傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器

1、傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的論證與研究1傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器概述1.1 歷史沿革；傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是一種介于固定翼飛機與普通直升機之間的一種新型飛行 器。是由直升機發(fā)展而來，是為解決直升機速度較慢問題而衍生出的一種新型結(jié) 構(gòu)飛行器，是未來直升機發(fā)展的必然趨勢。1.2 典型應(yīng)用；傾轉(zhuǎn)旋翼機能完成直升機所能完成的一切任務(wù)，由于其速度快、航程遠(yuǎn)、有 效載荷較大等優(yōu)點，因此它特別適合執(zhí)行兵員/裝備突擊運輸、戰(zhàn)斗搜索和救援、 特種作戰(zhàn)、后勤支援、醫(yī)療后撤、反潛等方面的任務(wù)。除此之外，在民用運輸方面，由于常規(guī)直升機經(jīng)濟性差、速度較小、振動大， 因而作為一種運輸工具受到了很大限制。而傾轉(zhuǎn)旋翼機的飛行速度與支線客機相 近，可在沒

2、有機場的任何地區(qū)執(zhí)行運輸任務(wù)，特別適用于經(jīng)濟不發(fā)達(dá)地區(qū)的開發(fā) 和建設(shè)，可以局部替代支線客機成為現(xiàn)代化空中運輸網(wǎng)的一個重要組成部分，在商業(yè)上具有極高的價值，它不僅解決部分空港和跑道擁擠問題及邊遠(yuǎn)地區(qū)的運輸 問題，而且其運輸成本要比常規(guī)直升機和固定翼飛機低得多。1.3 傾轉(zhuǎn)旋翼機定義；傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是在機翼兩端各安裝一可變向的旋翼推進(jìn)裝置，整個推進(jìn)裝置可以繞機翼軸由朝上與朝前之間轉(zhuǎn)動變向，并能固定在所需方向，因此能產(chǎn)生向上的升力或向前的推力。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器兼顧了固定翼飛機和直升機的優(yōu)點，可以如普通直升機一樣垂直起降和在空中懸停，又可以像固定翼飛機一樣以較高 的速度進(jìn)行巡航飛行。當(dāng)旋翼飛行器推進(jìn)裝置

3、垂直向上時，旋翼軸垂直于地面， 呈橫列式直升機飛行狀態(tài)，并可在空中懸停、前后飛行和側(cè)飛；需要平飛時，其 操作系統(tǒng)可改變旋翼上升力的大小和旋翼升力的傾轉(zhuǎn)方向，以使飛機保持或改變飛行狀態(tài)。在起飛之后，推進(jìn)裝置可轉(zhuǎn) 90 度到水平位置，呈水平狀態(tài)，旋翼當(dāng) 作拉力螺旋槳使用，像固定翼飛機一樣依靠機翼產(chǎn)生升力飛行傾轉(zhuǎn)旋翼機是一種 性能獨特的旋翼飛行器。它既具有普通直升機垂直起降和空中懸停的能力， 又具 有渦輪螺旋槳飛機的高速巡航飛行的能力。因為傾轉(zhuǎn)旋翼飛機具有技術(shù)復(fù)雜，研制周期長，耗資巨大等特點。目前大多數(shù)國家對其的研究還只停留于理論階段。目前只有美軍的 v-22 “魚鷹”正式投入 了使用，所以本文以

4、v-22 “魚鷹”為例對傾轉(zhuǎn)旋翼機進(jìn)行論證和研究2傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器模型結(jié)構(gòu)2.1 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器結(jié)構(gòu)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器由機身、發(fā)動機艙、旋翼、可變向旋翼推進(jìn)裝置、尾翼、機翼和起落架幾部分組成。其中，旋翼、可變向旋翼推進(jìn)裝置和機翼顯示了傾轉(zhuǎn)旋 翼飛行器的結(jié)構(gòu)特點 2.1.1 旋翼部分旋翼是一個單獨的系統(tǒng)，也是傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器最重要的組成部分，它肩負(fù)著 飛行器飛行時所需的推進(jìn)、負(fù)重和操控 3 種功能。旋翼是飛行器的關(guān)鍵部件，其 作用主要由以下幾點：1. 產(chǎn)生向上的拉力克服重力，類似于固定翼飛機機翼的作用。2. 產(chǎn)生向前的水平分力使飛行器前進(jìn)，類似于固定翼飛機的發(fā)動機。3.產(chǎn)生其他分力及力矩使飛行器保持平衡

5、或做機動飛行，類似于操縱面的作 用。2.1.2 機翼部分機翼于傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器中的功能主要是保證動力裝置與機身的連接和在飛 行器有水平向前的速度分量時為飛行器提供部分升力。為保證飛行器平衡，兩個 推進(jìn)裝置會對飛行器產(chǎn)生相反的扭矩，所以要求機翼擁有較大的強度2.1.3 可變向旋翼推進(jìn)裝置可變向旋翼推進(jìn)裝置是區(qū)別旋翼飛行器與直升機的關(guān)鍵所在。 直升機的操縱 大多采用自動傾轉(zhuǎn)器使槳葉的漿距角作周期性變化，從而改變氣動合力方向。如 懸停是旋轉(zhuǎn)的旋翼產(chǎn)生的力是垂直向上的力，此時直升機并不會向前移動。當(dāng)需 要向前移動時，旋翼向機體縱軸方向略微傾轉(zhuǎn)，同時機身低頭，即產(chǎn)生了一個向 前的力，是直升機向前飛行。2.

6、1.4 尾翼部分尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升 降舵組成。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可動的方向舵。尾翼的作用是操縱 飛機俯仰和偏轉(zhuǎn)，保證飛機平穩(wěn)飛行。2.2 機體運動模型機體的六自由度動力學(xué)方程建立在機體軸系上， 如圖所示，體軸系原點位 于機體的質(zhì)心，軸 X 沿機體縱軸指向前方，軸 Z 垂直軸 X 向下，軸丫與軸 X 和 軸 Z 構(gòu)成右手系。2.2.1 運動模型在建立動力學(xué)方程前，對機體作如下假設(shè)：（1） 采用剛體動力學(xué)模型，且假定重量恒定。（2） 慣性參考系建立在地面上。（3） 忽略地球曲率，即地球看成平面。（4） 仿真中飛行高度變化范圍不大，假定重力加

7、速度和空氣密度不隨高度式中 m 是全機質(zhì)量，g 是重力加速度，Ixlylz 是機體質(zhì)量對機體坐標(biāo)系各軸 的慣性矩,lzx是慣性積；FxFyFz 分別為飛行器的空氣動力的三分量，MxMyNz分別滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航合力矩；wvu 為質(zhì)心運動速度在體軸系 XYZ 軸上的投影， pqr 是機體角速度在體軸系上的投影，分別稱為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和偏航 角速度；9書為相對地變化(5)機體坐標(biāo)系 XOZ 平面為飛行器的對稱平面，慣性積 Ixz 和 Izy 等于 0基于上述假設(shè)，在機體軸系下所建立傾轉(zhuǎn)旋翼機的運動方程為：(2.1)= pW-nt+ 営.co 耳.sin 0 + 代 E(2.2)n =f嚴(yán)一+

8、(23 )P=. /廠(刪v-+山図)十.卜廠他S 一 加-51/ / / */ / /=.V * z4,1SiV* -iJ 匚二匚瓜科一心尿 人三尿=瓦2勵】=AKyJSM/_ = f_I念=0 K, Bp在過渡飛行狀態(tài)時；隨著旋翼傾轉(zhuǎn)角BM 的改變 lz、lx、其中匕邛/口為慣性系數(shù)口J図+岡)(25)(2.6)lz、lyx 也會變化。利用下列各式得姿態(tài)角與機體翔速度之間的運動學(xué)關(guān)系為:0 = P + (引 Fin 0 + 廠 cos 0)MU日3=cos單一廠sin單矽二(9 $in0+cos0) see6(2.11)(2J2)(223)空間位置與機體速度之間的運動學(xué)關(guān)系為:cosco;

9、/si)i 0 Mn9COA怦一CONsin爐cos 0 血 Teas申+ sin 0 co 呼cos sinysin 0Jiin BMn 艸 + co0cos艸cosin sin 列一獸 in 0cos肖YuVW面坐標(biāo)系的姿態(tài)歐拉角，分別是俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和偏航 角；xyz 分別是相對地面坐標(biāo)系的水平位置和高度222 氣動力模型傾轉(zhuǎn)旋翼機兼具了固定翼飛機和直升機雙重飛行模式，具有旋翼和機翼兩種升力來源。旋翼與機翼之間存在著嚴(yán)重的氣動干擾，因此傾轉(zhuǎn)旋翼機的空氣動力學(xué)模型較傳統(tǒng)的固定翼飛機的空氣動力學(xué)模型和直升機空氣動力學(xué)模型復(fù)雜。本節(jié)分別介紹旋翼氣動力模型和機身空氣動力模型。2.2.2.1 旋翼

10、氣動力模型旋翼空氣動力模型是傾轉(zhuǎn)旋翼機空氣動力模型中的關(guān)鍵部分。旋翼既是傾轉(zhuǎn) 旋翼機的升力面，也是傾轉(zhuǎn)旋翼機的推進(jìn)器和操縱面，具有一系列復(fù)雜的空氣動 力特性。旋翼氣動力建模包括了二元翼型的氣動力模型、 旋翼誘導(dǎo)速度模型和 旋翼槳葉的揮舞運動模型。 三者相互作用、相互影響，存在著閉環(huán)的邏輯關(guān)系，222.2 機體氣動力模型機體部件由機身、機翼、水平尾翼、垂直尾翼和傾轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)艙五個子部件組 成，機體空氣動力由這五個子部件的空氣動力合成。本文把傾轉(zhuǎn)艙部件的氣動力 計算加入到機翼部件氣動力計算中去。機翼空氣動力模型是所有組件中最復(fù)雜的， 在低速飛行時，旋翼對機翼的 干擾計算十分復(fù)雜。本文在建立機翼空氣動力

11、模型時，假設(shè)機翼為剛性，無彈性 變形，機身對機翼的干擾效應(yīng)包括在氣動力系數(shù)中。機翼氣動力和力矩在風(fēng)軸系 中計算得到，力和力矩的作用點在機翼氣動中心。在低速非對稱飛行時，由于左 右旋翼尾渦的不同，對左右機翼的影響也不同，左右機翼所受到力的不對稱，將 要考慮由此產(chǎn)生了的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。水平安定面和垂直安定面是一種規(guī)范翼型， 它的氣動力在風(fēng)軸系中進(jìn)行計算，然后轉(zhuǎn)換到機體軸系中。當(dāng)?shù)貏訅汉陀堑挠嬎憧紤]了機翼和機身的阻塞, 短艙角，機翼尾跡，旋翼尾跡和飛機的姿態(tài)角和角速率的影響。3旋翼飛行器飛行過程下面我將整個旋翼飛行器的飛行過程分為三個階段，對每個階段的飛行過程 進(jìn)行論述。3.1.升空階段升空過

12、程：傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器升空有兩種方法，第一為當(dāng)推進(jìn)裝置垂直向上，旋翼轉(zhuǎn)動產(chǎn)生升力，便可像直升機一樣垂直起飛、降落或懸停。第二為當(dāng)推進(jìn)裝 置傾轉(zhuǎn) 45 度產(chǎn)生斜向上的拉力，使飛機短距滑跑起飛。為了保證旋翼具有一定 的拉力，旋翼的螺距應(yīng)達(dá)到一定的長度，此長度要大于旋翼在飛機安裝處到地面 的距離，所以傾轉(zhuǎn)旋翼機不能以螺旋槳固定翼飛機模式進(jìn)行滑跑起飛。3.1.1 推進(jìn)裝置垂直向上起飛此起飛方式與直升機類似，位于機翼兩端的推進(jìn)裝置呈垂直向上狀態(tài)， 兩個 發(fā)動機工作帶動旋翼轉(zhuǎn)動，此時為保證飛機的平穩(wěn)，必須保持兩個旋翼的轉(zhuǎn)速保 持一致，當(dāng)兩個旋翼到達(dá)一定轉(zhuǎn)速后，產(chǎn)生的拉力與飛機重量平衡時，飛機開始 升空，旋翼的

13、截面為拱形，在轉(zhuǎn)動過程中，空氣相對于旋翼運動，會在旋翼上下表面產(chǎn)生壓強差，從而產(chǎn)生向上的升力，使飛機升空3.1.2 推進(jìn)裝置傾轉(zhuǎn) 45 度起飛此起飛方式同時具有直升機起飛與固定翼飛機起飛特點推進(jìn)裝置傾轉(zhuǎn) 45 度后旋翼產(chǎn)生傾轉(zhuǎn)角為 45 度斜向上的力，通過力的分解可以產(chǎn)生一個水平分力和 一個垂直向上的分力，通過水平分力使飛機向前移動，空氣流過飛機機翼產(chǎn)生向上的升力。垂直向上的分力為飛機提供一個垂直向上的力使得機翼上升力較小 時飛機即可離地起飛，達(dá)到短距起飛的效果。3.2 平飛階段平飛階段有兩種飛行模式：固定翼飛行模式和直升機飛行模式通過可變向旋翼推進(jìn)裝置將旋翼由起飛時的垂直狀態(tài)改為水平狀態(tài)，使

14、旋翼的拉力線與飛機縱軸平行，指向機頭方向。此時旋翼為飛機提供一個向前的力， 產(chǎn)生速度。升力由旋翼提供改為由機翼提供，在此狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行模態(tài)與 雙螺旋槳固定翼飛機相似，可進(jìn)行高速飛行。此狀態(tài)下，旋翼的拉力以較小的角度傾轉(zhuǎn)，因而產(chǎn)生了兩個分力，一個分力 垂直向上為傾轉(zhuǎn)旋翼機提供升力，一個分力與飛機縱軸平行，指向機頭方向為飛 機提供向前的力。由于受旋翼升力不對稱性的影響，在此狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼機不能 進(jìn)行高速飛行。3.3 降落階段降落階段與起飛階段類似，在到達(dá)降落局域上空后，旋翼推進(jìn)裝置由水平 改為垂直。采用直升機的方法垂直降落。4傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的飛行力學(xué) 4.1 旋翼力學(xué)原理通過氣流向下流動產(chǎn)生

15、升力。同機翼一樣,但與機翼不同的是，旋翼上各點的速度隨其距中央漿轂的距離的增加而增322 直升機飛行模式旋翼的槳葉類似于旋轉(zhuǎn)的機翼,加。升力與速度的平方成正比，所以旋翼上各點的升力隨其距中央漿轂的距離的 增加而迅速增加。尖頭所示為旋翼產(chǎn)生的升力，此時旋翼的迎角恒定。顯然，絕 大部分升力在槳葉葉尖附近產(chǎn)生，升力分布很不均勻。為改善這點，在制造旋翼 槳葉時進(jìn)行了翼扭轉(zhuǎn)，以使槳葉上各點的迎角隨著距中央漿轂的距離的增大而減 小。這種扭轉(zhuǎn)是升力分布更加均勻。升力分布不均勻升力均勻分布4.1.1 旋翼的拉力（1）垂直飛行狀態(tài)下旋翼的力傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在主旋翼系統(tǒng)上產(chǎn)生升力， 在垂直上升時，升力是沿垂直 方向

16、向上作用，阻力和重量是相反方向的力，是垂直向下的作用。升力支持飛行 器的重量或垂直加速度。在垂直上升期間，由于主旋翼系統(tǒng)的下洗流沖擊機身， 阻力會顯著增加，拉力必須克服阻力、重力和下洗流?？諝庾饔糜谝硇彤a(chǎn)生的反 作用力可以產(chǎn)生升力；然而，阻力是一個獨立于重量之外的力。（2）前進(jìn)/后退飛行狀態(tài)下旋翼的力在向前、向后飛行時，旋轉(zhuǎn)平面通過可變向的旋翼推進(jìn)裝置改變方向， 旋轉(zhuǎn) 平面與水平面是傾轉(zhuǎn)的，從而，產(chǎn)生一個朝傾轉(zhuǎn)方向的水平拉力矢量，例如，要 建立向前飛行，總升力要向前傾轉(zhuǎn)。與豎直方向相傾轉(zhuǎn)的合力作用在向上和向前 方向，因此，它可以分解成兩個分量：一個是升力，另一個是拉力；同樣，通過 朝想要的飛行

17、方向改變?nèi)~尖軌跡平面，就能建立側(cè)向或任何水平方向的飛行，移 動速率或速度取決于總升力的傾轉(zhuǎn)程度，也就是可變向的旋翼推進(jìn)裝置的旋轉(zhuǎn)程4.1.3 扭矩扭矩效應(yīng)通過機身向兩個旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)的反方向轉(zhuǎn)彎中，能在機體上顯現(xiàn)出 來，這種反作用力符合牛頓運動第三定律：“對任何一個作用力，都存在一個大 小相等方向相反的反作用力”。發(fā)動機有一個初始力驅(qū)動旋翼系統(tǒng)向某一個方向 轉(zhuǎn)動，對這個驅(qū)動力的反作用力，使得機身在大小相等而方向相反的力的作用下 朝旋翼旋轉(zhuǎn)相反的方向運動。如果只存在一個傾轉(zhuǎn)旋翼的情況下需要加裝尾槳來 消除旋翼產(chǎn)生的相反力矩，造成了功率上的浪費。所以“魚鷹”采用兩個旋轉(zhuǎn)方 向相反的旋翼，使得兩個相反

18、的力矩抵消而又不浪費功率。4.1.4 旋翼垂直狀態(tài)下的升力不對稱現(xiàn)象升力不對稱現(xiàn)象是在垂直飛行期間，旋翼漿盤區(qū)域的前行一半槳葉和漿盤區(qū) 域的后行一半槳葉之間的升力不相等。當(dāng)“魚鷹”的兩個旋翼垂直向上，在無風(fēng)狀況下懸停時，在旋翼葉尖速度達(dá) 435 節(jié)和旋翼槳葉的槳葉角固定時， 葉尖速度和迎角在整個 360 度的一圈中保持 不變， 這會在整個漿盤區(qū)域產(chǎn)生相等的升力。當(dāng)旋翼垂直朝上進(jìn)入水平飛行時，在漿盤區(qū)域內(nèi)前行和后行的旋翼槳葉之間 的葉尖空速會有差別。在漿盤區(qū)域的前行槳葉側(cè)邊的空速是旋轉(zhuǎn)速度加上前進(jìn)速 度，而后行槳葉側(cè)邊的空速則應(yīng)減去前進(jìn)速度；這就使飛行速度受到限制，當(dāng)傾 轉(zhuǎn)旋翼機飛行速度為：36

19、0 千米/小時（即 100 米/秒）時，則旋翼前行槳葉處于90處的槳尖相對氣流速度達(dá) 300 米/秒（旋翼旋轉(zhuǎn)時槳尖處的切線速度一般為 200 米/秒），接近聲速 340.2 米/秒，再增加速度就很容易產(chǎn)生失速了，而此時 后行槳葉在 270。處相對氣流的速度為 100 米/秒，槳根部分會出現(xiàn)氣流從槳葉后 緣流向前緣的反流區(qū)，從而使槳葉產(chǎn)生的升力減少，為使升力保持與前行槳葉相 同，需要增加后行槳葉的槳距，但槳距過大會出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象。在此狀況下， 如果處理不當(dāng)將會產(chǎn)生不等的升力，并會使飛機翻轉(zhuǎn)和上仰。這就限制了旋翼垂 直向上時“魚鷹”的飛行速度。4.2 固定翼力學(xué)原理當(dāng)推進(jìn)裝置由垂直向上轉(zhuǎn)為與飛

20、機縱軸平行時，“魚鷹”就進(jìn)入了固定翼飛機模式。由于“魚鷹”的旋翼需要兼顧直升機模式與固定翼飛機模式的動力，所 以“魚鷹”的兩個旋翼采用拉進(jìn)式安裝，旋翼把飛機“拉過空氣，發(fā)動機具有拉力作為這個方向的拉力載荷。此時“魚鷹”的飛行狀態(tài)類似于活塞式固定翼飛機的飛行原理。與之前推進(jìn) 裝置垂直向上的原理有較大不同，其中主要的升力來源由旋翼變?yōu)闄C翼。固定翼飛機狀態(tài)下的飛機的升力飛機升力絕大部分由機翼產(chǎn)生，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機其他部分產(chǎn)生升 力很小，一般不考慮?？諝饬鞯綑C翼前緣，分成上、下兩股氣流，分別沿機翼上、 下表面流過，在機翼后緣重現(xiàn)匯合向后流去。機翼上表面比較凸出，流管較細(xì)， 說明流速加快，壓力降

21、低。而機翼下表面，氣流受阻擋作用，流管變粗，流速減飛機飛在空中有各種各樣的阻力，阻力是飛機運動方向相反的空氣動力， 它 阻礙飛機的前進(jìn)， 按阻力產(chǎn)生原因可分為摩擦阻力、 壓差阻力、 誘導(dǎo)阻力和干擾 阻力。5旋翼飛行器的關(guān)鍵技術(shù)傾轉(zhuǎn)旋翼機性能較強，但它的結(jié)構(gòu)比一般飛機復(fù)雜得多，既有普通飛機的機 身、機翼又有直升機的旋翼，因而它具有直升機和固定翼飛機的一切特點，同時帶來了傾轉(zhuǎn)旋翼機獨有的一些技術(shù)困難。5.1 傾轉(zhuǎn)旋翼非定常氣動特性傾轉(zhuǎn)旋翼的氣動性能 其氣動性能包括巡航（固定翼模式） 、垂直飛行及旋翼傾轉(zhuǎn)過程中的氣動特 性。巡航模式與普通螺旋槳飛機類似，垂直飛行模式與直升機類似，而它傾 轉(zhuǎn)過程中的氣

22、動性能，就沒有類似的成果或經(jīng)驗借鑒，這是傾轉(zhuǎn)旋翼機需要 研究解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。5.2 旋翼/機翼的氣動干擾技術(shù)傾轉(zhuǎn)旋翼機的氣動干擾技術(shù)是指確定各種飛行狀態(tài)下的氣動干擾的方法。 如 旋翼/機翼、旋翼 /機身、旋翼 /尾部等。其中尤以垂直飛行和懸停時旋翼 /機翼 的氣動干擾最大，對傾轉(zhuǎn)旋翼機的有效載荷性能影響最大。5.3 傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)設(shè)計為適應(yīng)各種模式各種狀態(tài)下的飛行；傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng)的槳葉形狀、翼型。扭轉(zhuǎn) 等與常規(guī)旋翼系統(tǒng)有差異。旋翼的漿轂采用非常規(guī)萬向絞式設(shè)計。三片槳葉 連于漿轂，沒有揮舞絞和擺振絞，漿轂通過萬向絞與旋翼軸相連。5.4 機翼設(shè)計由于在兩側(cè)機翼的翼尖上裝有旋翼系統(tǒng)和發(fā)動機室，并且于

23、各種工作狀態(tài) 下，旋翼軸能相對機翼旋轉(zhuǎn)，這對機翼的強度和氣動穩(wěn)定性提出了很高的設(shè) 計要求。5.5 傾轉(zhuǎn)旋翼機的飛行力學(xué)與控制與普通固定翼飛機相比，傾轉(zhuǎn)旋翼機涉及的應(yīng)用范圍和飛行領(lǐng)域要廣泛得 多，因而它的飛行力學(xué)要復(fù)雜得多，特別是在傾轉(zhuǎn)過程中，旋翼軸的方向和 轉(zhuǎn)速發(fā)生較大變化，導(dǎo)致飛機的升力、推力與力矩也發(fā)生重大變化，在高非 定常非線性氣動因數(shù)的影響下，傳統(tǒng)飛行力學(xué)可能會失效，需要建立新的飛 行模型與方法。6傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的特點及應(yīng)用研究6.1 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的特點以？為例，與常規(guī)直升機比較，可總結(jié)出傾轉(zhuǎn)旋翼機具有以下優(yōu)點：（1） 常規(guī)直升機最大速度超過 360km/h，巡航速度超過 300km

24、/h 的不多, 而傾轉(zhuǎn)旋翼機的最大速度可達(dá) 650km/h，巡航速度為 509km/h。（2） “魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機的噪聲比直升機小得多，它與 150m 高度懸停時, 其噪聲只有 80dB，僅相當(dāng)于 30m 外卡車發(fā)出的噪聲。（3） “魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機的最大航程可達(dá) 3890km，而常規(guī)直升機的航程 很少有超過 1000km（4） “魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機在巡航飛行時，因機翼可以產(chǎn)生升力，旋翼轉(zhuǎn) 速較低，基本上相當(dāng)于兩副螺旋槳，所以耗油率比直升機低。（5 ）運輸成本低：綜合考慮傾轉(zhuǎn)旋翼機耗油量少、速度快、航程遠(yuǎn)、載重 大等優(yōu)點，其運輸?shù)某杀緝H為直升機的 1/2。（6）振動小由于一般傾轉(zhuǎn)旋翼機的旋翼布局

25、在遠(yuǎn)離機身的機翼尖端，并且 旋翼直徑較小，因此其座艙的振動水平比一般的直升機低得多。與固定翼飛機比較，傾轉(zhuǎn)旋翼機的優(yōu)點是：（1）固定翼飛機對于起降條件要求較高，而傾轉(zhuǎn)旋翼機在有機場的情況F 可以進(jìn)行滑跑起飛，在起降條件惡劣的情況下可進(jìn)行小場地垂直起降（2）傾轉(zhuǎn)旋翼機可以于空中懸停進(jìn)行救援，運輸，支援等任務(wù)。（3）傾轉(zhuǎn)旋翼機可做低空，低速，和機頭方向不變的飛行。雖然傾轉(zhuǎn)旋翼機與一般直升機相比有許多優(yōu)點， 但也有不少缺點，主要表現(xiàn) 在如下幾個方面：（1） 旋翼效率低與直升機旋翼相比，螺旋槳旋翼的扭轉(zhuǎn)角比較大，這對于確保槳葉根部能夠 在前飛狀態(tài)下產(chǎn)生較大的拉力是十分有必要的。但在懸停狀態(tài)時，采用大扭

26、轉(zhuǎn)角 設(shè)計螺旋槳旋翼，其工作效率會大大降低，這就意味著由發(fā)動機輸送過來的可用 功率有很大一部分都被損耗了。（2） 氣動特性復(fù)雜在直升機前飛速度很低且下降速度較大時，它就會陷入到自身的下洗氣流當(dāng) 中，此時極易導(dǎo)致渦環(huán)狀態(tài)的發(fā)生。 在渦環(huán)狀態(tài)下，空氣會繞著旋翼槳葉的葉尖 呈環(huán)形流動， 形成了渦流。渦流內(nèi)部的空氣壓力下降，這就導(dǎo)致旋翼會損失一部 分升力。（3） V-22 飛機上的兩副螺旋槳旋翼采用的是較為獨特的橫列式布置方式，一旦在飛行過程中出現(xiàn)一側(cè)旋翼進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)或者失效，另一側(cè)則正常工作的情況，就會導(dǎo)致左右兩側(cè)的升力失衡，飛機就會向著受到渦環(huán)影響的一側(cè)旋翼方向 滾轉(zhuǎn)。6.2 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的應(yīng)用

27、研究由于傾轉(zhuǎn)旋翼機綜合了直升機與固定翼飛機的特點。具有垂直起降、空中 懸停、較快的飛行速度以及較低的油耗等特點，所以在戰(zhàn)斗搜索和救援、特種作 戰(zhàn)、作為反潛平臺、火力支援平臺、預(yù)警平臺、執(zhí)行兵員 /裝備突擊運輸、？ 對抗平臺軍事上的應(yīng)用前景非常廣泛。傾轉(zhuǎn)旋翼機在？對抗平臺上的運用優(yōu) 勢？目前我？ ？人機多采用固定翼飛行器和直升機作為飛行平臺。較采用固定翼飛行器和直升機而言，我認(rèn)為采用傾轉(zhuǎn)旋翼機作為飛行平臺有以下優(yōu)點：八、6.2.1 起飛 回收條件要求簡單固定翼無人機起飛通常有兩種方式， 滑跑起飛和火箭助推起飛。 滑跑起飛對 場地的要求高， 需要有機場方能起飛。 火箭助推起飛有非常明顯的聲， 光等

28、物理 效應(yīng)，容易暴露發(fā)射陣地。 而回收方面也通常有兩種方式， 滑跑回收和傘降回收。 滑跑回收同樣要求有機場， 而傘降回收在開傘后即失去了對無人機的控制， 受天 氣影響巨大，易發(fā)生事故。 而傾轉(zhuǎn)旋翼機可在航母，山地等復(fù)雜的地形條件下進(jìn) 行垂直起降，縮短了升空作戰(zhàn)的準(zhǔn)備時間又不易暴露起飛陣地還保證了裝備的安 全。6.2.2 對目標(biāo)進(jìn)行不間斷的干擾固定翼飛機需達(dá)到一定速度之后機翼的升力才能達(dá)到要求， 所以需要不間斷 的運動。所以固定翼無人機本身就在進(jìn)行運動，又因為干擾設(shè)備的安裝方式使得 波瓣不能 360 度的覆蓋。所以造成時間、 空間上的干擾空白的存在。 而采用可在 空中懸停的傾轉(zhuǎn)旋翼機的話， 在抵

29、達(dá)所要干擾的目標(biāo)上空后， 即可懸停于此， 使 主瓣對準(zhǔn)目標(biāo)實施不間斷的干擾。6.2.3 干擾方式調(diào)整靈活由于干擾天線裝于飛行平臺上通常是固定安裝， 受安裝方式的限制， 干擾電 波發(fā)射后通常會有水平極化或垂直極化的存在。如果敵方通信天線的安裝方式恰 好與我方在無人機上的天線安裝方式垂直就會因為電波極化而導(dǎo)致干擾效果很 差。此時就需要調(diào)整天線姿態(tài)來消除部分極化損耗的影響。 而因為干擾天線的安 裝與飛行平臺又是固定的， 因此只能通過調(diào)整飛行平臺的飛行姿態(tài)來實現(xiàn)。 而固 定翼飛機要調(diào)整飛行姿態(tài)只能通過調(diào)整俯仰角、 滾轉(zhuǎn)角、 偏航角來實現(xiàn)。 由于固 定翼無人機平臺的本身限制， 在空中頻繁的變換姿態(tài)角或者

30、長時間固定一種姿態(tài)（平飛除外）對于固定翼無人機是具有一定風(fēng)險的，有可能會造成舵機卡死等情 況出現(xiàn)。如果采用傾轉(zhuǎn)旋翼機作為平臺的話， 在因為電波極化原因而導(dǎo)致干擾效果不 好需要調(diào)整飛行姿態(tài)時，可利用直升機模式下靈活的姿態(tài)變動，進(jìn)行側(cè)飛，倒飛 等飛行方式以消除極化損耗。624 戰(zhàn)場生存能力強固定翼無人機在到達(dá)目標(biāo)區(qū)域上空后是在運動狀態(tài)下進(jìn)行干擾的，一個物體在運動狀態(tài)下很容易被人發(fā)現(xiàn)。而無人機的運動速度并不快，僅僅和汽車運動 速度相當(dāng)，所以被發(fā)現(xiàn)后極易被擊落。采用傾轉(zhuǎn)旋翼機后，在目標(biāo)上空懸停，相 對目標(biāo)基本靜止，再利用偽裝色進(jìn)行偽裝，使得敵人憑肉眼很難發(fā)現(xiàn)，提高了戰(zhàn) 場生存能力。625 到達(dá)戰(zhàn)場速度快現(xiàn)代戰(zhàn)爭是信息化快節(jié)奏的戰(zhàn)爭，時間是決定戰(zhàn)爭勝利的重要因素。電子 對抗是聯(lián)