傾轉(zhuǎn)旋翼機低速回避區(qū)研究

陳金鶴， 汪正中， 馬玉杰

(中國直升機設(shè)計研究所直升機旋翼動力學(xué)重點實驗室， 景德鎮(zhèn) 333001)

傾轉(zhuǎn)旋翼機是兼具直升機和固定翼飛機優(yōu)點的一種跨界飛行器，具備廣泛的應(yīng)用前景。V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機的成功應(yīng)用標(biāo)志該項技術(shù)的成熟，貝爾和阿古斯塔直升機公司合作研制的BA609型傾轉(zhuǎn)旋翼機，是一種與XV-15類似的6～9座民用型傾轉(zhuǎn)旋翼機。

民用型傾轉(zhuǎn)旋翼機必須滿足發(fā)動機失效后安全飛行的FAA條款[1]。旋翼機通常出現(xiàn)的發(fā)動機失效情況分為單發(fā)失效和雙發(fā)失效。發(fā)動機失效/故障后，傾轉(zhuǎn)旋翼機可選擇繼續(xù)飛行或著陸，取決于傾轉(zhuǎn)旋翼機總重、傾轉(zhuǎn)旋翼機剩余功率及單發(fā)失效時的飛行狀態(tài)及條件；雙發(fā)失效時，傾轉(zhuǎn)旋翼機必須進行著陸飛行；發(fā)動機失效時，傾轉(zhuǎn)旋翼機駕駛員此時需合理使用發(fā)動機的剩余功率，綜合考慮飛行狀態(tài)及外部條件，以規(guī)劃飛行策略及飛行路徑。飛行試驗風(fēng)險大、費時耗資,而數(shù)值優(yōu)化技術(shù)可以相對低成本、快速地給出最優(yōu)的操縱策略，可以為飛行試驗提供參考。

基于最優(yōu)控制方法的直升機低速回避區(qū)(H-V曲線)及飛行軌跡數(shù)值優(yōu)化的研究已開展了大量工作[2-5]，但國內(nèi)外對傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效后的低速回避區(qū)、飛行軌跡及操縱策略的研究相對較少。傾轉(zhuǎn)旋翼機的發(fā)動機失效后飛行軌跡研究需面臨傾轉(zhuǎn)旋翼機操縱冗余問題，同時短艙傾轉(zhuǎn)過渡也會有不同影響。

Carlson等[6-8]以旋翼拉力系數(shù)、短艙傾角、縱向桿為控制變量，解決傾轉(zhuǎn)旋翼機操縱冗余的問題，建立縱向二維剛體飛行動力學(xué)模型，系統(tǒng)闡述了傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效后飛行軌跡優(yōu)化問題,并結(jié)合安全著陸要求，對傾轉(zhuǎn)旋翼機低速回避區(qū)進行了充分的研究。國內(nèi)嚴(yán)旭飛和陳仁良[9-10]引入混合操縱模式，依此建立傾轉(zhuǎn)旋翼機縱向二維飛行動力學(xué)模型，并基于最優(yōu)控制理論研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機短距起飛單發(fā)失效著陸的最優(yōu)化軌跡及傾轉(zhuǎn)過渡過程的操縱策略優(yōu)化。

本文引入XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機混合操縱方式，建立傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效飛行動力學(xué)模型，考慮傾轉(zhuǎn)旋翼機性能、操縱和安全著陸等要求，基于最小回避區(qū)的思想，建立適當(dāng)?shù)哪繕?biāo)函數(shù)和約束，形成發(fā)動機失效后安全著陸的軌跡優(yōu)化最優(yōu)控制模型；采用間斷有限元法和序列二次規(guī)劃(SQP) 算法進行求解。計算了XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機單發(fā)、全發(fā)失效后低速回避區(qū)，分析了不同飛行重量、操縱要求對低速回避區(qū)的影響，給出了相應(yīng)的高懸停點、拐點、低懸停點的最優(yōu)化飛行軌跡。

1 傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效飛行動力學(xué)模型

1.1 傾轉(zhuǎn)旋翼機增廣縱向剛體飛行動力學(xué)模型

傾轉(zhuǎn)旋翼機具備縱向?qū)ΨQ特征，2臺發(fā)動機以傳動軸共同驅(qū)動2副旋翼，傾轉(zhuǎn)旋翼機單發(fā)、雙發(fā)失效后，左右旋翼仍以相同轉(zhuǎn)速同步運轉(zhuǎn)；另外不考慮橫向運動，傾轉(zhuǎn)旋翼機的發(fā)動機失效后飛行及操縱都應(yīng)當(dāng)在縱向平面內(nèi)。因此，建立傾轉(zhuǎn)旋翼機二維縱向剛體飛行動力學(xué)模型，可寫為

(1)

式中：旋翼個數(shù)Nr=2；u和w分別為體軸系中縱向速度和垂向速度；q為俯仰角速度；θ為俯仰角；x為水平位移；h為高度；Iy為傾轉(zhuǎn)旋翼機俯仰慣性距；FxR、FzR和MyR分別為旋翼縱向、垂向的力和俯仰力矩；FxA、FzA和MyA分別為機體所有氣動面產(chǎn)生的縱向力、垂向力和俯仰力矩；m為傾轉(zhuǎn)旋翼機總重；g為重力加速度。

旋翼氣動力的計算采用葉素理論、均勻入流模型、準(zhǔn)定常一階揮舞運動[11]?？紤]旋翼尾跡對機翼的干擾，將機翼劃分為2個區(qū)域：滑流區(qū)(受旋翼尾流直接影響)和自由流區(qū)(不受旋翼尾流直接影響)。自由流區(qū)的機翼氣動力模型與常規(guī)飛機機翼類似，滑流區(qū)的機翼氣動力模型需要考慮旋翼在機翼處的誘導(dǎo)速度和滑流區(qū)的面積；不考慮旋翼尾跡、機體對尾翼的氣動干擾[6]。各部件的氣動力和力矩系數(shù)來自于XV-15的吹風(fēng)數(shù)據(jù)[11]。

傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效后，發(fā)動機可用軸功率改變，必然影響旋翼轉(zhuǎn)速，因此功率平衡方程可寫為

(2)

式中：Ps為可用軸功率；Pr為全機需用功率；IR為旋翼轉(zhuǎn)動慣量；Ω為旋翼轉(zhuǎn)速；POEI/AEI為單發(fā)、全發(fā)失效后的發(fā)動機功率；τp為發(fā)動機功率時間常數(shù)。

由于傾轉(zhuǎn)旋翼機的操縱特點，引入混合操縱模式，以解決操縱冗余問題,該混合操縱可將傾轉(zhuǎn)旋翼機的操縱量縮減至3個，由總距桿量δXCOL、縱向桿δXLN、短艙傾轉(zhuǎn)角δIN表述左右旋翼槳根總距θ0、縱向周期變距θs和升降舵偏轉(zhuǎn)角θe，方程如下：

(3)

式中：δXCOL0為總距桿零位；?θ0/?δXCOL為總距系數(shù)，與δIN相關(guān)；旋翼總距補償角θ0L與δIN相關(guān)；δXLN0為縱向桿零位；?θs/?δXLN為旋翼縱向周期變距系數(shù)，與δIN相關(guān)；δB1為補償量；?δe/?δXLN為升降舵偏轉(zhuǎn)系數(shù)，與δIN相關(guān)[12]。

左右旋翼橫向周期變距θc為0，為避免數(shù)值優(yōu)化計算過程中的“bang-bang”現(xiàn)象，采用操縱量的一階導(dǎo)數(shù)作為控制變量，并將原有操縱量作為新的狀態(tài)變量[9]。

因此，傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效的飛行動力學(xué)模型可表述如下：

(4)

1.2 飛行動力學(xué)模型驗證

以XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機為研究對象，圖1給出了短艙傾轉(zhuǎn)角為90°(直升機模式)、襟翼/副翼角度為40°/25°和短艙傾轉(zhuǎn)角為75°、襟翼/副翼角度為40°/25°的2種飛行模態(tài)下，不同前飛速度V的配平結(jié)果。本文模型配平狀態(tài)與GTRS模型結(jié)果[12-13]進行對比分析，建立的傾轉(zhuǎn)旋翼機二維縱向剛體飛行動力學(xué)模型較為準(zhǔn)確，可用于后續(xù)的飛行軌跡優(yōu)化研究。

圖1 不同模型的配平狀態(tài)數(shù)據(jù)對比Fig. 1 Comparison results of trim from different models

2 傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效最優(yōu)控制模型

2.1 最優(yōu)控制模型建模

對于給定的外界環(huán)境條件和直升機總重量，可能存在由直升機飛行高度和飛行速度的組合來描述的不安全區(qū)域， 在這個不安全區(qū)域內(nèi)飛行時如果出現(xiàn)發(fā)動機失效，即使具有一定飛行技術(shù)的駕駛員也不能使直升機安全著陸，該不安全區(qū)域被定義為回避區(qū)，回避區(qū)的邊界曲線也被稱為高度-速度曲線(H-V曲線)。圖2給出了傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效后的高度-速度曲線示意圖。

圖2 經(jīng)典旋翼機低速回避區(qū)示意圖Fig.2 Classical low-speed avoidance zone of rotorcraft

按照最小化回避區(qū)的思想，將H-V曲線求解問題轉(zhuǎn)換為安全著陸最優(yōu)控制問題[6，8，14]。假定一條由(V0,h0)組合的曲線，該曲線上任意一點都滿足發(fā)動機失效后安全著陸飛行要求,以逼近不安全區(qū)域的邊界；在給定的傾轉(zhuǎn)旋翼機重量和安全飛行要求下，使該曲線所含區(qū)域最小化，即為最小化回避區(qū)思想。因此在計算該曲線時，可轉(zhuǎn)化為該曲線上任意一點(V0,h0)至低速回避區(qū)內(nèi)參考點的(Vc,hc)距離最小；同時傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效后，需要考慮駕駛員操縱負荷，飛行過程中以相對平滑的操縱為佳；且需保持機體在合適的范圍內(nèi)運動。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼機H-V曲線上任意一點的目標(biāo)函數(shù)為

minI=(V0-Vc)cosκ+(h0-hc)sinκ+

(5)

式中:t0為初始時刻；tf為末端時刻；wc為控制矩陣的加權(quán)向量；w1、w2為機體姿態(tài)加權(quán)系數(shù)。

狀態(tài)方程為傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行動力學(xué)模型方程(4)；將圖2中(V0,h0)作為額外優(yōu)化變量，通過夾角κ進行約束,以避免最優(yōu)控制模型的局部最優(yōu)解。傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效軌跡優(yōu)化初始邊界條件應(yīng)為飛行器當(dāng)前穩(wěn)態(tài)飛行狀態(tài)，因此飛行軌跡優(yōu)化的初始條件為

(V0-Vc)sinκ-(h0-hc)cosκ=0

(6)

trim(f(y,u,t)=0)|V0,h0

(7)

末端約束為發(fā)動機失效后傾轉(zhuǎn)旋翼機安全著陸的限制條件，因此設(shè)定為

(8)

在著陸飛行過程中，由于傾轉(zhuǎn)旋翼機的操縱系統(tǒng)限制及結(jié)構(gòu)限制，在優(yōu)化計算中需要對操縱桿量、傾轉(zhuǎn)角度、短艙傾轉(zhuǎn)角速度[6]進行約束；考慮駕駛員的操縱負荷等問題,需要對操縱速率進行限制；旋翼轉(zhuǎn)速、機體俯仰角和俯仰角速率也同樣需要進行約束。因此路徑約束如下：

(9)

2.2 無量綱與縮放化處理

數(shù)值優(yōu)化計算過程中，由于狀態(tài)變量和控制變量的量綱不同及數(shù)值之間量級差別較大，會導(dǎo)致數(shù)值求解誤差過大。需要對最優(yōu)控制模型進行無量綱縮放化處理，其中飛行動力學(xué)方程(4)可寫成如下形式：

(10)

2.3 最優(yōu)控制模型數(shù)值解法

傾轉(zhuǎn)旋翼機發(fā)動機失效著陸過程是連續(xù)動態(tài)最優(yōu)控制問題，狀態(tài)變量和控制變量較多，解析法無法適用。本文采用間斷有限元法進行離散化[4，15-16]，將連續(xù)動態(tài)最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃(NLP) 問題，并采用序列二次規(guī)劃算法進行求解[17]。

間斷有限元法具有較高數(shù)值分辨率，能使離散化計算更為靈活和高效。{Γh} 是時間域Γ上的一個剖分，每個剖分稱為K。t0≡t01，n個區(qū)間，每個區(qū)間Ti=[ti,ti+1]，長度為hi,i=0,1,…,n-1。多數(shù)情況下，tf未知，為方便處理，將時間域投影到單位時間域上： (t0,tf)→(0,1)。

控制方程在每一時間剖分K上的弱形式為

?ω∈W(K)

(11)

式中：ω為測試函數(shù)；λ為單元邊界函數(shù)；W為測試函數(shù)空間。

對上述弱形式進行積分，并采用有限元法進行離散：

?ωh∈Wh(K)

(12)

式中：(yh,uh,λh)∈(Yh,Uh,Λh)。有限元空間Yh、Uh、Wh可取為如下的形式：

(13)

式中：Pk為次數(shù)不超過k的所有多項式集合；ny、nu分別為狀態(tài)變量、控制變量數(shù)量。測試函數(shù)空間Wh的次數(shù)比狀態(tài)空間和控制變量空間的次數(shù)大。通量場如下：

Λh(?K)={λi,λi+1}i=0,1,…,n-1

(14)

通量場值λi∈Rny,i=0,1,…,n。通量場值就是定義在單元邊界上的值，對于優(yōu)化控制問題，就是ti處的值。狀態(tài)函數(shù)y(t)通過單元內(nèi)部有限元空間yh和單元邊界有限元空間λh進行離散，單元邊界通量主要用于聯(lián)系相鄰2個單元，同時要求滿足邊界條件。因此，導(dǎo)致相鄰2個單元內(nèi)部空間的端點值并不連續(xù)，即

(15)

控制函數(shù)u(t)只有單元區(qū)間函數(shù)，并沒有類似于狀態(tài)變量的通量值，因此只有單元內(nèi)部變量。在單元節(jié)點處，一般有

u(ti-ε)≠u(ti+ε)ε→0

(16)

這就是間斷有限元法。前文討論的約束都是對狀態(tài)變量的約束。對于控制變量，只有單元內(nèi)部節(jié)點，而沒有單元節(jié)點，往往會導(dǎo)致控制變量的斷點值跑到約束之外，因此，對于控制變量的端點值，使用插值方法插出端點值，作為不等式約束加入最優(yōu)化問題。

應(yīng)用間斷有限元法離散最優(yōu)控制問題，式(12)可表示為殘差形式：

ξh(λh|?K,yh|K,uh|K,tf)=0 ?K∈Γh

(17)

離散形式中的tf反映了單元時間步長hi也是未知的，因此在非線性規(guī)劃問題中，優(yōu)化變量X為

X=(λi,i=0,1,…,n;yh|K?K∈Γh;

uh|K?K∈Γh,tf)

(18)

優(yōu)化變量包含了單元內(nèi)部狀態(tài)變量值、單元內(nèi)部控制變量值和末時間值。使用式(17)，在每個單元內(nèi)將控制方程離散化。同時，將最優(yōu)控制的邊界和約束方程式(6)～式(9)進行離散化形成非線性規(guī)劃的約束方程。將目標(biāo)函數(shù)(5)用優(yōu)化變量X表示，構(gòu)建出非線性規(guī)劃模型。

2.4 最優(yōu)控制模型驗證計算

以XV-15為研究對象，圖3給出了本文模型與文獻[6]計算結(jié)果的對比。飛行初始高度為12.192 m，初始速度為9.167 m/s，飛行重量為6 350 kg；文獻[6]中，以旋翼拉力系數(shù)CT、短艙傾轉(zhuǎn)角δIN、縱向桿位移量S為控制變量，并基于旋翼拉力系數(shù)CT建立旋翼氣動力與功率模型，該方法雖極大簡化了計算量，但無法反映出機體運動、旋翼參數(shù)及旋翼操縱量等對旋翼拉力和旋翼需用功率的影響。文獻[6]飛行動力學(xué)模型與本文飛行動力學(xué)模型存在明顯差異。

(19)

式中：wIN為跟蹤加權(quán)系數(shù)。

圖3 不同模型的單發(fā)失效狀態(tài)最優(yōu)化軌跡Fig.3 Optimal trajectory of different models in one engine inoperative (OEI) condition

3 傾轉(zhuǎn)旋翼機低速回避區(qū)

3.1 單發(fā)失效H-V曲線

基于第2節(jié)最優(yōu)控制模型和數(shù)值優(yōu)化算法，研究了不同高度和速度組合下的單發(fā)失效后著陸飛行軌跡和操縱策略。圖4中給出了傾轉(zhuǎn)旋翼機重量m分別為5 896、6 123、6 350、6 804 kg及6 350 kg直升機模式下的XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機單發(fā)失效后的H-V曲線。顯示同一重量下，本文計算的低速回避區(qū)相對文獻[6]中H-V曲線偏小，差異化較大；主要是由于建立的飛行動力學(xué)方程存在較大差異，最優(yōu)控制模型中的差異性在2.4節(jié)中就有所體現(xiàn)。

由圖4看出，隨著傾轉(zhuǎn)旋翼機重量減小，低速回避區(qū)收縮?？赏茢?，XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機的起飛重量較低時，單發(fā)失效后的回避區(qū)很小，甚至消失，傾轉(zhuǎn)旋翼機在起飛過程中極大保證了安全性，該起飛重量下 XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機在任意高度和速度組合下，單發(fā)失效后都能夠安全著陸。在實際的起飛過程中，具有一個很小的爬升速度，雖然一定的爬升速度有利于安全著陸，但考慮到單發(fā)失效會出現(xiàn)在任意高速和速度，因此較為合理的XV-15垂直起飛時的最大安全重量應(yīng)當(dāng)在5 896 kg左右。

圖4 傾轉(zhuǎn)旋翼機單發(fā)失效H-V曲線Fig.4 H-V diagram of tiltrotor in OEI condition

在起飛重量為6 804 kg時，低速回避區(qū)的拐點為(12.25 m/s,15.35 m)，即傾轉(zhuǎn)旋翼機在大起飛重量進行起飛時，不宜采用垂直起飛模式，在爬升過程中一旦出現(xiàn)單發(fā)失效，較大概率沒有足夠的前飛速度以保證傾轉(zhuǎn)旋翼機的安全著陸飛行。另一角度而言，傾轉(zhuǎn)旋翼機采用滑跑起飛模式能夠有效提高其最大起飛重量，滑跑起飛的離地高度和進入爬升的狀態(tài)應(yīng)規(guī)避該重量下的低速回避區(qū)。

起飛重量為6 350 kg的直升機模式下，低速回避區(qū)的區(qū)域大于同一重量下傾轉(zhuǎn)過渡的低速回避區(qū)。由于短艙進行傾轉(zhuǎn)時，能夠快速有效地改變旋翼氣動力的方向(見圖5)。短艙傾轉(zhuǎn)旋轉(zhuǎn)過程中，體軸系下旋翼對機體重心的前向力FxR迅速增加，傾轉(zhuǎn)旋翼機能夠獲得更多的前飛速度；而直升機模式下，傾轉(zhuǎn)旋翼機為獲得足夠前飛速度，需進行更大角度的俯沖，最終需求足夠的高度和更多的時間以調(diào)整著陸姿態(tài)和速度。因此同一重量下，直升機模式下的單發(fā)失效低速回避區(qū)比正常傾轉(zhuǎn)模式下的區(qū)域大。

圖5 單發(fā)失效時高懸停點飛行軌跡及操縱時間歷程(m=6 350 kg)Fig. 5 Flight trajectory and history of control of high hover point in OEI condition (m=6 350 kg)

3.2 全發(fā)失效H-V曲線

對于雙發(fā)旋翼飛行器，雙發(fā)失效是極為罕見的，但仍然有必要進行雙發(fā)失效的研究，以了解潛在的危險區(qū)域。對于雙發(fā)失效的飛行器，以保證人員安全性為主，極端情況下，允許一定的飛行器損傷。因此，全發(fā)失效后安全著陸的飛行軌跡優(yōu)化，限制條件可適當(dāng)放寬，優(yōu)化量調(diào)整為

(20)

圖6給出了不同重量下傾轉(zhuǎn)旋翼機的全發(fā)失效低速回避區(qū)曲線。圖6顯示，全發(fā)失效狀態(tài)下，傾轉(zhuǎn)旋翼機的低速回避區(qū)隨重量減小而遞減，但飛行重量對于回避區(qū)的影響有限，即XV-15以最小起飛重量起飛時，全發(fā)失效的低速回避區(qū)依然存在且相對較大。雙發(fā)失效時，傾轉(zhuǎn)旋翼機的起飛重量對H-V曲線中的低懸停點高度基本無影響,且下邊界對高度變化并不敏感。最小起飛重量m=5 443 kg時,低懸停點高度為1.59 m,非常接近地面，該重量下H-V曲線的拐點速度達到26 m/s。在大概率發(fā)生雙發(fā)失效情況下，傾轉(zhuǎn)旋翼機不應(yīng)采用垂直起飛模式，此時需采用滑跑起飛模式，傾轉(zhuǎn)旋翼機在地面滑行加速至一定的起飛速度再進行爬升飛行。

圖7給出了起飛重量m=5443kg時低懸停點、拐點、高懸停點的飛行軌跡和操縱時間歷程。在低懸停點時發(fā)生雙發(fā)失效，傾轉(zhuǎn)旋翼機處于垂直下降狀態(tài)，在極短的時間內(nèi)完成著陸過程，前飛速度及機體姿態(tài)基本無變化。拐點處的飛行過程中，傾轉(zhuǎn)旋翼機初始具備較大前飛速度、較低的飛行高度，此過程需將部分前飛的動能用于維持滯空和調(diào)整姿態(tài)的時間，因此初始采取降低總距，減緩旋翼轉(zhuǎn)速下降，后拉桿及短艙傾轉(zhuǎn)角后傾，阻止掉高度，隨后緩慢提總距和前推桿，緩慢下降高度。傾轉(zhuǎn)旋翼機在高懸停點處，初始前飛速度為0或很小，需要由飛行高度提供足夠的勢能以保障安全著陸飛行。傾轉(zhuǎn)旋翼機初始階段增加前飛速度以消耗高度勢能，隨后調(diào)整飛行，達到安全著陸的要求；因此在初始2 s內(nèi)傾轉(zhuǎn)旋翼機采取降低總距、短艙前傾，以迅速進入俯沖階段，降低飛行高度，促使飛行速度迅速增加，在此過程中旋翼轉(zhuǎn)速急速下降，總距下放，導(dǎo)致旋翼拉力下降；隨后在俯沖過程中提總距，短艙緩慢后傾，促使傾轉(zhuǎn)旋翼機拉起，前飛速度迅速增加，下降率回調(diào)，達到安全觸地速度和角度。

圖6 傾轉(zhuǎn)旋翼機全發(fā)失效H-V曲線Fig. 6 H-V diagram of tiltrotor in AEI condition

圖7 全發(fā)失效時飛行軌跡及操縱時間歷程(m=5 443 kg)Fig. 7 Flight trajectory and history of control in AEI condition (m=5 443 kg)

4 結(jié) 論

1) 本文以XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機為研究對象，進行了基于最優(yōu)控制理論的傾轉(zhuǎn)旋翼機單發(fā)/全發(fā)失效的低速回避區(qū)研究，針對不同的飛行重量，給出了相應(yīng)的H-V曲線。

2) 單發(fā)失效低速回避區(qū)曲線顯示，XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機采用垂直起飛模式的最大安全飛行重量為5 896 kg左右；采用滑跑起飛則可有效提升最大起飛重量。

3) 針對同一重量下，分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機不同飛行模式對低速回避區(qū)的影響，表明單發(fā)失效后傾轉(zhuǎn)旋翼機短艙運動，能夠有效減小低速回避區(qū)域。

4) XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機全發(fā)失效低速回避區(qū)最小拐點速度達26 m/s,在較大概率發(fā)生全發(fā)失效時，傾轉(zhuǎn)旋翼機不宜采取垂直起飛模式。

5) 單發(fā)/雙發(fā)失效后每一安全著陸飛行，都將傾轉(zhuǎn)旋翼機需用功率降低至剩余功率的水平，并合理規(guī)劃使用剩余功率、高度勢能和動能。