仲唯贵，黄建萍，张义涛

(1.中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001；2.陆军装备部驻景德镇地区航空军事代表室，江西 景德镇 333001)

0 引言

倾转旋翼机是一种结合了直升机和定翼机特点的旋翼飞行器，既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有定翼机的高速巡航飞行能力。倾转旋翼机因其速度快、航程远的构型特点，成为直升机高速化发展的重要方向。国外倾转旋翼机发展经历了XV-3和XV-15两型验证机的研发、试验和试飞，完成了飞行原理、飞行性能和任务能力的验证。在倾转旋翼技术经过必要验证并趋于成熟后，于1983年4月开始V-22倾转旋翼机的装备研发。目前V-22倾转旋翼机已装备超过400架，累计飞行时间超过60万小时。欧洲正在进行民用倾转旋翼机AW609的适航取证工作，并开展下一代倾转旋翼机的研发工作。

倾转旋翼机的构型特点带来复杂的气动和动力学问题，设计过程中需要通过风洞试验进行研究和解决。因此，在倾转旋翼机发展的不同阶段，风洞试验都是必不可少的研究手段。特别是倾转旋翼机全机风洞试验，在提前暴露设计问题、事故定位、完善设计、气动特性研究等方面发挥了重要作用。倾转旋翼机全机风洞试验系统构成复杂、测试参数众多，要完成具有良好效果的风洞试验，试验难度大、风险高、周期长。本文对各型倾转旋翼机开展的全机风洞试验进行了总结，并分析了全机风洞试验在技术发展中的作用，为倾转旋翼机技术发展提供借鉴和参考。

1 倾转旋翼机全机风洞方法

倾转旋翼机全机风洞试验有两种实现方法，即采用真实试飞样机的风洞试验和缩比试验台风洞试验。

1.1 试飞样机风洞试验

采用真实试飞样机的风洞试验以发动机为动力驱动，通过在机体结构上设计支撑和连接点进行风洞安装。试验系统大部分采用机上系统，通过台架天平能够测量整机六力素；机上载荷和振动通过加装应变片和振动传感器测量；试验控制通过机上飞控系统控制。以真实试飞样机开展风洞试验不需要重新研制试验模型，对试验台和试验测试系统的需求也有所降低。试验不需要缩比，因此试验能够反映与真实飞行环境相近的气动和动力学特性、载荷和振动水平等；同时，由于采用机上原有系统，能够在试验中反映机上系统工作的可靠性和协调。但是，能否开展真实样机风洞试验会受到已有风洞尺寸的限制，需要具有大型风洞试验系统；同时采用发动机为动力和机上系统使试验更为复杂，造成试验风险增加。XV-3和XV-15两型倾转旋翼机的技术验证机开展了试飞样机的风洞试验研究(见图1)。

图1 试飞样机风洞试验示意图

1.2 缩比试验台风洞试验

缩比试验台风洞试验以电机为动力驱动，研制专用或通用风洞试验台和测试系统。由于需要进行缩比试验，根据试验目的考虑相似性准则，对试验模型和试验控制系统进行专门研制。相比于真实样机风洞试验，不受机身机构和改装限制，因此能够测量的参数可以更多，可以在机身、旋翼、机翼、尾面和舵面等部位安装天平进行气动力的准确测量，同时可以在机身、机翼、尾面等气动部件布置压力传感器进行压力分布测量。相比于真实样机机上复杂的系统和设备，缩比试验台风洞试验可以简化系统，试验难度会降低，试验风险相对真实样机也会变小。但是，试验模型缩比后与真实样机会存在差异，在相似准则条件的约束下，要开展满足多种相似条件的气弹耦合稳定性试验或响应试验难度较大。V-22倾转旋翼机研制过程中开展了缩比全机风洞试验(见图2)。

图2 缩比试验台风洞试验示意图

2 国外倾转旋翼机全机风洞试验

2.1 XV-3倾转旋翼机全机风洞试验

XV-3倾转旋翼机项目始于1953年10月，共开展了四个阶段的全机风洞试验，均在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺风洞中完成(见图3)。

图3 XV-3全机风洞试验

首次全机风洞试验在1957年9月开展，针对试飞中出现的问题，将验证机的三片桨叶铰接式旋翼改为了两片桨叶的摆振刚硬旋翼，通过风洞试验研究改进旋翼后的性能和动力学特性。风洞试验表明更换旋翼后消除了旋翼不稳定性问题，之后转入飞行验证。第二次全机风洞试验研究短舱振动问题原因和改进设计效果，改进设计包括缩小旋翼直径、增大机翼刚度以及提升旋翼操纵刚度。风洞试验验证了改进设计可实现动力学的稳定性目标，之后顺利完成了倾转过渡试飞。1962年6月，在军方对XV-3完成了正式飞行评估后，开展了第三轮风洞试验，研究定翼机模式高速飞行稳定性的提升方法。在增加了短舱和机翼刚度后，飞行速度提升到287 km/h才出现气弹不稳定现象，但是最大飞行速度仍然与直升机相当。在XV-3验证项目完成后，为进一步掌握倾转旋翼机的动力学特性，启动了第四次全机风洞试验，试验内容包括高速飞行状态稳定性提升方案研究和理论分析方法的有效性验证。在1968年11月进行最大风速约370 km/h的试验时，由于翼尖劳损导致两副旋翼松脱而使XV-3试验机毁坏，但试验内容和目标均已达成。

XV-3倾转旋翼机四个阶段的全机风洞试验，前两次是为解决试飞过程中出现的问题，保证试飞顺利推进而开展，后两次是为了研究倾转旋翼机特性，提升性能潜力而开展。

2.2 XV-15倾转旋翼机全机风洞试验

XV-15倾转旋翼机研制项目启动于1973年9月，是满足军用或商用验证需求的最小尺寸的概念验证机。在项目策划初期即制定了全机风洞试验研究计划，在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺风洞中进行，因此全机尺寸能够满足在40×80英尺风洞中完成气动、载荷和系统性能的试验要求(见图4)。

图4 XV-15全机风洞试验

在XV-15研制阶段设计了在风洞试验时进行无人控制的工作方式，预留了风洞支架的安装位置和遥测设备的安装接口。风洞试验时通过机外油源直接连接发动机供油，不通过机上油箱，在进入风洞前排干了机上油箱并填充了氮气。为了保证风洞试验的安全，利用地面系留试验对风洞试验的操纵人员进行了训练；将飞行模拟数学模型更改为表征风洞试验的数学模型，模拟遥控状态的风洞试验以评估应急处置程序的合理性；识别出在直升机模式高速飞行时双发同时失效是唯一会产生危险情况的故障，制定了避免出现破坏性载荷的应急程序，要求在双发失效的5秒内减少短舱攻角。共进行了54个小时的风洞试验，完成了不同的短舱角和风速的试验，测量参数包括通过风洞天平系统测量静态气动力和力矩，通过机上系统测量结构载荷和飞参，在控制室实时监控温度、压力和静动态载荷参数等。

风洞试验过程中机上部件和系统表现良好，出现的一些小问题包括：短舱下限动失效、机头空速管振动、发动机滑油渗漏等。试验中发现的最大问题是直升机模式前飞和部分过渡状态下尾面的载荷过大。XV-15风洞试验的时间安排在完成首飞之后、扩展飞行包线之前，通过试验检验整机和系统，并且获得准确的气动特性数据，避免试飞风险。

2.3 V-22倾转旋翼机全机风洞试验

V-22倾转旋翼机在1983年4月开始设计，在1984年至1988年的研制期间，采用缩比模型试验的方式，开展了7轮的半模和全模的全机风洞试验研究。试验主要在波音的垂直起降飞机风洞和NASA的跨音速动力学风洞完成(见图5)。

图5 0.2缩比V-22模型在波音垂直起降试验风洞的试验

开展的试验包括直升机模式、过渡状态和定翼机模式的气弹稳定性、旋翼载荷、机体振动等内容。为了基于缩比模型试验获得气弹稳定性、载荷等试验目的，试验模型需要保证动力学和马赫数的相似，因此在试验模型研制上开展了大量工作。前期获得的试验结果用于评估设计结果和指导设计改进；后期试验通过试验数据验证了与全尺寸设计相似条件下，在设计速度内特有回转颤振不稳定问题具有足够的飞行安全边界。

2000年11月，在NASA埃姆斯研究中心的40×80英尺风洞中，开展了0.25缩比的全模V-22倾转旋翼机风洞试验研究。研制了倾转旋翼机专用试验台，用于获得倾转旋翼机的噪声数据，旋翼和整机性能，桨叶结构载荷，流场数据，机翼压力等数据(见图6)。试验台通过两台电机驱动，采用特殊设计的等速万向铰桨毂，实现动力学和运动学与V-22相似；桨叶采用基于柔性梁的双路载荷传递构型，桨叶1阶弹性模态(挥舞、摆振和扭转)与V-22的频率相似。试验台的测试系统包括两侧旋翼天平、机身天平、旋翼桨叶压力传感器、机翼压力分布测量系统等，并进行流场和声场测量。在获得研究数据的同时，研制的试验台能够成为倾转旋翼机气动机理研究的专用工具。

图6 0.25缩比V-22模型在NASA 40×80英尺风洞的试验

2.4 欧洲下一代倾转旋翼机计划(ERICA)全机风洞试验

在欧盟第六框架下的创新竞争高效倾转旋翼机集成计划项目(NICETRIP)中，研制了旋翼机提升创新概念(ERICA)倾转旋翼机的1：5缩比模型，分别在DNW-LLF风洞和ONERA-S1风洞中开展低速和高速的风洞试验研究(见图7)。

图7 ERICA缩比试验模型在DNW-LLF风洞试验

缩比试验模型为全机试验模型。模型旋翼由布置在机身的两台空气马达经过中间减速器和旋翼减速器进行驱动。模型旋翼构型在全尺寸的万向铰旋翼构型基础上进行了简化设计，采用了无铰式的桨毂构型，通过自动倾斜器进行总距和周期操纵。试验模型的短舱和机翼外段可实现分别倾转运动。试验模型操纵量有16个，包括旋翼总距和周期操纵6个、外端机翼倾转2个、短舱倾转2个、襟翼2个、副翼2个、升降舵1个、方向舵1个，试验时将重心处的全机六力素配平到零。测试系统包括：通过旋翼天平测量旋翼六力素和扭矩；通过机身天平测量整机六力素；通过尾面天平测量尾面六力素；通过一分量天平测量襟副翼、升级舵和方向舵的力矩；通过应变传感器测量旋翼桨毂弯矩、桨叶载荷、作动器载荷；通过压力传感器测量模型机身和机翼表面的静动态压力等。每个试验状态测量的参数超过800个。

ERICA缩比试验模型在风洞中完成了直升机模式、过渡飞行模式和定翼机模式的试验，超过400个飞行状态试验点，并进行了过渡走廊的边界研究。通过试验积累了丰富的试验数据，可用于倾转旋翼载荷预估方法验证、全机气动特性验证、旋翼动力学研究、机翼动态载荷预估方法验证、飞行力学建模的数据支撑等。

3 倾转旋翼机全机风洞试验的作用

3.1 气弹稳定性研究

倾转旋翼机的旋翼、短舱和机翼构成气弹耦合系统。对于定翼机模式的高速飞行状态，倾转旋翼机设计中必须要重点考虑旋翼、短舱和机翼的气弹耦合不稳定问题，特别是回转颤振不稳定问题。回转模态不稳定产生的主要原因是旋翼的力和力矩与柔性机翼/短舱结构的耦合。由于大尺寸旋翼的桨叶弹性运动和万向铰运动的动态激励作用，倾转旋翼机回转颤振不稳定问题相较螺旋桨飞机更为严重，对倾转旋翼机的旋翼和机翼设计产生极大的影响，并最终影响倾转旋翼机的飞行速度、航程和商载。由于回转颤振不稳定性的灾难性特性，在设计时倾向于采用更大的回转颤振安全性边界。保守设计的原因之一是对回转颤振问题预测的精确度不够。

倾转旋翼机的回转颤振不稳定性问题在XV-3的全机风洞试验中发现并通过风洞试验研究了解决措施。在XV-15、V-22等倾转旋翼机的研制中，通过全尺寸或缩比试验对这一问题进行了重点研究和验证。因此，基于包括旋翼、短舱和机翼的倾转旋翼机试验模型，开展高速飞行状态的回转颤振稳定性试验，能够测量固定面的颤振速度特性、抖振载荷等，并且优化气弹不稳定速度，可以获得较准确的稳定性边界结果，并可对提供稳定边界的技术手段进行研究。

3.2 全机气动特性研究

倾转旋翼机存在直升机模式、过渡模式以及定翼机模式三种飞行模式，不同飞行模式下旋翼、机翼、机身等气动部件工作的气动环境不同，并且存在气动部件之间的相互气动干扰作用，对飞行性能、品质和载荷产生极大的影响。在直升机和过渡飞行模式下，存在旋翼下洗流场对机翼和机身、旋翼下洗流场对尾面的气动干扰作用。特别是悬停状态，由旋翼下洗流场与机翼相互作用产生的特殊的“喷泉效应”问题，生成机理复杂，产生的机翼向下载荷会降低起飞重量，从而严重影响飞行性能。

为了分析倾转旋翼机的飞行性能、品质和载荷，建立准确的分析模型，除了需要旋翼、机翼、机身、尾面等孤立部件的模型或气动特性，还需要旋翼、机翼、机身相互气动干扰状态的气动特性。目前，通过理论分析和数值计算进行准确的预估还存在难度。因此，通过开展模型的全机风洞试验，获得包括旋翼、机翼、机身等部件的气动特性以及全机气动干扰特性，可为建模提供数据，并为气动设计提供有效的指导。

3.3 载荷和振动研究

倾转旋翼机载荷和振动都存在特殊性。倾转旋翼机采用万向铰构型的旋翼系统，存在与直升机相同的桨叶、桨毂以及操纵载荷预估问题，旋翼系统各部件载荷表现为高频的动态交变载荷，且由于旋翼桨叶的摆振刚硬特性，会带来较大的桨叶动态载荷和较高的桨毂振动水平。倾转旋翼机由于存在直升机、过渡和定翼机三种飞行模式，其振动源既包括了旋翼系统、传动系统、发动机等动部件振动，也包括了机翼、尾面的振动，同时也包括了由于旋翼尾流对机翼、尾面的气动干扰影响产生的额外振动。因此，直升机和定翼机的振动问题在倾转旋翼机上都会存在，并且过渡飞行状态是振动水平最高的状态。

倾转旋翼机旋翼动部件载荷特性以及引起的复杂振动问题，是倾转旋翼机风洞试验研究的主要内容之一。通过倾转旋翼机的全机风洞试验，可以获得较全面的旋翼桨叶、桨毂、操纵、机翼、舵面等全机部件的载荷特性，并能够根据动载荷的水平、载荷传递等研究不同部件的振动特性。获得的试验数据可用于倾转旋翼机全机载荷分析方法的验证，以及振动抑制方法的研究。

3.4 全机气动噪声研究

倾转旋翼机的噪声源包括了旋翼桨叶的静态、周期和随机载荷，以及高桨尖马赫数下的流场空间压缩效应和非线性气动特性。倾转旋翼机显著的构型特征影响了其噪声特性，不同飞行模态下的旋翼和尾迹与常规直升机和定翼机都不同，同时存在短舱倾转自由度，会改变旋翼的气动特性，从而改变噪声特性。

与直升机相比，倾转旋翼机噪声特性存在较多的不同。倾转旋翼机具有更高的桨盘载荷和极大的桨叶扭转角，带来旋翼尾迹和桨叶载荷的变化，产生旋翼噪声特性的不同；倾转旋翼机双旋翼产生噪声，噪声信号的相位产生变化，并且旋翼和短舱方位相对观测点可变；倾转旋翼机旋翼/机翼的气动干扰带来较大的流场变化，特别是悬停状态特有的“喷泉效应”，产生较大噪声水平；定翼机模式下，旋翼桨尖与机身近距离通过，噪声传播特性对机身影响较大，并且桨尖涡与机身作用产生新的噪声。

通过孤立的倾转旋翼风洞试验可以研究部分倾转旋翼机噪声特性，但是双旋翼、旋翼/机翼气动干扰、旋翼/机身干扰等带来的噪声特性改变需要通过全机风洞试验进行研究。通过倾转旋翼机的全机风洞试验，获得较全面的噪声试验数据，可为理论分析方法验证、声源特性研究和降噪设计提供数据支持。

4 结束语

倾转旋翼机经历技术验证机的研发、装备的研发到大规划装备及战场应用，已证明了其独特的飞行性能优势。在倾转旋翼机发展的不同阶段，基于提前暴露问题、事故定位、完善设计、特性研究等原因开展了大量的全机风洞试验。相比于旋翼、机身、机翼等孤立部件的风洞试验，全机风洞试验系统众多，试验过程复杂，但是可以在倾转旋翼机的气弹稳定性、全机气动特性、载荷和振动、全机气动噪声等方面提供较为全面的试验数据。因此，倾转旋翼机的全机风洞试验在掌握倾转旋翼机构型特点，建立不同学科的设计手段，提升性能，降低设计风险方面发挥不可替代的作用。