分布式推進(jìn)垂直起降固定翼的過渡走廊邊界研究

程宇軒,周洲,王科雷

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,陜西 西安 710072)

垂直起降固定翼飛行器綜合了固定翼飛行器和垂直起降飛行器的優(yōu)點(diǎn)，具有對(duì)起降場(chǎng)地要求低、機(jī)動(dòng)性好、巡航時(shí)間長(zhǎng)等優(yōu)勢(shì)，因此成為了當(dāng)今航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)[1]。垂直起降固定翼飛行器的飛行過程可分為垂直起降狀態(tài)、巡航狀態(tài)以及過渡狀態(tài)，其中過渡狀態(tài)連接垂直起降狀態(tài)和巡航狀態(tài)，起到了承上啟下的作用。在這一過程中，飛行器處于變體、變速的狀態(tài)，難以控制，因此過渡狀態(tài)是整個(gè)飛行過程中最關(guān)鍵也是最危險(xiǎn)的狀態(tài)[2]。過渡走廊由垂直起降固定翼飛行器在過渡模式下的速度包線組成，為了確保過渡狀態(tài)的安全，垂直起降固定翼飛行器的過渡狀態(tài)必須保持在過渡走廊內(nèi)部，因此過渡走廊的面積大小、寬窄等是評(píng)價(jià)垂直起降固定翼飛行器過渡難度和安全性的關(guān)鍵因素和指標(biāo)，對(duì)于飛行器的總體設(shè)計(jì)和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)具有重要的參考價(jià)值。其次，基于過渡走廊可以確定飛行器的過渡起始速度點(diǎn)、過渡路徑以及過渡終止速度點(diǎn)等參數(shù)，對(duì)于飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)也具有一定的指導(dǎo)意義[3]。

對(duì)于垂直起降固定翼飛行器過渡狀態(tài)的相關(guān)問題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者開展了一定的研究。Vuruskan等[4]針對(duì)一種垂直起降飛行器(TURAC)，建立了過渡狀態(tài)的非線性數(shù)學(xué)模型，考慮自由來流和螺旋槳誘導(dǎo)氣流對(duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)效應(yīng)進(jìn)行了過渡狀態(tài)的仿真。Yuksek等[5]在建立完整的過渡狀態(tài)非線性數(shù)學(xué)模型后，設(shè)計(jì)了2種過渡方案，并制定了方案內(nèi)各狀態(tài)點(diǎn)的前飛速度、迎角以及對(duì)應(yīng)的動(dòng)力系統(tǒng)推力。Hegde等[6]基于PD控制，針對(duì)一種傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)了高度和姿態(tài)控制器，并通過仿真驗(yàn)證了控制器在過渡狀態(tài)的良好表現(xiàn)。Liu等[7]提出了一種面向任務(wù)的權(quán)重選擇方案，以保證一種推力矢量垂直起降無(wú)人機(jī)的過渡狀態(tài)能夠適應(yīng)不同的任務(wù)和飛行條件。王春陽(yáng)等[8]針對(duì)涵道式垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)飛行過程中的懸停和過渡2個(gè)飛行狀態(tài)，進(jìn)行了縱向的穩(wěn)定性研究。陳琦等[9]針對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼無(wú)人機(jī)過渡狀態(tài)中的高度保持問題進(jìn)行研究，提出一種新的過渡策略，使飛機(jī)可以直接從懸停狀態(tài)開始過渡轉(zhuǎn)換而不需要獲得一定初始速度。俞志明等[10]以傾轉(zhuǎn)四旋翼(QTR)飛行器為對(duì)象，研究了過渡走廊包線的確定方法，并根據(jù)飛行器特點(diǎn)研究了操縱策略。

本文針對(duì)一種分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器，基于牛頓歐拉法建立其在過渡狀態(tài)下的縱向平衡方程。對(duì)于方程中所涉及的升力風(fēng)扇系統(tǒng)以及分布式涵道系統(tǒng)，采用滑流理論，引入涵道影響因子修正，得到對(duì)應(yīng)的動(dòng)力特性模型，并通過試驗(yàn)對(duì)所得模型進(jìn)行了驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，從機(jī)翼升力特性和動(dòng)力單元需用功率2個(gè)限制條件出發(fā)，進(jìn)行分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器的過渡走廊研究，最終得到多重限制下的分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器過渡走廊邊界。

1 過渡走廊求解模型

本文研究的分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器主要由機(jī)身前部的升力風(fēng)扇系統(tǒng)和機(jī)身尾部的分布式涵道系統(tǒng)提供動(dòng)力。飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)所受外力如圖1所示，圖中Tfan,Tduct分別表示升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)產(chǎn)生的力,FL,FD以及Mm分別表示飛行器的升力、阻力和俯仰力矩。飛行器定常飛行要求作用在飛行器上的合外力/力矩必須為零,那么如果飛行器有一定的前飛速度,必然會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的阻力,此時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的拉力就必須克服由前飛產(chǎn)生的阻力,同時(shí)為了保持自身的飛行高度,在豎直方向上也必須保持受力平衡。除此之外,動(dòng)力單元的作用點(diǎn)不同且與重心不重合,會(huì)對(duì)飛行器重心產(chǎn)生不同的力矩,因此飛行器的姿態(tài)也應(yīng)該保持穩(wěn)定即合外力矩平衡。

圖1 作用在分布式推進(jìn)垂直起降飛行器上的外力

根據(jù)圖1可以得到縱向平面內(nèi)的合外力和力矩的平衡關(guān)系：

式中:α為機(jī)身迎角;θ為飛行器俯仰姿態(tài)角;lfan,lduct分別表示升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)相對(duì)于機(jī)身重心的力臂長(zhǎng)度;γduct表示分布式涵道系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)角,垂直起降狀態(tài)下為90°,巡航狀態(tài)下為0°。

2 過渡走廊限制條件

在過渡走廊的包線內(nèi),分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)任意角度和任意飛行速度下都能實(shí)現(xiàn)定常穩(wěn)定飛行,而飛行器定常穩(wěn)定飛行的前提條件是升力不小于重力。對(duì)于分布式推進(jìn)垂直起降飛行器,為其提供升力的主要部件為機(jī)翼、升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng),因此需要從機(jī)翼升力特性和動(dòng)力單元需用功率的限制條件來確定過渡走廊邊界。

2.1 機(jī)翼升力特性限制邊界

在起降模式下的懸停狀態(tài),分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器機(jī)體的重力完全由升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)平衡。當(dāng)分布式涵道系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)角逐漸減小,機(jī)體重力從主要由升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)平衡逐漸過渡為主要由機(jī)翼升力平衡,直至巡航狀態(tài)完全由機(jī)翼升力平衡。

一方面,當(dāng)機(jī)翼迎角超過失速迎角時(shí),機(jī)翼升力迅速下降,進(jìn)入到危險(xiǎn)的失速狀態(tài),認(rèn)定在此狀態(tài)下分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器不能安全正常飛行,在過渡過程中應(yīng)避免進(jìn)入這一狀態(tài);另一方面,當(dāng)機(jī)翼迎角低于零升迎角時(shí),機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力,即升力方向指向機(jī)翼下方,在此狀態(tài)下機(jī)翼成為負(fù)載,升力風(fēng)扇和分布式涵道的需用拉力激增,分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器同樣不能安全正常飛行,過渡過程中也應(yīng)避免進(jìn)入這一狀態(tài)。綜上所述,分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在飛行時(shí)應(yīng)保證機(jī)翼迎角始終在安全區(qū)域內(nèi),而安全區(qū)域的上下限分別由機(jī)翼失速迎角和零升迎角決定,可通過(4)式最終確定安全迎角范圍。

(4)

式中:αstall表示機(jī)翼的失速迎角,α0表示機(jī)翼的零升迎角;i表示機(jī)翼安裝角。

2.2 功率限制邊界

分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在傾轉(zhuǎn)過渡過程中,其最大前飛速度受升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)的需用功率與動(dòng)力穩(wěn)定性等因素限制,其中最基本、最重要的限制因素為動(dòng)力系統(tǒng)的需用功率。因此除了滿足機(jī)翼升力特性的限制,分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在過渡狀態(tài)下,同樣要滿足升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率、分布式涵道系統(tǒng)需用功率以及動(dòng)力單元總需用功率的限制,以確保在過渡過程中,升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)都有足夠的可用功率。對(duì)于機(jī)身前部的升力風(fēng)扇系統(tǒng),本文采用滑流理論進(jìn)行建模,可以將空間氣流的流速、升力風(fēng)扇系統(tǒng)以及需用功率聯(lián)系起來。滑流模型基于以下幾個(gè)基本假設(shè):①空氣是無(wú)黏不可壓的理想氣體;②升力風(fēng)扇是均勻作用于空氣的無(wú)限薄槳盤,且流過槳盤的氣流在平面各點(diǎn)處為一常數(shù);③不考慮風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)引起的滑流扭轉(zhuǎn);④在定常飛行中,滑流不存在周期性變化。

圖2 升力風(fēng)扇系統(tǒng)滑流示意圖

升力風(fēng)扇系統(tǒng)的滑流模型如圖2所示,將上下風(fēng)扇視為無(wú)限薄的2個(gè)圓盤,分別將0,1之間的流場(chǎng)、2,3之間的流場(chǎng)及4,5之間的流場(chǎng)作為上、中、下控制體進(jìn)行分析。在空氣是理想氣體的假設(shè)前提下,上、中、下各處的控制體均滿足伯努利方程

由于升力風(fēng)扇改變了空氣的能量,1,2以及3,4之間流場(chǎng)并不滿足伯努利方程,但是由于通過流場(chǎng)的空氣質(zhì)量不變,因此仍滿足質(zhì)量守恒定律,且由質(zhì)量守恒定律可得

式中，A1與A2相等,均為槳盤面積,可以得到

V1=V2=V0+vi

(10)

同理可得

V3=V4=V0+vi

(11)

由1,2之間流場(chǎng)以及2,3之間流場(chǎng)的質(zhì)量守恒定律可得上下槳盤之間的誘導(dǎo)速度相等,均為vi。在建模分析過程中,本文不考慮切向誘導(dǎo)速度的影響,只考慮軸向誘導(dǎo)速度。對(duì)于升力風(fēng)扇系統(tǒng),軸向誘導(dǎo)速度變化不大。相對(duì)于孤立風(fēng)扇,上風(fēng)扇的下洗流對(duì)下風(fēng)扇的影響占據(jù)了主導(dǎo)地位,由于涵道的存在,本文所研究的升力風(fēng)扇上、下風(fēng)扇之間的干擾作用變得相同。令槳盤面積為A,涵道出口(平面5)處面積為Ae,涵道尾流擴(kuò)散比δfan=Ae/A,則出口速度

(12)

升力風(fēng)扇的上下扇葉產(chǎn)生的拉力分別為

Tupper=(p2-p1)A

(13)

Tlower=(p4-p3)A

(14)

同時(shí),入口處與出口處的壓強(qiáng)均等于大氣壓p0,代入伯努利方程,聯(lián)立求解可得升力風(fēng)扇產(chǎn)生的拉力

T1=Tupper+Tlower=(p2-p1+p4-p3)A=

(15)

由滑流理論可知,功率取決于流過槳盤的誘導(dǎo)速度,拉力等于滑流的動(dòng)量變化,可以求得升力風(fēng)扇系統(tǒng)的總拉力

(16)

產(chǎn)生拉力需要消耗的理想功率

(17)

定義外部涵道產(chǎn)生的拉力與系統(tǒng)總拉力之比q為涵道拉力因子

(18)

式中，f是涵道高度c與涵道內(nèi)徑d之比的函數(shù)。可以看出,涵道拉力因子隨著軸向速度增大而逐漸減小,即在懸停狀態(tài)下,外部涵道產(chǎn)生的拉力最大。

懸停狀態(tài)下V0=0,涵道拉力因子可寫成

(19)

從(19)式可以看出涵道拉力因子最大值為0.5,即在理想條件下,不考慮唇口擾流、涵道壁摩擦以及擴(kuò)散段壓力損失等因素,外部涵道產(chǎn)生的附加拉力等于內(nèi)部對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇的拉力。

此時(shí)升力風(fēng)扇系統(tǒng)產(chǎn)生的總拉力為

(20)

消耗的理想功率為

(21)

而孤立的升力風(fēng)扇在懸停狀態(tài)下的理想功率為

(22)

比較(21)和(22)式可知,在懸停狀態(tài)產(chǎn)生相同拉力的情況下,升力風(fēng)扇系統(tǒng)的理想功率比孤立升力風(fēng)扇的理想功率小32%。即在相同功率情況下,升力風(fēng)扇系統(tǒng)的拉力比無(wú)涵道的孤立共軸升力風(fēng)扇的拉力大17%,外部涵道的增升效果顯著。

對(duì)于飛行器尾部的分布式涵道系統(tǒng),其中每一個(gè)單元都可以視作單個(gè)的涵道螺旋槳,單個(gè)涵道螺旋槳的建?？梢詤⒄涨拔纳︼L(fēng)扇系統(tǒng),同樣基于滑流理論進(jìn)行,本文不再贅述。求得單個(gè)涵道螺旋槳的需用功率Pr,single之后,在不考慮單個(gè)涵道螺旋槳之間氣動(dòng)干擾的前提下,分布式涵道螺旋槳系統(tǒng)的總需用功率為

Pr,duct=nductPr,single

(23)

式中，nduct為分布式涵道螺旋槳系統(tǒng)中涵道螺旋槳的個(gè)數(shù)。

綜合分布式垂直起降飛行器2個(gè)動(dòng)力單元的推力和功率的數(shù)學(xué)模型,在傾轉(zhuǎn)過渡走廊內(nèi),分布式垂直起降飛行器不僅要滿足力和力矩的平衡關(guān)系,升力風(fēng)扇系統(tǒng)與分布式涵道系統(tǒng)的總需用功率不能超過總額定功率,同時(shí)升力風(fēng)扇與分布式涵道也應(yīng)該分別受到對(duì)應(yīng)額定功率的限制,即

(24)

3 過渡走廊計(jì)算及結(jié)果分析

基于前文所建立的分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器的過渡走廊求解模型以及限制條件,對(duì)案例飛行器進(jìn)行過渡走廊計(jì)算。案例飛行器動(dòng)力單元主要包括直徑600 mm的升力風(fēng)扇系統(tǒng)和后排12個(gè)直徑150 mm的涵道螺旋槳組成的分布式涵道系統(tǒng)。在飛行器的過渡階段,假定其尾部的分布式涵道系統(tǒng)中各個(gè)涵道螺旋槳的傾轉(zhuǎn)角度及螺旋槳轉(zhuǎn)速保持一致,即不考慮分布式涵道系統(tǒng)對(duì)無(wú)人機(jī)的橫航向差動(dòng)控制。

3.1 動(dòng)力單元模型驗(yàn)證

在進(jìn)行過渡走廊計(jì)算之前,本文開展了分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器前用升力風(fēng)扇系統(tǒng)的地面試驗(yàn)以及尾部分布式涵道系統(tǒng)中單個(gè)涵道的風(fēng)洞試驗(yàn),以驗(yàn)證前文所建立的動(dòng)力特性模型。

圖3 動(dòng)力單元特性試驗(yàn)

在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,模型驗(yàn)證的具體結(jié)果如圖4～5所示。

從圖4和圖5的升力風(fēng)扇系統(tǒng)和單個(gè)涵道螺旋槳的理論模型與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比結(jié)果可以看出兩者較為接近。其中單個(gè)涵道螺旋槳的模型結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比存在效率略高的情況,其原因在于風(fēng)洞內(nèi)壁對(duì)涵道的抽吸有一定的阻塞影響。模型與試驗(yàn)誤差在允許范圍內(nèi)，說明前文所建立的升力風(fēng)扇系統(tǒng)和單個(gè)涵道螺旋槳理論模型的精度與可靠性滿足過渡走廊的計(jì)算需求。

圖4 升力風(fēng)扇系統(tǒng)模型驗(yàn)證圖5 單個(gè)涵道螺旋槳模型驗(yàn)證

3.2 升力特性邊界求解

根據(jù)機(jī)翼升力特性的限制條件,首先給定機(jī)體迎角和前飛速度,在已知飛行器氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上求得對(duì)應(yīng)狀態(tài)下作用在機(jī)身上的氣動(dòng)力,從而進(jìn)一步求解過渡走廊階段的縱向平衡模型以得到此狀態(tài)下的配平所需升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力、分布式涵道系統(tǒng)推力和涵道傾轉(zhuǎn)角,分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角隨前飛速度的變化曲線即為所求過渡路線。其中零升迎角和失速迎角狀態(tài)下的過渡路線共同組成由機(jī)翼升力特性所得的分布式垂直起降飛行器的過渡走廊邊界。

圖6給出了分布式涵道系統(tǒng)在不同迎角下隨前飛速度的變化規(guī)律。從圖中可以看出,在迎角較大的情況下,分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器完成過渡過程,即分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角減小至0°時(shí)，對(duì)應(yīng)的前飛速度較小。而隨著迎角減小,同一分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角對(duì)應(yīng)的前飛速度越來越大,其原因是迎角減小引起升力系數(shù)降低,為了保證飛行器的飛行高度保持不變,前飛速度必然會(huì)增大。

圖6 分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角與前飛速度的關(guān)系

圖7和圖8分別給出了分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在零升迎角和失速迎角下的配平結(jié)果。

在零升迎角下,隨著前飛速度增大,分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角和升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力逐漸減小,分布式涵道系統(tǒng)推力逐漸增大。

其原因是分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在零升迎角下,雖然升力系數(shù)為零,但是阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)依然存在。隨著前飛速度增大,分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器受到的低頭力矩逐漸增大,為了保證飛行器的力矩平衡,升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力逐漸增大。升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力的增大降低了飛行器對(duì)于分布式涵道系統(tǒng)推力在垂直機(jī)身方向上分量的需求,但是阻力的增加增大了飛行器對(duì)于分布式涵道系統(tǒng)推力沿機(jī)身方向分量的需求,這2種情況在不同的飛行階段對(duì)分布式涵道系統(tǒng)的推力影響占比不同,因此分布式涵道系統(tǒng)推力出現(xiàn)了先減小后增大的變化趨勢(shì)。

圖7 零升迎角配平結(jié)果 圖8 失速迎角配平結(jié)果 圖9 機(jī)翼升力特性限制邊界

在失速迎角下,隨著前飛速度增大,分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角和升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力逐漸減小,分布式涵道系統(tǒng)推力逐漸增大,其變化趨勢(shì)符合分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在低速狀態(tài)下的氣動(dòng)力變化。當(dāng)分布式涵道系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)角減小至0°時(shí),對(duì)應(yīng)的推力為503.6 N,升力風(fēng)扇系統(tǒng)拉力為13.7 N,可以認(rèn)為完成了過渡過程。

3.3 需用功率邊界求解

在機(jī)翼升力特性過渡走廊內(nèi),并不是每個(gè)狀態(tài)點(diǎn)都滿足分布式垂直起降飛行器在過渡階段的功率限制?；谏︼L(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)的功率計(jì)算模型,對(duì)分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器升力特性過渡走廊的狀態(tài)點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的需用功率進(jìn)行求解,得到分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器動(dòng)力單元所需功率隨前飛速度以及涵道傾轉(zhuǎn)角變化的曲面。曲面與功率限制條件平面相交,將交線投影至涵道傾轉(zhuǎn)角-前飛速度平面,可將升力特性過渡走廊劃分為安全區(qū)域和超限區(qū)域兩部分。其中升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率邊界、分布式涵道系統(tǒng)需用功率邊界以及動(dòng)力單元總需用功率邊界共同組成了分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器過渡走廊的功率限制邊界。

圖10～12分別給出了升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率邊界、分布式涵道系統(tǒng)需用功率邊界、動(dòng)力單元總需用功率邊界以及各自對(duì)應(yīng)的安全區(qū)域和超限區(qū)域。從圖10可以看出,升力風(fēng)扇系統(tǒng)的需用功率與前飛速度呈正比,在涵道傾轉(zhuǎn)角為0°的時(shí)候,最大前飛速度為25 m/s。而圖11則體現(xiàn)出分布式涵道系統(tǒng)的需用功率在小傾轉(zhuǎn)角、低速狀態(tài)下會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的超限現(xiàn)象,原因是小傾轉(zhuǎn)角、低速狀態(tài)對(duì)應(yīng)的過渡迎角較大,此時(shí)重力在機(jī)身軸線上的分量較大,需要分布式涵道系統(tǒng)產(chǎn)生較大的推力以平衡機(jī)身軸線上的重力分量,從而造成了嚴(yán)重的功率超限現(xiàn)象,在前飛速度增大即對(duì)應(yīng)過渡迎角相對(duì)減小的情況下,分布式涵道系統(tǒng)需用功率的超限現(xiàn)象得到了一定程度緩解。受到升力風(fēng)扇系統(tǒng)和分布式涵道系統(tǒng)的影響,如圖12所示,動(dòng)力單元總需用功率同時(shí)具有前兩者的變化特征以及限制區(qū)域和邊界,但是總功率額度的增加,擴(kuò)大了動(dòng)力單元總需用功率的安全區(qū)域,說明后續(xù)可以通過改進(jìn)功率分配方案來適配不同的過渡需求。提取3組限制邊界,即可得到分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器的功率限制邊界,結(jié)果如圖13所示。

圖10 升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率邊界 圖11 分布式涵道系統(tǒng)需用功率邊界 圖12 動(dòng)力單元總需用功率邊界

圖13 功率限制邊界

從圖13可以看出，相較于動(dòng)力單元總需用功率的限制條件，升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率和分布式涵道系統(tǒng)需用功率限制條件下的安全區(qū)域更小，要求更為嚴(yán)格。

在升力特性和需用功率的限制條件下，最終得到分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器的過渡走廊，其邊界由零升迎角邊界、失速迎角邊界、升力風(fēng)扇系統(tǒng)功率邊界和分布式涵道系統(tǒng)功率邊界共同組成，所得結(jié)果如圖14所示。

圖14 分布式垂直起降飛行器過渡走廊

4 結(jié) 論

1) 本文基于滑流理論，引入涵道影響因子，推導(dǎo)出升力風(fēng)扇系統(tǒng)和涵道螺旋槳的動(dòng)力特性模型，并開展了驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果證明推導(dǎo)得到的數(shù)學(xué)模型能夠準(zhǔn)確描述升力風(fēng)扇和涵道螺旋槳的工作特性。

2) 本文分別計(jì)算了分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器在不同過渡迎角下的過渡曲線，其中零升迎角和失速迎角對(duì)應(yīng)曲線組成了機(jī)翼升力特性過渡走廊，結(jié)果顯示飛行器安全過渡的最小前飛速度與過渡迎角呈反比。

3) 基于所得機(jī)翼升力特性過渡走廊，結(jié)合動(dòng)力單元需用功率的限制，本文進(jìn)一步計(jì)算得到了分布式推進(jìn)垂直起降固定翼飛行器的功率限制邊界，其中升力風(fēng)扇系統(tǒng)在高速狀態(tài)下超限，分布式涵道系統(tǒng)的需用功率則會(huì)在小傾轉(zhuǎn)角、低速狀態(tài)下出現(xiàn)嚴(yán)重的超限現(xiàn)象，而且升力風(fēng)扇系統(tǒng)需用功率和分布式涵道系統(tǒng)需用功率的限制要比動(dòng)力單元總需用功率的限制更加嚴(yán)格。

4) 對(duì)于垂直起降固定翼飛行器，本文所采用的方法具有一定的普適性，且在本文的基礎(chǔ)上，可以通過改變?cè)O(shè)計(jì)參數(shù)，進(jìn)行過渡走廊的敏感性分析，進(jìn)一步得到垂直起降固定翼飛行器過渡走廊的影響因素，為后續(xù)控制策略研究和總體參數(shù)的二次優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。