhǔn)度上較常規(guī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)都有更高的要求。實(shí)驗(yàn)采用南京航空航天大學(xué)研制的桿式六分量內(nèi)式天平（如圖3所示）。該天平體積微小，可以精確測量MAV風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中的微小量氣動(dòng)力與氣動(dòng)力矩。該天平各測量元的量程及精度、準(zhǔn)度見表3。

圖3 低雷諾數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中所用微型天平Fig.3 Micro balance in wind tunnel testing

表3 低雷諾數(shù)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測量天平參數(shù)Table 3 Balance parameters in wind tunnel testing

4 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)

與常規(guī)飛行器風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)不同的是，這次實(shí)驗(yàn)采用全尺寸模型，分別進(jìn)行關(guān)電機(jī)、單電機(jī)和雙電機(jī)3種模式實(shí)驗(yàn)，以全面研究設(shè)計(jì)參數(shù)對氣動(dòng)特性的影響。表4列出了相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)狀態(tài)。

表4 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)Table 4 Test conditions

5 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

圖4（a）～圖4（c）為風(fēng)速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在關(guān)電機(jī)模式時(shí)升阻力隨迎角的變化曲線。文獻(xiàn)［12］對展弦比分別為1／3、2／3、1、1.5和3的涵道進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b方法和本文相同，實(shí)驗(yàn)結(jié)果同樣由六分量天平測得。本文設(shè)計(jì)的微型涵道飛行器的涵道的展弦比為1／2，介于1／3和2／3之間。由圖4（a）與文獻(xiàn)［12］中的圖4比較可知，涵道飛行器升力趨勢和文獻(xiàn)［12］吻合，升力線斜率較低，經(jīng)過40°迎角極大值后逐漸減小，未出現(xiàn)升力突降。由圖4（a）與文獻(xiàn)［12］中的圖5比較可知，在60°迎角之前涵道飛行器阻力趨勢和文獻(xiàn)［12］吻合，但由于機(jī)翼的存在，涵道飛行器阻力經(jīng)過60°迎角升力局部最大值后，仍維持在最大值附近。由圖4可知，涵道飛行器在關(guān)電機(jī)模式下的失速特性較好，但升阻比特性很差。由于大前飛速度下的大迎角狀態(tài)明顯在微型涵道飛行器的飛行包線外，所以未納入風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)狀態(tài)。

圖5（a）～圖5（c）為風(fēng)速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在單電機(jī)模式時(shí)升阻力隨迎角的變化曲線，設(shè)定螺旋槳轉(zhuǎn)速為12500r／min。可以看出，最大升力不是產(chǎn)生在懸停狀態(tài)，而是在70°迎角附近，這是由于涵道壁面提供的升力分量。升力曲線在最大升力點(diǎn)后并未出現(xiàn)突然跳躍，體現(xiàn)了良好的失速特性，這是由于涵道唇口提供的升力分量。阻力在最大升力點(diǎn)后繼續(xù)增大，這是由于機(jī)翼提供的阻力分量。還可以發(fā)現(xiàn)，升阻力曲線變得平滑，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于螺旋槳吸流的作用。涵道飛行器的升阻比特性較關(guān)電機(jī)模式有較大提高，但顯然仍不能滿足涵道飛行器的設(shè)計(jì)要求。

圖4 升阻力在關(guān)電機(jī)模式下隨迎角變化曲線Fig.4 Lift and drag trends as a function of angle of attack in power－off mode

圖5 升阻力在單電機(jī)模式下隨迎角變化曲線Fig.5 Lift and drag trends as a function of angle of attack in single－motor mode

圖6為涵道飛行器在雙電機(jī)模式下，升阻力在不同的螺旋槳轉(zhuǎn)速下隨軸向風(fēng)速的變化曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)在不同的螺旋槳轉(zhuǎn)速下，涵道飛行器的升力隨垂直上升的速度增大而減小，這是由于軸向來流減小了螺旋槳翼剖面迎角，從而減小了螺旋槳的升力。螺旋槳轉(zhuǎn)速為15000r／min時(shí)，涵道飛行器的最大穩(wěn)定垂直上升速度為7m／s左右。螺旋槳轉(zhuǎn)速為12500r／min時(shí)，涵道飛行器可以保持懸停狀態(tài)。

圖6 升力在不同螺旋槳轉(zhuǎn)速下隨軸向風(fēng)速的變化曲線Fig.6 Lift trends as a function of axial wind velocity at various fan speeds

圖7（a）～圖7（c）為風(fēng)速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在雙電機(jī)模式時(shí)升阻力隨迎角的變化曲線。由圖7（a）可以發(fā)現(xiàn)，最大升力不是產(chǎn)生在懸停狀態(tài)，而是在70°迎角附近，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于涵道壁面產(chǎn)生的升力分量。升力曲線在最大升力點(diǎn)后未出現(xiàn)突然跳躍，該涵道飛行器具有良好的失速特性，這是由于涵道唇口提供的升力分量。前飛速度增大時(shí)，涵道飛行器需要傾轉(zhuǎn)更大的角度來保持穩(wěn)定飛行。比如前飛速度為4m／s時(shí)，涵道飛行器需要傾轉(zhuǎn)25°（迎角為65°）保持穩(wěn)定飛行，前飛速度為10m／s時(shí)，涵道飛行器需要傾轉(zhuǎn)70°（迎角為20°）保持穩(wěn)定飛行。還可以發(fā)現(xiàn)，升阻力曲線變得更加平滑，產(chǎn)生這種現(xiàn)象的原因是由于雙螺旋槳吸流的作用。

圖8（a）～圖8（c）為風(fēng)速分別為4m／s、10m／s和14m／s狀態(tài)下，涵道飛行器在雙電機(jī)模式時(shí)俯仰力矩隨迎角的變化曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)，俯仰力矩隨前飛速度增大而減小，這主要是由于大速度前飛時(shí)，配平迎角變小，涵道產(chǎn)生的動(dòng)量阻力和力臂都變小，涵道兩端唇口升力不均勻現(xiàn)象逐步消失。還可以發(fā)現(xiàn)，在每個(gè)前飛速度下，升降舵都有足夠的操縱權(quán)限來配平，并有進(jìn)一步改變涵道飛行器飛行狀態(tài)的能力。飛行包線外的迎角未納入實(shí)驗(yàn)狀態(tài)。

圖7 升阻力在雙電機(jī)模式下隨迎角變化曲線Fig.7 Lift and drag trends as a function of angle of attack in twin－motors mode

圖8 俯仰力矩在雙電機(jī)模式下隨迎角變化曲線Fig.8 Pitch moment trends as a function of angle of attack in twin－motors mode

6 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種新型的可傾轉(zhuǎn)有翼微型涵道飛行器，并采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法研究了它的氣動(dòng)特性，得出如下結(jié)論：

（1）涵道飛行器總升力隨垂直上升速度增大而減小，其中涵道升力隨垂直上升速度增大而迅速減小。

（2）隨著前飛速度增加，涵道飛行器需要傾轉(zhuǎn)更大的角度來保持穩(wěn)定飛行，俯仰力矩減小。

（3）在涵道飛行器的整個(gè)飛行包線中，舵面有足夠的操縱權(quán)限來實(shí)現(xiàn)配平，并有進(jìn)一步改變涵道飛行器飛行狀態(tài)的能力。

（4）研究結(jié)果顯示，本文設(shè)計(jì)的新型可傾轉(zhuǎn)有翼微型涵道飛行器能完成從懸停到前飛的大包線飛行，并有較好的氣動(dòng)特性。

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