“空中实验室”系列验证机

“空中实验室”系列验证机演示图。

三视图。

研制背景及设计思想：航空工业是高技术密集型产业，其中集合了大量的高新技术。

一种型号飞行器的研制是一个不断积累研究经验的过程，其过程中需要进行大量的基础理论实验和工程验证试验。

目前在航空领域有两种研究体制，即以俄罗斯、欧盟、中国等为代表的型号牵引型航空工业和以美国为代表的技术牵引型航空工业。

前者主要围绕型号工程开展，在型号开发过程中不断进行技术攻关，从而取得航空技术的不断进步；而后者在开展型号研制之外，依托健全的科学实验体制，进行一系列不是针对具体型号而是以积累技术储备为目的的工程项目。

这两种研究体制都有各自的优势和特点，型号牵引型机制结构紧凑，研究成果短期效果明显，而且资金投入指向明确，有较高的投入产出比。

但这种机制容易产生对工程项目的过度依赖，基础研究投入较少，在原理和技术创新方面动力不足。

而且型号牵引的短期成果并不能使一个国家的航空工业具备巨大的研究潜能和知识的战略性积累，尤其在以前位涉足过的研究领域，通常会有技术储备几乎为零的尴尬情况。

技术牵引型研究机制以技术进步和创新为导向，在资金投入有保障的情况下，可以从战略上提高国家航空工业的潜在研究能力，尤其在基础研究方面，可以形成健全的科研机制，在遇到新问题新挑时有较大的研究动力。

这种机制有利于形成深厚的技术储备，能对未来的型号研制的高效进行打下良好的技术基础。

不过这种研究机制的建立是需要一定条件的，尤其是考虑到其投入产出周期特别长，短期效果不明显，而且投资风险较大，造成经济门槛过高，所以大部分国家无法采用这种研究机制。

不过目前世界各国，尤其是航空大国都在逐步重视以实验为先导的准技术牵引机制的建立，也只有不断增加在航空技术基础实验方面的投入，才能形成深厚的技术储备。

如果说研究机制的选择是从战略角度进行的考虑，那么从硬件角度看技术牵引机制最大的特点就是拥有规模庞大的验证机体系。

美国的X系列验证机在其航空工业的发展中起到了举足轻重的作用，大部分现役型号都脱胎于验证机，而且很多前沿的技术开发都是在验证机上进行的。

所以，技术牵引机制的硬件建设关键点就是验证机体系的建立。

不过，要建立健全的验证机体系是一项投资庞大且消耗可观的工程。

大多数国家无法形成真正的技术牵引机制瓶颈也就在验证机的研制上。

目前我国的航空工业还有很多领域的研究处于刚起步甚至空白状态，要赶上国际航空工业的发展步伐，必须从大量的实验中取得大量的技术积累，建立健全的实验体系，才能从根本上把航空技术的进步步伐掌握在自己手中。

长期以来我国也适应了一套以型号为研究目的的航空工业体系，重视短期内的成果，有限的资金只能投入到几个重点工程项目中，但在一些前沿的技术领域就很少有较大的进步。

所以在很多研究方向上我国与世界航空强国会出现“代”的差距。

从战略角度考虑，我们极有必要建立健全的实验体系，表现在硬件方面就是验证机的需求十分迫切；但另一方面过大的资金需求又不允许庞大验证机体系的全面建设，只能选择重点项目进行重点投资。

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，在资金投入有限的情况下高效地开发验证机，在风险可承受范围内逐步的向技术牵引机制过渡。

为了降低验证机的开发成本，降低风险，模块化思想是一种有参考价值的研究思路。

由于验证机往往只侧重某一方面的科研目的，所以制造一架验证机时并没有必要在验证机整体上进行全面的重新设计，只需要更改重点结构，就可以在更改范围最小的前提下完成实验目的。

这样对验证机机体结构的重用是模块化思想的一种体现。

基于这一设计思想，本文提出了“空中实验室”模块化系列验证机。

该系列验证机的设计前提是：假设需要进行的一系列实验项目对机体的变动要求主要集中在机翼气动布局和动力系统布置方面，对机身变化不敏感，即机身可成为各模块中的稳定组成部分。

下面本文将以固定翼气动布局验证机和可偏转旋翼验证机为例，对“空中实验室”模块化系列验证机进行具体介绍。

模块化复杂气动布局验证机：模块化复杂气动布局验证机是一种采用模块思想进行开发的组合式验证机，不同的气动布局采用统一的机身，通过对鸭翼、主翼和发动机的不同组合实现高速巡航布局、混合前掠翼布局和混合连翼布局，不同的布局方式分别用于超音速飞行、跨音速飞行和亚音速飞行的相关实验。

由于不同的方案最大限度地实现了结构通用，使该系列验证机的开发成本降低，从而可以减少整个飞机项目的研发投入。

同时，机身上的灵活连接部件为验证机的改型预留了巨大的空间。

模块化复杂气动布局验证机还可以作为动力设备、新材料、航空电子技术、生命保障系统等一系列关键技术的空中试车台。

机身模块采用细长型升力机体，机身与边条翼融合。

采用大边条设计，边条从机头发展，一直延伸到机身尾部。

整个机身下表面平滑，上表面隆起，结合平滑融合的边条翼，在飞行中整体产生升力。

机头略微下垂，使飞行员具有良好的视野。

在机身前段机背隆起，后段过渡为扁平形，这种设计的目的是使机身符合面积率，有利于从亚音速进入超音速，同时隆起的机身有利于增大机内空间，方便各种实验设备的布置。

边条翼在飞机起飞和降落阶段有提高操纵灵活性的作用，在大迎角飞行状态下，边条翼可以提高大迎角下的飞行性能。

在机身前段有鸭翼接口，用于不同鸭翼方案的组合；中段有主翼接口，用于不同主翼方案的组合；在机身腹部设有进气道接口，用于机腹进气布局的实现。

整个机身都由平滑曲面过渡，可以有效降低阻力。

机身采用大跨度复合材料整体成型技术，可用于实验这种材料成型技术在飞机制造领域的可行性，这也是目前客机机身加工的前沿课题。

大块的机身模块整体成型有利于减少机身的装配工作量，同时也有利于增加机身的整体强度。

在材料重量下降、连接件数量减少的情况下，整体复合材料机身有利于提高整机的推重比，从而提高飞机的机动性。

机身作为模块化复杂气动布局验证机的基础模块，必须具有较大的改装潜力。

为实现不同气动布局机翼在机身上的连接，机身留有的鸭翼、主翼和垂尾接口部分是可以根据具体情况进行小范围调整的。

起调整的方面主要是接口尺寸、材料、形态结构，这样才能适应不同机翼结构的连接需求。

而接口结构本身可以加工成接口系列标准件，同时机翼的连接部分根据这些标准进行设计。

这样可以最大限度的提高机身的通用性，也有利于降低成本。

假设需要实验一种本文三种气动布局以外的新方案时，就可以在机身上装配相应的连接接口，组装上新的机翼和垂尾以及发动机短舱，就可以很容易的实现飞机整体气动布局的变化。

高速方案高速方案的特点是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音速状态时后掠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。

垂尾采用直立单垂尾，垂尾根部在机身上有较长接合面，使垂尾具有一定后掠角。

为了满足超音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大俯仰角下的进气需要。

发动机为小涵道比涡扇发动机，可以使全机推重比接近1，实现马赫数 1.5左右的超音速巡航。

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。

其实验成果对进一步优化战斗机鸭式气动布局有较大帮助。

同时，根据目前国际上提出的几种超音速客机方案，鸭式布局成为一种新趋势。

所以，利用高速方案的远距耦合鸭式气动布局也可以进行一系列超音速大飞机的预研工作。

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有利耦合的影响，就应当采用低展弦比的后掠翼型。

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。

由于大部分采用鸭式气动布局的战斗机都是机腹进气或两肋进气的，所以鸭翼的涡流不易对发动机产生巨大影响。

但未来的民航超音速客机由于振动噪音等方面的限制，不能将发动机布置在机腹或两肋，但又要采用鸭式布局，所以在两侧进气的鸭式布局上展开实验是很有价值的。

前端鸭翼的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。

这一设想就可以通过在高速方案验证机上的实验进行验证。

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。

高速方案主要用于验证超音速大型飞机的可行性和相关技术参数，其成果可以为大型超音速客机、运输机、轰炸机的研制打下基础。

同时，高速方案也是很好的小涵道比涡扇发动机测试平台，即可作为新型小涵道比涡扇发动机的空中试车台。

混合前掠翼方案混合前掠翼方案的特点是在机身前段安装联接式组合鸭翼。

连接式组合鸭翼是用于新型鸭翼布局的实验，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，减弱了鸭翼在高速和乱流中产生的颤振。

在鸭翼未端还安装有翼稍帆片，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。

主翼外段为前掠翼，前掠角与菱形翼副翼延长线夹角保持一致。

采用前掠翼主要是为了利用前掠翼的以下优点：跨音速阻力低，操纵性好；升力系数大；跨音速巡航航程程增加；过失速机动性能优越。

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为处于水平面，而前掠翼段的翼根处带有上反角。

这样的设计是考虑到两台发动机位于机背，发动机进气口进气环境受前端鸭翼脱体涡影响很大。

部分气流在发动机进气道前已经分离，造成进气效率下降，影响发动机性能。

如果把前端鸭翼的前掠段翼根改为带有上反角，一方面可以避免翼后脱体涡打在发动机上，另一方面为前端后掠翼的有利涡流顺利的穿过前掠段，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进气效率。

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，提高进气效率。

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，提高主翼的效率。

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联合的原因。