傾轉機翼/旋翼機過渡姿態規劃分析

王宗輝,楊云軍

(1.中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074; 2.彩虹無人機科技有限公司, 北京 100074)

0 引言

傾轉旋翼機是一種結合了傳統直升機懸停能力和固定翼飛機高速巡航能力的先進飛行器,它優異的飛行性能使其既可以作為伴隨海軍中大型水面艦艇或陸軍野戰部隊的支援保障飛行平臺,又能成為復雜地形執行偵察打擊任務的有力武器。傾轉旋翼機在兼具2種傳統構型飛行器優點的同時,也存在諸多研發設計挑戰[1]。一方面,傾轉旋翼機在以直升機飛行模態下垂直起降或懸停時,旋翼與固定翼之間產生復雜的氣動干擾問題,導致飛機懸停性能和爬升性能下降,增加了傾轉旋翼機的功率損耗。另一方面,傾轉旋翼機在進行懸停模態到固定翼模態轉換過程中,傾轉旋翼、機身以及短艙存在復雜的姿態變換。

傳統構型傾轉旋翼機整段機翼固定于機身,這種構型導致在直升機懸停模態下,旋翼下洗氣流會碰撞到固定翼表面,產生“噴泉效應”,從而使整個飛行器的懸停效率下降[2-5]。為了提高傾轉旋翼機懸停效率,歐洲的ERICA項目中提到將機翼部分分為與機身連接的固定段以及隨短艙傾轉的旋轉段[6-7]。雖然后續眾多學者對帶有傾轉機翼段的傾轉機翼/旋翼機進行了懸停狀態氣動效率分析計算[3,8],但對它的傾轉過渡姿態規劃卻少有研究。

傾轉旋翼機的傾轉過渡狀態是一種帶有復雜氣動干擾的變構型飛行過程[9-12]。在傾轉過程中,飛行器前飛速度、旋翼槳距角、機身與固定翼迎角都會隨著短艙傾轉角的變化而變化。為了實現平穩過渡飛行,傾轉旋翼的拉力與機翼的升阻力需要保證在不同角度和飛行速度工況下達到動態平衡。Wang等[13]建立了針對共軸旋翼無人機的多飛行狀態縱向飛行平衡方法。Maisel等[14]在XV-15傾轉旋翼機報告中列舉了傾轉過程飛行數據,但沒有關于傾轉走廊方面的計算研究。曹蕓蕓[15]將傾轉走廊計算分為低速段和高速段,根據前飛速度過低可能導致機翼失速,以及前飛速度過高可能受到發動機功率限制等因素進行了傾轉角度-速度包線計算。陳皓[16]采用同樣方法計算了傳統構型傾轉旋翼機傾轉走廊,并研究了勻速、加速前飛狀態下飛行器傾轉過程的非定常氣動特性。左卓等[17]將傾轉走廊計算過程分為旋翼操縱段和非旋翼操縱段,并通過發動機需用功率進行了校核。Ma等[18]建立了包含推進方向、空速和飛行高度組合的三維傾轉走廊。目前對于傳統構型傾轉過渡狀態氣動干擾研究相對較多,但對于傾轉機翼/旋翼機傾轉走廊研究較少,并且對于傾轉過程前飛速度、旋翼槳距角、機身迎角姿態規劃研究更少。

本文中對機翼外段隨短艙傾轉的傾轉機翼/旋翼機進行了傾轉過渡狀態的計算分析。提出一種基于動量葉素理論的高速段傾轉角度-速度包線計算方法,采用低速時機翼失速限制和高速時旋翼可用功率限制來確定傾轉過渡走廊,對比了傳統構型傾轉旋翼機和傾轉機翼/旋翼機的傾轉過渡走廊差別。最后對2種構型傾轉旋翼機傾轉過渡狀態下前飛速度、機身迎角、旋翼槳距角姿態進行了規劃分析。

1 傾轉走廊計算模型

傾轉旋翼機在傾轉過渡過程中,需要滿足旋翼拉力水平分量能夠平衡整個飛行器阻力,同時機翼升力與旋翼拉力垂直分量需要保持與飛行器重力相等。在連續傾轉過程中,對應于每一個短艙傾角都存在一個前飛速度范圍。一方面前飛速度過低可能導致機翼失速,另一方面當前飛速度太高時,則會受到發動機可用功率、動力穩定性等條件限制[19]。本文中傾轉走廊低速段傾轉角度-速度包線計算方法參考文獻[15],而高速段采用一種基于動量葉素理論計算旋翼限制功率的方法來確定最大前飛速度。在此基礎上,通過對傳統構型計算模型的進一步改進來計算帶有傾轉機翼的新構型傾轉旋翼機傾轉走廊。

1.1 低速段傾轉走廊邊界

求低速段傾轉走廊邊界主要限制條件是整個傾轉過程中機翼不能發生失速情況。由于旋翼系統縱向周期變距的存在,傾轉旋翼機即使在懸停狀態,發動機短艙仍可以向前傾轉一定的角度[20]。因此,需要先求得傾轉過程起點的最大前傾角

(1)

式(1)中:in為發動機短艙角,其中短艙與機體水平線垂直時為90°,平行時為0°;a1為旋翼槳盤后倒角;xm、ym為旋翼槳轂中心相對飛行器重心得縱向和垂向距離。懸停時的最大后倒角可表示為

(a1)max=(-B1)max

(2)

式(2)中:B1為旋翼的縱向周期變距。圖1給出了飛行器傾轉過渡過程的受力分析圖,圖中αf為機身前飛迎角。

圖1 傾轉過程受力分析

傾轉旋翼機在傾轉過渡階段保持力的平衡關系需要滿足:

Tsin(in+a1+αf)+L=G

(3)

Tcos(in+a1+αf)=D

(4)

求低速段傾轉走廊邊界流程:首先,機身與固定翼部分采用機翼臨界失速迎角狀態,并采用CFD方法求得此時機身與固定翼部分升阻力與前飛速度的關系并擬合函數表達式L(v)、D(v);根據縱向周期變距以及旋翼槳轂中心相對飛行器重心的位置利用式(1)、式(2)求得懸停狀態最大前傾角,確定需求的短艙傾轉角in取值,進而得到in+a1+αf;最后將求得L(v)、D(v)、in+a1+αf代入方程(3)、(4)聯立求解得到該短艙傾轉角下的最小速度v以及旋翼拉力T。當機翼存在與短艙同時傾轉段時,L(v)、D(v)分別由2部分組成:

L(v)=L1(v)+L2(v)

(5)

D(v)=D1(v)+D2(v)

(6)

1.2 高速段傾轉走廊邊界

高速段傾轉過程同樣需要滿足升力與重力、前飛拉力與阻力的平衡關系,同時最大前飛速度還要受到旋翼前行槳葉壓縮性、后行槳葉失速效應以及旋翼可用功率等限制。在本文中基于動量葉素理論提出一種可計算不同來流夾角下旋翼功率的方法來確定最大前飛速度。

不同來流夾角下的動量理論計算公式可以表示為

(7)

葉素理論計算公式可以表示為

(8)

由上述動量葉素理論求得的功率P1只包括了誘導功率、廢阻功率和爬升功率,考慮到旋翼誘導速度的非均勻性,添加修正系數κ=1.15。型阻功率P2則可表示為[21]

(9)

式(9)中:σ為旋翼實度;Cd0為旋翼等效阻力系數(即槳葉典型剖面的常數阻力系數值);R為旋轉半徑。考慮到發動機功率損耗10%,實際旋翼總功率P應小于0.9Pe,其中Pe為發動機額定功率。

綜上所述,求高速段傾轉角度-速度包線功率限制表達式可寫為

P=κP1+P2≤0.9Pe

(10)

根據發動機短艙傾轉角的變化,通過高速段傾轉走廊邊界計算模型可以求得傾轉角度-速度包線,需要注意的是,高速段傾轉角度-速度包線上發動機短艙角45°對應的速度為中止速度,傾轉過程中飛行速度不能大于中止速度[22]。

通過建立的低速段、高速段傾轉走廊計算模型,以文獻[17]傾轉旋翼飛行器為例,計算其傾轉過渡走廊,并用文獻中仿真飛行軌跡進行對比校核,對比結果如圖2所示。通過對比可以發現本文中計算的傾轉走廊飛行速度能夠跟蹤上軌跡剖面,滿足飛行器的速度安全性指標。

圖2 傾轉走廊計算模型驗證

2 傾轉過程計算分析

采用如圖3的傳統構型傾轉旋翼機以及新構型傾轉機翼/旋翼機分別計算了它們的傾轉過渡走廊,并選擇一條傾轉角-速度過渡方案,對比分析了它們不同傾轉角度及前飛速度下旋翼槳距角和機身迎角姿態變化。

圖3中2種構型傾轉旋翼機外形差異在于傾轉機翼/旋翼機為減少懸停垂直起降狀態下旋翼與機翼面的氣動干擾,采用了部分機翼跟隨短艙傾轉方案。傾轉旋翼機旋翼有2片高扭轉槳葉,旋翼軸可向后傾轉5°,為擴大傾轉走廊計算寬度,襟副翼舵偏30°。其他主要參數如表1所示。

圖3 傾轉旋翼機模型

表1 傾轉旋翼機主要參數

2.1 最小速度計算流程

為了對比分析傾轉機翼部分占比對傾轉過渡走廊的影響,分別計算了無傾轉機翼構型A、傾轉1/3機翼構型B以及傾轉1/2機翼構型C的過渡走廊。

圖4 機身與固定段機翼升阻力

通過式(1)可以求得懸停時最大前傾角為80°,然后依次取in=60°、45°、30°、0°,將in、a1=5°、αf=12°代入式(3)、式(4),求得對應傾轉角下的最小速度如圖5所示。

圖5 低速段傾轉角-速度包線

2.2 最大速度計算流程

采用高速段傾轉角度-速度包線模型計算最大速度時,首先計算出機身加機翼在不同迎角αf(-6°～6°)下的升阻力,并擬合出關于速度v的函數如圖6、圖7,帶有傾轉機翼構型采用與2.1節同樣方法求得機身機翼總升阻力。

圖6 傳統構型不同迎角升力分布

圖7 傳統構型不同迎角阻力分布

由于縱向周期變距的原因,求最大速度時短艙傾轉角從95°開始,采用同樣的方法將傾轉角代入式(3)、式(4),首先采用最小迎角-6°時機身與機翼升阻力擬合函數,聯立方程求得速度,然后由式(4)可以求得此時的需用旋翼拉力,代入動量葉素理論計算程序可以求得此時槳距角以及功率,進而由校核式(10)檢驗功率是否在發動機限制功率范圍內,若滿足功率要求則此時求得的速度即該傾轉角度下的最大速度,若不滿足功率要求,則依次遞增代入其他迎角下的機身與機翼升阻力擬合函數,直到最終功率在限制范圍以內。最終求得的高速段傾轉角-速度包線如圖8所示。

圖8 高速段傾轉角-速度包線

綜合最大速度與最小速度,可以得到3種構型傾轉旋翼機的傾轉過渡走廊如圖9所示。

通過傾轉過渡走廊可以發現,隨著傾轉機翼段占比增加,傾轉過渡走廊變窄,飛行器傾轉操縱難度加大,安全性降低。由圖9可以看出,在傾轉過渡前期,傾轉機翼對低速段速度邊界影響較小,而對高速段速度邊界影響較大。在傾轉過渡小于45°的后期,傾轉機翼對低速段和高速段都具有較大影響,在即將完成傾轉過渡的0°短艙角狀態,傾轉1/2機翼構型前飛速度范圍為43～48 m/s,傾轉1/3機翼構型前飛速度范圍為41.7～51.2 m/s,傳統構型前飛速度范圍為39～57 m/s。考慮到傾轉1/2機翼構型C傾轉走廊過于狹窄,飛行器實際飛行過程中操縱難度過大,最終選擇無傾轉機翼構型A與傾轉1/3機翼構型B進行傾轉過程姿態規劃對比。

圖9 傾轉走廊分布

3 傾轉過程姿態規劃

如圖9規劃路徑所示,根據傾轉過渡走廊規劃A構型與B構型傾轉旋翼機短艙傾轉角-速度路徑如表2所示。

表2 傾轉過程速度規劃

以60°短艙傾轉角為例,假設縱向周期變距角取為0°,此時前飛速度35 m/s,機身迎角為αf,通過式(3)、式(4)得:

Dtan(60+αf)+L=4 000

(11)

如圖10所示,此時L(αf,v=35)、D(αf,v=35)取值與機身迎角αf(-6°～6°)相關,通過迭代可以分別求得此時2種構型機身前飛迎角αf,A=5°、αf,B=2°。由式(4)可以得到2種構型單邊需用旋翼拉力TA為1 200 N,TB為2 465 N。

圖10 前飛迎角計算曲線

將旋翼拉力、前飛速度、傾轉角度、機身迎角等參數代入動量葉素理論計算模型,通過牛頓迭代法求得對應工況下旋翼槳距角并通過功率限制式(10)進行校核。通過圖11可以發現,A構型槳距角θ0.75=8°,B構型槳距角θ0.75=12°。

圖11 旋翼槳距角計算曲線

采用同樣的方法可以對其他傾轉角過程進行迭代求解,整個計算流程如圖12所示。最終得到A構型與B構型傾轉旋翼機傾轉過程如表3所示。

通過傾轉過程可以發現,隨著傾轉旋翼機傾轉過渡開始,機身迎角以負迎角開始,產生前飛拉力分量。隨著傾轉角度變小,機身迎角和槳距角變大。在60°時存在一段過渡階段,在該階段由于垂直旋翼槳盤來流速度過小,導致機身需要采取大迎角來分擔垂直方向拉力。此時斜入流速度過大,大扭轉角旋翼槳葉容易發生失速,因此槳距角相應小幅度降低。在短艙角大于45°的傾轉過渡前期,帶有傾轉機翼段的B構型在相同的前飛速度以及短艙角狀態下,機身迎角相較于傳統構型整體降低約2°,而旋翼槳距角增大1°到4°范圍。B構型相較于A構型隨著傾轉角變小,差距越來越小,這是因為在小傾轉角的情況下,傾轉機翼部分以大迎角前飛,導致阻力過大,需要的槳距角同樣變大以提高旋翼拉力。機身部分為降低整體阻力,迎角也相應降低,當傾轉過渡過程接近完成時,2種構型差異越來越小,直到傾轉完成,傾轉角為0°時,2種構型完全重合,因此同樣前飛速度下,機身迎角和槳距角相同。

圖12 傾轉過程規劃流程圖

表3 傾轉過程姿態

4 結論

針對傾轉旋翼機復雜的傾轉過渡狀態,提出一種計算傾轉走廊的方法,在低速段滿足機翼不發生失速狀態確定傾轉角度-最小速度,在高速段根據發動機功率限制,采用斜入流動量葉素理論計算模型確定傾轉角度-最大速度。對比了傳統構型與傾轉機翼/旋翼機的傾轉走廊差異,最后對2種構型傾轉旋翼機進行了傾轉過程姿態規劃,得到如下結論:

1) 采用最大迎角機翼不失速限制與動量葉素理論求解功率限制相結合的方法能夠求得較高精度的傾轉走廊,該方法既可以用于傳統構型傾轉旋翼機工程研究,也可以用于帶有傾轉機翼等新構型傾轉旋翼機的探索研究。

2) 帶有傾轉機翼的傾轉機翼/旋翼機相較于傳統構型傾轉旋翼機具有更窄的傾轉走廊,并且隨著傾轉機翼占比的不斷擴大,傾轉走廊越來越窄,飛行器操縱性難度越來越大。在傾轉過渡前期,傾轉機翼對低速段速度邊界影響較小,而對高速段速度邊界影響較大,在傾轉過渡小于45°的后期,傾轉機翼對低速段和高速段都具有較大影響。

3) 在同樣的前飛速度和傾轉角飛行工況下,帶有傾轉機翼的傾轉機翼/旋翼機與傳統構型傾轉旋翼機傾轉過程姿態不同,帶有傾轉機翼構型更容易達到發動機功率最大限制,在傾轉前期與傳統構型的機身迎角以及旋翼槳距角差距更大,隨著傾轉過程接近完成,2種構型的飛行姿態接近相同,最后隨著傾轉角變為0°,2種構型姿態達到完全一致。