“空中实验室”模块化系列验证机

张　扬

研制背景及设计思想

为了满足实验要求，设计和制造一系列验证机是十分必要的。但有限的资金投入又不允许庞大验证机体系的全面建设。以上矛盾的解决关键在于找到验证机开发和资金投入的平衡点。为了降低验证机的开发成本并降低风险，模块化思想是一种有参考价值的研究思路。其核心方法是最大限度地使用通用机身，搭配相应的机翼和发动机，形成多种实验功能不同的气动布局。

模块化复杂气动布局验证机

后掠翼高速方案高速方案在机身前段安装后掠鸭翼，鸭翼与机身间采用切尖梯形翼连接。主翼采用双三角后掠形式，内段后掠角大于外段。采用后掠翼型主要是考虑飞机工作在超声速状态时，后掠翼布局是推迟激波产生的成熟方案。同时，鸭翼和主翼之间可以实现旋涡的耦合作用，实现主翼升力的增加。鸭翼和主翼为远距耦合布局，有利于在起飞时提供较大的抬头力矩。为了满足超声速飞行对发动机大推力的需求，动力系统采用四发双侧翼根布局，每侧各两台。进气道均为后掠唇口，可以满足高速飞行时进气口复杂激波环境的进气需要。在高速方案中，鸭翼和主翼采用远距耦合，这种设计有利于实验鸭翼对飞机俯仰姿态的控制规律以及鸭翼在复杂气流环境下对主翼表面涡流的影响。由于前端鸭翼产生的涡流影响的主翼区域有限，所以如果要充分利用鸭翼和主翼之间涡流的有利耦合，就应当采用小展弦比的后掠翼型。来自前端鸭翼的气体涡不仅会打在主翼上，同时也会对发动机进气道产生影响。前端鸭翼产生的涡流对主翼上的涡流脱体有抑制作用。基于这一现象，可以设想该涡流也可以对发动机进气道流场进行约束，通过合理的鸭翼布局，高速巡航时能够有效地在发动机前组织健全的进气流场，对发动机的运行十分有利。考虑到每侧的两台发动机都需要受到鸭翼涡流的影响，所以发动机改变了传统的横向并排布局，采用了纵列式，这样鸭翼涡流就能最大限度地影响每侧的两台发动机。

混合前掠翼方案混合前掠翼方案在机身前段安装了联接式组合鸭翼，可用于新型鸭翼气动布局的实验。连翼式鸭翼综合了后掠鸭翼和前掠鸭翼各自的优点，并且提高了翼身的强度，减弱了鸭翼在高速环境和乱流中产生的颤振。在鸭翼末端还安装有翼梢帆片，可以有效地改善鸭翼上、下表面的流线偏斜，抑制翼尖涡的扩大，减小鸭翼翼尖涡对主翼的不利影响，同时巩固鸭翼翼身旋涡与主翼漩涡之间的有利耦合。机身中段安装后掠直翼梁，机身后段安装大面积组合式前掠翼。前掠翼中部为大面积菱形翼，主要起切尖梯形翼的作用。混合前掠翼方案中鸭翼部分和主翼部分都是混合翼型。其中鸭翼部分的后掠段处于水平面，而前掠段的翼根处带有上反角。这样的设计一方面可以避免翼后脱体涡打在发动机进气道内，另一方面为前端后掠鸭翼的有利涡流顺利穿过前掠段翼面提供空间，从而在发动机前形成有利的涡流，将气体约束在机体表面，推迟附面层的分离，有利于提高发动机的效率。同时，机身隆起表面与发动机唇口共同构成无附面层进气道，使附面层从进气道两侧滑出，防止附面层进入发动机内，提高发动机效率。从鸭翼后端脱离的涡流一部份用于约束发动机前的进气流场，另一部分向外延伸，与主翼构成有利耦合，改善主翼的升力特性。由于主翼是前掠翼，气体涡趋向翼根，所以鸭翼的有利涡流也应当趋向翼根才能与主翼涡流相遇。要使鸭翼涡流趋向翼根，就应当采用前掠翼，这就是鸭翼有后掠翼和前掠翼混合组成的原因。后掠段用于产生发动机进气有利涡流，前掠翼用于形成对主翼有利的耦合涡流。同时，这种连接结构也有利于增大鸭翼的强度，提高鸭翼的载荷，对鸭翼效能的充分发挥有利。

混合连翼方案在混合连翼方案中，采用了远距耦合鸭翼的设计，使鸭翼的涡流打在连翼的连接处，将连接处的气动影响限制在较小范围内，同时抑制连接处的复杂附面层破坏主翼表面的正常涡流。连翼采用的是大展弦比的设计，主要是想通过这一方发挥连翼增加航程的性能。大展弦比机翼本身就有较好的延程特性，但不能适应高速飞行。采用连翼后，大展弦比机翼的强度大大增加，在高速飞行时展长较大的机翼不会因为过度颤振而降低效率，这样就可以在大航程和高航速之间找到平衡点。在后掠翼和前掠翼之间还安装有大容积油箱。这种雪茄形油箱可以增大飞机的载油量，同时油箱本身作为连接部件将后掠翼和前掠翼连接起来，在前掠翼上又增加了一个支点，进一步提高了机翼的强度。将油箱布置在远离机身的地方，可以提高飞机的安全性。即使飞机迫降在跑道上，油箱起火后也不会直接殃及机身内部，为逃生争取了宝贵的时间。混合连翼方案采用了机腹进气方式，在机腹中部安装有一对腹鳍翼，可提高飞机的横向稳定性，结合外置的油箱设计，该方案可以被改装成稳定的空中加油平台。混合连翼方案主要用于大展弦比大航程亚声速飞机的实验，其成果可用于亚声速干线客机、运输机、预警机、加油机的研制。同时，连翼布局也有利于连翼前后段机翼相互影响机理的研究。

模块化可偏转旋翼验证机

四发偏转方案四发偏转方案在尾部机身装有两台长距传扭涡轴发动机，发动机通过长梁中的驱动轴向尾部的两组桨叶传递动力。同时在机身中部安装有平直机翼，翼中装有两台可偏转涡桨发动机，在发动机短舱外侧保留一段机翼和翼梢小翼。四台发动机均连接的是小直径桨叶，转速介于直升机桨叶和桨扇发动机桨叶之间。根据V-22“鱼鹰”的使用经验，当机翼两端的发动机向上偏转时，桨叶的下洗气流部分被机翼阻挡，造成桨叶排流的气体涡与机翼表面气体涡相互干扰，形成两侧不对称的升力，极易造成飞机在空中发生滚转，形成事故。所以“鱼鹰”的飞行手册中明确规定不允许飞行员做剧烈的多轴同时旋转机动。为了防止类似事故的发生，四发偏转验证机在尾部保留了机尾的可动功能。当上述情况发生时，飞机产生不利滚转，尾部发动机向下偏转，产生补偿升力。同时主翼翼端的两台发动机进行错动，一台向上偏转，另一台向下偏转，产生补偿力矩，将飞机重新稳定下来。这样，四发偏转方案可以在空中有较大裕度地进行复杂机动飞行。可偏转的翼端发动机还可以在飞机短距降落时向后偏转。起到反推作用，缩短飞机的滑跑距离。

重型运输方案重型运输方案在原有通用机身模块的基础上加长了机身，在机身前端增加了一对后掠上单翼，同时这后掠翼在主翼中段通过外置油箱与后段前掠上单翼相连，形成特殊的翼面布局。这种机翼设计主要出于两方面考虑：首先，重型运输机如果要实现垂直起降，必须采用四发布局，那么前两台可偏转发动机就必须安装在另一对机翼上，其次，重型运输机在平飞状态下需要机翼提供更大的升力，所以需要充足的机翼面积。机身前段的上单翼之所以采用后掠，主要是希望利用后掠机翼在飞行时翼面涡流外飘，可与后段前掠上单翼的翼尖涡流汇合，形成有利的涡流干扰，增大飞机的航程。重型运输方案的机身强度也有增加：首先，前后两段接合的机翼形成了坚固的框架，有利于飞机在垂直吊装时承受巨大的重量；其次，机身中段加长的机身内部有加强梁，机身整体虽然变长了，但结构强度却增加了；最后，四台发动机共同提供升力的运行模式使机身受力更为均匀，这也减少了机身上的危险界面个数，分担在原有结构上的力分布更为合理了，相当于增大了飞机的载重裕度。重型运输方案的前端发动机桨叶前置，后端发动机桨叶后置，目的是使两个桨叶相距更远，互相影响更小，提高安全性。

尾部风扇方案尾部风扇方案是结合了双发可偏转旋翼飞机和涵道式垂直起降飞行器的产物。全机一共有三个垂直升力点，当两台可偏转桨叶发动机处于竖直状态时，飞机垂直上升。这样的设计与v-22“鱼鹰”是有区别的。“鱼鹰”因为对重心十分敏感，发动机很严格的布置在重心区域。但如果在飞机尾部加了风扇，就多出了一个升力提供点，飞机对重心的敏感度就能有所下降。当飞机重心偏前时，尾部的风扇就应当减小推力，让后机身的重量把飞机稳住。当飞机重心偏后时，尾部的风扇就应当增加推力，把机尾抬起来。这样一来，飞机的稳定裕度就能大大增加。当然，尾部风扇存在自旋效应，所以必须在尾部布置两片对转风扇，这样自旋作用可以抵消。由于尾部发动机的排气通道紧挨着风扇，为防止废气被风扇吸入，两个排气通道都布置在风扇下方，这样从发动机排出的废热气体就不会进入对转风扇涵道了，保障了风扇的安全。

责任编辑寒兰