分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)耦合特性地面試驗

張星雨，高正紅，雷濤，閔志豪，李偉林，張曉斌

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2. 飛機(jī)電推進(jìn)技術(shù)工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實驗室，西安 710072 3. 西北工業(yè)大學(xué) 自動化學(xué)院，西安 710072

隨著社會經(jīng)濟(jì)和科技的發(fā)展，人們越來越重視環(huán)境保護(hù)， 對綠色航空的呼聲越來越高， NASA 新一代(+3)亞聲速客機(jī)性能目標(biāo)和歐盟“Flightpath 2050”計劃都對未來飛機(jī)的燃油消耗、尾氣排放、噪聲水平等提出了更高的要求。由于目前傳統(tǒng)的燃油航空發(fā)動機(jī)在工作方式和效率等方面的限制，已經(jīng)難以在推進(jìn)效率與低碳排放等方面有所突破，而電能作為一種廣泛使用的二次能源，其不產(chǎn)生污染物、噪聲低、幾乎不會對環(huán)境產(chǎn)生影響，已經(jīng)成為目前在綠色航空研究中的備受關(guān)注的能源形式。

飛機(jī)電推進(jìn)技術(shù)是指以電能作為能量主體的飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)，由于電機(jī)系統(tǒng)的尺寸無關(guān)特性，在飛機(jī)布局設(shè)計時，可根據(jù)設(shè)計需求使用分布式推進(jìn)布局，從而實現(xiàn)氣動、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)的最佳融合，如通過邊界層抽吸(Boundary Layer Ingestion, BLI)技術(shù)、環(huán)量控制技術(shù)、噪聲遮蔽技術(shù)等實現(xiàn)氣動、噪聲、推進(jìn)效率的全面提升。但同時，分布式電推進(jìn)飛機(jī)在機(jī)翼或機(jī)身后體分布安裝推進(jìn)器，推進(jìn)器對機(jī)翼或機(jī)身邊界層會產(chǎn)生抽吸作用，使飛機(jī)的氣動與推進(jìn)特性產(chǎn)生強(qiáng)耦合。在氣動方面，分布式動力能夠起到增升減阻，提高飛機(jī)氣動效率的效果此外，流經(jīng)飛機(jī)的氣流受到黏性作用會降低流動速度，在飛機(jī)后部形成低速尾流區(qū)，降低飛機(jī)的推進(jìn)效率。而分布式動力飛機(jī)通過分布在機(jī)翼后緣的推進(jìn)器噴流作用，可部分或完全填補(bǔ)了低速尾流區(qū)，從而提高全機(jī)的推進(jìn)效率，節(jié)省燃油。

基于上述優(yōu)點(diǎn)，各國都開啟了分布式電推進(jìn)飛機(jī)的研制熱潮，比較著名的方案有美國NASA的X-57麥克斯韋試驗飛機(jī)與德國Lilium Aviation 公司的Lilium Jet等。國內(nèi)外學(xué)者對分布式電推進(jìn)飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了大量的研究。Wang等研究了分布式混合動力無人機(jī)動力系統(tǒng)的設(shè)計方法。Kerho和Kramer在NASA航空前沿研究(Leading Edge Aeronautics Research， LEARN)項目資助下，使用計算流體力學(xué)和風(fēng)洞試驗方法對小型分布式電推進(jìn)飛行器的推進(jìn)器對機(jī)翼氣動性能的影響開展了研究。Pieper等在NASA小型企業(yè)技術(shù)轉(zhuǎn)讓(Small Business Technology Transfer， STTR)項目資助下研制了分布式電推進(jìn)飛機(jī)的動態(tài)縮比技術(shù)驗證機(jī)，并采用推力線方法確定了推進(jìn)器的布置形式。

通過開展文獻(xiàn)調(diào)研表明，分布式電推進(jìn)飛機(jī)的氣動和推進(jìn)之間存在強(qiáng)烈的耦合影響，傳統(tǒng)的基于工程經(jīng)驗的氣動分析方法和飛機(jī)總體參數(shù)設(shè)計方法無法很好地滿足分布式電推進(jìn)飛機(jī)的設(shè)計需要，對分布式電推進(jìn)飛機(jī)的動力系統(tǒng)布局設(shè)計與評估及氣動-推進(jìn)耦合特性的研究是目前研究工作的重點(diǎn)。同風(fēng)洞試驗相比，使用地面車載試驗?zāi)軌蛟诠?jié)省大量的時間和經(jīng)費(fèi)的同時，較為簡便地對飛機(jī)的氣動性能開展評估，從而縮短迭代研發(fā)周期。如NASA采用如圖1的混合電力綜合系統(tǒng)測試平臺(Hybrid-Electric Integrated Systems Testbed， HEIST)車載試驗平臺,對X-57麥克斯韋分布式電推進(jìn)飛機(jī)的氣動-推進(jìn)耦合特性和動力系統(tǒng)能源需求特性開展了相關(guān)研究，其研究結(jié)果指出：通過使用分布式電推進(jìn)技術(shù)，僅需使用相當(dāng)于原機(jī)翼42%面積的機(jī)翼即可滿足巡航狀態(tài)升力需求，從而降低巡航狀態(tài)阻力；而在起降階段使用動力增升裝置可提高飛機(jī)的最大升力系數(shù)，增大失速迎角；但動力增升裝置也會導(dǎo)致較大的俯仰力矩增量。

圖1 NASA HEIST 測試平臺Fig.1 NASA HEIST testbed

由于本課題組設(shè)計的分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)動力布置方式與X-57不同，其氣動-推進(jìn)耦合特性亦與X-57的不同，因此，為探究本分布式電推進(jìn)驗證機(jī)動力系統(tǒng)及氣動-推進(jìn)耦合特性，特別是開展對后緣布置分布式涵道推進(jìn)系統(tǒng)對升力與俯仰力矩影響的量化分析，并加快對本課題組設(shè)計的分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)的技術(shù)迭代過程，確立了本文的研究內(nèi)容：以此驗證機(jī)為研究對象，建立分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)系統(tǒng)地面測試平臺，并通過地面試驗結(jié)合數(shù)值計算的方法，對分布式電推進(jìn)飛機(jī)動力系統(tǒng)氣動-推進(jìn)耦合特性開展研究。

1 分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)總體設(shè)計參數(shù)與氣動性能估算

課題組設(shè)計分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)的目的主要用于對分布式電推進(jìn)技術(shù)開展探索驗證。主要研究內(nèi)容包括對氣動-推進(jìn)耦合效應(yīng)、推力姿態(tài)控制技術(shù)、能源優(yōu)化與管理技術(shù)及飛行安全性和可靠性等關(guān)鍵技術(shù)開展研究和飛行驗證。

考慮制造成本、研究需求與設(shè)備布置，該驗證機(jī)采用了雙機(jī)身串列翼布局與模塊化設(shè)計。機(jī)身長2 400 mm，前翼翼展長2 680 mm，主翼翼展長4 314 mm, 機(jī)翼使用NACA4415翼型，前機(jī)翼面積為0.804 m，后機(jī)翼面積為1.368 m。

理論上，驗證機(jī)使用雙機(jī)身串列翼布局形式可以獲得較為優(yōu)異的氣動性能。對串列翼布局而言，流經(jīng)飛機(jī)前機(jī)翼的氣流對后機(jī)翼有下洗作用，可以有效降低后機(jī)翼的有效迎角。因此，在前機(jī)翼出現(xiàn)氣流分離時，后機(jī)翼還未發(fā)生氣流分離，能夠推遲失速臨界點(diǎn)，從而提高整機(jī)的最大升力系數(shù)，此外，還使得其具有失速自恢復(fù)能力：由于前機(jī)翼先發(fā)生失速，此時前機(jī)翼升力下降，后機(jī)翼升力仍在增加，前后機(jī)翼升力差距會產(chǎn)生低頭力矩，從而能夠避免失速情況的加劇，使飛機(jī)恢復(fù)正常飛行狀態(tài)。

在動力裝置的布置上，NASA的X-57分布式電推進(jìn)飛機(jī)將動力裝置布置在機(jī)翼前緣，通過螺旋槳滑流效應(yīng)提高氣動效率；本驗證機(jī)與X-57不同，將動力裝置布置于翼段后緣，通過偏轉(zhuǎn)后緣實現(xiàn)矢量推力，以滿足姿態(tài)控制與短距起降的需求，同時通過對機(jī)翼上表面邊界層的抽吸，起到增升減阻的作用。全機(jī)共設(shè)有4組動力裝置，每組布置6臺電動涵道風(fēng)扇(Electric Ducted Fan，EDF)推進(jìn)裝置，動力段分別布置于前機(jī)翼中翼段后緣及后機(jī)翼的左、中、右翼段后緣，全機(jī)共有24臺 電動涵道，驗證機(jī)總體布局如圖2所示。

圖2 分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)總體布局Fig.2 Configuration of DEP technology verification UAV

在總體設(shè)計階段，為了獲得驗證機(jī)布局方案的氣動性能參數(shù)，對該驗證機(jī)的氣動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了不同迎角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。為提高計算效率，僅對省略掉機(jī)翼上涵道風(fēng)扇和起落架的干凈構(gòu)型進(jìn)行CFD計算和分析。該計算結(jié)果反映了飛機(jī)本體的氣動特性，在進(jìn)行氣動-推進(jìn)耦合特性分析時，作為基準(zhǔn)參考并對試驗結(jié)果進(jìn)行驗證。

計算狀態(tài)選取巡航高度為海拔550 m，巡航速度為25 m/s，巡航狀態(tài)的雷諾數(shù)=0.53×10(基于平均氣動弦長)。力矩參考點(diǎn)取在前、后機(jī)翼之間，距離前機(jī)翼前緣0.868 m處。因飛機(jī)為對稱布局，為節(jié)省計算資源，計算模型為半模，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對計算域進(jìn)行離散，網(wǎng)格示意圖如圖3和圖4所示。網(wǎng)格單元總數(shù)為715萬。采用雷諾平均Navier-Stokes方程進(jìn)行流場數(shù)值求解。通過有限體積法進(jìn)行控制方程離散，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。

圖3 CFD計算用網(wǎng)格(物面)Fig.3 Grid used for CFD computation (object surface)

圖4 計算網(wǎng)格示意圖(遠(yuǎn)場)Fig.4 Schematic diagram of computing grid (far-field)

圖5、圖6、圖7分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨迎角(Angle of Attack, AOA)的變化曲線，圖8給出的是俯仰力矩系數(shù)

圖5 升力系數(shù)曲線Fig.5 Curve of CL

圖6 阻力系數(shù)曲線Fig.6 Curve of CD

圖7 升阻比曲線Fig.7 Curve of CL/CD

圖8 俯仰力矩系數(shù)曲線Fig.8 Curve of Cm

隨升力系數(shù)變化曲線，表1給出了主要?dú)鈩犹匦詤?shù)。結(jié)合以上結(jié)果，可以看出：

1) 當(dāng)迎角為3.5°左右時，本機(jī)能夠達(dá)到最大升阻比9，此時的全機(jī)升力系數(shù)為0.62，由圖8可以看出此迎角狀態(tài)下縱向俯仰力矩基本為0，在此有利迎角巡航飛行時，所需升降舵面配平角度很小，所引起的配平阻力也很小。因此，試驗中將3.5°作為本機(jī)的巡航迎角。由于動力系統(tǒng)為分散安裝在機(jī)翼上方的電動涵道風(fēng)扇，推力線不經(jīng)過飛機(jī)的重心，且前機(jī)翼上的推進(jìn)器數(shù)量少于后機(jī)翼上的，因此在實際飛行中，推進(jìn)系統(tǒng)會對全機(jī)產(chǎn)生一定的低頭力矩，需要偏轉(zhuǎn)升降舵進(jìn)行配平。由于采用了雙機(jī)身布局形式，增大了飛機(jī)的浸潤面積，帶來了額外的摩擦阻力和干擾阻力，因此會使全機(jī)升阻比有所降低。

2) 當(dāng)此無人機(jī)的重心位置取在前后機(jī)翼之間、距離前機(jī)翼前緣0.868 m處時，靜穩(wěn)定裕度為15.38%，通常，當(dāng)中小型無人機(jī)的靜穩(wěn)定裕度在10%～20%之間時，無人機(jī)可具有較好的靜穩(wěn)定性和良好的操縱性，因此可以認(rèn)為本機(jī)的操穩(wěn)特性較為理想。

表1 主要?dú)鈩犹匦詤?shù)Table 1 Main aerodynamic parameters

總體而言，該分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)具有較好的氣動性能，失速特性較好，并且在最大升阻比狀態(tài)時全機(jī)俯仰力矩系數(shù)接近0，不會產(chǎn)生額外的配平阻力。同時確定了后續(xù)試驗中的重心位置與力矩參考點(diǎn)。

2 分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)系統(tǒng)地面測試平臺設(shè)計

由于推進(jìn)器與機(jī)翼的氣動性能耦合機(jī)理較為復(fù)雜，在總體設(shè)計開展計算評估時未考慮機(jī)翼上涵道風(fēng)扇動力單元。因而在驗證機(jī)完成制造后，為進(jìn)一步對全機(jī)動力系統(tǒng)的動力特性、氣動特性以及氣動-推進(jìn)耦合特性進(jìn)行研究，并評估驗證機(jī)在安裝動力單元后，動力單元對氣動特性的影響，設(shè)計并制造了分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)系統(tǒng)地面測試平臺，由動力系統(tǒng)能源特性地面測試平臺與氣動特性車載地面測試平臺統(tǒng)組成。

2.1 動力系統(tǒng)能源特性地面測試平臺

由于分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)的設(shè)計目標(biāo)并不針對動力單元，為縮短研制周期，降低成本，沒有自行設(shè)計推進(jìn)系統(tǒng)的電動涵道風(fēng)扇，而是在現(xiàn)有的成熟貨架產(chǎn)品中根據(jù)設(shè)計需求開展產(chǎn)品選型。由于目前采用電動涵道的無人機(jī)較少，因此市面上面向?qū)I(yè)無人機(jī)的產(chǎn)品非常少，貨架產(chǎn)品多為針對航模娛樂飛行開發(fā)的低成本產(chǎn)品。由于其成本限制嚴(yán)格，做工一般較為粗糙，性能一致性較差，且存在不同程度的性能指標(biāo)虛標(biāo)現(xiàn)象。

因此，為驗證電動涵道風(fēng)扇的性能指標(biāo)并評估其動力系統(tǒng)特性，設(shè)計了分布式電推進(jìn)飛機(jī)動力系統(tǒng)能源特性地面測試平臺。該平臺由推力測量系統(tǒng)和動力能源參數(shù)測量系統(tǒng)組成。

同時，為評估由6臺電動涵道所組成的分布式電推進(jìn)動力段的動力系統(tǒng)能源特性參數(shù)，從而更好地評估能源系統(tǒng)需求，為分布式電推進(jìn)飛機(jī)配電系統(tǒng)設(shè)計打好基礎(chǔ)，本測試平臺可擴(kuò)展為多涵道動力段能源特性地面測試平臺，可對由至多6臺電動涵道所組成的動力系統(tǒng)開展動力系統(tǒng)能源特性測試。

供電系統(tǒng)負(fù)責(zé)為涵道電機(jī)提供電能，根據(jù)參與選型的涵道風(fēng)扇的額定電壓與功率需求，使用了一臺15 kV·A(DC30 V/500 A)的可編程大功率穩(wěn)壓直流電源，可同時供應(yīng)6臺電壓小于30 V、功率在1.5 kW以下的電動涵道所需電能。

推力測量系統(tǒng)將涵道以推力方向豎直向下安裝于推力測試架上，使用力傳感器對涵道—臺架安裝組合體的總質(zhì)量進(jìn)行測量，在不同推力條件下，將測量的安裝組合體的總質(zhì)量的變化量視為推力大小的測量值。

動力能源系統(tǒng)參數(shù)測量系統(tǒng)主要對涵道在鋰電池電壓波動范圍(16.8～14.8 V)內(nèi),在不同推力大小下的干、支路電流進(jìn)行測量。并將前述力傳感器測量的安裝組合體質(zhì)量信號與各電流傳感器輸出的電流信號、電壓信號接入信號調(diào)理箱，經(jīng)過信號調(diào)理后使用每秒采樣25×10次的基于NI PXI的實時信號采集系統(tǒng)，在LabView軟件環(huán)境下進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。

2.2 氣動特性車載地面測試平臺

地面車載試驗作為一種較為簡便的工程測試方法，可以在飛機(jī)首飛前對飛機(jī)的升力特性、俯仰力矩特性及焦點(diǎn)的變化情況開展評估，確保首飛安全進(jìn)行。

設(shè)計并制作了分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動特性車載地面測試平臺，對驗證機(jī)的升力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩等力和力矩進(jìn)行工程測量。測試平臺安裝在載車的頂部，如圖9所示。測試平臺結(jié)構(gòu)使用鋁型材和不銹鋼制作，可根據(jù)試驗飛機(jī)的構(gòu)型對結(jié)構(gòu)進(jìn)行靈活調(diào)整，將驗證機(jī)的起落架與測試架上的力傳感器固連，從而將力通過杠桿傳至測力傳感器進(jìn)行采集。

圖9 DEP地面車載試驗平臺Fig.9 DEP ground based testbed

測量系統(tǒng)主要由測力傳感器、變送器、電流傳感器、信號采集卡和數(shù)據(jù)處理軟件組成，如圖10～圖12所示。在安裝后使用標(biāo)準(zhǔn)砝碼對力傳感器進(jìn)行標(biāo)定，校準(zhǔn)后系統(tǒng)測量誤差小于2%傳感器滿量程(Full Scale,FS)。

圖10 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.10 Data acquisition system

圖11 車頂測試架裝配圖Fig.11 Assembly diagram of vehicle mounting rack

圖12 測力傳感器裝配圖Fig.12 Assembly diagram of force sensors

測試平臺通過載車勻速行駛，模擬無人機(jī)在空中的飛行狀態(tài)，并通過對無人機(jī)的質(zhì)量進(jìn)行連續(xù)測量，得到其重量的變化量，并對各傳感器數(shù)據(jù)處理即可得到升力及俯仰、滾轉(zhuǎn)力矩的大小(抬頭為正，右滾轉(zhuǎn)為正)。測量原理公式為

=+++

(1)

=+

(2)

=+

(3)

(4)

(5)

=Δ+Δ+Δ+Δ

(6)

=×Δ-(-)×Δ

(7)

=×Δ-(-)×Δ

(8)

式中:為飛機(jī)總重測量值；、、、分別為左前、右前、左后、右后傳感器測量值;、、 W、分別為前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)、右側(cè)傳感器測量值之和；和分別為計算得到的重心在機(jī)身軸線方向與機(jī)翼展向的位置；為全機(jī)升力；為俯仰力矩；為滾轉(zhuǎn)力矩；；分別為傳感器左右間距與前后間距。

由于豎直方向安裝的測力計無法測量無人機(jī)的阻力數(shù)據(jù)，若需測量阻力數(shù)據(jù)則需要加裝六分量天平，限于試驗條件所限，此試驗中僅對升力和俯仰力矩數(shù)據(jù)進(jìn)行測量和分析。

值得注意的是，使用這種方法開展氣動評估需要考慮試驗車輛與飛機(jī)之間存在的氣動干擾，如前風(fēng)擋引起的上洗氣流影響如何消除，以及由于飛機(jī)剛性不足使得在利用起落架固定飛機(jī)時，飛機(jī)出現(xiàn)形變，產(chǎn)生內(nèi)應(yīng)力影響試驗結(jié)果等問題。

為妥善解決這些問題，在車輛前部加裝了隔板裝置，如圖13所示，通過測試與校準(zhǔn)，可降低上洗氣流對本地流場的影響至3°左右。同時為了提高機(jī)身剛度，在機(jī)身與測試架的連接處增加了剛性桿，提高了飛機(jī)的剛性，消除了內(nèi)應(yīng)力。

圖13 對上洗氣流遮蔽后的試驗平臺Fig.13 DEP ground based testbed with upwash screen

3 分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)耦合特性地面測試結(jié)果分析

3.1 動力系統(tǒng)能源特性地面測試平臺測試結(jié)果

首先，為了開展動力系統(tǒng)選型，比較不同規(guī)格動力系統(tǒng)的特性，對3款電動涵道風(fēng)扇開展了動力系統(tǒng)選型臺架試驗，參數(shù)如表2所示。在臺架試驗中，對3款電動涵道風(fēng)扇進(jìn)行了臺架推力測試，測量了其在不同工況下的電壓、電流、轉(zhuǎn)速、推力等參數(shù)，對其推力特性進(jìn)行了詳細(xì)的比較。

表2 備選電動涵道風(fēng)扇產(chǎn)品參數(shù)Table 2 EDF parameters

根據(jù)圖14～圖16可以看出，QX-6電動涵道風(fēng)扇由于在最大推力及效率方面落后于QX-12，不滿足選型需求，F(xiàn)MS由于各方面性能與QX-12相近，但在大推力狀態(tài)下效率較QX-12低，最大推力也較小，故最終選型結(jié)果為QX-12電動涵道風(fēng)扇。

圖14 EDF轉(zhuǎn)速-推力特性曲線Fig.14 Curves of rotational speed to thrust

圖15 EDF轉(zhuǎn)速功率特性曲線Fig.15 Curves of rotational speed to power consumption

圖16 EDF效率-功率特性曲線Fig.16 Curves of efficiency to power consumption

完成選型測試后，因為驗證機(jī)使用鋰電池供電，鋰電池的輸出電壓會根據(jù)其荷電狀態(tài)(State of Charge，SOC)及放電倍率不同，在16.8～14.8 V之間變化。為評估所選涵道風(fēng)扇在鋰電池供電狀態(tài)下的全電壓區(qū)間工作特性，使用動力系統(tǒng)地面測試平臺開展了測試評估，結(jié)果如圖17和圖18所示。

圖17 全電壓區(qū)間推力與功率的關(guān)系圖Fig.17 Throttle to power relation under Li-Po battery working voltage

圖18 全電壓區(qū)間力效與功率的關(guān)系Fig.18 Relation of efficiency to power under Li-Po battery working voltage

在電池工作電壓(14.5～16.8 V)范圍內(nèi)，隨電壓變化，電動涵道風(fēng)扇的功率及推力的變化基本呈線性，并且隨工作電壓增高，推力線斜率增大，但會伴隨著力效降低。在穩(wěn)定散熱狀態(tài)下，鋰電池電壓范圍為14.8～16.8 V時，最大推力范圍為1 150～ 1 475g，最大功率范圍為668～1 035 W，力效范圍為(1.71～1.42)g·W。在飛機(jī)鋰電池滿電狀態(tài)下，水平方向最大推力可達(dá)到35.4 kg,在鋰電池接近耗竭狀態(tài)下，可提供27.6 kg的推力。雖然實測各項性能指標(biāo)同標(biāo)稱性能存在差距，但仍可滿足總體設(shè)計階段提出的動力需求。

3.2 氣動特性車載地面測試平臺測試結(jié)果

在完成前述動力系統(tǒng)試驗后，根據(jù)選型結(jié)果將選取的涵道風(fēng)扇安裝于試驗驗證機(jī)上，搭建了分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動特性車載地面測試平臺，以期對動力系統(tǒng)所致的升力增量與氣動-推進(jìn)耦合關(guān)系開展初步探索。通過設(shè)計相應(yīng)的車載試驗，在不同速度(15,20,25) m/s，不同油門(0%,15%,20%,25%,30%,35%,45%)，不同氣流迎角(5°,9°,11°,16°,18°)下，對飛機(jī)的氣動特性開展了試驗評估。

試驗時，試驗人員駕駛試驗車輛模擬無人機(jī)的飛行速度進(jìn)行直線加速、勻速和減速行駛，模擬無人機(jī)在真實流場中的受力情況，獲得了大量的試驗數(shù)據(jù)。某車次的車載試驗獲得的部分?jǐn)?shù)據(jù)如圖19所示，可以看出，車載試驗所獲得的數(shù)據(jù)雖有誤差和波動但是基本穩(wěn)定在一定范圍內(nèi)，通過移動平均濾波處理可以得到該狀態(tài)下的無人機(jī)氣動力數(shù)據(jù)。

圖19 某車次試驗數(shù)據(jù)Fig.19 Data from one of ground tests

由于車身在試驗中對流場產(chǎn)生了影響，在基準(zhǔn)試驗中，通過比較迎角傳感器測量值與測試架與機(jī)身之間的幾何角度，發(fā)現(xiàn)車身導(dǎo)致了10°～12°的氣流上洗，影響了試驗結(jié)果的準(zhǔn)確。為盡量減少上洗氣流的影響，在車輛前部架設(shè)了上洗氣流遮蔽板，并且將飛機(jī)與車頂之間的孔洞做了遮蔽，將車身對來流迎角的影響降低至3°，并使用迎角傳感器測量實際來流迎角而非飛機(jī)與測試架之間的幾何夾角作為控制變量，從而測量在不同實際迎角下的升力與俯仰力矩。

圖20和圖21給出了經(jīng)過移動平均濾波處理與采用實際迎角坐標(biāo)后的在不同來流速度下，驗證機(jī)的升力和力矩隨推力的變化曲線。通過對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，可以歸納得出：

1) 推進(jìn)裝置的增升效果明顯，且全機(jī)氣動特性和推進(jìn)裝置存在較強(qiáng)的耦合關(guān)系，且與來流速度相關(guān)，如圖20所示。隨著推進(jìn)裝置的功率增加，升力也在增加。以油門大小為變量：在15 m/s速度下，相比無動力時的升力，有動力時小迎角段升力由約66 N提升至約142 N，增幅115%，中等迎角段升力由約170 N提升至約240 N，增幅約38%，大迎角段升力也可提升32%～38%；在20 m/s速度下，相比無動力時，有動力時小迎角段升力由約122 N提升至約210 N，增幅72%，中等迎角段升力由約227 N提升至約328 N，增幅約47%，大迎角段升力也可提升15%～25%；在25 m/s速度下，相比25%動力時，中等迎角段升力由約330 N提升至約380 N，增幅約 15%；但在大迎角區(qū)間，增加不明顯，其機(jī)理有待進(jìn)一步研究。

圖20 不同推力下的升力曲線Fig.22 Curves of lift to throttle

圖21 不同推力下的力矩曲線Fig.21 Curves of pitch moment to throttle

總的來說，分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)在一定程度上提升了機(jī)翼升力，特別是在低速小迎角情況下的增升效果較為明顯，且其對機(jī)翼的邊界層吸入可以有效減少氣流分離，有利于失速特性并可減少一定的阻力，相較于集中式動力布局體現(xiàn)出了明顯優(yōu)勢。

2) 對于本驗證機(jī)而言，由于推進(jìn)裝置對升力影響較大，可從圖21中可看出，隨著推力增加，各速度與迎角下飛機(jī)俯仰力矩(抬頭方向為正)出現(xiàn)了不同程度的降低，即出現(xiàn)低頭力矩。同時與巡航迎角下的理論計算焦點(diǎn)位置在距前翼前緣818 mm處相比，在對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行處理后，在20 m/s速度時，實際焦點(diǎn)位置后移至1 169.14 mm處，而25 m/s 時，更后移至1 441.98 mm處。

推進(jìn)裝置產(chǎn)生低頭俯仰力矩與氣動焦點(diǎn)后移現(xiàn)象的原因是由于推進(jìn)裝置所誘導(dǎo)的非線性升力增量比較明顯，且由于其后部動力單元與后機(jī)翼面積占比均比較大，在改變推力時，后翼面升力增加量較為明顯，氣動中心后移，最終影響飛機(jī)的穩(wěn)定性。這種現(xiàn)象是常規(guī)布局飛機(jī)所不具備的，因此在設(shè)計分布式電推進(jìn)飛機(jī)時，需要格外注意非線性升力增量對飛機(jī)穩(wěn)定性的影響，以及分布式動力單元的布置形式對氣動特性的影響，此外分布式電推進(jìn)動力系統(tǒng)所引起的非線性升力增量也對飛控系統(tǒng)設(shè)計提出了更高的要求，并需要在后續(xù)的研究中開展對其內(nèi)部機(jī)理的進(jìn)一步研究。

4 結(jié) 論

1) 通過分布式電推進(jìn)飛機(jī)氣動-推進(jìn)系統(tǒng)地面測試平臺設(shè)計，建立了分布式電推進(jìn)飛機(jī)動力系統(tǒng)能源特性地面測試平臺與氣動特性車載地面測試平臺，并開展了一系列試驗。

2) 完成了動力系統(tǒng)選型，選擇了適合驗證機(jī)的電動涵道推進(jìn)裝置，并對所選取的電動涵道在鋰電池全工作電壓下的效率與性能參數(shù)進(jìn)行了實測，實測值與標(biāo)稱值存在差距，但仍滿足設(shè)計需求。

3) 對分布式電推進(jìn)技術(shù)驗證機(jī)的氣動特性與氣動推進(jìn)耦合特性開展了初步的、有益探索，驗證了推力對升力的明顯增加作用，在特定狀態(tài)下升力較無動力狀態(tài)可增加115%，在中、小迎角下至少有40%以上的提升；同時發(fā)現(xiàn)了焦點(diǎn)后移的現(xiàn)象，為下一步開展更精細(xì)的風(fēng)洞試驗與氣動性能分析奠定了研究基礎(chǔ)。