共轴双旋翼/机翼转换式飞行器概念设计

冯萌萌

摘要：根据高速飞行器的研究和发展情况，设计一种转换模式时过渡比较平缓安全，直升机模式和飞机模式时均具有较好性能的旋翼/机翼转换式飞行器。根据给定的任务剖面要求，确定该飞行器的基本尺寸和总体参数。

关键词：高速飞行器；共轴双旋翼；旋翼；机翼转换

直升机前飞工作环境下旋翼的气流存在不对称情况，其最大巡航速度一般在300km/h左右，而固定翼飞机的飞行速度能达到很高，但需要机场跑道滑跑起落，且不能垂直起降和空中悬停。假如有一种飞行器能够兼备直升机和固定翼的优点，那么它在民用和军事上将具有重要的用途。因此希望设计一种新型飞行器，既能够保留直升机垂直起降、空中悬停和经济性的优势，又能达到固定翼的高速飞行性能。近几十年中，在航空领域产生了很多种不同形式的“垂直起落转换式飞行器”，例如，倾转旋翼机V-22就是一种转换式飞行器，它可以在飞行中根据需要在直升机模式与飞机模式之间转换，来发挥每一种模式的优势。多年来的探索和实践形成了高速直升机发展的三种主要技术途径：复合式、倾转旋翼机翼式和旋翼机翼转换式。此研究主要进行一种新的共轴双旋翼/机翼转换式飞行器的概念设计，它可以在飞行中根据需要在飞机模式与直升机模式之间转换，这样可以发挥每一种模式的优势。根据飞行原理提出满足平衡和操纵要求的几种方案，综合比较各方案优缺点选出最优方案，进行主要参数的选取。

1.共轴双旋翼/机翼转换式飞行器

共轴双旋翼直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向操纵，共轴双旋翼在直升机模式的飞行中，既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。共轴式直升机的主要气动特点为：共轴式直升机具有较高的悬停效率；没有用于平衡反扭矩的尾桨功率损耗（尾桨在起飞、悬停状态下的功率消耗为7%～12%）；空气动力对称；具有较大的俯仰、横滚控制力矩。在相同的起飞重量、发动机功率和旋翼直径下，共轴式直升机有着更高的悬停升限和爬升率。

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器飛行过程主要分为直升机模式、过渡模式、飞机模式三个阶段。

直升机模式：此阶段飞行器按照共轴双旋翼直升机模式垂直起飞、悬停、低速飞行。上旋翼和下旋翼作为飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥各自优势，以保持共轴双旋翼飞行器较高的悬停效率、自转下滑能力以及螺旋桨的高效推进性能。

航向操纵采用全差动航向操纵方案。全差动航向操纵方案是指在航向操纵时大小相等方向相反地改变上下旋翼的总距从而使得直升机的合扭矩不平衡，机体产生航向操纵的力矩。通过周期变距实现俯仰和滚转操纵。由于在操纵时上下旋翼的总距总是一增一减，因此航向操纵与总升力变化的耦合小，即用于由于差动操纵引起的升力变化所需的总距补偿较小。可减轻驾驶员的操纵负担。

过渡模式：此阶段是由直升机模式转换为飞机模式的过渡阶段。首先上旋翼先降总距，下旋翼升总距，上旋翼逐渐减小转速直至停转锁定；然后上旋翼变安装角可承担部分升力，下旋翼降总距，逐渐减小转速直至停转锁定。此过程中，按照各方案结构组成的不同反扭矩的平衡也不相同。

飞机模式：两旋翼完全转换为机翼模式，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，按照各方案结构组成的不同，俯仰、滚转、偏航的操纵有所不同。

2.共轴双旋翼/机翼转换式飞行器概念设计方案

（1）方案一

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、带升降舵的水平尾翼、带方向舵的垂直尾翼等结构组成，如图1。直升机模式时，按照共轴双旋翼直升机模式垂直起飞、悬停、低速飞行，共轴双旋翼作为垂直飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥各自优势，保持共轴双旋翼的高的悬停效率和自转下滑能力，以及螺旋桨的高效推进性能。通过上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩实现航向操纵，通过周期变距实现俯仰和滚转操纵。过度模式时，上旋翼先降总距，下旋翼升总距，上旋翼逐渐减小转速直至停转锁定。然后上旋翼变安装角可承担部分升力，下旋翼降总距，逐渐减小转速直至停转锁定。此过程中，带方向舵的垂直尾翼可平衡旋翼产生的反扭矩。飞机模式时，两旋翼完全转换为机翼模式，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，平尾上升降舵的差动可实现滚转操纵，水平尾翼上的升降舵可实现俯仰操纵，方向舵可控制偏航。

（2）方案二

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、带有水平尾翼和垂直尾翼的函道风扇矢量推进器等结构组成，如图2。直升机模式时，按照共轴双旋翼直升机模式垂直起飞、悬停、低速飞行，共轴双旋翼作为垂直飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥各自优势，保持共轴双旋翼的高的悬停效率和自转下滑能力，以及螺旋桨的高效推进性能。通过上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩实现航向操纵，通过周期变距实现俯仰和滚转操纵。过度模式时，上旋翼先降总距，下旋翼升总距，上旋翼逐渐减小转速直至停转锁定。然后上旋翼变安装角可承担部分升力，下旋翼降总距，逐渐减小转速直至停转锁定。此过程中，函道风扇矢量推进器可平衡旋翼产生的反扭矩。飞机模式时，两旋翼完全转换为机翼模式，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，平尾上方向舵的差动可实现滚转操纵，飞行器的俯仰和偏航均由函道风扇矢量推进器控制。

（3）方案三

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、V形尾翼等结构组成，如图3。直升机模式时，按照共轴双旋翼直升机模式垂直起飞、悬停、低速飞行，共轴双旋翼作为垂直飞行时的升力系统，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，充分发挥各自优势，保持共轴双旋翼的高的悬停效率和自转下滑能力，以及螺旋桨的高效推进性能。通过上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩实现航向操纵，通过周期变距实现俯仰和滚转操纵。过度模式时，上旋翼先降总距，下旋翼升总距，上旋翼逐渐减小转速直至停转锁定。然后上旋翼变安装角可承担部分升力，下旋翼降总距，逐渐减小转速直至停转锁定。此过程中，通过V形尾翼可平衡旋翼产生的反扭矩。飞机模式时，两旋翼完全转换为机翼模式，采用推力螺旋桨作为前飞时的推进系统，V形尾翼可操纵俯仰滚转和偏航。

3.各方案优缺点比较

方案一中共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、带升降舵的水平尾翼、带方向舵的垂直尾翼等结构组成。结构重量较轻，结构复杂性较低，构件工艺比较简单。气动性能可以实现。

方案二中共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、带有水平尾翼和垂直尾翼的函道风扇矢量推进器等结构组成。带有水平尾翼和垂直尾翼的函道风扇矢量推进器结构复杂，加工工艺比较复杂；而且使用推力转向的飞行器控制系统复杂，这使本来操纵系统就很复杂的飞行器更加难以实现控制的安全和稳定。推力矢量技术是一项综合性很强的技术，它包括推力转向喷管技术和飞机机体/推进/控制系统一体化技术，目前国内也展开了对推力矢量技术的预先研究，并取得了一定的成果，但技术并不成熟。

方案三中共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、V形尾翼等结构组成。V形尾翼能以较少的部件总数来减小尾翼之间及尾翼与机身之间的干扰阻力，并具有尾翼加工量小的优点. 但研究结果表明，V形尾翼布局存在着升降舵和方向舵控制力干扰及升降舵和方向舵配平干扰等问题成为设计空气动力学的一个重要的课题。

综合考虑对比各方案的性能，第一种方案可靠性更高。

4.共轴双旋翼/双机翼转换式飞行器主要参数选择

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器由机身、上下两片旋翼、推进桨、带升降舵的水平尾翼、带方向舵的垂直尾翼等结构组成。参考已有复合直升机X-2，采用刚性摆振桨叶。

设计要求

完成起飞重量3200kg、最大平飞速度为600km/h的共轴双旋翼/机翼转换式飞行器的概念设计，要求方案合理、设计方法正确，在给定起飞总重和有效载荷的前提下，尽量提高飞行性能。

4.1 发动机选择

（1）活塞式和涡轮轴式发动机选择

与活塞式发动机相比较，涡轮轴发动机具有比重小；体积小便于总体布置；启动容易，振动小，噪声小，维护方便，使用寿命长；高空特性优于活塞式的优点。虽然对于运输型飞行器，涡轮轴发动机由于单位耗油率较高而使相对燃油重量较大，但由于采用涡轮轴发动机使飞行器重量效率提高，有效载荷大大提高，目前涡轮轴比重不断降低，单位耗油率已经很低，轻型以上飞行器普遍使用涡轮轴式发动机。

经以上分析，選择涡轮轴式发动机。

4.2 直升机模式时主要参数估算

（1）总重G及有效载荷

直升机总重=空机质量+有效载荷质量+燃油质量。

（2）桨叶片数k

该飞行器由两副旋翼，每副旋翼有两片桨叶，在直升机模式时，两个旋翼旋转，推进桨提供推进力；在飞机模式时，两个旋翼先后停转并锁定，桨叶展向与机身轴线垂直，此时两个旋翼将转换为机翼。

（3）桨叶翼型

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器要在直升机模式和飞机模式下工作，当飞行器转换到飞机模式时，如果采用非对称翼型就会引起空气动力学方面的问题，从而导致飞行器无法工作。因此翼型选择为椭圆翼型，桨叶平面形状定为梯形。

（4）桨盘载荷

桨盘载荷：旋翼拉力（定常飞行时拉力近似等于直升机总重）与旋翼桨盘面积之比，即，为旋翼拉力，旋翼半径。共轴双旋翼/机翼转换式飞行器共有两副旋翼，每副旋翼有两片桨叶。姑且按照有四片桨叶的单旋翼直升机进行计算。常规直升机桨盘载荷，由于飞行器要在两种模式下工作，所以需要考虑每种模式对飞行器参数的要求，然后综合比较，选出比较合理的参数。由于飞行器在飞机模式时展长不能过大，所以桨盘载荷取得要偏大一些，我们首先假设桨盘载荷为400kg/㎡。

（5）旋翼半径R

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器共有两副旋翼，每副旋翼承担一半的总重，每副旋翼载荷承受载荷：，通过所选的桨盘载荷的值。可以求出旋翼半径。

（6）桨尖速度

当旋翼半径R确定后，桨尖速度就取决于旋翼轴转速。

在选择时必须考虑到以下因素的影响。过大或过小的都会使单位型阻功率增加，的最大值受到出现局部激波的限制，太小会使主减速器的相对重量大大增加，而且使旋翼的旋转动能减小，在飞行中当发动机停车时旋翼用于自转和瞬时增距的储备能量减小。旋翼噪声大小也和有很大关系。一般选择区的约束如图4所示。

（7）旋翼实度

利用上式计算气流分离限制所容许的最大值，再利用公式计算实度是气流分离限制所能允许的最小值，考虑到桨盘载荷值大小，旋翼实度不能小于0.05。旋翼实度的变化，构成了直升机航程与动静升限的相互矛盾，旋翼实度越小，直升机航程越远，但动静升限较低；旋翼实度越大，直升机动静升限越高，但航程随之缩短。为平衡两种矛盾，并考虑到应保持直升机拥有一定的动静升限和航程航时，在进行初步设计时，取旋翼实度范围0.08～0.085之间进行计算。我们首先取。

4.3飞机模式时主要参数估算

对飞机模式时的总体方案具有决定性的全局性影响的参数主要有三个：飞机的起飞重量W；动力装置的海平面静推力0T或静功率P以及机翼面积S。这三者中只要一个改变，即会引起全机总体方案的改动。一般将这三个参数进行组合，可得到两个相对参数：翼载荷（M/S）和推重比（T/G）。

在选择飞机模式参数时，应先根据飞机设计要求中所给定的飞行性能指标和典型飞行任务，初步选定翼载荷、推重比及起飞重量的初值，然后才可进一步确定其它参数。

主要从三个方面考虑翼载荷和推重比。

（a）最小平飞速度

共轴双旋翼/机翼转换式飞行器在由直升机模式转换为飞机模式这个状态中，最小平飞速度不能小于直升机的最大平飞速度，否则过渡不能实现。所以取最小平飞速度等于直升机模式时的最大平飞速度，v取280km/h。

取相对厚度为16%的椭圆翼型，根据不同相对厚度椭圆翼型升力特性曲线（图5）可知相对厚度为16%的椭圆翼型的最大升力系数为0.9，那么，我们可以先取，v取280km/h.

式中，我们首先取，根据已有亚音速飞机经验数据取根梢比，展弦比，根据不同相对厚度椭圆翼型阻力特性曲线（图6）可知相对厚度为16%的椭圆翼型的零升阻力系数为0.015，那么，我们可以取，v取600km/h。

这样我们可以得出所需最大推力，得到需用功率。

4.4共轴双旋翼机翼转换式飞行器参数综合选择

5.小结

选择一种较为合理的总体构型。并对飞行器的主要参数进行了初步的估计计算及确定。根据直升机总体设计，直升机空气动力学，直升机飞行力学，飞机飞行力学，飞机空气动力学，飞机总体设计方面的经验公式以及相关论文里对椭圆翼型低速气动特性的研究基础，结合类似飞行器的一些特性综合考虑得出了初步的主要参数。

当然这些计算结果都是粗略的，是在经过简化的共轴双旋翼直升机概念设计和飞机概念设计基础上得到的。