傾轉旋翼飛行器【勁松書屋】

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1、 傾轉旋翼飛行器的論證與研究 1 傾轉旋翼飛行器概述 1.1歷史沿革； 傾轉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構飛行器，是未來直升機發(fā)展的必然趨勢。 1.2典型應用； 傾轉旋翼機能完成直升機所能完成的一切任務，由于其速度快、航程遠、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。 除此之外，在民用運輸方面，由于常規(guī)直升機經濟性差、速度較小、振動大，因而作為一種運輸工具受到了很大限制。而傾轉旋翼機的飛行速度與支線客

2、機相近，可在沒有機場的任何地區(qū)執(zhí)行運輸任務，特別適用于經濟不發(fā)達地區(qū)的開發(fā)和建設，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傾轉旋翼機定義； 傾轉旋翼飛行器是在機翼兩端各安裝一可變向的旋翼推進裝置，整個推進裝置可以繞機翼軸由朝上與朝前之間轉動變向，并能固定在所需方向，因此能產生向上的升力或向前的推力。傾轉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行巡航飛行。當旋翼

3、飛行器推進裝置垂直向上時，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方向，以使飛機保持或改變飛行狀態(tài)。在起飛之后，推進裝置可轉90度到水平位置，呈水平狀態(tài)，旋翼當作拉力螺旋槳使用，像固定翼飛機一樣依靠機翼產生升力飛行傾轉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。 因為傾轉旋翼飛機具有技術復雜，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v-2

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

5、行器保持平衡或做機動飛行，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，兩個推進裝置會對飛行器產生相反的扭矩，所以要求機翼擁有較大的強度。 2.1.3 可變向旋翼推進裝置 可變向旋翼推進裝置是區(qū)別旋翼飛行器與直升機的關鍵所在。直升機的操縱大多采用自動傾轉器使槳葉的漿距角作周期性變化，從而改變氣動合力方向。如懸停是旋轉的旋翼產生的力是垂直向上的力，此時直升機并不會向前移動。當需要向前移動時，旋翼向機體縱軸方向略微傾轉，同時機身低頭，即產生了一個向前的力，是直

6、升機向前飛行。 2.1.4 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，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心，軸X沿機體縱軸指向前方，軸Z垂直軸X向下，軸Y與軸X和軸Z構成右手系。 2.2.1運動模型 在建立動力學方程前，對機體作如下假設： （1）采用剛體動力學模型，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

7、行高度變化范圍不大，假定重力加速度和空氣密度不隨高度變化。 （5）機體坐標系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，在機體軸系下所建立傾轉旋翼機的運動方程為： 在過渡飛行狀態(tài)時，隨著旋翼傾轉角βM的改變Iz、Ix、 Iz、Iyx也會變化。利用下列各式得到Iz、Ix、Iz、Iyx在不同的旋翼傾轉角Mβ時的值。 式中m是全機質量，g是重力加速度，IxIyIz是機體質量對機體坐標系各軸的慣性矩，Izx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、俯仰和偏航合力矩；wvu為質心運動速度在體軸系 XYZ軸上的投影，

8、pqr是機體角速度在體軸系上的投影，分別稱為滾轉角速度、俯仰角速度和偏航角速度；θφψ為相對地面坐標系的姿態(tài)歐拉角，分別是俯仰角、滾轉角和偏航角；xyz分別是相對地面坐標系的水平位置和高度 2.2.2 氣動力模型 傾轉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重的氣動干擾，因此傾轉旋翼機的空氣動力學模型較傳統(tǒng)的固定翼飛機的空氣動力學模型和直升機空氣動力學模型復雜。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旋翼氣動力模型 旋翼空氣動力模型是傾轉旋翼機空氣動力模型中的關鍵部分。旋翼既是傾轉旋翼機的升力面，也

9、是傾轉旋翼機的推進器和操縱面，具有一系列復雜的空氣動力特性。 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)的邏輯關系， 2.2.2.2機體氣動力模型 機體部件由機身、機翼、水平尾翼、垂直尾翼和傾轉傾轉艙五個子部件組成，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雜的，在低速飛行時，旋翼對機翼的干擾計算十分復雜。本文在建立機翼空氣動力模型時，假設機翼為剛性，無彈性變形，機身對機翼的干擾效應包括在氣動力系數(shù)中。機翼氣

10、動力和力矩在風軸系中計算得到，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，將要考慮由此產生了的滾轉力矩和偏航力矩。 水平安定面和垂直安定面是一種規(guī)范翼型，它的氣動力在風軸系中進行計算，然后轉換到機體軸系中。當?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行論述。 3.1.升空階段 升空過程：傾轉旋翼飛行器升空有兩種方法，第一為當推進裝置垂直向上，旋翼

11、轉動產生升力，便可像直升機一樣垂直起飛、降落或懸停。第二為當推進裝置傾轉45度產生斜向上的拉力，使飛機短距滑跑起飛。為了保證旋翼具有一定的拉力，旋翼的螺距應達到一定的長度，此長度要大于旋翼在飛機安裝處到地面的距離，所以傾轉旋翼機不能以螺旋槳固定翼飛機模式進行滑跑起飛。 3.1.1推進裝置垂直向上起飛 此起飛方式與直升機類似，位于機翼兩端的推進裝置呈垂直向上狀態(tài)，兩個發(fā)動機工作帶動旋翼轉動，此時為保證飛機的平穩(wěn)，必須保持兩個旋翼的轉速保持一致，當兩個旋翼到達一定轉速后，產生的拉力與飛機重量平衡時，飛機開始升空，旋翼的截面為拱形，在轉動過程中，空氣相對于旋翼運動，會在旋翼上下表面產生壓強差

12、，從而產生向上的升力，使飛機升空。 3.1.2推進裝置傾轉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 推進裝置傾轉45度后旋翼產生傾轉角為45度斜向上的力，通過力的分解可以產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 3.2.1固定翼飛行模式 通過可變向旋翼推進裝置將旋翼由起飛時的垂直狀態(tài)改為水平狀態(tài)，使旋翼的拉力線與飛機縱軸平行，

13、指向機頭方向。此時旋翼為飛機提供一個向前的力，產生速度。升力由旋翼提供改為由機翼提供，在此狀態(tài)下傾轉旋翼機飛行模態(tài)與雙螺旋槳固定翼飛機相似，可進行高速飛行。 3.2.2直升機飛行模式 此狀態(tài)下，旋翼的拉力以較小的角度傾轉，因而產生了兩個分力，一個分力垂直向上為傾轉旋翼機提供升力，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)下傾轉旋翼機不能進行高速飛行。 3.3降落階段 降落階段與起飛階段類似，在到達降落局域上空后，旋翼推進裝置由水平改為垂直。采用直升機的方法垂直降落。 4 傾轉旋翼飛行器的飛行力學 4.1 旋翼力學原理

14、旋翼的槳葉類似于旋轉的機翼，通過氣流向下流動產生升力。同機翼一樣，旋翼槳葉上的升力與有效迎角成正比。 升力 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生，升力分布很不均勻。為改善這點，在制造旋翼槳葉時進行了翼扭轉，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。這種扭轉是升力分布更加均勻。 s 升力分布不均勻 升力均

15、勻分布 4.1.1旋翼的拉力 （1）垂直飛行狀態(tài)下旋翼的力 傾轉旋翼飛行器在主旋翼系統(tǒng)上產生升力，在垂直上升時，升力是沿垂直方向向上作用，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生的反作用力可以產生升力；然而，阻力是一個獨立于重量之外的力。 （2）前進/后退飛行狀態(tài)下旋翼的力 在向前、向后飛行時，旋轉平面通過可變向的旋翼推進裝置改變方向，旋轉平面與水平面是傾轉的，從而，產生一個朝傾轉方向的水平拉力矢量，例如，要建立向前飛行，總升力要

16、向前傾轉。與豎直方向相傾轉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，通過朝想要的飛行方向改變葉尖軌跡平面，就能建立側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程度，也就是可變向的旋翼推進裝置的旋轉程度。 前飛狀態(tài)下力的分布 后飛狀態(tài)下力的分布 4.1.3扭矩 扭矩效應通過機身向兩個旋翼系統(tǒng)旋轉的反方向轉彎中，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動旋翼系統(tǒng)向某一個方向轉動，對這個驅動力的反作用力，使得

17、機身在大小相等而方向相反的力的作用下朝旋翼旋轉相反的方向運動。如果只存在一個傾轉旋翼的情況下需要加裝尾槳來消除旋翼產生的相反力矩，造成了功率上的浪費。所以“魚鷹”采用兩個旋轉方向相反的旋翼，使得兩個相反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“魚鷹”的兩個旋翼垂直向上，在無風狀況下懸停時，在旋翼葉尖速度達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)域產生相等的升力。 當旋翼垂直朝上進入水平飛行時，在漿盤

18、區(qū)域內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)域的前行槳葉側邊的空速是旋轉速度加上前進速度，而后行槳葉側邊的空速則應減去前進速度；這就使飛行速度受到限制，當傾轉旋翼機飛行速度為：360千米/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300米/秒（旋翼旋轉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

19、。在此狀況下，如果處理不當將會產生不等的升力，并會使飛機翻轉和上仰。這就限制了旋翼垂直向上時“魚鷹”的飛行速度。 4.2固定翼力學原理 當推進裝置由垂直向上轉為與飛機縱軸平行時，“魚鷹”就進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生，尾翼通常產生負升力，飛機其

20、他部分產生升力很小，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，說明流速加快，壓力降低。而機翼下表面，氣流受阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是機翼上下表面出現(xiàn)壓力差，飛機升空。 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，按阻力產生原因可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力。 5 旋翼飛行器的關鍵技術 傾轉旋翼機性能較強，但它的結構比一般飛機復雜得多，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

21、特點，同時帶來了傾轉旋翼機獨有的一些技術困難。 5.1傾轉旋翼非定常氣動特性傾轉旋翼的氣動性能 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，而它傾轉過程中的氣動性能，就沒有類似的成果或經驗借鑒，這是傾轉旋翼機需要研究解決的關鍵技術之一。 5.2旋翼/機翼的氣動干擾技術 傾轉旋翼機的氣動干擾技術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，對傾轉旋翼機的有效載荷性能影響最大。 5.3傾轉旋翼結構設計 為適應各種模式各種狀

22、態(tài)下的飛行；傾轉旋翼系統(tǒng)的槳葉形狀、翼型。扭轉等與常規(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機翼設計 由于在兩側機翼的翼尖上裝有旋翼系統(tǒng)和發(fā)動機室，并且于各種工作狀態(tài)下，旋翼軸能相對機翼旋轉，這對機翼的強度和氣動穩(wěn)定性提出了很高的設計要求。 5.5傾轉旋翼機的飛行力學與控制 與普通固定翼飛機相比，傾轉旋翼機涉及的應用范圍和飛行領域要廣泛得多，因而它的飛行力學要復雜得多，特別是在傾轉過程中，旋翼軸的方向和轉速發(fā)生較大變化，導致飛機的升力、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

23、行力學可能會失效，需要建立新的飛行模型與方法。 6 傾轉旋翼飛行器的特點及應用研究 6.1 傾轉旋翼飛行器的特點 以？？為例，與常規(guī)直升機比較，可總結出傾轉旋翼機具有以下優(yōu)點： （1） 常規(guī)直升機最大速度超過360km/h，巡航速度超過300km/h的不多，而傾轉旋翼機的最大速度可達650km/h，巡航速度為509km/h。 （2） “魚鷹”傾轉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，僅相當于30m外卡車發(fā)出的噪聲。 （3） “魚鷹”傾轉旋翼機的最大航程可達3890km，而常規(guī)直升機的航程很少有超過1000km （4） “魚鷹”傾轉旋翼機在巡航飛行

24、時，因機翼可以產生升力，旋翼轉速較低，基本上相當于兩副螺旋槳，所以耗油率比直升機低。 （5）運輸成本低：綜合考慮傾轉旋翼機耗油量少、速度快、航程遠、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旋翼機的旋翼布局在遠離機身的機翼尖端，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，而傾轉旋翼機在有機場的情況下可以進行滑跑起飛，在起降條件惡劣的情況下可進行小場地垂直起降。 （2） 傾轉旋翼機可以于空中懸停進行救援，運輸，支援等任務。 （3） 傾轉旋翼機可做低空，低速，

25、和機頭方向不變的飛行。 雖然傾轉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，螺旋槳旋翼的扭轉角比較大，這對于確保槳葉根部能夠在前飛狀態(tài)下產生較大的拉力是十分有必要的。但在懸停狀態(tài)時，采用大扭轉角設計螺旋槳旋翼，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中，此時極易導致渦環(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。渦流內部的空氣壓力下降，這就導致旋翼會損失一部分

26、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)一側旋翼進入渦環(huán)狀態(tài)或者失效，另一側則正常工作的情況，就會導致左右兩側的升力失衡，飛機就會向著受到渦環(huán)影響的一側旋翼方向滾轉。 6.2傾轉旋翼飛行器的應用研究 由于傾轉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、預警平臺、執(zhí)行兵員/裝備突擊運輸、？？對抗平臺軍事上的應用前景非常廣泛。傾轉旋翼機在？？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

27、機作為飛行平臺。較采用固定翼飛行器和直升機而言，我認為采用傾轉旋翼機作為飛行平臺有以下優(yōu)點： 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?；芷痫w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，光等物理效應，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?；芑厥胀瑯右笥袡C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。而傾轉旋翼機可在航母，山地等復雜的地形條件下進行垂直起降，縮短了升空作戰(zhàn)的準備時間又不易暴露起飛陣地還保證了裝備的安全。 6.2.2對目標進行不間斷的干擾 固定

28、翼飛機需達到一定速度之后機翼的升力才能達到要求，所以需要不間斷的運動。所以固定翼無人機本身就在進行運動，又因為干擾設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旋翼機的話，在抵達所要干擾的目標上空后，即可懸停于此，使主瓣對準目標實施不間斷的干擾。 6.2.3干擾方式調整靈活 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致干擾效果很差。此時就需要調整天線姿態(tài)來消除部分極化損耗的影響。而因為

29、干擾天線的安裝與飛行平臺又是固定的，因此只能通過調整飛行平臺的飛行姿態(tài)來實現(xiàn)。而固定翼飛機要調整飛行姿態(tài)只能通過調整俯仰角、滾轉角、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險的，有可能會造成舵機卡死等情況出現(xiàn)。 如果采用傾轉旋翼機作為平臺的話，在因為電波極化原因而導致干擾效果不好需要調整飛行姿態(tài)時，可利用直升機模式下靈活的姿態(tài)變動，進行側飛，倒飛等飛行方式以消除極化損耗。 6.2.4戰(zhàn)場生存能力強 固定翼無人機在到達目標區(qū)域上空后是在運動狀態(tài)下進行干擾的，一個物體在運動狀態(tài)下很容易被人發(fā)現(xiàn)。而無

30、人機的運動速度并不快，僅僅和汽車運動速度相當，所以被發(fā)現(xiàn)后極易被擊落。采用傾轉旋翼機后，在目標上空懸停，相對目標基本靜止，再利用偽裝色進行偽裝，使得敵人憑肉眼很難發(fā)現(xiàn)，提高了戰(zhàn)場生存能力。 6.2.5到達戰(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)合作戰(zhàn)中重要的支援力量。采用傾轉旋翼機的話，在升空之后可立刻改為螺旋槳固定翼飛機模式，可以以較快的速度飛抵戰(zhàn)場再改為直升機模式進行電子壓制。這是單用直升機和固定翼飛機所不能完成的。 6.2.6滯空干擾時間長 在目標區(qū)域上空懸停進行干擾時，如單純的采用直升機作為平臺進行干擾的話，由于直升機本身的缺陷，

31、耗油量大，效率低的缺點導致不能在目標上空進行長時間干擾，采用傾轉旋翼機的話，可以于目標區(qū)域上空長時間停留。 7、未來傾轉旋翼機的發(fā)展 傾轉旋翼機同時具有直升機和固定翼飛機的優(yōu)點，綜合了兩者的特點，在未來軍事民用領域應用前景非常廣泛，各國現(xiàn)在都競相將研究方向轉向此領域，如美軍的“v-280”新型傾轉旋翼機、我國2013年展出的“藍鯨”傾轉旋翼機的概念模型。傾轉旋翼機采用了新的思維方法來設計直升機的旋翼和總體布局，設計思想已突破了傳統(tǒng)直升機的范疇，屬于新原理旋翼構型，是直升機技術突破性、跨越性的發(fā)展、是直升機行業(yè)帶有革命性的一項高技術，也是直升機技術發(fā)展的必然結果。傾轉旋翼機融合了直升機與固定翼飛機的優(yōu)點，是一種軍民兩用的高技術產品，因此，在未來高技術戰(zhàn)爭和國民經濟建設中必將發(fā)揮巨大的作用，在軍民領域的用途非常廣泛。 未來傾轉旋翼機的發(fā)展，會更加向隱身、高速、大載重方向發(fā)展，美軍的“v-280”新型傾轉旋翼機就較之前的v-22“魚鷹”在隱身設計方面有了較大的改進。因為傾轉旋翼機具有自己獨一無二的特點，相信在未來戰(zhàn)場上會成為一顆新星 z 18 內容c