全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)發(fā)展中的作用

仲唯貴，黃建萍，張義濤

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.陸軍裝備部駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是一種結(jié)合了直升機(jī)和定翼機(jī)特點(diǎn)的旋翼飛行器，既具有普通直升機(jī)垂直起降和空中懸停的能力，又具有定翼機(jī)的高速巡航飛行能力。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)因其速度快、航程遠(yuǎn)的構(gòu)型特點(diǎn)，成為直升機(jī)高速化發(fā)展的重要方向。國(guó)外傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)發(fā)展經(jīng)歷了XV-3和XV-15兩型驗(yàn)證機(jī)的研發(fā)、試驗(yàn)和試飛，完成了飛行原理、飛行性能和任務(wù)能力的驗(yàn)證。在傾轉(zhuǎn)旋翼技術(shù)經(jīng)過必要驗(yàn)證并趨于成熟后，于1983年4月開始V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的裝備研發(fā)。目前V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)已裝備超過400架，累計(jì)飛行時(shí)間超過60萬小時(shí)。歐洲正在進(jìn)行民用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)AW609的適航取證工作，并開展下一代傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研發(fā)工作。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的構(gòu)型特點(diǎn)帶來復(fù)雜的氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)問題，設(shè)計(jì)過程中需要通過風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行研究和解決。因此，在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)發(fā)展的不同階段，風(fēng)洞試驗(yàn)都是必不可少的研究手段。特別是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，在提前暴露設(shè)計(jì)問題、事故定位、完善設(shè)計(jì)、氣動(dòng)特性研究等方面發(fā)揮了重要作用。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)構(gòu)成復(fù)雜、測(cè)試參數(shù)眾多，要完成具有良好效果的風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)難度大、風(fēng)險(xiǎn)高、周期長(zhǎng)。本文對(duì)各型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)開展的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了總結(jié)，并分析了全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)在技術(shù)發(fā)展中的作用，為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)技術(shù)發(fā)展提供借鑒和參考。

1 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞方法

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)有兩種實(shí)現(xiàn)方法，即采用真實(shí)試飛樣機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)和縮比試驗(yàn)臺(tái)風(fēng)洞試驗(yàn)。

1.1 試飛樣機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

采用真實(shí)試飛樣機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)以發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，通過在機(jī)體結(jié)構(gòu)上設(shè)計(jì)支撐和連接點(diǎn)進(jìn)行風(fēng)洞安裝。試驗(yàn)系統(tǒng)大部分采用機(jī)上系統(tǒng)，通過臺(tái)架天平能夠測(cè)量整機(jī)六力素；機(jī)上載荷和振動(dòng)通過加裝應(yīng)變片和振動(dòng)傳感器測(cè)量；試驗(yàn)控制通過機(jī)上飛控系統(tǒng)控制。以真實(shí)試飛樣機(jī)開展風(fēng)洞試驗(yàn)不需要重新研制試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，?duì)試驗(yàn)臺(tái)和試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)的需求也有所降低。試驗(yàn)不需要縮比，因此試驗(yàn)?zāi)軌蚍从撑c真實(shí)飛行環(huán)境相近的氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)特性、載荷和振動(dòng)水平等；同時(shí)，由于采用機(jī)上原有系統(tǒng)，能夠在試驗(yàn)中反映機(jī)上系統(tǒng)工作的可靠性和協(xié)調(diào)。但是，能否開展真實(shí)樣機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)會(huì)受到已有風(fēng)洞尺寸的限制，需要具有大型風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)；同時(shí)采用發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力和機(jī)上系統(tǒng)使試驗(yàn)更為復(fù)雜，造成試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)增加。XV-3和XV-15兩型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的技術(shù)驗(yàn)證機(jī)開展了試飛樣機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究(見圖1)。

圖1 試飛樣機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖

1.2 縮比試驗(yàn)臺(tái)風(fēng)洞試驗(yàn)

縮比試驗(yàn)臺(tái)風(fēng)洞試驗(yàn)以電機(jī)為動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，研制專用或通用風(fēng)洞試驗(yàn)臺(tái)和測(cè)試系統(tǒng)。由于需要進(jìn)行縮比試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)?zāi)康目紤]相似性準(zhǔn)則，對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮囼?yàn)控制系統(tǒng)進(jìn)行專門研制。相比于真實(shí)樣機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，不受機(jī)身機(jī)構(gòu)和改裝限制，因此能夠測(cè)量的參數(shù)可以更多，可以在機(jī)身、旋翼、機(jī)翼、尾面和舵面等部位安裝天平進(jìn)行氣動(dòng)力的準(zhǔn)確測(cè)量，同時(shí)可以在機(jī)身、機(jī)翼、尾面等氣動(dòng)部件布置壓力傳感器進(jìn)行壓力分布測(cè)量。相比于真實(shí)樣機(jī)機(jī)上復(fù)雜的系統(tǒng)和設(shè)備，縮比試驗(yàn)臺(tái)風(fēng)洞試驗(yàn)可以簡(jiǎn)化系統(tǒng)，試驗(yàn)難度會(huì)降低，試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)相對(duì)真實(shí)樣機(jī)也會(huì)變小。但是，試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比后與真實(shí)樣機(jī)會(huì)存在差異，在相似準(zhǔn)則條件的約束下，要開展?jié)M足多種相似條件的氣彈耦合穩(wěn)定性試驗(yàn)或響應(yīng)試驗(yàn)難度較大。V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制過程中開展了縮比全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)(見圖2)。

圖2 縮比試驗(yàn)臺(tái)風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖

2 國(guó)外傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 XV-3傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

XV-3傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)項(xiàng)目始于1953年10月，共開展了四個(gè)階段的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，均在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺風(fēng)洞中完成(見圖3)。

圖3 XV-3全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

首次全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)在1957年9月開展，針對(duì)試飛中出現(xiàn)的問題，將驗(yàn)證機(jī)的三片槳葉鉸接式旋翼改為了兩片槳葉的擺振剛硬旋翼，通過風(fēng)洞試驗(yàn)研究改進(jìn)旋翼后的性能和動(dòng)力學(xué)特性。風(fēng)洞試驗(yàn)表明更換旋翼后消除了旋翼不穩(wěn)定性問題，之后轉(zhuǎn)入飛行驗(yàn)證。第二次全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究短艙振動(dòng)問題原因和改進(jìn)設(shè)計(jì)效果，改進(jìn)設(shè)計(jì)包括縮小旋翼直徑、增大機(jī)翼剛度以及提升旋翼操縱剛度。風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了改進(jìn)設(shè)計(jì)可實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)的穩(wěn)定性目標(biāo)，之后順利完成了傾轉(zhuǎn)過渡試飛。1962年6月，在軍方對(duì)XV-3完成了正式飛行評(píng)估后，開展了第三輪風(fēng)洞試驗(yàn)，研究定翼機(jī)模式高速飛行穩(wěn)定性的提升方法。在增加了短艙和機(jī)翼剛度后，飛行速度提升到287 km/h才出現(xiàn)氣彈不穩(wěn)定現(xiàn)象，但是最大飛行速度仍然與直升機(jī)相當(dāng)。在XV-3驗(yàn)證項(xiàng)目完成后，為進(jìn)一步掌握傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性，啟動(dòng)了第四次全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)內(nèi)容包括高速飛行狀態(tài)穩(wěn)定性提升方案研究和理論分析方法的有效性驗(yàn)證。在1968年11月進(jìn)行最大風(fēng)速約370 km/h的試驗(yàn)時(shí)，由于翼尖勞損導(dǎo)致兩副旋翼松脫而使XV-3試驗(yàn)機(jī)毀壞，但試驗(yàn)內(nèi)容和目標(biāo)均已達(dá)成。

XV-3傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)四個(gè)階段的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，前兩次是為解決試飛過程中出現(xiàn)的問題，保證試飛順利推進(jìn)而開展，后兩次是為了研究?jī)A轉(zhuǎn)旋翼機(jī)特性，提升性能潛力而開展。

2.2 XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制項(xiàng)目啟動(dòng)于1973年9月，是滿足軍用或商用驗(yàn)證需求的最小尺寸的概念驗(yàn)證機(jī)。在項(xiàng)目策劃初期即制定了全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究計(jì)劃，在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺風(fēng)洞中進(jìn)行，因此全機(jī)尺寸能夠滿足在40×80英尺風(fēng)洞中完成氣動(dòng)、載荷和系統(tǒng)性能的試驗(yàn)要求(見圖4)。

圖4 XV-15全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

在XV-15研制階段設(shè)計(jì)了在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)進(jìn)行無人控制的工作方式，預(yù)留了風(fēng)洞支架的安裝位置和遙測(cè)設(shè)備的安裝接口。風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)通過機(jī)外油源直接連接發(fā)動(dòng)機(jī)供油，不通過機(jī)上油箱，在進(jìn)入風(fēng)洞前排干了機(jī)上油箱并填充了氮?dú)?。為了保證風(fēng)洞試驗(yàn)的安全，利用地面系留試驗(yàn)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的操縱人員進(jìn)行了訓(xùn)練；將飛行模擬數(shù)學(xué)模型更改為表征風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)學(xué)模型，模擬遙控狀態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)以評(píng)估應(yīng)急處置程序的合理性；識(shí)別出在直升機(jī)模式高速飛行時(shí)雙發(fā)同時(shí)失效是唯一會(huì)產(chǎn)生危險(xiǎn)情況的故障，制定了避免出現(xiàn)破壞性載荷的應(yīng)急程序，要求在雙發(fā)失效的5秒內(nèi)減少短艙攻角。共進(jìn)行了54個(gè)小時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)，完成了不同的短艙角和風(fēng)速的試驗(yàn)，測(cè)量參數(shù)包括通過風(fēng)洞天平系統(tǒng)測(cè)量靜態(tài)氣動(dòng)力和力矩，通過機(jī)上系統(tǒng)測(cè)量結(jié)構(gòu)載荷和飛參，在控制室實(shí)時(shí)監(jiān)控溫度、壓力和靜動(dòng)態(tài)載荷參數(shù)等。

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中機(jī)上部件和系統(tǒng)表現(xiàn)良好，出現(xiàn)的一些小問題包括：短艙下限動(dòng)失效、機(jī)頭空速管振動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)滑油滲漏等。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的最大問題是直升機(jī)模式前飛和部分過渡狀態(tài)下尾面的載荷過大。XV-15風(fēng)洞試驗(yàn)的時(shí)間安排在完成首飛之后、擴(kuò)展飛行包線之前，通過試驗(yàn)檢驗(yàn)整機(jī)和系統(tǒng)，并且獲得準(zhǔn)確的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，避免試飛風(fēng)險(xiǎn)。

2.3 V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在1983年4月開始設(shè)計(jì)，在1984年至1988年的研制期間，采用縮比模型試驗(yàn)的方式，開展了7輪的半模和全模的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究。試驗(yàn)主要在波音的垂直起降飛機(jī)風(fēng)洞和NASA的跨音速動(dòng)力學(xué)風(fēng)洞完成(見圖5)。

圖5 0.2縮比V-22模型在波音垂直起降試驗(yàn)風(fēng)洞的試驗(yàn)

開展的試驗(yàn)包括直升機(jī)模式、過渡狀態(tài)和定翼機(jī)模式的氣彈穩(wěn)定性、旋翼載荷、機(jī)體振動(dòng)等內(nèi)容。為了基于縮比模型試驗(yàn)獲得氣彈穩(wěn)定性、載荷等試驗(yàn)?zāi)康?，試?yàn)?zāi)Ｐ托枰ＷC動(dòng)力學(xué)和馬赫數(shù)的相似，因此在試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱兄粕祥_展了大量工作。前期獲得的試驗(yàn)結(jié)果用于評(píng)估設(shè)計(jì)結(jié)果和指導(dǎo)設(shè)計(jì)改進(jìn)；后期試驗(yàn)通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了與全尺寸設(shè)計(jì)相似條件下，在設(shè)計(jì)速度內(nèi)特有回轉(zhuǎn)顫振不穩(wěn)定問題具有足夠的飛行安全邊界。

2000年11月，在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺風(fēng)洞中，開展了0.25縮比的全模V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究。研制了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)專用試驗(yàn)臺(tái)，用于獲得傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的噪聲數(shù)據(jù)，旋翼和整機(jī)性能，槳葉結(jié)構(gòu)載荷，流場(chǎng)數(shù)據(jù)，機(jī)翼壓力等數(shù)據(jù)(見圖6)。試驗(yàn)臺(tái)通過兩臺(tái)電機(jī)驅(qū)動(dòng)，采用特殊設(shè)計(jì)的等速萬向鉸槳轂，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)與V-22相似；槳葉采用基于柔性梁的雙路載荷傳遞構(gòu)型，槳葉1階彈性模態(tài)(揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn))與V-22的頻率相似。試驗(yàn)臺(tái)的測(cè)試系統(tǒng)包括兩側(cè)旋翼天平、機(jī)身天平、旋翼槳葉壓力傳感器、機(jī)翼壓力分布測(cè)量系統(tǒng)等，并進(jìn)行流場(chǎng)和聲場(chǎng)測(cè)量。在獲得研究數(shù)據(jù)的同時(shí)，研制的試驗(yàn)臺(tái)能夠成為傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動(dòng)機(jī)理研究的專用工具。

圖6 0.25縮比V-22模型在NASA 40×80英尺風(fēng)洞的試驗(yàn)

2.4 歐洲下一代傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)計(jì)劃(ERICA)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)

在歐盟第六框架下的創(chuàng)新競(jìng)爭(zhēng)高效傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)集成計(jì)劃項(xiàng)目(NICETRIP)中，研制了旋翼機(jī)提升創(chuàng)新概念(ERICA)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的1：5縮比模型，分別在DNW-LLF風(fēng)洞和ONERA-S1風(fēng)洞中開展低速和高速的風(fēng)洞試驗(yàn)研究(見圖7)。

圖7 ERICA縮比試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮贒NW-LLF風(fēng)洞試驗(yàn)

縮比試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槿珯C(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀ＤＰ托碛刹贾迷跈C(jī)身的兩臺(tái)空氣馬達(dá)經(jīng)過中間減速器和旋翼減速器進(jìn)行驅(qū)動(dòng)。模型旋翼構(gòu)型在全尺寸的萬向鉸旋翼構(gòu)型基礎(chǔ)上進(jìn)行了簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)，采用了無鉸式的槳轂構(gòu)型，通過自動(dòng)傾斜器進(jìn)行總距和周期操縱。試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷亩膛摵蜋C(jī)翼外段可實(shí)現(xiàn)分別傾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒倏v量有16個(gè)，包括旋翼總距和周期操縱6個(gè)、外端機(jī)翼傾轉(zhuǎn)2個(gè)、短艙傾轉(zhuǎn)2個(gè)、襟翼2個(gè)、副翼2個(gè)、升降舵1個(gè)、方向舵1個(gè)，試驗(yàn)時(shí)將重心處的全機(jī)六力素配平到零。測(cè)試系統(tǒng)包括：通過旋翼天平測(cè)量旋翼六力素和扭矩；通過機(jī)身天平測(cè)量整機(jī)六力素；通過尾面天平測(cè)量尾面六力素；通過一分量天平測(cè)量襟副翼、升級(jí)舵和方向舵的力矩；通過應(yīng)變傳感器測(cè)量旋翼槳轂彎矩、槳葉載荷、作動(dòng)器載荷；通過壓力傳感器測(cè)量模型機(jī)身和機(jī)翼表面的靜動(dòng)態(tài)壓力等。每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)測(cè)量的參數(shù)超過800個(gè)。

ERICA縮比試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中完成了直升機(jī)模式、過渡飛行模式和定翼機(jī)模式的試驗(yàn)，超過400個(gè)飛行狀態(tài)試驗(yàn)點(diǎn)，并進(jìn)行了過渡走廊的邊界研究。通過試驗(yàn)積累了豐富的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可用于傾轉(zhuǎn)旋翼載荷預(yù)估方法驗(yàn)證、全機(jī)氣動(dòng)特性驗(yàn)證、旋翼動(dòng)力學(xué)研究、機(jī)翼動(dòng)態(tài)載荷預(yù)估方法驗(yàn)證、飛行力學(xué)建模的數(shù)據(jù)支撐等。

3 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的作用

3.1 氣彈穩(wěn)定性研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼、短艙和機(jī)翼構(gòu)成氣彈耦合系統(tǒng)。對(duì)于定翼機(jī)模式的高速飛行狀態(tài)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)計(jì)中必須要重點(diǎn)考慮旋翼、短艙和機(jī)翼的氣彈耦合不穩(wěn)定問題，特別是回轉(zhuǎn)顫振不穩(wěn)定問題?；剞D(zhuǎn)模態(tài)不穩(wěn)定產(chǎn)生的主要原因是旋翼的力和力矩與柔性機(jī)翼/短艙結(jié)構(gòu)的耦合。由于大尺寸旋翼的槳葉彈性運(yùn)動(dòng)和萬向鉸運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)激勵(lì)作用，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)回轉(zhuǎn)顫振不穩(wěn)定問題相較螺旋槳飛機(jī)更為嚴(yán)重，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼和機(jī)翼設(shè)計(jì)產(chǎn)生極大的影響，并最終影響傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行速度、航程和商載。由于回轉(zhuǎn)顫振不穩(wěn)定性的災(zāi)難性特性，在設(shè)計(jì)時(shí)傾向于采用更大的回轉(zhuǎn)顫振安全性邊界。保守設(shè)計(jì)的原因之一是對(duì)回轉(zhuǎn)顫振問題預(yù)測(cè)的精確度不夠。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的回轉(zhuǎn)顫振不穩(wěn)定性問題在XV-3的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)并通過風(fēng)洞試驗(yàn)研究了解決措施。在XV-15、V-22等傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的研制中，通過全尺寸或縮比試驗(yàn)對(duì)這一問題進(jìn)行了重點(diǎn)研究和驗(yàn)證。因此，基于包括旋翼、短艙和機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，開展高速飛行狀態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性試驗(yàn)，能夠測(cè)量固定面的顫振速度特性、抖振載荷等，并且優(yōu)化氣彈不穩(wěn)定速度，可以獲得較準(zhǔn)確的穩(wěn)定性邊界結(jié)果，并可對(duì)提供穩(wěn)定邊界的技術(shù)手段進(jìn)行研究。

3.2 全機(jī)氣動(dòng)特性研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)存在直升機(jī)模式、過渡模式以及定翼機(jī)模式三種飛行模式，不同飛行模式下旋翼、機(jī)翼、機(jī)身等氣動(dòng)部件工作的氣動(dòng)環(huán)境不同，并且存在氣動(dòng)部件之間的相互氣動(dòng)干擾作用，對(duì)飛行性能、品質(zhì)和載荷產(chǎn)生極大的影響。在直升機(jī)和過渡飛行模式下，存在旋翼下洗流場(chǎng)對(duì)機(jī)翼和機(jī)身、旋翼下洗流場(chǎng)對(duì)尾面的氣動(dòng)干擾作用。特別是懸停狀態(tài)，由旋翼下洗流場(chǎng)與機(jī)翼相互作用產(chǎn)生的特殊的“噴泉效應(yīng)”問題，生成機(jī)理復(fù)雜，產(chǎn)生的機(jī)翼向下載荷會(huì)降低起飛重量，從而嚴(yán)重影響飛行性能。

為了分析傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行性能、品質(zhì)和載荷，建立準(zhǔn)確的分析模型，除了需要旋翼、機(jī)翼、機(jī)身、尾面等孤立部件的模型或氣動(dòng)特性，還需要旋翼、機(jī)翼、機(jī)身相互氣動(dòng)干擾狀態(tài)的氣動(dòng)特性。目前，通過理論分析和數(shù)值計(jì)算進(jìn)行準(zhǔn)確的預(yù)估還存在難度。因此，通過開展模型的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得包括旋翼、機(jī)翼、機(jī)身等部件的氣動(dòng)特性以及全機(jī)氣動(dòng)干擾特性，可為建模提供數(shù)據(jù)，并為氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供有效的指導(dǎo)。

3.3 載荷和振動(dòng)研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)載荷和振動(dòng)都存在特殊性。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)采用萬向鉸構(gòu)型的旋翼系統(tǒng)，存在與直升機(jī)相同的槳葉、槳轂以及操縱載荷預(yù)估問題，旋翼系統(tǒng)各部件載荷表現(xiàn)為高頻的動(dòng)態(tài)交變載荷，且由于旋翼槳葉的擺振剛硬特性，會(huì)帶來較大的槳葉動(dòng)態(tài)載荷和較高的槳轂振動(dòng)水平。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)由于存在直升機(jī)、過渡和定翼機(jī)三種飛行模式，其振動(dòng)源既包括了旋翼系統(tǒng)、傳動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)部件振動(dòng)，也包括了機(jī)翼、尾面的振動(dòng)，同時(shí)也包括了由于旋翼尾流對(duì)機(jī)翼、尾面的氣動(dòng)干擾影響產(chǎn)生的額外振動(dòng)。因此，直升機(jī)和定翼機(jī)的振動(dòng)問題在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)上都會(huì)存在，并且過渡飛行狀態(tài)是振動(dòng)水平最高的狀態(tài)。

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼動(dòng)部件載荷特性以及引起的復(fù)雜振動(dòng)問題，是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的主要內(nèi)容之一。通過傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，可以獲得較全面的旋翼槳葉、槳轂、操縱、機(jī)翼、舵面等全機(jī)部件的載荷特性，并能夠根據(jù)動(dòng)載荷的水平、載荷傳遞等研究不同部件的振動(dòng)特性。獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)可用于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)載荷分析方法的驗(yàn)證，以及振動(dòng)抑制方法的研究。

3.4 全機(jī)氣動(dòng)噪聲研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的噪聲源包括了旋翼槳葉的靜態(tài)、周期和隨機(jī)載荷，以及高槳尖馬赫數(shù)下的流場(chǎng)空間壓縮效應(yīng)和非線性氣動(dòng)特性。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)顯著的構(gòu)型特征影響了其噪聲特性，不同飛行模態(tài)下的旋翼和尾跡與常規(guī)直升機(jī)和定翼機(jī)都不同，同時(shí)存在短艙傾轉(zhuǎn)自由度，會(huì)改變旋翼的氣動(dòng)特性，從而改變?cè)肼曁匦浴?/p>

與直升機(jī)相比，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)噪聲特性存在較多的不同。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有更高的槳盤載荷和極大的槳葉扭轉(zhuǎn)角，帶來旋翼尾跡和槳葉載荷的變化，產(chǎn)生旋翼噪聲特性的不同；傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)雙旋翼產(chǎn)生噪聲，噪聲信號(hào)的相位產(chǎn)生變化，并且旋翼和短艙方位相對(duì)觀測(cè)點(diǎn)可變；傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/機(jī)翼的氣動(dòng)干擾帶來較大的流場(chǎng)變化，特別是懸停狀態(tài)特有的“噴泉效應(yīng)”，產(chǎn)生較大噪聲水平；定翼機(jī)模式下，旋翼槳尖與機(jī)身近距離通過，噪聲傳播特性對(duì)機(jī)身影響較大，并且槳尖渦與機(jī)身作用產(chǎn)生新的噪聲。

通過孤立的傾轉(zhuǎn)旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)可以研究部分傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)噪聲特性，但是雙旋翼、旋翼/機(jī)翼氣動(dòng)干擾、旋翼/機(jī)身干擾等帶來的噪聲特性改變需要通過全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行研究。通過傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得較全面的噪聲試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可為理論分析方法驗(yàn)證、聲源特性研究和降噪設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。

4 結(jié)束語

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)經(jīng)歷技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的研發(fā)、裝備的研發(fā)到大規(guī)劃裝備及戰(zhàn)場(chǎng)應(yīng)用，已證明了其獨(dú)特的飛行性能優(yōu)勢(shì)。在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)發(fā)展的不同階段，基于提前暴露問題、事故定位、完善設(shè)計(jì)、特性研究等原因開展了大量的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)。相比于旋翼、機(jī)身、機(jī)翼等孤立部件的風(fēng)洞試驗(yàn)，全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)眾多，試驗(yàn)過程復(fù)雜，但是可以在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣彈穩(wěn)定性、全機(jī)氣動(dòng)特性、載荷和振動(dòng)、全機(jī)氣動(dòng)噪聲等方面提供較為全面的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)在掌握傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)構(gòu)型特點(diǎn)，建立不同學(xué)科的設(shè)計(jì)手段，提升性能，降低設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)方面發(fā)揮不可替代的作用。