看NASA如何进行倾转涵道飞行器初始构型设计与选型

在城市空中交通(UAM)领域，构建具有代表性的概念飞行器库是推动技术研发与行业协作的关键。为丰富NASA UAM参考飞行器系列的技术覆盖范围，倾转涵道构型因其在噪声控制、气动性能及安全性方面的潜在优势被纳入研究。初始构型设计作为这一过程的核心环节，需综合考量历史经验、技术可行性及未来研究需求，通过系统的探索与筛选确定最优方案。

初始构型设计的首要步骤是对现有倾转涵道相关飞行器概念进行全面调研。研究团队梳理了30-40种历史及近期的飞行器设计，这些概念均采用倾转涵道式螺旋桨、风扇或旋翼作为推进系统，涵道数量从2个到36个不等。调研发现，部分构型除倾转涵道外还整合了升力风扇等辅助推进装置，例如某些概念通过嵌入机翼的升力风扇增强垂直起降能力。但为简化后续设计研究的变量控制，团队决定新的倾转涵道参考飞行器仅保留倾转涵道这一核心技术特征，不引入升力风扇，以确保技术路径的单一性与可比性。

另一个显著的调研发现是涵道尺寸与数量的分布规律。部分现有概念如Lilium Jet采用沿翼展排列的多个小涵道，通过增加涵道数量提升升力分布的均匀性；Aurora Flight Sciences XV-24A则将多个涵道集成于倾转机翼，形成分布式推进系统。然而，从未来研究的便利性出发，团队更倾向于采用数量更少、尺寸更大的涵道——较少的涵道数量可降低系统复杂度，便于开展气动干扰、结构强度等专项研究，同时大尺寸涵道在噪声屏蔽与推力效率方面的特性更易量化分析。

设计初始阶段还需确定关键参数的基准值。团队将涵道的 disk loading(推力与螺旋桨盘面面积之比)初步设定为30 lb/ft²，这一数值参考了其他UAM飞行器约15 lb/ft²的开式旋翼 disk loading，通过动量理论换算得出，旨在使悬停功率与下洗速度处于合理范围，确保与现有构型的性能可比性。同时，为简化制造与维护流程，所有涵道采用相同直径设计， lateral(横向)与 vertical(垂直)方向的涵道间距则以减少尾流干扰为首要目标——合理的间距可避免涵道尾流相互作用产生的气动损失，同时降低噪声叠加效应。

基于调研结论与设计约束，团队绘制了多组初始构型草图，并利用OpenVSP(开源参数化几何工具)生成四组候选构型的三维模型(如图1所示)，每组构型包含4至8个倾转涵道，覆盖不同的布局逻辑。

图1 早期倾转涵道布局探索:四种潜在布局(展示的是巡航布局)

四涵道构型(图1a)参考了X-22A的经典设计，两个涵道位于鸭翼位置，另外两个安装在主机翼末端靠近机尾处。X-22A的设计历程显示，四涵道构型的选择与发动机重量、可用推力及单引擎失效后的悬停能力密切相关。但在当前分布式电力推进技术成熟的背景下，UAM领域多数概念倾向于采用四个以上的推进器以提升冗余度与控制灵活性，因此四涵道构型未被列为优先选项。

六涵道与八涵道构型的差异主要体现在机翼布局与涵道排列方式上。图1b与图1d所示构型中，主机翼用于支撑第三对涵道，且该对涵道直接位于第二对涵道的后方。这种布局易导致涵道尾流冲击机翼表面，引发气动性能损失与额外噪声——尾流与机翼的相互作用会破坏流场稳定性，增加阻力的同时可能产生颤振等结构风险。此外，这种纵向紧凑排列还会压缩乘客进出通道的空间，降低实用性。

图1c所示的六涵道中央主翼构型则展现出明显优势。其涵道在垂直与横向方向均保持充足间距，有效避免了尾流干扰：纵向分布的三对涵道沿机身轴线依次排列，横向则通过机翼支撑实现左右对称分布，形成“品”字形空间布局。这种设计使悬停状态下的推力分布围绕重心呈放射状，显著降低了单涵道失效时的姿态控制难度，无需过度放大推进器功率即可满足冗余要求。同时，中央主翼的尺寸相较于其他六涵道及八涵道构型更小，在减轻结构重量的同时，为客舱区域预留了更宽敞的空间，便于乘客ingress/egress(进出)方案的优化设计。

构型筛选过程中，团队建立了多维度评估体系，综合考量气动性能、结构效率与研究适配性。其中，涵道总浸润面积是一个重要的隐性指标——尽管四涵道、六涵道与八涵道构型在 disk loading 及涵道直径与弦长比保持一致的情况下，总浸润面积差异不大，但浸润面积对巡航阻力的影响需结合布局特点分析。六涵道中央主翼构型的小尺寸主机翼可减少巡航阶段的迎风面积，间接降低寄生阻力，这对于提升UAM飞行器关键的巡航效率具有积极意义。

另一个关键指标是气动干扰的可控性。六涵道中央主翼构型通过垂直与横向的充分分离，使涵道尾流与机翼、机身的相互作用强度显著低于其他构型。风洞试验数据表明，涵道尾流冲击机翼会导致局部升力损失达10%-15%，而合理的间距可将这一损失控制在5%以内。同时，该构型的三对涵道分别安装于前、中、后三个纵向位置，形成多支点推力系统，在过渡飞行阶段(从悬停到巡航的转换过程)可通过差异化的倾转角度实现更精细的姿态控制，为研究过渡阶段的气动特性提供了理想平台。

从未来研究的扩展性来看，六涵道构型的模块化特征更为突出。每对涵道可作为独立研究单元，便于开展涵道-机翼耦合、螺旋桨-涵道匹配等专项试验；而较少的涵道数量降低了系统集成复杂度，使研究人员能更聚焦于倾转涵道的核心技术问题，如涵道唇口分离、气动噪声辐射等。此外，该构型与现有NASA UAM参考飞行器(如倾转翼、升力+巡航构型)在尺寸与重量参数上的兼容性更好，为后续的跨构型性能对比奠定了基础。

经过多轮评估与Trade-off(权衡)分析，六涵道中央主翼构型被选定为倾转涵道参考飞行器的初始方案。这一决策不仅基于当前构型的性能优势，更考虑了UAM技术发展的长远需求——随着分布式电力推进、主动流动控制等技术的成熟，该构型预留的升级空间可支持未来的技术迭代，例如通过可变涵道几何形状进一步优化悬停与巡航性能的平衡。

选定的构型采用涡轮电推进系统驱动六个涵道内的螺旋桨，涵道可实现从垂直起降到水平巡航的全范围倾转。其几何参数基于OpenVSP模型进一步细化：涵道直径统一设定为7.08英尺，中央主翼的展弦比优化至8.5以平衡升力与阻力，三对涵道的纵向间距按1:1.2:1的比例分布，确保推力矩的均匀性。这些参数为后续的尺寸优化、性能仿真及模型试验提供了基准框架。

初始构型设计的完成并非终点，而是后续研究的起点。该构型将作为基准平台，用于探索涵道气动特性、噪声控制方法及结构轻量化技术，同时为UAM社区提供一个公开、透明的参考模型，推动行业在倾转涵道技术领域的协作与创新。随着研究的深入，构型参数将通过更多的Trade study(权衡研究)不断优化，最终形成兼具代表性与前瞻性的UAM参考飞行器方案。

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