倾转旋翼飞机因其既能作为旋翼飞机又能作为固定翼飞机运行的双重能力而被开发和用于各种任务。在直升机模式下，它们能够垂直或短距起飞和着陆（V/STOL），而在飞机模式下，与固定翼飞机相比，它们可以实现更高的巡航速度和更远的航程。这种独特的运行灵活性使倾转旋翼飞机有别于传统飞机。继20世纪50年代XV-3项目和20世纪80年代XV-15倾转旋翼研究飞机项目取得成功后，V-22等倾转旋翼飞机现在被用于各种军事和民用目的。
在传统的倾转旋翼机配置中，如XV-15和V-22，整个短舱在模式转换过程中会倾转。相比之下，最近的一些设计采用了所谓的“仅倾转旋翼”机制，其中只有短舱的前部（包括旋翼组件和前齿轮箱）旋转。代表性的例子包括贝尔V-280、中国联合飞机R6000和利用这种机制的莱昂纳多NGCTR-TD。
与传统配置相比，这种机制具有几个优点。由于无论飞行模式如何，发动机和后变速箱等主要内部机舱部件都保持固定，因此提高了系统可靠性和部件使用寿命。此外，在所有飞行模式下，废气流都是向后引导的，这与直升机模式运行中废气流向下引导的传统配置不同。因此，机身热暴露减少，地面人员在操作过程中的安全性得到提高。此外，由于短舱位置不再阻碍侧向火线，因此通过这种配置，在飞机侧面安装武器变得可行。
图1 XV-15倾转旋翼机
图2 仅倾转旋翼机构方案
波音和马里兰大学在早期的研究中提出了具有这种机制的倾转旋翼飞机的概念。在这些研究中，详细建议了以利用该机制的短舱为重点的飞机设计。然而，在极端运行条件下对单个部件的全面结构评估以及颤振边界附近的气动弹性分析几乎没有得到解决。特别是，在早期的研究中，基于详细的全三维模型的结构和动态分析仍然有限。
在本研究中，XV-15倾转旋翼机主翼短舱组件的结构设计主要被确立为基准配置。其模态特性、重量分布和横截面刚度分布经过严格评估，以确保模型与现实飞机的保真度。基于这一经过验证的基准，开发了仅采用倾转旋翼机构的主翼短舱组件的初步设计。进行了全面的结构、动态、模态和气动弹性涡动颤振分析，以评估所提出构型配置的性能和安全性，并确定仅使用倾转旋翼机构所引起的独特特征。
2.0基准飞机设计
XV-15结构初步设计
基准XV-15主翼短舱配置的结构设计主要作为本研究的参考模型。该设计主要使用公开可用的技术数据进行开发，如下图和表1所示。基于这些参考文献，使用Solidworks构建了一个详细的三维配置，将内部结构元素整合到机翼和短舱的外壳几何形状中。
图3 XV-15机翼设计布局
机翼结构由位于前后位置的两个主翼梁、三个肋和六个桁条组成，支撑机翼内的内部结构部件。横轴位于后翼梁后面，主轴在翼尖和短舱之间提供刚性连接。在机翼后缘，连接着由襟翼和副翼组成的控制面，内部肋嵌入控制表面以提供结构支撑。
短舱结构保留了由模板和纵梁组成的框架。每个框架的位置和几何特征是根据公开的XV-15图像和V-22倾转旋翼机的参考短舱结构布局估算的。
内部组件分布在机翼和短舱内。机翼装有两个油箱和额外的子系统，每个机翼的总质量约为180公斤。短舱包含发动机、变速箱和旋翼桨毂等主要部件，总质量约为970.9公斤，详见表2。基准XV-15型号的最终主翼短舱配置如图4所示。
a）XV-15处于飞行模式（带蒙皮）
b）XV-15处于飞行模式（无蒙皮）
（c） 直升机模式下的XV-15（带蒙皮）
（d） 直升机模式下的XV-15（无蒙皮）
图4 XV-15主翼短舱结构
设计验证
根据几何设计，对蒙皮和内部支撑结构部件的厚度进行校准，以确保组装结构再现实际XV-15飞机的机械特性。验证过程基于几个标准进行，包括机翼结构刚度分布及其模态特性。
据观察，蒙皮厚度的变化对飞机的模态行为影响最大，因为即使蒙皮厚度的微小变化，由于面积宽敞，也会导致整体结构重量的显著差异。肋厚度的增加降低了所有模态的模态频率。增加翼梁厚度会降低梁的弯曲模态频率，同时增加弦向弯曲和扭转模态频率。然而，与蒙皮相比，肋和翼梁厚度变化的贡献相对较小。
根据校准结果，选择3mm的内部结构厚度和0.97mm的蒙皮厚度，与给定配置的验证标准达成令人满意的一致。由此产生的结构刚度与Aree和Wolkovitch先前研究中报告的值一致，机翼刚度汇总在表3中。此外，模型的前三个模态频率与实际飞机显示出良好的一致性，因为模型显示的模态频率分别为3.2 Hz、6.8 Hz、8.4 Hz，分别对应于梁弯曲、弦向弯曲和扭转模式。XV-15基准的模态验证结果如图5所示。
图5 XV-15主翼短舱结构模态特性
因此，可以得出结论，前一章中重新布置的配置可以很好地反映实际XV-15倾转旋翼机的结构特征。
3.0目前“仅倾转旋翼”的设计
仅采用倾转旋翼机构的设计
参考V-280和R6000飞机中采用的结构配置和转换机制，以及之前建立的XV-15模型，开发了仅包含倾转旋翼机构的主翼短舱组件的结构设计。主翼结构直接采用基准XV-15配置，以隔离短舱机制的影响。短舱内装有内部组件，包括发动机、变速箱、旋翼组件和相关的推进子系统。
在初始配置中，假设发动机与霍尼韦尔LTC1K-4K的XV-15发动机相同。在此，发动机横向放置在主短舱组件附近，以实现连续的动力传输，而不管短舱旋转如何。根据波音之前进行的研究，这种发动机布局被认为适用于仅采用倾转旋翼机构的配置。变速箱配置遵循Lim提出的设计，该设计将原始的V-280变速箱专利扩展到XV-15级飞机，相当于V-280最大总重的三分之一左右。
与原始的XV-15驱动硬件不同，目前的配置将变速箱分为两个主要部分——前进和后退。为了确保从发动机到旋翼的有效和连续的动力传递，两个变速箱部分通过锥齿轮组和铰链机构相互连接，使用仅倾转旋翼机构在短舱转换过程中能够进行运动学转换。其他部件，包括旋翼、桨毂和剩余的推进子系统，直接采用XV-15，以保持等效的质量特性。详细的组件布局如图7所示。
图6 仅倾转旋翼机构的齿轮箱配置
图7 短舱组件布局
确定短舱内结构框架的放置，为内部组件提供足够的承载能力。为了支撑发动机质量，在短舱内引入了一个垂直的承重框架板，取代了基准XV-15短舱设计中使用的水平支撑金属板。与基准配置中使用的螺旋千斤顶致动器类似，该致动器用于促进转换过程。执行器安装在短舱的前部，在倾转运行期间抬起前部组件。
最终确定的主翼短舱配置如图8所示。如图所示，在本设计中，只有短舱的前部在模式转换过程中发生旋转，而整个短舱在传统的XV-15配置中旋转（图4）。
a）飞机模式下的结构配置（带蒙皮）
（b） 飞机模式下的结构配置（无蒙皮）
（c） 直升机模式下的结构配置（带蒙皮）
（d） 直升机模式下的结构配置（无蒙皮）
图8 仅倾转旋翼设计的主翼短舱配置
（a）飞机全面展望
（b）完整的飞机外观（仅结构）
图9 当前设计为全飞机
4.0特征分析
在本节中，对目前设计的主翼短舱组件进行了严格的特性分析，该组件仅包含倾转旋翼机构，以评估结构鲁棒性和运行安全性。所进行的分析包括结构、动力学、模态、气动弹性和重心变化分析。其中，气动弹性分析特别是关于当前主翼短舱配置设计的涡动颤振特性的分析，得到了最广泛的研究，因为气动弹性行为直接决定了倾转旋翼飞机的飞行安全，特别是在高巡航速度下运行。
结构分析
进行结构分析以验证当前主翼短舱系统在最恶劣飞行条件下的结构鲁棒性。本次评估采用准静态飞行假设。为确保保守评估，首先确定关键的飞行条件。图10显示了基准XV-15倾转旋翼机的V-N飞行包线。由于假设目前的主翼短舱系统安装在基准XV-15飞机上，因此假设短舱倾转机构以外的飞行特性与基准飞机中使用的飞行特性保持一致。
如图10所示，直升机模式下+2g VTOL（垂直起飞）条件被确定为该飞行状态下最严重的载荷情况。在飞行模式下，+3g上拉机动是最关键的条件。因此，选择这两个条件作为当前结构分析的边界载荷条件
图10 XV-15的V-N图
使用从上一节中开发的CAD几何导出的有限元模型进行结构分析。分析在Ansys Mechanical中进行，包括旋翼桨毂和轴在内的所有主要部件都导入了分析模型。如图11所示，网格测试后，整个结构采用30mm的均匀网格尺寸。内部组件，如发动机和辅助子系统，在本表示法中表示为分布式质量。
图11 结构分析模型
图12（a）和（b）显示了飞机模式的结构分析结果。最大应力水平为380 MPa，主要发生在主翼根部和旋翼轴处。然而，由于在这种配置下短舱产生的推力相对较低，短舱框架（本研究的主要重点）不会经历严重的应力水平，如图12（c）所示。由于安全裕度超过1.3，目前的仅倾转旋翼配置在飞机模式载荷条件下被认为是结构安全的。
（a）主翼短舱配置
（b）主翼短舱配置（仅结构）
（c）短舱结构扩大
图12 飞机模式下的结构分析结果
图13（a）和（b）显示了直升机模式的结构分析结果，最大应力水平为282 MPa，小于飞机模式下观察到的应力水平。最大应力水平再次出现在机翼根部和旋翼轴处。尽管最大应力水平显著降低，但由于直升机模式运行期间产生的显著升力，短舱结构内观察到相对较高的应力，如图13（c）所示。尽管如此，仍保持了足够的安全裕度，表明在最恶劣的直升机模式载荷条件下，目前的设计在结构上仍然是合理的。
（a）主翼短舱配置
（b）主翼短舱配置（仅结构）
（c） 短舱结构扩大
图13 直升机模式下的结构分析结果
根据综合结果，可以得出结论，目前采用仅倾转旋翼机构的主翼短舱设计具有足够的结构鲁棒性，并在整个运行飞行包线内保持安全，在最关键的载荷条件下没有结构故障的风险。
动态分析
倾转旋翼飞机通过旋转短舱的螺旋千斤顶执行器在直升机和飞机模式之间进行转换。因此，在飞行模式转换期间评估短舱的可操作性至关重要。进行动态分析，以评估运行条件下转换过程的可行性和执行器负载要求。
动态分析使用Recurdyn进行，Recurdyn是一种进行多体动力学分析（MBD）的软件，能够分析运行条件下三维物体的动力学。基准XV-15构型配置和当前的短舱设计都是在Recurdyn分析环境中实现的。根据XV-15的转换计划，其中短舱倾斜90度约13秒（0.13 rad/s），通过在整个转换阶段施加适合每个短舱倾转角度的外部气动载荷来模拟模式转换状态。
作用在旋翼桨毂上的外力使用CAMRAD II进行估算，并根据参考文献进行验证。在瞬态分析过程中，根据瞬时短舱倾转角度，这些气动力被施加到桨毂上。
（a）基准XV-15
（b）目前短舱仅配备倾转旋翼
图14 Recurdyn动态分析
图14显示了基准XV-15和仅使用倾转旋翼的当前设计的Recurdyn动态分析环境，图15至16显示了转换过程中的执行器负载历史。
图15显示了地面转换的动态分析结果，其中旋翼不工作，因此没有气动力。在这种情况下，螺旋千斤顶执行器的负载主要由可移动短舱部件的重量决定。因此，由于旋转部件的质量显著降低，本设计中所需的致动器力大约是基准XV-15的一半。
图16显示了空中转换的结果，其中旋翼正在运行，气动力施加在桨毂上。与地面转换情况相比，执行器负载主要由与短舱旋转相关的气动力矩决定。由于两种配置的控制气动力相似，因此基准和当前设计的执行器负载是相当的。
图15 地面转换所需的执行器负载
图16 机载转换所需的执行器负载
观察到的执行器负载趋势与V-22的先前发现非常一致，其中压缩负载发生在飞机模式下，拉伸负载发生在直升机模式下。此外，基准XV-15结果与实际飞机的致动器行为报告一致，最大和极限致动器载荷分别为16.5 kN和22.2 kN。
根据动态分析，得出的结论是，在飞行模式转换期间所需的螺旋千斤顶执行器力在基准XV-15和目前的仅倾转旋翼设计之间没有显著差异。此外，所需的执行器负载保持在运行限制范围内，表明拟议的短舱配置在模式转换期间不会引入运行约束。
模态分析
对当前的短舱设计进行模态分析，以确定其模态特征。尽管飞机的总体质量规模与XV-15基准飞机相当，但几何形状和质量分布的修改预计会影响系统的模态行为。
图17显示了飞机模式下主翼短舱组件的振型。分析分别集中在三个最低模态上——梁弯曲、弦向弯曲和扭转。梁的弯曲和扭转振型与基准XV-15的振型以及模态频率没有显著偏差。相比之下，弦向弯曲模态在模态形状和固有频率上显示出明显的差异。这些差异归因于短舱几何形状的改变以及与仅倾转旋翼机制相关的内部质量的重新分布。
图17 当前设计的模态分析
图18显示了模态频率随机舱倾转角度i_N的变化。在基准XV-15中，模态频率随着短舱倾转角度的变化而显著变化。相比之下，本设计在整个转换范围内表现出相对较小的频率变化。这种行为可能是由于短舱和主翼之间的刚性结构连接，以及在仅倾转旋翼配置中短舱内部组件的相对运动减少。
图18 模态频率变化比较
气弹分析
气动弹性分析基于前一节中获得的模态特性进行，气动弹性分析主要集中在识别飞机运行飞行包线内的涡动颤振行为。
涡颤振是由不稳定机翼结构模式与螺旋桨或旋翼系统的旋转动力学相互作用引起的气动弹性不稳定。在高速前进时，这种相互作用会引起耦合的“旋转”运动，旋翼桨毂沿着圆形或椭圆形轨迹振荡，形成一个可能迅速发散的失稳反馈回路。由于机翼柔性和旋翼之间的强耦合，倾转旋翼和螺旋桨驱动的固定翼飞机特别容易受到涡动颤振的影响。
当前飞速度超过临界涡动颤振速度V_crit时，涡动颤振开始。使用系统的阻尼比来评估系统稳定性。负阻尼比表示动态不稳定，相应的飞行速度被确定为V_crit。
使用CAMRAD II和高保真尾流模型进行涡动颤振分析。直接实施设计的主翼短舱配置，以复制风洞试验条件。这里，采用均匀流入，因为已知可以准确预测气动弹性特性，特别是在巡航飞行状态下。选择总距变桨控制作为配平变量，并进行配平分析，直到旋翼桨毂上的净扭矩变为零，从而代表实验研究中使用的风车工况。旋翼叶片特性取自Aree的工作并进行了修改，以确保与可用的气动试验数据保持一致。CAMRAD II在飞机模式下预测的飞机飞行速度和相应的总俯仰角如图19所示，与之前的研究一致。
图19 总距角度与飞行速度
在分析目前仅采用倾转旋翼机构的短舱设计之前，为了验证目的，对前一节中开发的重新排列的基准XV-15模型进行了分析。图20将计算出的气动弹性特性与可用的飞行试验数据进行了比较。模态频率和阻尼比趋势显示出密切的一致性。虽然模态频率在飞行速度范围内几乎保持不变，但阻尼比在涡动颤振开始前立即迅速下降。这些结果证实，目前的CAMRAD II模型充分捕捉了基准XV-15构型的气动弹性行为。
随后，对目前仅包含倾转旋翼机构的短舱设计进行了涡动颤振分析。图21显示了由此产生的频率和阻尼特性。如前所述，除了弦向弯曲模式外，模态频率趋势显示基准和当前设计之间的差异很小。在阻尼方面，梁和弦向弯曲模式的稳定裕度略有下降，而扭转模式则略有改善。研究发现，总体差异仍然很小。值得注意的是，与基准飞机相比，本设计中的V_crit略有增加，表明气动弹性稳定性略有提高。
由于预测的V_crit仍远高于飞机的最大运行飞行速度，因此得出结论，目前的短舱设计没有涡动颤振不稳定性，与基准XV-15构型配置的气动弹性行为一致。
图20 基准频率和阻尼比与飞行试验数据的比较
图21 当前短舱设计的频率和阻尼比
重心变化分析
在倾转旋翼机中，模态转换过程中重心（CG）的变化是决定纵向动态稳定性的关键因素。在本节中，对采用仅倾转旋翼配置的当前短舱设计的重心变化进行了评估。
通过考虑在模式转换过程中经历相对运动的单个短舱部件的质量和位移来估计重心变化。波音Vertol之前进行的一项研究估计，在类似的仅倾转旋翼配置中，短舱转换会产生约8英寸的重心偏移。相比之下，目前的设计只产生了2英寸的重心偏移，重心从飞机模式下的机身位置293.5移动到直升机模式下的295.5。虽然独立的短舱经历了大约15英寸的重心偏移，但短舱对整个飞机重心的贡献导致总重心变化显著减少了2英寸，因为短舱的总重量相对于整个飞机的总重量相对最小。
在基准XV-15配置中，由于补偿了内部短舱部件的纵向运动，已知模式转换期间的重心变化要小得多。具体来说，前部组件在后部组件向前移动的同时进行平移，从而减轻净重心偏移。在目前的设计中，在转换过程中，只有前向组件在转换后进行平移，导致CG变化趋势不同。然而，如图22所示，当前配置的重心偏移仍在飞机的允许运行范围内。这些结果表明，目前的短舱设计在模式转换期间没有CG相关的稳定性问题。
图22 当前设计中的CG变化
气动阻力分析
在本研究中，没有使用计算流体动力学（CFD）等高保真工具进行详细的空气动力学分析。然而，根据波音Vertol之前的调查，可以间接评估目前仅倾转旋翼短舱配置的空气动力学特性。根据这项研究，由于垂直于入射自由流的投影面积减小，采用这种仅倾转旋翼的机制可以减少模式转换和悬停期间的气动阻力。具体而言，当采用仅倾转旋翼机构时，悬停模式下的阻力系数C_D从0.212减小到0.125。这些发现表明，尽管详细的空气动力学量化推迟到未来的工作中，但目前的短舱设计预计将在转换和低速飞行状态下表现出更高的空气动力学效率。
5.0结论
在本研究中，研究了倾转旋翼技术中的一种新型模式转换概念，称为“仅倾转旋翼”机构。并使用详细的三维Solidworks表示提出了采用这种机制的短舱配置。分析了仅包含倾转旋翼机构的主翼短舱系统的结构和气动弹性特性，并检查了它们与采用传统全短舱倾转机构的基准倾转旋翼机差异。
为了评估所提出配置的性能和安全性，尝试了综合特性分析。结构分析表明，在直升机和飞机模式下最恶劣的载荷条件下，短舱结构承受的应力水平有限，其结构行为与基准XV-15配置相当。
时间瞬态分析表明，飞行期间短舱倾转所需的执行器力与XV-15基准配置相似，在这两种配置中，所需的螺旋千斤顶执行器负载都保持在允许的范围内。
模态分析表明，除了弦向弯曲模态外，设计修改不会显著改变系统的整体模态特性。气动弹性分析进一步表明，设计修改不会引入不利的气动弹性效应，而涡动颤振临界速度相对于基准XV-15略有增加。临界速度远高于最大运行速度，因此表明了本设计的气动弹性安全性。
重心评估表明，尽管当前设计中的重心偏移大于基准配置，但仍在飞机的允许运行范围内。
总之，特征分析证实，仅倾转旋翼短舱设计不会对结构完整性、动态行为或气动弹性稳定性产生不利影响。相反，所提出的配置保留了基本的性能特征，同时提供了定性优势，包括改进的组件寿命和增强的子系统可靠性。
原文资料：2026利用倾转旋翼机构的倾转旋翼飞机短舱的初步设计和特性，https://wvul7.xetslk.com/s/2Dy3et；
