小型電動力四旋翼坐地起降無人機設計研究

吳超, 胡峪, 王剛

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

0 引言

同時具備垂直起降和高速高效飛行的飛行器是近年來航空領域的研究熱點之一,坐地起降飛機是其中的一種。坐地起降飛機是指起飛和降落時尾部著地,機身機頭豎直向上的飛機。相比于其它垂直起降飛機,坐地起降飛機結構簡單,對起降環境要求低,既可以像旋翼機一樣起飛及懸停,又可以像固定翼飛機一樣高效巡航,是垂直起降轉高速平飛飛機中相對簡單且性能較好的一種形式。

常規的坐地起降飛機有單槳[1]、共軸雙槳[2]和并列雙槳[3]等形式,懸停時的姿態控制以及飛機姿態轉換依靠大面積的副翼和方向舵。其缺點是無法兼顧平飛和懸停階段對推進系統的要求,導致推進系統效率降低,近地面懸停時螺旋槳滑流遇到地面干擾,導致舵面效率降低,飛機難以精確操縱。為此,本文提出一種新型坐地起降無人機,采用飛翼布局形式,利用四旋翼布局進行懸停時的姿態控制。

1 設計思想

1.1 懸停狀態下的配平

常規坐地起降飛機在起降和近地面懸停時,由于地面的干擾導致飛機的操縱性惡化,難以實現精確的懸停飛行。四旋翼布局采用多個螺旋槳的拉力差來實現飛機的穩定飛行,可以很好的解決該問題。

四旋翼坐地起降無人機尾部上、下方及左右機翼各有一個螺旋槳,呈十字形分布。起飛階段四個螺旋槳共同作用產生推力,使飛機懸停或垂直爬升。當垂直爬升速度超過平飛失速速度后進入姿態轉換階段,無人機尾部上方的槳增加轉速產生低頭力矩,與升降副翼偏轉產生的低頭力矩一起調整無人機姿態直至平飛。進入平飛階段僅由機尾下方的槳產生推力,螺旋槳推力線下移,飛機阻力和推力相對于飛機重心形成抬頭力矩,因此機翼可以采用正彎度翼型。機翼產生的低頭力矩可以由螺旋槳推力和阻力形成的力偶部分配平,從而使機翼升力分布更接近橢圓形升力分布,降低配平阻力,緩解靜穩定飛翼布局飛機操穩特性與飛行性能之間的矛盾。四旋翼布局坐地起降無人機如圖1所示。

圖1 四旋翼布局坐地起降無人機Fig.1 Quad-rotor tail-sitter UAV

1.2 動力系統效率

常規坐地起降無人機在垂直起降和懸停階段需要大功率的動力系統,而平飛時對動力系統的功率要求則相對較低。由于懸停和前飛的工況不同,效率最高的螺旋槳的設計參數也不同;因此常規的坐地起降飛機的動力系統難以兼顧垂直起降和平飛的要求,使得動力系統的效率難以達到最優。四旋翼坐地起降無人機在垂直起降和懸停時使用多旋翼提供升力,平飛時只利用其中的一個動力組提供推力,其他動力組折疊收起;因此可以針對起降和平飛分別設計和選擇推進效率最佳的電機和螺旋槳,以保證動力系統兼顧兩種飛行狀態下的高效率。

1.3 動力配平

螺旋槳動力配平是指將飛翼布局飛機的螺旋槳推力線下移,使飛機阻力和推力相對飛機重心形成抬頭力偶,增大全機零升力矩,減小配平所需升降副翼偏角和外洗角度,從而提高飛機在巡航和定常盤旋飛行中的升阻比。

常規坐地起降無人機采用舵面配平,為保證足夠的縱向配平力矩,須選擇長機身或者大面積的尾翼,引起結構質量增加。采用動力配平的四旋翼坐地起降無人機僅需較短的主機身,無需平尾,極大地減輕了結構質量。四旋翼動力配平坐地起降無人機平飛時只有一個螺旋槳工作,即機尾下面的螺旋槳提供推力,實現了推力線下移即動力配平。通過選擇合適的下移高度,即可使推力所產生的抬頭力矩平衡升力所產生的低頭力矩。

2 參數計算模型

2.1 總體參數計算模型

四旋翼坐地起降無人機總體參數計算模型流程如圖2所示。根據任務目標,擬定基本幾何參數并進行布局設計,建立質量模型、效率模型和氣動模型。迭代計算后,重量收斂則輸出各項參數,否則重新進行總體設計。

圖2 總體參數計算模型流程圖Fig.2 Flow chart of configuration parameter model

2.2 推進系統效率模型

無人機推進系統主要由電池、電子調速器、電機以及螺旋槳構成。為降低動力系統效率損失,本文選擇電機直接驅動螺旋槳的傳動方式。根據文獻[4]的電調計算結果,電調效率取值為85%。

推進系統效率為:

η=ηm×ηp×0.85 (1)

式中,ηm為電機效率;ηp為螺旋槳效率。

由文獻[5]可得電機效率的計算模型,文獻[6]可得螺旋槳前飛狀態的效率模型,文獻[7]可得螺旋槳懸停狀態效率模型。

利用螺旋槳效率模型結合遺傳算法優化計算前飛狀態以及懸停狀態時的螺旋槳參數。四旋翼坐地起降無人機前飛狀態螺旋槳的優化結果如圖3所示。遺傳代數為50代,種群個數為500。

圖3 螺旋槳效率優化結果Fig.3 Propeller efficiency optimization result

2.3 質量模型

無人機質量包括結構質量、電池質量、電機質量和載重。電池質量和電機質量合稱推進系統質量。載重固定為1 kg,初步計算電機質量時根據所需功率估算。

Wm=(0.2634Pm+18.3)×10-3(2)

式中,Wm為電機質量;Pm為電機功率。

結構質量包括機翼質量、機身質量及尾翼質量等。機翼主要包括蒙皮、前后梁和翼肋的質量,分別使用玻璃鋼、航空層板和輕木。機身主要包括機身蒙皮、隔框和桁條等。蒙皮使用航空層板,隔框和桁條使用輕木。尾翼參考機翼推導公式,對各部位結構質量分別進行估算,最后相加得到全機結構質量。

電池質量主要由電池容量和電池比容量決定,本文選取性能較好的聚合物鋰離子電池作為能源。在實際工作中,聚合物鋰離子電池有效容量依賴于放電電流。電池放電的同時電壓會緩慢下降,其變化規律接近線性。輸出功率不變時,則電流緩慢上升。對于給定的電池容量和輸出功率,根據文獻[8],通過數值積分來求解變電壓條件下電池的放電時間,可計算出無人機飛行時,不同輸出功率條件下的放電時間。利用計算所得數據,插值可得無人機飛行各個階段所需電池容量,從而得到電池質量。

2.4 氣動模型

利用Matlab軟件下的tornado計算模塊,對無人機進行幾何建模。在給定狀態參數后由tornado計算得到無人機的升力系數、阻力系數、力矩系數等氣動參數,根據計算結果選取最佳升阻比時為巡航狀態,以取得最優的巡航效率。

3 參數對比分析

3.1 推進系統效率對比

根據建立的總體設計模型,對所設計四旋翼布局和常規布局的坐地起降無人機總體參數進行計算,并進行對比分析。效率對比結果如圖4所示。

圖4 推進系統效率對比Fig.4 Comparisons of propulsion system efficiency

電調效率按照85%估算,推進系統效率主要由電機效率和螺旋槳效率決定。電機效率由電機參數和電機工作狀態決定,通過對不同的電機進行計算,選擇合適的電機,并完成了電機特性曲線的測繪實驗來驗證計算結果,結果表明各飛行狀態下的電機效率基本能達到80%以上。

四旋翼布局坐地起降無人機針對平飛和懸停分別設計了高效的螺旋槳,因而在起降和懸停時螺旋槳效率明顯高于常規布局。平飛時四旋翼布局坐地起降飛機推進效率略高,但是由于飛機航時、航程對推進效率十分敏感,因此四旋翼坐地起降飛機仍然具備很好的性能優勢,可以認為四旋翼布局的推進系統效率總體上優于常規布局。

3.2 升力阻力對比

常規布局機翼后掠角小、無扭轉,但是結構質量更大,故相同條件下巡航升力系數比四旋翼布局高,升力系數的增加帶來誘導阻力系數的增加,因而常規布局誘導阻力高于四旋翼布局。此外,四旋翼布局采用動力配平,減小了配平阻力且具備比常規布局具有更小的浸濕面積和更輕的結構質量。浸濕面積減小,降低了零升阻力,因此四旋翼布局升阻比高于常規布局;高升阻比降低需用推力和電機需用功率,極大地改善了全機性能。升阻比對比結果如表1所示。

表1 升阻參數Table 1 Lift and drag parameters

3.3 質量對比

雖然四旋翼布局的電機質量比常規布局重106 g,但電池質量和結構質量分別比常規布局減少了427 g和302 g。最終四旋翼布局總質量為3 652 g,常規布局總質量為4 264 g,即航時同樣為120 min時,四旋翼布局無人機質量比常規布局減輕了14.3%。固定起飛總質量為4 kg時,四旋翼布局航時為154 min,常規布局為108 min,此時四旋翼布局比常規布局航時增加了42%,其性能較常規布局有明顯優勢。質量對比結果如圖6所示。

圖5 質量對比Fig.5 Comparisons of mass

4 結論

通過分析、比較常規布局和四旋翼布局坐地起降無人機的性能,得出以下結論:

(1)四旋翼布局坐地起降無人機可以有效地解決垂直起降和平飛階段對動力系統要求的矛盾,其推進系統效率高于常規布局。

(2)四旋翼布局坐地起降無人機可以利用動力配平進一步提高飛行性能。

(3)同樣航時,四旋翼布局坐地起降無人機質量輕于常規布局;相同質量時,四旋翼布局坐地起降無人機的航時大大超過常規布局形式。

參考文獻：

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