1、第 55 卷第 2 期2023 年 4 月Vol.55 No.2Apr.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究李健，朱清华，王昊，吴远航（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016）摘要：变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行
2、性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为 0.7R1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。关键词：倾转旋翼机；变直径旋翼；飞行性能；飞行动力学中图分类号：V212.4 文献标志码：A 文章编号：10052615（2023）02019309Research on Variable Diameter Scheme of Tiltrotor Aircraft
3、Based on Flight CharacteristicsLI Jian，ZHU Huaqing，WANG Hao，WU Yuanhang（National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，Nanjing 210016，China）Abstract:As a new configuration tilt rotor aircraft，the variable diameter tiltrotor aircraft can provide des
4、ign basis for the selection of variable diameter plan in the design stage according to the simulation results of its flight characteristics.In this paper，the flight performance calculation model and nonlinear flight dynamics model of variable diameter tiltrotor aircraft are established，and the proto
5、type is simulated.According to the parameter influence on flight performance and trim results，the rotor diameter variation range，diameter variation timing and diameter variation control strategy of the numerical example prototype are planned.Finally，the best rotor diameter variation range of the pro
6、totype is 0.7R1.15R.The best time to change the diameter is to complete the process of rotor diameter increase when flying forward in 360 km/h fixed wing mode，and complete the process of rotor diameter decrease when flying forward in 250 km/h fixed wing mode.At the same time，a variable cross-section
7、 twist tube type variable diameter rotor control strategy is designed based on Sikovsky variable diameter rotor.Key words:tiltrotor aircraft；variable diameter rotor；flight performance；flight dynamics倾转旋翼飞行器可垂直起降且航程和飞行速度都远大于直升机，在军事和民用运输中都具有极其重要的应用价值。倾转旋翼飞行器的旋翼设计是目前一个较为困难的问题，它需要兼顾两个模式下的飞行效率，因此通常在直升机模式
8、和固定翼模式都不能达到一个令人满意的结果1。为改善这一问题，变直径倾转旋翼机的概念应运而生。该新型旋翼设计概念指出，在直升机模式飞行时将直径DOI：10.16356/j.10052615.2023.02.003收稿日期：20220502；修订日期：20230320通信作者：朱清华，男，副教授，E-mail：。引用格式：李健，朱清华，王昊，等.基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究 J.南京航空航天大学学报，2023，55（2）：193201.LI Jian，ZHU Huaqing，WANG Hao，et al.Research on variable diameter scheme of ti
9、ltrotor aircraft based on flight characteristics J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics，2023，55（2）：193201.第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报变为最大的状态，在固定翼模式飞行时将旋翼变为最小的状态，这样可以同时改善旋翼在两个模式下的气动性能。变直径倾转旋翼机技术在国外发展较早，但也只是停留在相关技术探索研究层面，尚未有样机面世。从 20 世纪 60 年代开始，有学者提出了变直径旋翼概念2，同时说明了变直径旋翼对飞行性能的影响。同时美国
10、 Sikorsky 公司也对伸缩变直径桨叶旋翼展开了研究，并进一步将该技术与倾转旋翼机的研究相结合3。文献 4 提出了利用离心力驱动变直径的概念。文献 5 详细介绍了变直径旋翼的优点和几种设计方案。文献 6 针对变直径旋翼进行了一系列的风洞试验。文献 1 对变直径倾转旋翼进行了气动优化设计，并利用涡流理论方法对变直径倾转旋翼的悬停和巡航性能进行了计算。文献 7 研究了变直径旋翼和变转速旋翼对直升机性能的影响。中国国内众多学者对变直径倾转旋翼飞行器进行了理论研究。文献 8 计算了倾转过程中变直径旋翼的气动特性。文献 9 通过轴向涡流理论以倾转旋翼机 XV15为计算原型分析了其气动性能，并进一步地
11、分析了直径变化对其气动性能的影响。文献 10 基于改进的叶素动量理论建立了倾转旋翼机的气动特性分析模型。文献 11进行了变直径倾转旋翼试验模型的结构设计，设计了虚拟样机模型。文献 12 利用虚拟样机技术对变直径倾转旋翼的运动特性、动力学特性以及结构强度进行了仿真分析。目前变直径倾转旋翼机的研究主要集中在变直径旋翼气动性能优劣势研究和旋翼变直径机构研究方面，对于变直径倾转旋翼机变直径策略的相关研究较少。本文搭建了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和飞行动力学模型，以倾转旋翼机XV15 参数为参考，构建算例样机，寻找使主要飞行性能最佳的旋翼变直径量、对于飞行状态影响最小的变直径时机以及此时的操纵方式
12、。此方法可用于在变直径旋翼机设计过程中，为参数选择及后续变直径方案提供参考。1 基于性能的变直径量选择倾转旋翼机直升机模式下尽管具有前飞能力，但主要执行垂直起飞及悬停任务。因此本文基于直升机模式下悬停升限、固定翼模式下最大飞行速度、过渡模式下过渡走廊曲线 3 种主要飞行性能，研究旋翼直径变化量的最优范围。定义旋翼直径变化比R=RRb（1）式中：R为实际旋翼半径；Rb为基准旋翼半径，参考倾转旋翼机 XV15 取 3.81 m。样机主要总体参数见表 1，其他样机参数选取参考文献 13 中 XV15参数。1.1飞行性能计算模型对于倾转旋翼机各飞行模式，存在力平衡关系2Try+Tw=Dy+kG2Trx
13、=Dx+Dw（2）式中：Trx、Try为旋翼在水平和垂直方向的拉力分量；Dw、Tw为机翼在水平方向的阻力和垂直方向的拉力；Dx、Dy为机身其他部件水平方向和垂直方向的阻力；k为直升机模式垂直增重系数，反映旋翼下洗流对机身机翼的增重效应，固定翼模式时取1。倾转旋翼机各飞行状态均需保证功率平衡，即需用功率 Pxu需不超过可用功率 Pky，即Pxu Pky（3）Pky=hP（4）式中：为发动机功率传递系数，与飞行速度有关；h为发动机高空特性系数，与飞行高度有关。倾转旋翼机由于没有尾桨，因此需用功率主要来源于两副旋翼，而每副旋翼的需用功率主要分为 4 部分：型阻功率Ppr、诱导功率Pi和废阻功率Pp和
14、爬升功率Pc，即Pxu=Ppr+Pi+Pp+Pc=kp0(1+4.652)R2(R)3Cx78+T(kindvi+Vn)（5）式中：为旋翼实度，为空气密度，为旋翼转速，Cx7为桨叶特征剖面阻力系数；kp=kp0(1+4.652)为型阻功率修正系数，其中kp0表示型阻沿桨叶径向分布不均匀的修正系数，取 1.0514；=Vt/R为旋翼前进比，即平行于旋翼平面速度 Vt的无因次化。Vn为垂直于旋翼平面的速度；vi为旋翼诱导速度；kind表示旋翼诱导速度非均匀分布的修正系数，取 1.1515。定义旋翼拉力系数CT为表 1 样机主要总体参数Table 1 Main overall parameters
15、of prototype总体参数起飞质量 g/kg基准旋翼半径 Rb/m旋翼间距 Lrotor/m机翼面积 S/m2动力系统最大连续功率 Ne/kW机身长度 Lf/m数值5 8973.819.817.861 86412.83194第 2 期李健，等：基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究CT=T12R2()R2（6）定义旋翼特性诱导速度vh=RCT/2，且Vn=Vn/vh，Vt=Vt/vh，v i=vi/vh，根 据 动 量 理论16，旋翼诱导速度v i可由式（7）求得，即v 4i+2Vnv 3i+(V2n+V2t)v 2i=1（7）由此在知道飞行状态之后，可根据力平衡方程及式（6）求出拉力系
16、数，再由式（7）求出诱导速度，然后由桨叶翼型极曲线可得到桨叶特征剖面阻力系数。将拉力、桨叶特征剖面阻力系数、诱导速度代入式（5）即可求得旋翼需用功率。倾转过渡走廊，即在不同倾转角度下，倾转旋翼机的平飞速度范围，其分为低速段倾转角速度包线和高速段倾转角速度包线，本文在计算倾转旋翼机的过渡走廊时采用文献 13，1718 的计算模型。图 1为过渡走廊计算流程图，具体模型公式可参考文献 17。1.2模型验证本文以倾转旋翼机 XV15 倾转旋翼机为例，计算了直升机模式和固定翼飞机模式的部分性能参数以及过渡走廊。表 2 为性能计算值和实际值对比，图 2 为过渡走廊计算结果和实际结果对比。从对比结果可看出模型误差在可接受范围内，可用于后文计算分析。1.3飞行性能计算旋翼直径变化比 R取 0.651.25，计算不同旋翼直径下，直升机模式悬停升限 hmax和固定翼模式最大速度 Vmax随旋翼直径变化比 R变化曲线如图3、4所示。从图 3、4 可以看出：直升机模式下，随着旋翼直径增大，悬停升限呈先增后减趋势，在旋翼直径比 R为 1.15 时，悬停升限达到最大值。这是由于旋翼直径增大初期，旋翼诱导功率的减小