傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾理論與試驗(yàn)

張錚， 陳仁良

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾理論與試驗(yàn)

張錚， 陳仁良*

南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

采用參數(shù)化建模方法，建立了適用于飛行力學(xué)分析的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾模型，提出一套簡(jiǎn)單而準(zhǔn)確的干擾區(qū)計(jì)算方法，得出了干擾區(qū)邊界的解析表達(dá)式，并根據(jù)解析式數(shù)值積分得到了干擾區(qū)的面積，據(jù)此給出了過(guò)渡過(guò)程中旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾的速度邊界。針對(duì)上述模型和方法，進(jìn)行了傾轉(zhuǎn)旋翼不同旋翼總距、前飛速度以及短艙傾角下的旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾風(fēng)洞試驗(yàn)，并通過(guò)理論計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比驗(yàn)證建模方法的正確性。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)； 氣動(dòng)干擾； 干擾邊界； 解析表達(dá)式； 風(fēng)洞試驗(yàn)

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種結(jié)合了直升機(jī)和固定翼飛行器優(yōu)勢(shì)的飛行器。既可以懸停飛行又可以高速巡航。但同時(shí)也大大增加了飛行器的復(fù)雜性，其中之一就是旋翼與機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼和機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾對(duì)機(jī)翼載荷影響較大。在懸?；蛐∷俣绕斤w狀態(tài)下，旋翼尾跡幾乎垂直沖擊機(jī)翼表面，機(jī)翼表面迎角接近90°，使機(jī)翼產(chǎn)生了很大的向下載荷[1-4]，其量值可達(dá)到旋翼拉力的10%～15%[1,4]，這嚴(yán)重限制了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的起飛重量及商用載荷。在過(guò)渡模式下，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙向前傾轉(zhuǎn)，旋翼尾流仍然可以到達(dá)機(jī)翼表面，產(chǎn)生向下的誘導(dǎo)速度，使其產(chǎn)生向下的氣動(dòng)力[4]。因此旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾不僅會(huì)影響傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的懸停性能，還會(huì)對(duì)過(guò)渡模式飛行特性產(chǎn)生重要影響。忽略旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾會(huì)影響整個(gè)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行力學(xué)模型的準(zhǔn)確性[5-8]。

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾的研究方法主要分為2類。第1類是CFD方法。CFD方法可以捕捉流場(chǎng)細(xì)節(jié)，給出物面壓力分布，準(zhǔn)確地計(jì)算旋翼或機(jī)翼氣動(dòng)力。但CFD方法需要大量的計(jì)算網(wǎng)格，計(jì)算效率較低，難以適應(yīng)飛行力學(xué)分析的需要。第2類方法將機(jī)翼表面分為浸入旋翼尾流的干擾區(qū)和旋翼尾流之外的自由流區(qū)兩部分,分別計(jì)算這兩部分的面積以及氣動(dòng)力，然后累加得到整個(gè)機(jī)翼在旋翼干擾下的載荷[6,9-20]。這一方法計(jì)算效率高，較好地適應(yīng)了飛行力學(xué)計(jì)算需要。但干擾區(qū)面積的計(jì)算需要利用經(jīng)驗(yàn)公式[5-7,9-10,20]，公式中的經(jīng)驗(yàn)系數(shù)因機(jī)型而異，例如， XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)超過(guò)30° 或飛行速度大于30 m/s時(shí)不考慮旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾[9-10,13]，當(dāng)機(jī)型變化時(shí)，上述假設(shè)是否合適值得探討，這降低了方法的通用性。

為解決這一問(wèn)題，本文提出了一種新方法來(lái)計(jì)算旋翼尾跡在機(jī)翼表面形成的干擾區(qū)。該方法可以以解析表達(dá)式的形式給出干擾區(qū)邊界，包括確定干擾區(qū)面積、展向以及弦向位置。算法中不包含干擾區(qū)面積的任何經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，可以通用于不同機(jī)型。而且不受短艙傾轉(zhuǎn)角和飛行速度的限制，可以分析整個(gè)過(guò)渡過(guò)程內(nèi)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾，提高了方法的通用性。用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證上述方法的正確性，在此基礎(chǔ)上確定了前飛狀態(tài)下干擾區(qū)的邊界。

1 計(jì)算方法

1.1 計(jì)算坐標(biāo)系說(shuō)明

本文共涉及2個(gè)右手坐標(biāo)系，機(jī)體坐標(biāo)系OBXBYBZB和槳轂坐標(biāo)系OsXsYsZs。如圖1所示，機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)OB位于全機(jī)質(zhì)心C處，X軸在全機(jī)縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，指向機(jī)頭，Y軸垂直于縱向?qū)ΨQ面，指向右側(cè)，Z軸在縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，其方向按右手定則確定。槳轂坐標(biāo)系原點(diǎn)OHubcenter位于槳轂中心H，其Xs軸從方位角0° 指向180°，Ys軸從右旋旋翼的270° 指向90°，Zs軸垂直于槳盤(pán)平面，與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙平行，其方向同樣由右手定則確定。槳轂坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系之間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣TBs為

(1)

式中：βM為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)角，本文中規(guī)定以βM=0° 代表直升機(jī)模式，βM=90° 代表固定翼模式。

1.2 基本假設(shè)

由于機(jī)翼和短艙的存在，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼尾跡相比于孤立旋翼要復(fù)雜得多。此外，由于旋翼尾跡只能影響部分機(jī)翼，機(jī)翼表面各點(diǎn)的來(lái)流速度各不相同。這使得機(jī)翼載荷的計(jì)算難度大大增加。為了簡(jiǎn)化問(wèn)題，本文提出假設(shè)如下[6，9-15]：

1) 將旋翼等效為槳盤(pán)平面，其半徑為R，旋翼尾跡半徑為Rw,本文取Rw=0.7R[21]。

2) 旋翼尾流中旋翼誘導(dǎo)速度大小恒定為vi。

3) 將機(jī)翼分為受到旋翼尾跡影響的干擾區(qū)和處于尾跡區(qū)之外的自由流區(qū)兩部分[9,13]，機(jī)翼氣動(dòng)力等于干擾區(qū)和自由流區(qū)氣動(dòng)力之和。

根據(jù)以上假設(shè)，若傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)短艙角為βM，以速度V飛行，則機(jī)翼自由流區(qū)來(lái)流速度Vf(即圖1中的Vf)為

Vf=0-V

(2)

而干擾區(qū)來(lái)流速度Vt則為

(3)

基于以上假設(shè)，旋翼尾流在空間中的幾何形狀是一個(gè)斜圓柱體，該圓柱體軸線即沿矢量Vt方向，如圖1中Vt所示。而機(jī)翼則為二維平面。機(jī)翼浸入旋翼尾流區(qū)的面積實(shí)際上相當(dāng)于機(jī)翼截斜圓柱體的截面積。這一截面形狀較為復(fù)雜，在一些干擾區(qū)計(jì)算的經(jīng)驗(yàn)公式中將其近似為圓來(lái)處理。本文根據(jù)空間解析幾何原理，建立槳盤(pán)平面與機(jī)翼平面之間的映射關(guān)系，將槳盤(pán)平面的點(diǎn)映射到機(jī)翼平面，從而得到干擾區(qū)邊界的參數(shù)方程。然后再通過(guò)數(shù)值積分，得到干擾區(qū)的面積和形心。

1.3 干擾區(qū)邊界的參數(shù)方程

在機(jī)體坐標(biāo)系下，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙支點(diǎn)P坐標(biāo)為(xPyPzP)，長(zhǎng)度為L(zhǎng)n。機(jī)翼所在平面方程為z=zx。

旋翼槳盤(pán)平面上尾跡邊界的任一點(diǎn)e可以標(biāo)記為(Rw，ψ)，ψ為方位角。該點(diǎn)相對(duì)于槳轂中心H的位置矢量rHe在槳轂不旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下可以表示為

(4)

轉(zhuǎn)換到機(jī)體軸系下，得

(5)

(6)

因此，尾跡邊界點(diǎn)e相對(duì)于短艙支點(diǎn)的位置矢量在機(jī)體軸系下的坐標(biāo)陣為

(7)

從而，該點(diǎn)在機(jī)體軸系下的坐標(biāo)為

(8)

點(diǎn)e處的尾流到達(dá)機(jī)翼所在平面的時(shí)間Δt為

(9)

x=-RwcosβMcosψ+LnsinβM+xP+VxΔt

(10)

y=Rwsinψ+yP+VyΔt

(11)

代入式(9)，得干擾區(qū)邊界參數(shù)方程如式(12)、式(13)所示。

x=F(ψ)=

(12)

y=G(ψ)=

(13)

1.4 干擾區(qū)位置和面積的計(jì)算流程

根據(jù)1.3節(jié)所得到的參數(shù)方程，在某一短艙角和飛行速度下，可以得到干擾區(qū)的面積形心坐標(biāo)。采用數(shù)值方法計(jì)算干擾區(qū)面積和形心。如圖2 所示，假設(shè)機(jī)翼前后緣縱坐標(biāo)分別為xlead和xtail，沿弦向?qū)C(jī)翼劃分成N段，對(duì)于其中橫坐標(biāo)為x的任意一段，根據(jù)參數(shù)方程可以確定其最大和最小的縱坐標(biāo)為y2和y1，此坐標(biāo)值不應(yīng)超過(guò)機(jī)翼展向邊界ymax和ymin。則該微段浸入干擾區(qū)的面積為dS=dx(y2-y1)，其中dx為微段弦向長(zhǎng)度。然后累加即可得到機(jī)翼表面干擾區(qū)的面積。具體計(jì)算流程如圖3所示。

干擾區(qū)位置，即干擾區(qū)形心的計(jì)算流程與面積相同，可用式(14)說(shuō)明：

(14)

式中：rC和rdS分別為干擾區(qū)和微元的形心坐標(biāo)。

1.5 旋翼/機(jī)翼干擾邊界

(15)

式中：下標(biāo)f代表自由流區(qū)，I代表干擾區(qū)。

在沒(méi)有氣動(dòng)干擾的條件下，機(jī)翼迎角α應(yīng)等于機(jī)翼安裝角α0和飛行器俯仰角θ之和，即

α=θ+α0

(16)

則由旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾引起的機(jī)翼平均迎角增量為

(17)

假設(shè)模型傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器總重為G，假定氣動(dòng)干擾引起的機(jī)翼載荷不超過(guò)全機(jī)總重的εG時(shí)不考慮旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾，ε是一個(gè)小量，則相應(yīng)的平均迎角增量為

(18)

式中：α∞為機(jī)翼升力線斜率；ρ為來(lái)流密度；v為前飛速度。

整理可得

(19)

2 旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)力計(jì)算

為計(jì)算不同狀態(tài)下旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)力，并以此分析旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾，本文采用上述干擾計(jì)算方法建立了雙旋翼機(jī)翼系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。

2.1 旋翼模型

本文建立了旋翼的單片槳葉模型。采用葉素理論計(jì)算旋翼各片槳葉上的氣動(dòng)力并累加，最終獲得整副旋翼上的氣動(dòng)力。同時(shí)采用動(dòng)態(tài)入流方法[13]計(jì)算由旋翼產(chǎn)生的軸向誘導(dǎo)速度。

2.2 機(jī)翼模型

機(jī)翼氣動(dòng)力系數(shù)C與迎角α、側(cè)滑角β、馬赫數(shù)Ma、襟副翼偏轉(zhuǎn)量δa等多個(gè)因素相關(guān)，可以簡(jiǎn)寫(xiě)成如下的函數(shù)形式

(20)

利用機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用插值的方法可以獲得不同狀態(tài)下機(jī)翼的氣動(dòng)力系數(shù)。近似認(rèn)為，機(jī)翼氣動(dòng)力由干擾區(qū)氣動(dòng)力與自由流區(qū)氣動(dòng)力簡(jiǎn)單疊加而成，即F=Ff+Fi，因此，在分別計(jì)算出左右旋翼干擾區(qū)面積SL和SR后，由式(21)計(jì)算出機(jī)翼氣動(dòng)力，其中下標(biāo)R、L和f分別代表右旋翼、左旋翼干擾區(qū)和自由流區(qū)，qF為動(dòng)壓。

(21)

3 計(jì)算結(jié)果與驗(yàn)證

3.1 升力與阻力

為了驗(yàn)證新方法的正確性，本文以小型無(wú)人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)為例計(jì)算旋翼對(duì)機(jī)翼的下洗載荷及干擾區(qū)邊界，并用相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)加以驗(yàn)證。表1為小型無(wú)人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的主要參數(shù)，圖4為該小型無(wú)人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)裝置，通過(guò)測(cè)量孤立雙旋翼、孤立機(jī)翼以及雙旋翼與機(jī)翼組合體在不同速度、不同旋翼總距(0.75R處的槳距)及不同短艙傾角下的六分量氣動(dòng)載荷，獲得旋翼對(duì)機(jī)翼的下洗載荷。試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室完成。

表1 模型傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器主要參數(shù)Table 1 Parameters of model tilt-rotor aircraft

針對(duì)小型無(wú)人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，使用本文方法計(jì)算旋翼對(duì)機(jī)翼的干擾氣動(dòng)力，得到不同短艙角、不同總距下的孤立雙旋翼、孤立機(jī)翼以及旋翼與機(jī)翼組合體氣動(dòng)力隨風(fēng)速的變化，如圖5所示，圖中2R+W表示雙旋翼與機(jī)翼組合體，2R表示孤立雙旋翼，W表示孤立機(jī)翼。

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾包括了旋翼對(duì)機(jī)翼和機(jī)翼對(duì)旋翼的氣動(dòng)干擾。由于旋翼下方機(jī)翼的面積遠(yuǎn)小于旋翼的槳盤(pán)面積，機(jī)翼對(duì)旋翼的干擾作用十分有限，因此忽略機(jī)翼對(duì)旋翼的氣動(dòng)干擾。這樣，旋翼對(duì)機(jī)翼的干擾升力和阻力可按照如下方式獲得：即分別測(cè)量并處理獲得某一試驗(yàn)狀態(tài)下的雙旋翼/機(jī)翼組合體升力和孤立雙旋翼的升力和阻力，兩者相減得到傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)翼干擾升力和阻力。

圖中的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)按如下方法處理，針對(duì)每次試驗(yàn)，在旋翼轉(zhuǎn)速穩(wěn)定后，用六分量天平實(shí)測(cè)記錄氣動(dòng)力，采樣周期為T(mén)/20，持續(xù)采樣時(shí)間為100T，T為旋翼旋轉(zhuǎn)周期。根據(jù)測(cè)量得到的氣動(dòng)力，選取變化相對(duì)平穩(wěn)的一段時(shí)間，在這段時(shí)間計(jì)算每一旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)的平均氣動(dòng)力，將各周期平均氣動(dòng)力取平均值，即獲得這段時(shí)間內(nèi)相應(yīng)的時(shí)均氣動(dòng)力，而各周期平均氣動(dòng)力的變化上下限即取為氣動(dòng)力誤差帶。

從圖中理論和試驗(yàn)的對(duì)比結(jié)果表明本文所建立的理論計(jì)算方法合理正確。

從圖5(a)和圖5(c)可以看出，當(dāng)短艙角為0°，風(fēng)速為0 m/s時(shí)，旋翼尾流直接沖擊機(jī)翼平面，此時(shí)機(jī)翼下洗載荷約占雙旋翼總拉力的14%左右；當(dāng)風(fēng)速不超過(guò)5 m/s，機(jī)翼的向下載荷沒(méi)有明顯的減弱，這是因?yàn)樵谶@一速度之下，旋翼尾跡傾斜角不大，干擾區(qū)面積沒(méi)有明顯的減小，同時(shí)干擾區(qū)中機(jī)翼迎角仍然大大超過(guò)其失速迎角。而當(dāng)風(fēng)速超過(guò)10 m/s，旋翼尾跡已明顯向后傾斜，干擾區(qū)面積大大縮小，因此機(jī)翼下洗載荷有明顯減小，直至干擾區(qū)完全移出機(jī)翼后緣。如圖5(e)和圖5(g)所示，當(dāng)短艙向前傾轉(zhuǎn)15°和30°時(shí)，隨著風(fēng)速的增加，機(jī)翼氣動(dòng)力從較大的負(fù)升力逐漸減小至0，這同樣是由于隨著風(fēng)速的增加，旋翼尾跡逐漸向后傾斜，機(jī)翼干擾區(qū)面積不斷減小，直至為0，當(dāng)風(fēng)速超過(guò)20 m/s時(shí)，理論計(jì)算和試驗(yàn)數(shù)據(jù)均表明，旋翼對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾已幾乎消失。

當(dāng)短艙前傾后，旋翼/機(jī)翼組合體升力隨風(fēng)速的增加并非單調(diào)增加，如圖5(e)和圖5(g)所示。在直升機(jī)模式下，隨著風(fēng)速的增加，動(dòng)壓增大，同時(shí)槳盤(pán)后倒，使得槳盤(pán)迎角相應(yīng)增大，這就導(dǎo)致組合體升力隨風(fēng)速的增加而單調(diào)增加。但短艙傾轉(zhuǎn)后，旋翼槳盤(pán)前傾，其垂向來(lái)流分量隨風(fēng)速的增加而增大，降低了旋翼槳葉各剖面的迎角。當(dāng)短艙角傾轉(zhuǎn)為15° 時(shí)，槳盤(pán)前傾不大，低速下動(dòng)壓增大對(duì)氣動(dòng)力影響較大，因此組合體升力隨吹風(fēng)速度增加而增大；高速下槳盤(pán)垂向來(lái)流速度增大，槳葉各剖面迎角降低明顯，其作用超過(guò)了動(dòng)壓增大，因此組合體升力隨吹風(fēng)速度增加而減小，如圖5(e)所示。而在30°短艙角下，槳盤(pán)前傾較大，槳盤(pán)垂向來(lái)流速度所造成的槳葉剖面迎角降低的作用超過(guò)動(dòng)壓增大，因此組合體升力隨吹風(fēng)速度增加而減小，如圖5(g)所示?？梢?jiàn)，理論計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)是一致的。

另外，圖5(b)、圖5(d)、圖5(f)和圖5(h)給出了干擾阻力的理論計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，從圖中可以看出兩者具有良好的一致性，進(jìn)一步說(shuō)明本文方法的合理性和正確性。

3.2 干擾區(qū)邊界

采用上述方法可獲得干擾區(qū)邊界，設(shè)定旋翼總距為11°，計(jì)算短艙傾轉(zhuǎn)角分別為0°、15°、30°、45° 和60° 時(shí)機(jī)翼平均迎角增量隨飛行速度變化曲線。如圖6所示，在任一短艙角下，隨著飛行速度的增加，機(jī)翼平均迎角增量從較大的負(fù)值增加至0°，表明旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾隨著飛行速度的增加而逐漸減小直至消失。

以ε=0.01為例，即干擾引起的機(jī)翼氣動(dòng)載荷不超過(guò)全機(jī)總重的1%時(shí)不考慮旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾。則根據(jù)式(19)可以給出機(jī)翼迎角增量隨前飛速度變化的曲線，如圖6中虛線所示。該虛線下方的部分代表需要考慮旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾的部分。圖中各條曲線與虛線的交點(diǎn)代表相應(yīng)的短艙傾轉(zhuǎn)角下旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾的速度邊界。如圖7所示，以短艙傾轉(zhuǎn)角為橫坐標(biāo)，將不同短艙傾轉(zhuǎn)角下對(duì)應(yīng)的速度邊界連成曲線，即得出了旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾邊界。由圖可見(jiàn)，本文提出的方法給出的結(jié)果和根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)定出的邊界較為接近。

4 結(jié) 論

1) 提出了旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾計(jì)算方法，建立了雙旋翼機(jī)翼系統(tǒng)風(fēng)洞狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型。利用這一數(shù)學(xué)模型得到了不同旋翼總距、風(fēng)速以及短艙傾轉(zhuǎn)角下的旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明，本文提出的方法合理有效。

2) 提出了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾區(qū)域隨風(fēng)速以及短艙傾轉(zhuǎn)角的變化關(guān)系，利用這一關(guān)系可以得到不同短艙傾轉(zhuǎn)角下旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾的速度邊界。

3) 理論計(jì)算和試驗(yàn)數(shù)據(jù)均表明，當(dāng)短艙傾轉(zhuǎn)角大于30° 時(shí)仍然存在明顯的旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾，直接使用經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，在短艙前傾超過(guò)30° 時(shí)忽略氣動(dòng)干擾會(huì)給過(guò)渡狀態(tài)的計(jì)算帶來(lái)較大的誤差。本文提出的方法不包含任何經(jīng)驗(yàn)系數(shù)。具有良好的通用性。

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(責(zé)任編輯：李明敏)

＊Corresponding author. E-mail: crlae@nuaa.edu.cn

Theory and test of rotor/wing aero-interaction in tilt-rotor aircraft

ZHANG Zheng, CHEN Renliang*

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

A new model for rotor/wing aero-interaction in tilt-rotor aircraft is established by parametirc modeling method, which suits to flight dynamic analysis. The expression for calculating the boundary of rotor/wing aero-interaction area is derived using a simple and accurate method. The area of interaction is then calculated with analytical expression of numerical integration, as well as the velocity boundary of rotor/wing interaction. A wing tunnel test for tilt-rotor is conducted in different rotor collective pitch, wind velocity and nacelle angle. The comparison between test and calculation shows the effectiveness of this new model.

tilt-rotor aircraft; aero-interaction; interaction boundary; analytical expression; wind tunnel test

2016-03-07； Revised：2016-03-14； Accepted：2016-06-20； Published online：2016-08-22 09:55

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160822.0955.002.html

National Natural Science Foundation of China (11672128)

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0228

2016-03-07； 退修日期：2016-03-14； 錄用日期：2016-06-20； 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016-08-22 09:55

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160822.0955.002.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (11672128)

＊通訊作者.E-mail: crlae@nuaa.edu.cn

張錚， 陳仁良． 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾理論與試驗(yàn)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(3): 120196. ZHANG Z, CHEN R L. Theory and test of rotor/wing aero-interaction in tilt-rotor aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(3): 120196.

V212.4

A

1000-6893(2017)03-120196-09