TTR 試驗臺主要參數(shù)見表 1，旋翼直徑最 大為 7. 92 m。TTR 試驗臺是當前尺寸最大的傾 轉(zhuǎn)旋翼試驗臺，其為 21 世紀新型大尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼氣動、噪聲特性研究以及傾轉(zhuǎn)旋翼新技術(shù)的驗證提 供了試驗平臺，同時為最先進的傾轉(zhuǎn)旋翼分析預測 模型和設計方法研究提供了關(guān)鍵試驗數(shù)據(jù)支持。

2. 1. 2、傾轉(zhuǎn)旋翼縮比模型

20世紀90年代后期，為研究單獨傾轉(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 縮比的單獨傾轉(zhuǎn)旋翼氣動聲學模型試驗臺（Tiltrotor Aeroacoustics Model， TRAM），試 驗 臺主要由旋翼/短艙、傳動、測量、動力等系統(tǒng)構(gòu) 成，見圖 3。試驗臺電機功率 224 kW，直升機 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 試驗臺作為驗證傾轉(zhuǎn)旋翼氣動性能、 噪聲分析模型的試驗平臺，在 DNW 風洞開展了 多期 V-22 旋翼縮比模型的氣動、噪聲及流場測 量試驗。

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 驗臺，該試驗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，該試驗臺主要技術(shù)指標見表 2。

除了利用傾轉(zhuǎn)旋翼試驗臺開展傾轉(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)直升機旋翼試驗臺開展傾轉(zhuǎn)旋翼試驗研究。如 美 國 國 家 航 空 航 天 局（National Aeronautics  and Space Administration，NASA）利用旋翼試驗 設 施（Rotor Test Apparatus，RTA）在 NFAC的 24m×36m試驗段開展了XV-15單獨傾轉(zhuǎn)旋翼 試驗，考核了單獨傾轉(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)旋翼上的應用進行了驗證。

歐洲利用 S1MA 風洞配套的直升機旋翼試 驗臺（Helicopter Rotor Test Bench， BERH），開展傾轉(zhuǎn)旋翼風洞試驗，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)旋翼試驗臺相比，使用常規(guī)旋 翼試驗臺開展傾轉(zhuǎn)旋翼試驗具有一定的局限性：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)旋翼縮比模型全機氣動特性研究

傾轉(zhuǎn)旋翼機的旋翼、機身、機翼、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)旋翼機構(gòu)型，國內(nèi)基于 V-280 傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動外形，研制了全展長的 傾轉(zhuǎn)旋翼機縮比模型試驗平臺，用于開展全機氣 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)旋翼機縮比模型試驗設備統(tǒng)計。

美國基于V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機外形，于2001年研制了1/4縮比的傾轉(zhuǎn)旋翼機全機縮比模型試 驗平臺——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風洞12 m×24 m 試 驗 段 進行風洞試驗研究（圖4）。FS TRAM 主要用于獲取傾轉(zhuǎn)旋翼機的全機氣動干擾數(shù)據(jù)、全機氣動噪聲數(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，該設備目前作為美國工業(yè)部門和政府機構(gòu)研究傾轉(zhuǎn)旋翼機氣動及噪聲特性的常用設備。

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

ERICA試驗臺由旋翼（槳葉、槳轂、自動傾斜 器等）、機身（機身、傾轉(zhuǎn)機翼、固定機翼、襟副翼、 平尾、垂尾、舵面等）、數(shù)采（旋翼天平、機身天平、 鉸鏈力矩天平、壓力測量傳感器等）、動力、旋翼 操縱等多個系統(tǒng)組成。與 FS TRAM 試驗臺相 比，ERICA 試驗臺的數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)、控制系統(tǒng)更 加復雜，單條次試驗采集的數(shù)據(jù)包括旋翼氣動 力、槳葉結(jié)構(gòu)載荷、機身氣動力、傾轉(zhuǎn)機翼表面壓 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)控數(shù)據(jù)等，該試驗臺是目前 采集參數(shù)最多的傾轉(zhuǎn)旋翼機縮比模型試驗臺，總 的采集參數(shù)約 900 個/條次。

作為全展長傾轉(zhuǎn)旋翼機縮比模型試驗設備， 歐盟利用 ERICA 試驗臺，獲得了大量的傾轉(zhuǎn)旋 翼全機/部件的氣動干擾數(shù)據(jù)、噪聲數(shù)據(jù)等，該試 驗臺將作為歐洲研制下一代民用傾轉(zhuǎn)旋翼機的 關(guān)鍵平臺，為傾轉(zhuǎn)旋翼全機氣動特性驗證、關(guān)鍵 部件優(yōu)化、旋翼動力學研究以及全機氣動特性分析方法驗證 、飛行力學建模等提供關(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 翼機風洞試驗及試驗技術(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)旋翼機全機縮比模型試驗臺， 并利用該試驗臺開展了傾轉(zhuǎn)旋翼機懸停、過渡及 前飛狀態(tài)下的全機氣動干擾試驗（圖 6）。CARDC 的傾轉(zhuǎn)旋翼試驗臺主要由旋翼操縱、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 身 、機翼 、襟副翼等部件氣動力數(shù)據(jù)的同步測量。

中國直升機設計研究所、南京航空航天大學研制了分離式的半模傾轉(zhuǎn)旋翼試驗臺，在中國直升 機設計研究所 8 m×6 m 風洞開口試驗段、南京航空航天大學直升機低速風洞開口試驗段（3. 4 m× 2. 4 m）開展了部分基礎性試驗研究工作，部分文獻 開展了懸停及前飛狀態(tài)下傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼干擾研究，研究了機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”現(xiàn)象，初步揭示了旋 翼/機翼干擾的流動機理。

2. 3、傾轉(zhuǎn)旋翼結(jié)構(gòu)動力學特性研究

2. 3. 1、全尺寸傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼耦合動力學

XV-3 原理樣機的試飛和風洞試驗結(jié)果表明 傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼之間存在著與螺旋槳飛機不同的 動力學穩(wěn)定性問題，嚴重制約了傾轉(zhuǎn)旋翼機飛行 性能的提升。

為研究傾轉(zhuǎn)旋翼機旋翼/短艙/機翼之間的 氣彈耦合動力學問題，20 世紀 60~70 年代，美國 研制了專用的全尺寸旋翼/短艙/機翼動力學試 驗臺（Dynamic Test Stand，DTS），見圖 7。DTS 試驗臺機翼垂直安裝于風洞轉(zhuǎn)盤上，并與天平直 接連接，短艙與機翼之間的角度調(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 風洞中心線上，離地高度 6. 1m。

DTS試驗臺可確保機翼、旋翼、短艙的氣動及 結(jié)構(gòu)等參數(shù)與真機一致，且機翼及短艙的重量和 剛度等可調(diào)，試驗可同時滿足Ma、Fr 和 Lo 相似。NASA利用該試驗臺在 NFAC 風洞 12 m×24m試 驗 段 先 后 開 展 了 Model 300、Model 222 以 及 XV-15 的動力學試驗，研究了不同機翼參數(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/機翼耦合動力學

XV-15 研制期間，傾轉(zhuǎn)旋翼機氣彈耦合動力 學問題的試驗研究，主要利用縮比的傾轉(zhuǎn)旋翼/機翼/短艙組合模型，在 NASA 蘭利的跨聲速動 力學風洞（Transonic Dynamics Tunnel，TDT）開 展 ，該 風 洞 使 用 R-12 氣 體 介 質(zhì) 時 ，可 同 時 滿 足 Ma、Fr 以及 Lo 相似準則。在該風洞先后研制了 1/7. 5、1/4. 5、1/5 縮比的氣彈動力學試驗臺，其 中，全展長 1/5 縮比的氣彈動力學試驗臺旋翼模 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臺先后開展了Model 300、XV-15全展長縮比氣彈耦合動力學。此外，由于該試驗臺在設計之初就確保了 Ma和Fr相似，該試驗臺在常規(guī)風洞還可開展傾轉(zhuǎn)旋 翼/機翼/短艙的氣動干擾試驗。