TTR 試驗(yàn)臺主要參數(shù)見表 1，旋翼直徑最 大為 7. 92 m。TTR 試驗(yàn)臺是當(dāng)前尺寸最大的傾 轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺，其為 21 世紀(jì)新型大尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼氣動、噪聲特性研究以及傾轉(zhuǎn)旋翼新技術(shù)的驗(yàn)證提 供了試驗(yàn)平臺，同時(shí)為最先進(jìn)的傾轉(zhuǎn)旋翼分析預(yù)測 模型和設(shè)計(jì)方法研究提供了關(guān)鍵試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

2. 1. 2、傾轉(zhuǎn)旋翼縮比模型

20世紀(jì)90年代后期，為研究單獨(dú)傾轉(zhuǎn)旋翼在 不同飛行模式下的氣動及噪聲特性，NASA研制了1/4 縮比的單獨(dú)傾轉(zhuǎn)旋翼氣動聲學(xué)模型試驗(yàn)臺（Tiltrotor Aeroacoustics Model， TRAM），試 驗(yàn) 臺主要由旋翼/短艙、傳動、測量、動力等系統(tǒng)構(gòu) 成，見圖 3。試驗(yàn)臺電機(jī)功率 224 kW，直升機(jī) 模 式 旋 翼 槳 尖 馬 赫 數(shù) Matip=0. 63，固 定 翼 模 式 Matip=0. 59，短 艙 傾 角 范 圍 ：αn=-5° ~95（° 其 中，0°為巡航模式，90°為懸停模式，下文同）。

TRAM 試驗(yàn)臺作為驗(yàn)證傾轉(zhuǎn)旋翼氣動性能、 噪聲分析模型的試驗(yàn)平臺，在 DNW 風(fēng)洞開展了 多期 V-22 旋翼縮比模型的氣動、噪聲及流場測 量試驗(yàn)。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心（China Aerodynamics Research and Development Center， CARDC）于 2023 年研制了傾轉(zhuǎn)旋翼縮比模型試 驗(yàn)臺，該試驗(yàn)臺可開展最大旋翼直徑 3 m 的傾轉(zhuǎn) 旋翼懸停、過渡及前飛狀態(tài)下旋翼氣動干擾及噪 聲試驗(yàn)，該試驗(yàn)臺主要技術(shù)指標(biāo)見表 2。

除了利用傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺開展傾轉(zhuǎn)旋翼性 能及噪聲等研究外，國內(nèi)外也充分利用現(xiàn)有的常 規(guī)直升機(jī)旋翼試驗(yàn)臺開展傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)研究。如 美 國 國 家 航 空 航 天 局（National Aeronautics  and Space Administration，NASA）利用旋翼試驗(yàn) 設(shè) 施（Rotor Test Apparatus，RTA）在 NFAC的 24m×36m試驗(yàn)段開展了XV-15單獨(dú)傾轉(zhuǎn)旋翼 試驗(yàn)，考核了單獨(dú)傾轉(zhuǎn)旋翼懸停、低速飛行狀態(tài)下的旋翼性能、噪聲特性，并對高階諧波控制技術(shù)（HHC）在傾轉(zhuǎn)旋翼上的應(yīng)用進(jìn)行了驗(yàn)證。

歐洲利用 S1MA 風(fēng)洞配套的直升機(jī)旋翼試 驗(yàn)臺（Helicopter Rotor Test Bench， BERH），開展傾轉(zhuǎn)旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)，考核傾轉(zhuǎn)旋翼不同飛行模式下的性能及噪聲特性。

與專用的傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺相比，使用常規(guī)旋 翼試驗(yàn)臺開展傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)具有一定的局限性：一是無法完全模擬傾轉(zhuǎn)旋翼的槳尖馬赫數(shù)范圍；二是模擬的傾轉(zhuǎn)旋翼工況單一，僅能模擬懸停以 及直升機(jī)模式前飛工況，無法模擬傾轉(zhuǎn)過渡模式 的工況。

2. 2　傾轉(zhuǎn)旋翼縮比模型全機(jī)氣動特性研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的旋翼、機(jī)身、機(jī)翼、襟副翼、平 垂尾等多部件間的氣動干擾特性研究及優(yōu)化是 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制的關(guān)鍵技術(shù)之一，美國和歐洲分 別基于 V-22 和 ERICA 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)構(gòu)型，國內(nèi)基于 V-280 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動外形，研制了全展長的 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型試驗(yàn)平臺，用于開展全機(jī)氣 動干擾特性及噪聲特性研究與評估，表3為國內(nèi)外全展長傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型試驗(yàn)設(shè)備統(tǒng)計(jì)。

美國基于V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)外形，于2001年研制了1/4縮比的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)縮比模型試 驗(yàn)平臺——全展長傾轉(zhuǎn)旋翼氣動噪聲模型（FullSpan Tiltrotor Aeroacoustic Model，F(xiàn)S TRAM）， 并在 NASA 的NFAC風(fēng)洞12 m×24 m 試 驗(yàn) 段 進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)研究（圖4）。FS TRAM 主要用于獲取傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的全機(jī)氣動干擾數(shù)據(jù)、全機(jī)氣動噪聲數(shù)據(jù)、可視化流場數(shù)據(jù)以及槳葉結(jié)構(gòu)載 荷數(shù)據(jù)等，該設(shè)備目前作為美國工業(yè)部門和政府機(jī)構(gòu)研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動及噪聲特性的常用設(shè)備。

在歐盟第六框架項(xiàng)目——新型創(chuàng)新競爭高 效傾轉(zhuǎn)旋翼一體化子項(xiàng)目的資助下，歐洲國家聯(lián) 合研制了機(jī)翼/旋翼復(fù)合傾轉(zhuǎn)式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)—— 新概念增強(qiáng)型旋翼機(jī)（Enhanced Rotorcraft Inno? vative Concept Achievement，ERICA）的 1/5 全 展長縮比模型試驗(yàn)設(shè)備——ERICA試驗(yàn)臺， 在德荷DNW-LLF風(fēng)洞9. 5 m×9. 5 m 試驗(yàn)段開 展了直升機(jī)模式、過渡模式試驗(yàn)，在法國宇航院 S1MA 風(fēng)洞（?8 m）開展了固定翼模式風(fēng)洞試 驗(yàn)（圖 5）。

ERICA試驗(yàn)臺由旋翼（槳葉、槳轂、自動傾斜 器等）、機(jī)身（機(jī)身、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼、固定機(jī)翼、襟副翼、 平尾、垂尾、舵面等）、數(shù)采（旋翼天平、機(jī)身天平、 鉸鏈力矩天平、壓力測量傳感器等）、動力、旋翼 操縱等多個(gè)系統(tǒng)組成。與 FS TRAM 試驗(yàn)臺相 比，ERICA 試驗(yàn)臺的數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)更 加復(fù)雜，單條次試驗(yàn)采集的數(shù)據(jù)包括旋翼氣動 力、槳葉結(jié)構(gòu)載荷、機(jī)身氣動力、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼表面壓 力、襟副翼鉸鏈力矩、尾翼鉸鏈力矩及尾翼表面壓力數(shù)據(jù)以及安全監(jiān)控?cái)?shù)據(jù)等，該試驗(yàn)臺是目前 采集參數(shù)最多的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型試驗(yàn)臺，總 的采集參數(shù)約 900 個(gè)/條次。

作為全展長傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)縮比模型試驗(yàn)設(shè)備， 歐盟利用 ERICA 試驗(yàn)臺，獲得了大量的傾轉(zhuǎn)旋 翼全機(jī)/部件的氣動干擾數(shù)據(jù)、噪聲數(shù)據(jù)等，該試 驗(yàn)臺將作為歐洲研制下一代民用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的 關(guān)鍵平臺，為傾轉(zhuǎn)旋翼全機(jī)氣動特性驗(yàn)證、關(guān)鍵 部件優(yōu)化、旋翼動力學(xué)研究以及全機(jī)氣動特性分析方法驗(yàn)證 、飛行力學(xué)建模等提供關(guān)鍵支撐作用。

由于目前尚沒有型號牽引，國內(nèi)對于傾轉(zhuǎn)旋 翼機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)及試驗(yàn)技術(shù)的研究起步較晚，目前 正處于快速發(fā)展階段。CARDC 于 2022 年研制 了直徑 2 m 的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全機(jī)縮比模型試驗(yàn)臺， 并利用該試驗(yàn)臺開展了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)懸停、過渡及 前飛狀態(tài)下的全機(jī)氣動干擾試驗(yàn)（圖 6）。CARDC 的傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺主要由旋翼操縱、主軸傾斜、 測量、數(shù)據(jù)采集、安全監(jiān)視、傳動、潤滑冷卻等系 統(tǒng)構(gòu)成，可完成懸停、過渡及巡航狀態(tài)下的旋翼、 機(jī) 身 、機(jī)翼 、襟副翼等部件氣動力數(shù)據(jù)的同步測量。

中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所、南京航空航天大學(xué)研制了分離式的半模傾轉(zhuǎn)旋翼試驗(yàn)臺，在中國直升 機(jī)設(shè)計(jì)研究所 8 m×6 m 風(fēng)洞開口試驗(yàn)段、南京航空航天大學(xué)直升機(jī)低速風(fēng)洞開口試驗(yàn)段（3. 4 m× 2. 4 m）開展了部分基礎(chǔ)性試驗(yàn)研究工作，部分文獻(xiàn) 開展了懸停及前飛狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼干擾研究，研究了機(jī)翼干擾情況下的旋翼氣動特性變化規(guī)律，招啟軍等開展了懸停及過渡狀態(tài)旋翼/機(jī)翼干擾作用下的流場變化規(guī)律研究，捕獲到明顯“噴泉效應(yīng)”現(xiàn)象，初步揭示了旋 翼/機(jī)翼干擾的流動機(jī)理。

2. 3、傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性研究

2. 3. 1、全尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼耦合動力學(xué)

XV-3 原理樣機(jī)的試飛和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明 傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼之間存在著與螺旋槳飛機(jī)不同的 動力學(xué)穩(wěn)定性問題，嚴(yán)重制約了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行 性能的提升。

為研究傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼/短艙/機(jī)翼之間的 氣彈耦合動力學(xué)問題，20 世紀(jì) 60~70 年代，美國 研制了專用的全尺寸旋翼/短艙/機(jī)翼動力學(xué)試 驗(yàn)臺（Dynamic Test Stand，DTS），見圖 7。DTS 試驗(yàn)臺機(jī)翼垂直安裝于風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤上，并與天平直 接連接，短艙與機(jī)翼之間的角度調(diào)節(jié)范圍為 0°~ 20°，旋翼最大驅(qū)動功率 2 237 kW，槳轂中心位于 風(fēng)洞中心線上，離地高度 6. 1m。

DTS試驗(yàn)臺可確保機(jī)翼、旋翼、短艙的氣動及 結(jié)構(gòu)等參數(shù)與真機(jī)一致，且機(jī)翼及短艙的重量和 剛度等可調(diào)，試驗(yàn)可同時(shí)滿足Ma、Fr 和 Lo 相似。NASA利用該試驗(yàn)臺在 NFAC 風(fēng)洞 12 m×24m試 驗(yàn) 段 先 后 開 展 了 Model 300、Model 222 以 及 XV-15 的動力學(xué)試驗(yàn)，研究了不同機(jī)翼參數(shù)（剛 度、重量等）、旋翼系統(tǒng)參數(shù)（揮舞變距調(diào)節(jié)角、槳葉剛度 、槳 轂 形 式 等）對傾轉(zhuǎn)旋翼回轉(zhuǎn)顫振的影響。

2. 3. 2 縮比傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼耦合動力學(xué)

XV-15 研制期間，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈耦合動力 學(xué)問題的試驗(yàn)研究，主要利用縮比的傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼/短艙組合模型，在 NASA 蘭利的跨聲速動 力學(xué)風(fēng)洞（Transonic Dynamics Tunnel，TDT）開 展 ，該 風(fēng) 洞 使 用 R-12 氣 體 介 質(zhì) 時(shí) ，可 同 時(shí) 滿 足 Ma、Fr 以及 Lo 相似準(zhǔn)則。在該風(fēng)洞先后研制了 1/7. 5、1/4. 5、1/5 縮比的氣彈動力學(xué)試驗(yàn)臺，其 中，全展長 1/5 縮比的氣彈動力學(xué)試驗(yàn)臺旋翼模 型 直 徑 D=1. 52m，旋翼揮舞變距調(diào)節(jié)角-15° 。研究人員利用該試驗(yàn)臺先后開展了Model 300、XV-15全展長縮比氣彈耦合動力學(xué)。此外，由于該試驗(yàn)臺在設(shè)計(jì)之初就確保了 Ma和Fr相似，該試驗(yàn)臺在常規(guī)風(fēng)洞還可開展傾轉(zhuǎn)旋 翼/機(jī)翼/短艙的氣動干擾試驗(yàn)。