一種復合升力飛機模型的設計與飛行驗證

曹飛, 詹浩

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

一種復合升力飛機模型的設計與飛行驗證

曹飛, 詹浩

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

針對一種復合升力飛機,建立了相應的研究模型,通過試驗、CFD計算和工程估算的方法,研究了直升機和固定翼狀態下的飛機性能特性,并通過制作一架模型驗證機,驗證了該種飛機飛行原理的可行性,并提出了一些意見。

復合升力飛機; 性能特性; 飛行原理

引言

受前行槳葉壓縮性的影響及后行槳葉氣流分離的限制,常規直升機的最大巡航速度通常在300 km/h左右。固定翼飛機可以具有很高的飛行速度,但是一般需要一定長度的跑道進行滑跑起降,且不能進行懸停和較低速度的飛行。如果有一種飛行器能夠兼備直升機和固定翼飛機的優點,則其在民用和軍事上將具有非常廣闊的應用前景。正因為這樣,長期以來,國內外學者一直在不懈地探尋新的技術發展思路,力圖研制一種復合升力飛行器,該飛行器既能夠保持直升機垂直起降、懸停等機動靈活的特點,又能達到固定翼飛機的高速飛行性能。

本文提出的復合升力飛機有一副既可高速旋轉當做旋翼,又可鎖死為固定翼的機翼,使其既可像直升機那樣垂直起降和定點懸停,又可擁有固定翼飛機的高速巡航性能。該飛機的出現較好地克服了以前傳統的以發動機推力轉向和傾轉旋翼方式進行垂直起降的高速飛機技術所帶來的缺點,它具有結構簡單、可維護性好、造價低廉、起降區域限制低的優點[1]。

本文通過設計一架復合升力模型驗證機,研究其直升機狀態下主機翼的氣動特性和固定翼狀態下鴨翼、尾翼配平時對全機縱向特性的影響,并通過模型試飛驗證了該布局的飛行原理可行性。

1 總體方案的提出

本文提出的復合升力飛機模型布局如圖1所示。在固定翼狀態,該機采用鴨翼、尾翼和主機翼作為飛機高速前飛時所需的升力面,這種三翼面布局通過獲得理想的升力分布,可使其在巡航狀態下獲得最小的誘導阻力,從而使整機擁有較高的升阻比[2]。

圖1 復合升力飛機模型樣機

在直升機狀態,飛機的主機翼通過高速旋轉使飛機可以垂直起降和懸停,并進行小速度前飛。主機翼旋轉的驅動力可采用軸驅動和槳尖噴氣驅動兩種方式,該機采用軸驅動方式,垂尾處布有抵消反扭矩的尾槳。為了兼顧固定翼的前飛性能,主機翼展弦比比傳統直升機要小。因此在直升機狀態下飛行時,飛機的槳盤載荷高,槳盤下洗速度大。為了減少旋翼尾跡對平尾的影響,增加飛機的穩定性,尾翼采用高置T尾形式。

在過渡飛行狀態,隨著前飛速度的增加,飛機鴨翼和尾翼進行偏轉,產生升力使主機翼進行卸載。當鴨翼和尾翼產生的升力足以平衡飛機重力時,主機翼完全卸載,慢慢停轉并與機身鎖死。主機翼由鎖定到高速旋轉的過渡過程則相反。

該模型飛機的總體設計參數如下:旋翼/機翼展長為1.30 m;鴨翼、尾翼展長均為0.64 m;機翼總面積為0.22 m2;機長為2.20 m;設計最大起飛重量為10 kg;前拉動力功率為2 kW;旋翼動力功率為4 kW;設計升力系數為0.8。

2 發動機的解耦設計

該布局飛機的動力系統通常由一臺發動機和一套特殊的排氣系統組成。飛機的起降和過渡飛行都是通過換氣閥的轉換來獲取所需的垂直動力和前飛動力,于是這種飛行-推進耦合在一起的推進方式成為該類飛機研究的關鍵。但是在技術探索和小比例模型技術驗證機設計階段,這種復雜的推進系統對該布局飛機的方案設計造成了巨大的困難。為此對其推進系統進行解耦設計,即通過兩臺不同的發動機分別提供飛機所需的垂直和前飛動力。雖然這種設計方式在飛機的不同狀態下必有一臺發動機成為全機重量中的多余重量,但降低了推進系統設計的復雜度,也不會對飛機過渡飛行產生任何影響,而且在任意一臺發動機發生意外停車后不會因為動力不足而導致驗證機的墜毀,直接降低了技術驗證機的試飛風險。

3 直升機狀態特性的估算與分析

3.1 旋翼翼型的選取

由于該種飛機的主機翼既當旋翼又當固定翼,這種特點決定了其機翼只能使用特殊的前后對稱翼型,而橢圓翼型是前后對稱翼型中最簡單的一種。

在無彎度的情況下,相對厚度越大的橢圓翼型失速迎角越大,最大升力系數和阻力系數也越大。在同等厚度下,無彎度翼型的抬頭力矩要高于有彎度的翼型,所以在主機翼充當旋翼時,在具有同等升力系數的情況下,有彎度翼型的旋翼所需的變距操縱力的角度小于無彎度翼型的機翼。雖然有彎度的橢圓翼型升力特性要優于無彎度的翼型,但其阻力特性和最大升阻比要劣于無彎度的翼型[3-4]。

本文中的主機翼采用14%厚度無彎度橢圓翼型。主要考慮過渡飛行狀態,當總矩為零時,高速旋轉的無彎度翼型機翼拉力剛好為零,可以使主機翼完全卸載。而選用有彎度翼型,在卸載時為使主機翼拉力為零,需要進行復雜的總矩和周期變矩調節,增加了飛機飛行控制的復雜度。

3.2 旋翼氣動特性的估算

通過對橢圓翼型旋翼的地面旋轉試驗和對旋翼參數進行無因次化處理[5],給出了在不同的槳尖馬赫數下,總矩(變化范圍在8°～14°之間)、拉力系數(CT)和功率系數(MK)之間的關系,如圖2所示。

由圖2可知,飛機在直升機狀態,主機翼為了拉起同樣的起飛重量,槳尖馬赫數越高,需用總矩值越低,需用功率越高。槳尖馬赫數在0.24～0.34時,該機主機翼需用功率都在選用發動機功率范圍內,需用總矩值在設計最大總矩范圍內,滿足設計要求。

圖2 拉力系數和功率系數曲線

4 固定翼狀態特性的估算與分析

4.1 干凈構型升阻特性

本文通過CFD計算方法獲得全機固定翼狀態下干凈構型的升阻比。CFD利用N-S方程計算程序,Fluent求解器進行求解。全機升阻比隨迎角的變化曲線如圖3所示。由圖3可知,該機干凈構型在30 m/s的巡航速度下,全機迎角在8°左右可獲得全機最大升阻比。

圖3 全機升阻比隨迎角的變化曲線

4.2 操縱面布置

由于主機翼的特殊工作方式使其翼面上無法布置操縱面。在進行固定翼飛行時,全機的縱向配平就由另外兩個升力面承擔。所以研究鴨翼、尾翼是否擁有足夠配平能力對該布局飛機試飛很重要。

該模型由鴨翼操縱面和尾翼操縱面4個控制面控制模型飛機的縱向配平。控制面弦長占機翼弦長的30%,展向位置為半展長的34%～90%。控制面布置如圖4所示。

圖4 控制面布置

4.3 縱向配平構型的升阻特性

飛機在配平構型下的升力、誘導阻力、縱向靜穩定度以及配平舵偏角采用渦格法計算程序求解[6]。在不考慮控制面之間相互干擾的情況下,因配平舵偏角引起的零升阻力用下式求解[7-8]:

ΔCD0δi=(?ΔCD0/?δi) cosΛ1/4ScsSrefδi

式中,ΔCD0δi為配平舵偏角引起的零升阻力增量;?ΔCD0/?δi為控制面零升阻力隨舵偏角偏轉的變化率,與控制面類型有關,鴨翼、尾翼操縱面均為升降副翼,取 0.0025/(°);Λ1/4為機翼1/4弦線后掠角;Scs為控制面面積;Sref為機翼參考面積;δi為操縱面舵偏角。

采用鴨翼操縱面和尾翼操縱面分別進行縱向配平控制時,為了配平飛機的低頭力矩,鴨翼操縱面需下偏,尾翼操縱面需上偏。

圖5～圖7給出了干凈構型和各操縱面單獨配平時的縱向特性曲線。

由圖5～圖7可知,在各設計升力系數下,鴨翼配平的全機升阻比要大于尾翼配平的全機升阻比,這是由于尾翼面積大于鴨翼面積,尾翼配平時產生了較大的誘導阻力;鴨翼操縱面的配平舵偏角要比尾翼操縱面的配平舵偏角大,主要是由于鴨翼的縱向配平力臂比尾翼的縱向配平力臂小;鴨翼配平時降低了配平迎角,尾翼配平則增大了配平迎角,這是由于鴨翼和尾翼單獨配平時一個產生正升力,一個產生負升力。

鴨翼、尾翼操縱面組合配平時的全機升阻特性(CL=0.8)如圖8所示。圖中,δC為鴨翼舵偏角,δH為尾翼舵偏角。由圖可知,當鴨翼操縱面由0°逐漸下偏,尾翼操縱面逐漸由單獨配平最大舵偏角下偏時,配平升阻比逐漸提高;當鴨翼舵偏角偏到6°,尾翼舵偏角偏到-4°左右時,全機達到最大配平升阻比;當鴨翼操縱面下偏超過單獨配平最大舵偏角時,將產生多余的抬頭力矩,尾翼操縱面繼續下偏,產生低頭力矩,平衡全機的縱向力矩,此時鴨翼、尾翼均產生正的配平升力,但全機配平升阻比隨配平阻力的增加繼續降低,而全機配平迎角則始終是降低的。

圖5 配平升阻比

圖7 配平迎角

圖8 鴨翼、尾翼操縱面組合配平特性

通過鴨翼、尾翼操縱面組合進行全機縱向配平后,全機配平升阻比比單獨鴨翼配平和尾翼配平分別提高了1.0%和1.2%; 配平迎角比鴨翼單獨配平提高了11.36%,比尾翼單獨配平降低了13.76%。

4.4 縱向配平靜穩定特性

圖9 組合配平縱向靜穩定度

圖9為組合配平縱向靜穩定度曲線。由圖9可知,鴨翼和尾翼組合配平時(CL=0.8),全機縱向靜穩定度隨鴨翼操縱面的舵偏角增大而降低,改變縱向靜穩定度的原因是由于操縱舵面的偏轉引起了鴨翼和尾翼的升力線斜率發生變化。在最大組合配平升阻比下的靜穩定度值介于尾翼、鴨翼單獨配平的靜穩定度值之間。

5 飛行原理驗證與分析

為了驗證該布局飛機的飛行原理可行性,按總體設計參數制作了等尺寸的模型樣機,該飛機通過兩套無線電遙控系統分別控制直升機系統和固定翼系統。通過直升機狀態、固定翼狀態和組合狀態進行飛行驗證。通過飛行試驗可知,飛機在直升機狀態飛行時,前拉發動機處于待速狀態,通過旋翼動力驅動槳葉。由于鴨翼、尾翼面積較小,機身長度大,鴨翼、尾翼受旋翼干擾較小,飛機可具有與直升機一樣的飛行性能。

飛機在固定翼狀態模式下飛行時,分別對鴨翼、尾翼操縱面進行單獨和組合配平控制,結果符合文中分析的特性,其飛行性能也比直升機狀態要好。

飛機在過渡狀態模式下飛行時,由于旋翼系統采用模型成品,而且沒有加裝旋翼固定鎖死機構,因此在進行過渡飛行時只能通過旋翼發動機減速來模擬旋翼卸載飛行。初始時,旋翼轉速較高,飛機固定翼舵面操控性較差,需與直升機操縱機構組合控制。在旋翼轉速降低后,固定翼舵面操縱性提高,但直升機系統的平衡小翼會引起主旋翼偏轉,造成飛機左右兩側升力不平衡,增加了飛機飛行控制的難度。

通過飛行試驗發現,飛機在直升機和固定翼狀態下具有良好的可控性,在旋翼/固定翼過渡狀態下需要固定翼與旋翼的操縱系統組合控制飛機,其控制難度較高,應該通過旋翼減速鎖定裝置縮短過渡飛行時間。最終證明這種擁有直升機起降特性并能進行固定翼飛行的新式飛行原理是可行的。

6 結論

(1)通過計算發現,鴨翼參與配平會降低全機靜穩定度,但可以降低全機配平迎角,提高全機升阻比和操縱響應。

(2)鴨翼、尾翼組合配平模式比單獨配平模式可以獲得更高的升阻比等優勢,對于更高級別的該布局飛機布置多組控制面配平將成為研究重點。

(3)由于旋翼/固定翼過渡狀態存在較強的非定常和非線性的氣動特點,通過模型驗證機的飛行測試可以成為了解其特性的一種方法。并且旋翼系統及鎖定機構的設計也成為以后工作的研究重點。

[1] 鄧陽平,高正紅,詹浩.鴨式旋翼/機翼飛機的技術發展及其關鍵技術[J].飛行力學,2006,24(3):1-4.

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[8] 《飛機設計手冊》總編委會.飛機設計手冊(第6冊):氣動設計[M]. 北京:航空工業出版社,2002.

Researchonconceptuallayoutdesignandflighttestforamultimodeaircraft

CAO Fei, ZHAN Hao

(College of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China)

In this paper, a multimode aircraft research model is built. The rotor mode and fix wing mode’s performance characters that have been researched by the experiment, CFD and the project evaluation methods. According to the aircraft flight test verification, the way of flight of the multimode aircraft is feasible, and provides some suggestions for improving its performance.

multimode aircraft; performance characteristics ; flight principle

2011-04-27;

2011-10-18

曹飛(1987-)，男，北京人，碩士研究生，研究方向為飛行器設計。

V221

A

1002-0853(2012)01-0009-04

(編輯：姚妙慧)