0 引言

垂直起降無(wú)人機(jī)集合了旋翼無(wú)人機(jī)和固定翼無(wú)人機(jī)的優(yōu)勢(shì)，不僅能垂直起降，精準(zhǔn)懸停，還能高速飛行，具有對(duì)起降場(chǎng)地要求低，機(jī)動(dòng)性好，巡航速度快，續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)等優(yōu)勢(shì)，近年來(lái)逐漸成為研發(fā)熱點(diǎn)， 一 般 而言 ，垂直起降無(wú)人機(jī)主要有尾座式無(wú)人機(jī)、復(fù)合翼無(wú)人機(jī)和傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)三種構(gòu)型。

尾座式無(wú)人機(jī)

尾座式無(wú)人機(jī)在起飛和降落的階段呈尾座朝下，飛行中慢慢轉(zhuǎn)為水平狀態(tài)，并且保持固定翼模式的飛行，由于起飛著陸階段抗風(fēng)阻的能力較弱，使得應(yīng)用受限。

復(fù)合翼無(wú)人機(jī)

多軸無(wú)人機(jī)與固定翼的結(jié)合形成垂直起降復(fù)合翼無(wú)人機(jī)。升槳電機(jī)用于多旋翼模態(tài)的垂直起飛和降落，推槳電機(jī)用于產(chǎn)生固定翼模態(tài)飛行的推力。

垂起傾轉(zhuǎn)旋翼無(wú)人機(jī)

在復(fù)合翼的基礎(chǔ)上，前端兩個(gè)升槳電動(dòng)機(jī)與傾轉(zhuǎn)舵機(jī)結(jié)合，使得前端兩個(gè)升槳電動(dòng)機(jī)既用于垂直起飛，又用于水平飛行的動(dòng)力源。

1 總體初步布局

通過(guò)參考同類垂起無(wú)人機(jī)，本文提供一種新型垂起無(wú)人機(jī)的總體設(shè)計(jì)，系統(tǒng)方案為在機(jī)翼的l兩邊分別布置2組螺旋槳，機(jī)翼為可折疊設(shè)計(jì)。在地面時(shí)，4個(gè)螺旋槳整流罩底座充當(dāng)無(wú)人機(jī)的起落架。垂起狀態(tài)時(shí)，依靠4個(gè)螺旋槳提供升力飛行，此時(shí)無(wú)人機(jī)為相當(dāng)于一個(gè)四旋翼，可以實(shí)現(xiàn)四旋翼的所有飛行功能。在無(wú)人機(jī)懸停狀態(tài)到巡航狀態(tài)過(guò)渡時(shí)，機(jī)體尾部的大行程直線舵機(jī)（或直線絲桿）通過(guò)控制機(jī)翼內(nèi)部鉸鏈機(jī)構(gòu)帶動(dòng)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)。此時(shí)，4個(gè)螺旋槳即為無(wú)人機(jī)提供前飛動(dòng)力，降落過(guò)程與上述飛行過(guò)程相反。

方案布局設(shè)計(jì)

2 重要參數(shù)評(píng)估

2.1 起飛重量評(píng)估

根據(jù)無(wú)人機(jī)總體指標(biāo)要求，統(tǒng)計(jì)系統(tǒng)重量G，起飛重量包括空機(jī)G1、動(dòng)力系統(tǒng)G2、電池G3、航電系統(tǒng)G4、載荷G5……。一般小型無(wú)人機(jī)空機(jī)結(jié)構(gòu)重量系數(shù)f在0.25-0.35范圍內(nèi)。所有系統(tǒng)的重量可根據(jù)初步結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)獲得，也可參考同類型飛行進(jìn)行估算。

2.2動(dòng)力系統(tǒng)選型設(shè)計(jì)

動(dòng)力系統(tǒng)在無(wú)人機(jī)懸停、巡航以及最大速度時(shí)，需提供足夠的升力或推力，以滿足功率需求。且在懸停時(shí)功率消耗最大。為實(shí)現(xiàn)較高前飛推進(jìn)效率，無(wú)人機(jī)在巡航模式下，動(dòng)力系統(tǒng)轉(zhuǎn)速會(huì)較垂起模式時(shí)低，巡航功率僅為懸停功率的10%-20%左右。在確定動(dòng)力系統(tǒng)后，可通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)試出動(dòng)力系統(tǒng)的不同油門時(shí)力效、功率、扭矩、轉(zhuǎn)速等數(shù)據(jù)。

動(dòng)力系統(tǒng)部分?jǐn)?shù)據(jù)

為了適應(yīng)垂起狀態(tài)、過(guò)渡模式、巡航模式以及各種飛行狀態(tài)的動(dòng)力輸出，不僅要求飛控系統(tǒng)在控制算法上進(jìn)一步優(yōu)化，動(dòng)力系統(tǒng)需要滿足在整個(gè)過(guò)程總能效最高。

2.3 翼載荷確定

結(jié)合現(xiàn)有無(wú)人機(jī)初步評(píng)估翼形、尾翼、升致阻力因子K 、零升阻力系數(shù)C_D 、升力系數(shù)C_L,升阻比L/D、升阻特性,飛機(jī)極數(shù)曲線等重要性能，確定無(wú)人機(jī)的需用功率P_PX，再根據(jù)需用功率選取合適的螺旋槳和電機(jī)。無(wú)人機(jī)定常平飛時(shí)，需用功率為與飛行速度V的關(guān)系可由下式（2.2）得出：

式中：L為升力，D為阻力,S為機(jī)翼面積，q為翼載荷，V_Z為垂直方向速度，n為電機(jī)轉(zhuǎn)速。g為重力加速度。再根據(jù)功率需求，可推出飛機(jī)功重比P/G與翼載荷的約束分析方程（2.5）。可先根據(jù)經(jīng)驗(yàn)值確定翼載荷，然后在無(wú)人機(jī)各種工況下，由翼載荷計(jì)算功重比。

固定翼模式海平面平飛需用功率

2.4 續(xù)航計(jì)算

無(wú)人機(jī)的航程和航時(shí)受到數(shù)據(jù)鏈、電池能量、升阻特性、動(dòng)力系統(tǒng)效率等限制，在不考慮數(shù)據(jù)鏈的情況下，續(xù)航時(shí)間t理論計(jì)算如下式:

                                            

式中：Q為電池總能量（Wh）;η_d為巡航動(dòng)力系統(tǒng)效率；P為巡航功率（W）。

3 總體詳細(xì)設(shè)計(jì)

3.1 機(jī)翼幾何參數(shù)

首先機(jī)翼載荷q，初步評(píng)估機(jī)翼的面積S=G/q。然后根據(jù)總體設(shè)計(jì)指標(biāo)，同時(shí)參考同類無(wú)人機(jī)的相應(yīng)參數(shù)。評(píng)估機(jī)翼翼展B、展弦比λ、平均幾何弦長(zhǎng)、尖削比b0/b1、前緣后掠角X0、后緣后抹角X1、翼形、等機(jī)翼重要參數(shù)，進(jìn)行迭代計(jì)算。

機(jī)翼幾何尺寸

一般而言，展弦比增大，升致阻力減小，升阻比增大；弦長(zhǎng)減小，雷諾數(shù)降低，氣動(dòng)效率降低；展弦比增大，弦長(zhǎng)減小，翼型厚度減小，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量上升。尖削比影響升力展向分布，當(dāng)展向升力分布接近橢圓時(shí)，升致阻力最小，低速機(jī)翼一般取0.4-0.5。后掠角增加，橫向穩(wěn)定性增大，尾翼舵效增加，縱向阻尼增強(qiáng)，縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)。

雷諾數(shù)是慣性力與粘性力的相對(duì)大小度量，雷諾數(shù)越小則空氣粘性力影響越大。雷諾數(shù)的選擇與無(wú)人機(jī)飛行速度、氣動(dòng)外形、翼形有關(guān)，通常無(wú)人機(jī)的雷諾數(shù)普遍在10萬(wàn)到100萬(wàn)之間，適當(dāng)增大雷諾數(shù)可以減小阻力系數(shù)。雷諾數(shù)計(jì)算公式：

式中；V為空氣流速；ρ為空氣密度;μ為空氣黏性系數(shù);l為一特征長(zhǎng)度，l=S/B。初步確定機(jī)翼幾何尺寸后，進(jìn)一步確定設(shè)計(jì)升力系數(shù)C_L

式中；V為巡航速度，理想狀態(tài)下，流速與巡航速度相等。

根據(jù)無(wú)人機(jī)飛行速度要求，可以使用profili翼形分析軟件對(duì)所設(shè)計(jì)的翼型進(jìn)行雷諾數(shù)分析，為機(jī)翼的弦長(zhǎng)度、厚度等參數(shù)的提供參考。由下圖可知翼形的巡航升阻比為16.9。其升力系數(shù)為0.84，阻力系數(shù)為0.049，（整機(jī)升阻比還應(yīng)考慮機(jī)身、電機(jī)座整流罩、載荷等）。

機(jī)翼極曲線

3.2 尾翼設(shè)計(jì)

尾翼能夠保證傾轉(zhuǎn)翼無(wú)人機(jī)在固定翼模式下具有良好的穩(wěn)定性與操縱性，還可以起到配平的作用。尾翼采用V型尾翼，其兼具垂尾和平尾的功能。當(dāng)兩邊舵面作相同方向偏轉(zhuǎn)時(shí)，起升降舵作用，當(dāng)兩邊舵面分別作不同方向偏轉(zhuǎn)時(shí)，則起方向舵作用。尾翼詳細(xì)參數(shù)計(jì)算采用典型飛機(jī)的尾翼容量系數(shù)法。若采用V形尾翼，尾力臂需投影在水平面內(nèi)。根據(jù)機(jī)翼面積S1和機(jī)翼翼展L1，尾翼尾容量A2取0.02，可求得尾翼面積S2：

式中：L^、尾翼尾力臂。

再計(jì)算尾翼其他主要參數(shù)：平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)S2/b2、展弦比b0’/b1’、垂尾后掠角、展翼展b2等。

尾翼

3.3 舵面設(shè)計(jì)

對(duì)于傾轉(zhuǎn)機(jī)翼無(wú)人機(jī)在固定翼模式下，一般在機(jī)翼后緣布置舵面實(shí)現(xiàn)橫滾功能，在V尾后緣布置舵面實(shí)現(xiàn)偏航和俯仰功能。舵面運(yùn)動(dòng)靠舵機(jī)拉桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，利用飛控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)橫滾，俯仰和偏航的控制。舵面設(shè)計(jì)要根據(jù)后期操縱性分析能來(lái)進(jìn)一步確定，包括舵面大小、舵機(jī)選型、鉸鏈力矩、響應(yīng)速度等等。V尾舵面相對(duì)V尾面積一般約取為30%-40%。副翼面積相對(duì)機(jī)翼面積一般為5%-7%，副翼相對(duì)弦長(zhǎng)約為20%-25%，一般舵面偏角不超過(guò)25°。

副翼舵面

3.4 重心位置確定

在四旋翼模式下，重心位置應(yīng)為四個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)的中心，在固定翼模式下，重心需要調(diào)整到機(jī)翼前緣偏后。為使傾轉(zhuǎn)無(wú)人機(jī)在這兩種模式及其過(guò)渡模式保持穩(wěn)定的飛行特性，需要飛控參與控制。重心位置最終確定可以根據(jù)操穩(wěn)特性計(jì)算后，通過(guò)移動(dòng)電池或配重位置來(lái)調(diào)整，重心位置的確定是保證飛機(jī)具有良好控制性的前提。尤其是在過(guò)渡模式下，飛控需要同時(shí)進(jìn)行多旋翼及固定翼兩種模態(tài)控制，無(wú)人機(jī)在此狀態(tài)受力非常復(fù)雜，存在拉力失穩(wěn)的情況，各個(gè)通道之間偶耦合較大，無(wú)人機(jī)容易出現(xiàn)吊高現(xiàn)象。

重心位置及總體尺寸

3.5 結(jié)構(gòu)與強(qiáng)度設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)，一是機(jī)體靜結(jié)構(gòu)。根據(jù)機(jī)翼載荷來(lái)進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)。在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的情況下，結(jié)構(gòu)重量盡量輕，全機(jī)主乘力部件機(jī)翼橫梁和機(jī)身結(jié)構(gòu)采用碳纖維管組合。機(jī)體蒙皮采用一體成型碳纖維復(fù)合材料。機(jī)翼內(nèi)部剖面采用輕木進(jìn)行桁架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。二是機(jī)體動(dòng)結(jié)構(gòu)，即傾轉(zhuǎn)操縱結(jié)構(gòu)，在機(jī)翼軸向折疊處鉸鏈機(jī)構(gòu)需滿足機(jī)翼折疊與展開的運(yùn)動(dòng)功能與強(qiáng)度要求。無(wú)人機(jī)的升力、機(jī)翼阻力、機(jī)翼的氣動(dòng)載荷、操縱力等均是是靠鉸鏈機(jī)構(gòu)傳遞到機(jī)身，受力環(huán)境比較復(fù)雜。可根據(jù)結(jié)構(gòu)方案建立強(qiáng)度有限元模型來(lái)分析。

結(jié)構(gòu)與強(qiáng)度

3.6 無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性分析

氣動(dòng)特性包括飛機(jī)的升力特性、阻力特性和力矩特性。以此進(jìn)行四旋翼模態(tài)、過(guò)渡模態(tài)、固定翼模態(tài)氣動(dòng)分析。根據(jù)不同結(jié)構(gòu)依次進(jìn)行模型建立與網(wǎng)格劃分。完成氣動(dòng)力學(xué)仿真，無(wú)人機(jī)在空氣中飛行，流體介質(zhì)為空氣，重點(diǎn)計(jì)算部位需進(jìn)行網(wǎng)格加密。通過(guò)分析可以初步發(fā)現(xiàn)當(dāng)機(jī)翼傾轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼迎角自然增加，比傳統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)旋翼的阻力要小很多。而且傾轉(zhuǎn)機(jī)翼還能夠減少了旋翼槳尖下洗氣流垂直撞向機(jī)翼形成氣動(dòng)干擾，因此在懸停和垂起時(shí)，比傾轉(zhuǎn)旋翼穩(wěn)定。

機(jī)體氣動(dòng)分析

3.7 控制邏輯分析

該機(jī)型具有三種飛行模態(tài)，多旋翼飛行模態(tài)，過(guò)渡飛行模態(tài)，固定翼飛行模態(tài)，起飛，降落時(shí)使用多旋翼模態(tài)，升力完全由4個(gè)旋翼提供，飛行姿態(tài)調(diào)整通過(guò)4個(gè)旋翼差速控制來(lái)實(shí)現(xiàn)，過(guò)渡模態(tài)時(shí)，總升力有螺旋槳在豎直方向的分力與機(jī)翼升力組成，隨著機(jī)翼的展開與前飛速度的增加，機(jī)翼的迎角增大。機(jī)翼升阻比變化影響升力變化，從而影響控制策略。在控制方面，無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)的調(diào)整通過(guò)7個(gè)通道進(jìn)行，通過(guò)V尾舵實(shí)現(xiàn)俯仰和航向控制。通過(guò)副翼舵差動(dòng)偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)橫滾控制。固定翼模態(tài)時(shí)控制方式常規(guī)固定翼一致。

旋翼模態(tài)姿態(tài)控制回路

固定翼模態(tài)姿態(tài)控制回路

3.8 操縱性與穩(wěn)定性分析

穩(wěn)定性是無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要指標(biāo)。穩(wěn)定性與操縱性是相對(duì)的，也是統(tǒng)一的。當(dāng)無(wú)人機(jī)受到擾動(dòng)時(shí)，會(huì)偏離平衡狀態(tài)。如果擾動(dòng)消除，不經(jīng)過(guò)操縱控制，無(wú)人機(jī)能夠回復(fù)到原平衡狀態(tài)；無(wú)人機(jī)的操縱性是指無(wú)人機(jī)飛控通過(guò)控制無(wú)人機(jī)姿態(tài)的能力，前提是無(wú)人機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)必須要滿足控制無(wú)人機(jī)俯仰、橫滾、航向的能力。

穩(wěn)定性分析主要是通過(guò)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)來(lái)判斷，主要包括橫航向靜導(dǎo)數(shù)，縱向動(dòng)導(dǎo)數(shù)、橫向動(dòng)導(dǎo)數(shù)、航向動(dòng)導(dǎo)數(shù)、操縱導(dǎo)數(shù)、全機(jī)穩(wěn)定性分析、全機(jī)操縱性分析以及飛行性能分析，其計(jì)算方式參看飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)，分析結(jié)果參考飛行品質(zhì)規(guī)范MIL-F-8785C對(duì)方案特性進(jìn)行評(píng)價(jià)。

4 結(jié)語(yǔ)

該新型垂起無(wú)人機(jī)在結(jié)構(gòu)形式上較新穎，在氣動(dòng)方面有一些優(yōu)勢(shì)。但是在折疊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及飛控控制率設(shè)計(jì)方面難度較大，尤其是機(jī)翼折疊結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度及材料要求較高，穩(wěn)定性與可靠性還有待提高，另外在總體設(shè)計(jì)過(guò)程中，三大核心數(shù)據(jù)功重比、翼載荷、升阻比之間的關(guān)系是獨(dú)立而統(tǒng)一的，是決定無(wú)人機(jī)性能指標(biāo)的重要頂層數(shù)據(jù)，需要反復(fù)計(jì)算校核。該機(jī)型在滿足最大起飛重量的情況下，搭載不同載荷，擁有長(zhǎng)續(xù)航時(shí)間和較大的飛行半徑。可有效覆蓋周邊區(qū)域，開展長(zhǎng)時(shí)間、大面積巡檢，可以應(yīng)用于航空測(cè)繪、電力巡檢、環(huán)境保護(hù)等領(lǐng)域。

文章來(lái)源：走進(jìn)無(wú)人機(jī)