小型多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器傾轉(zhuǎn)過渡特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究

劉紀(jì)福,馬東林,羅 駿

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所,江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器綜合利用分布式旋翼與傾轉(zhuǎn)機(jī)翼概念,氣動(dòng)布局采用傾轉(zhuǎn)機(jī)翼布局,多個(gè)分布式電驅(qū)動(dòng)的旋翼單元分布于前后機(jī)翼。該構(gòu)型兼顧直升機(jī)垂直起降、定點(diǎn)懸停與固定翼高速前飛能力,飛行速度和作戰(zhàn)半徑相對(duì)常規(guī)直升機(jī)可提高一倍以上,是未來高速新構(gòu)型旋翼飛行器的重要發(fā)展方向之一。美國NASA、波音,法國空客等研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)開始提前布局和占位,針對(duì)該構(gòu)型飛行器開展了氣動(dòng)、飛行力學(xué)、試驗(yàn)等方面的大量預(yù)先研究工作[1-5],并研制了LEAPTech、SCEPTOR、GL-10、Vahana等多型技術(shù)驗(yàn)證機(jī),陸續(xù)取得了重大階段性突破。

多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器具有獨(dú)特飛行優(yōu)勢的同時(shí)也帶來很多技術(shù)難點(diǎn)。其飛行模式多,具有直升機(jī)模式、傾轉(zhuǎn)過渡模式、固定翼模式,其中的傾轉(zhuǎn)過渡模式,氣動(dòng)干擾尤為復(fù)雜,存在旋翼/機(jī)翼、機(jī)翼/機(jī)翼、旋翼/旋翼等氣動(dòng)干擾問題,飛行動(dòng)力學(xué)建模困難。采用縮比樣機(jī)開展風(fēng)洞試驗(yàn),獲取相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù),反饋修正飛行動(dòng)力學(xué)模型,對(duì)提高多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器飛行動(dòng)力學(xué)模型成熟度,降低試飛風(fēng)險(xiǎn)有重要意義。

國外針對(duì)多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)型驗(yàn)證機(jī)開展了較多風(fēng)洞試驗(yàn)研究。2014年,NASA針對(duì)GL-10縮比模型驗(yàn)證機(jī),基于蘭利12 ft低速風(fēng)洞開展了風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)方法研究并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)[5-7]。GL-10于2015年成功完成了從垂直起降到前飛飛行的傾轉(zhuǎn)過渡自由飛試驗(yàn)。2019年,NASA繼續(xù)在蘭利12 ft低速風(fēng)洞開展了LA-8縮比模型驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)[8],獲得了該構(gòu)型過渡狀態(tài)的相關(guān)氣動(dòng)特性及操縱特性。國內(nèi)對(duì)多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)型飛行器的研究尚屬起步階段,尤其是傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗(yàn)研究尚未見報(bào)道。

本文針對(duì)某小型多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)開展傾轉(zhuǎn)過渡模式不同機(jī)翼傾角(0°～90°)、不同舵面操縱、不同油門等狀態(tài)下的吹風(fēng)測力試驗(yàn)。根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析了傾轉(zhuǎn)過渡模式不同機(jī)翼傾角下的操縱特性及控制策略,為多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)型飛行器總體參數(shù)設(shè)計(jì)及傾轉(zhuǎn)過渡模式操縱策略研究提供了參考。

1 試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

試驗(yàn)包括整機(jī)試驗(yàn)與部件試驗(yàn)。整機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示,由小型多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)系統(tǒng)與測量系統(tǒng)組成。其中小型多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無人機(jī)采用串列式傾轉(zhuǎn)機(jī)翼布局,前后機(jī)翼等高,由機(jī)翼、機(jī)身、傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、端板、短艙、電機(jī)、槳、控制系統(tǒng)等組成。前后機(jī)翼及機(jī)翼上安裝槳狀態(tài)相同,前后機(jī)翼前緣短艙上均安裝4副電驅(qū)動(dòng)槳。前后機(jī)翼各有一套獨(dú)立傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu),可驅(qū)動(dòng)機(jī)翼在0°(機(jī)翼水平)～90°(機(jī)翼垂直)范圍傾轉(zhuǎn)。測量系統(tǒng)包括六分量天平與數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。六分量天平用于測量試驗(yàn)機(jī)的三個(gè)軸向力與三軸力矩,試驗(yàn)機(jī)的主要參數(shù)如表1所列。

表1 試驗(yàn)機(jī)主要參數(shù)

部件試驗(yàn)主要包括單獨(dú)機(jī)翼試驗(yàn)(如圖2所示)、單獨(dú)機(jī)身試驗(yàn)等。單獨(dú)機(jī)翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎谜麢C(jī)狀態(tài)一副機(jī)翼(含與機(jī)翼安裝的短艙、槳等)及陪試件,測量系統(tǒng)與整機(jī)試驗(yàn)相同。

試驗(yàn)在中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所開口直流低速風(fēng)洞進(jìn)行,風(fēng)洞試驗(yàn)段的長寬尺寸為6 m×8 m,最大風(fēng)速50 m/s。試驗(yàn)過程:由地面操控計(jì)算機(jī)將控制指令通過數(shù)傳電臺(tái)發(fā)送到試驗(yàn)機(jī)/單獨(dú)機(jī)翼的控制系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)對(duì)試驗(yàn)機(jī)/單獨(dú)機(jī)翼的機(jī)翼傾角、舵面角度、槳轉(zhuǎn)速(油門)的控制;試驗(yàn)機(jī)姿態(tài)(俯仰、偏航)由風(fēng)洞配套的腹撐機(jī)構(gòu)控制。氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)由六分量天平測量獲得,通過對(duì)信號(hào)的AD采樣、濾波、放大進(jìn)入數(shù)據(jù)采集計(jì)算機(jī)進(jìn)行處理。

2 試驗(yàn)狀態(tài)

為了獲得多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡模式(無偏航)不同機(jī)翼傾角下的俯仰操縱特性,前后機(jī)翼氣動(dòng)干擾以及部件(如機(jī)翼)氣動(dòng)特性等,主要開展如下研究:

1)單獨(dú)機(jī)翼試驗(yàn)

單獨(dú)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗(yàn),獲得單獨(dú)機(jī)翼不同傾角下的氣動(dòng)特性及操縱特性,為輔助分析整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡特性提供技術(shù)支持。

2)整機(jī)試驗(yàn)

傾轉(zhuǎn)過渡特性無動(dòng)力/帶動(dòng)力試驗(yàn),包括無動(dòng)力/帶動(dòng)力情況下后機(jī)翼襟翼單獨(dú)操縱試驗(yàn)、前機(jī)翼襟翼單獨(dú)操縱試驗(yàn)、前/后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱(差動(dòng)操縱量相同)試驗(yàn),獲得傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力/帶動(dòng)力情況下前后機(jī)翼舵面單獨(dú)操縱及前后機(jī)翼舵面差動(dòng)操縱情況下的全機(jī)俯仰操縱特性及氣動(dòng)特性。主要試驗(yàn)狀態(tài)如表2所示。

表2 整機(jī)試驗(yàn)主要試驗(yàn)狀態(tài)

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 單獨(dú)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過渡特性試驗(yàn)

機(jī)翼傾轉(zhuǎn)約90°是多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼構(gòu)型飛行器傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)的最主要特征。單獨(dú)機(jī)翼無動(dòng)力傾轉(zhuǎn)過渡(機(jī)翼傾角由0°傾轉(zhuǎn)至90°)狀態(tài)升力、阻力、俯仰特性如圖3-圖5所示。從試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖3 單獨(dú)機(jī)翼不同傾角不同舵角升力

圖4 單獨(dú)機(jī)翼不同傾角不同舵角阻力

圖5 單獨(dú)機(jī)翼不同傾角不同舵角俯仰力矩

1)升力隨機(jī)翼傾角增加總體呈先增加后減小的趨勢,主要是機(jī)翼迎角增加到一定范圍后機(jī)翼開始失速所致;機(jī)翼小傾角時(shí)升力大致隨舵角增加而增加,大傾角(約50°～60°以上)時(shí)升力逐漸隨舵角增加而減小。

2)阻力總體隨著機(jī)翼傾角增加而增加。

3)俯仰力矩(低頭為正)在較小機(jī)翼傾角范圍內(nèi)(≤20°)隨舵角增加而增加顯著;隨著機(jī)翼傾角增加,機(jī)翼俯仰力矩隨舵角增加變化變緩(舵效變差),并逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(舵角增加呈現(xiàn)抬頭趨勢)。

主要原因是,隨著傾角增加,機(jī)翼氣動(dòng)力由升力為主導(dǎo)向阻力為主導(dǎo)轉(zhuǎn)變,同時(shí)隨著機(jī)翼傾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力合力作用點(diǎn)也在往后(相對(duì)機(jī)翼前緣)往下(相對(duì)機(jī)身)移動(dòng)。

3.2 傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力單獨(dú)前機(jī)翼襟翼操縱

整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力單獨(dú)前機(jī)翼襟翼操縱俯仰力矩特性如圖6-圖8所示(僅示部分機(jī)翼傾角)。

圖6 θ=0°不同俯仰角前機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

圖7 θ=40°不同俯仰角前機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

圖8 θ=90°不同俯仰角前機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

從數(shù)據(jù)分析可以得出:

1)單獨(dú)前機(jī)翼襟翼操縱機(jī)翼傾角由0°至90°變化時(shí),全機(jī)俯仰力矩(相對(duì)全機(jī)重心,低頭為正)總體變化趨勢為:隨著機(jī)翼傾角增加,操縱前機(jī)翼襟翼,俯仰力矩由正常舵效逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榉炊嫘?約在機(jī)翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變),傾轉(zhuǎn)過程中部分區(qū)域舵效很差。

2)在機(jī)身俯仰角0°附近范圍,整機(jī)俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過舵面操縱配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

主要原因是,傾轉(zhuǎn)過程前后機(jī)翼氣動(dòng)力由升力為主導(dǎo)向阻力為主導(dǎo)轉(zhuǎn)變,同時(shí)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)過程全機(jī)重心(機(jī)翼重心位于轉(zhuǎn)軸之前)上移且隨著機(jī)翼傾角增加舵效總體變差。

3.3 單獨(dú)后機(jī)翼襟翼操縱試驗(yàn)

整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力單獨(dú)后機(jī)翼襟翼操縱俯仰力矩特性如圖9-圖11所示(僅示部分機(jī)翼傾角)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖9 θ=0°不同俯仰角后機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

圖10 θ=40°不同俯仰角后機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

圖11 θ=90°不同俯仰角后機(jī)翼舵面操縱俯仰力矩

1)單獨(dú)后機(jī)翼襟翼操縱機(jī)翼傾角由0°至90°變化時(shí),俯仰力矩總體變化趨勢為:隨著機(jī)翼傾角增加,操縱后機(jī)翼襟翼,俯仰力矩由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(約機(jī)翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變,接近90°的大傾角下并不是所有俯仰角下均為反舵效)。這種轉(zhuǎn)變趨勢相對(duì)稍滯后于單獨(dú)前機(jī)翼舵面操縱,舵效較差區(qū)域也更多,主要是前機(jī)翼對(duì)后機(jī)翼干擾所致。

2)在機(jī)身俯仰角0°附近范圍,整機(jī)俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過操縱舵面配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

3.4 傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱

整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡無動(dòng)力前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱俯仰力矩特性如圖12-圖14所示(僅示部分機(jī)翼傾角,圖中橫坐標(biāo)為前機(jī)翼襟翼角度)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:

圖12 θ=0°不同俯仰角前后機(jī)翼舵面差動(dòng)操縱俯仰力矩

圖13 θ=40°不同俯仰角前后機(jī)翼舵面差動(dòng)操縱俯仰力矩

圖14 θ=90°不同俯仰角前后機(jī)翼舵面差動(dòng)操縱俯仰力矩

1)前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱機(jī)翼傾角由0°至90°變化時(shí),俯仰力矩總體變化趨勢為:隨著機(jī)翼傾角增加,前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱時(shí),俯仰力矩特性由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(約機(jī)翼傾角50°左右開始轉(zhuǎn)變);機(jī)翼大傾角下并不是所有俯仰角下均為反舵效,傾轉(zhuǎn)過程較多區(qū)域舵效較差。

2)在機(jī)身俯仰角0°附近范圍,整機(jī)俯仰從可以通過操縱舵面配平到逐漸不能通過舵面操縱配平轉(zhuǎn)變(表現(xiàn)為低頭力矩)。

3.5 傾轉(zhuǎn)過渡帶動(dòng)力試驗(yàn)

整機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡帶動(dòng)力前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱俯仰力矩特性如圖15-圖16所示(僅示部分機(jī)翼傾角,圖中前后機(jī)翼襟翼差動(dòng)操縱時(shí)橫坐標(biāo)為前機(jī)翼襟翼角度)。從數(shù)據(jù)分析可以得出:相同機(jī)翼傾角下,帶動(dòng)力情況下俯仰力矩較無動(dòng)力總體增加(更大低頭力矩),且變化量大致隨機(jī)翼傾角增加而增加,油門越大越顯著,主要是該構(gòu)型隨機(jī)翼傾角增加,前后機(jī)翼上槳拉力作用線到重心距離差值增加,且后機(jī)翼上槳拉力作用線距離重心更遠(yuǎn)所致。

圖15 θ=0°不同油門不同舵面操縱俯仰力矩

圖16 θ=30°不同油門不同舵面操縱俯仰力矩

4 結(jié)論

通過分析小型多槳傾轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器傾轉(zhuǎn)過渡特性風(fēng)洞試驗(yàn)可以得出以下結(jié)論:

1)機(jī)翼傾角由0°(水平)～90°(垂直)變化過程中,通過操縱機(jī)翼舵面控制俯仰時(shí),舵效總體由正常舵效逐漸向反舵效轉(zhuǎn)變(大致從50°～60°開始轉(zhuǎn)變)。

2)機(jī)翼傾角0°～30°區(qū)間,機(jī)身水平下俯仰通過前后機(jī)翼舵面操縱可配平,該區(qū)間傾轉(zhuǎn)過渡時(shí)可采用機(jī)翼舵面操縱控制。

3)機(jī)翼傾角30°～60°區(qū)間,俯仰單純通過機(jī)翼舵面操縱控制較困難(部分區(qū)域機(jī)身俯仰角0°附近范圍靠舵面無法配平且舵效較差),該區(qū)間傾轉(zhuǎn)過渡時(shí)可采用機(jī)翼舵面操縱+前后機(jī)翼上槳拉力差動(dòng)操縱控制。

4)機(jī)翼傾角60°～90°區(qū)間,俯仰通過前后機(jī)翼舵面操縱非常困難(較多區(qū)域機(jī)身俯仰角0°附近范圍靠舵面無法配平且舵效較差較復(fù)雜),可采用直升機(jī)模式前后機(jī)翼上槳拉力差動(dòng)操縱控制。