新型可懸浮飛翼飛行器相關設計

馬銳+祝文祥+鈕旗超

摘 要：針對目前市場對飛行器在垂直起降、懸浮工作和穩定飛行等方面的需求，提出并設計了一種新型飛翼飛行器。使其既具有飛翼飛行器翼身融合所帶來的各種優點，同時又可以像旋翼機一樣實現懸浮起降。利用CATIA對飛行器翼型、旋翼機構、螺旋槳等具體結構進行詳細設計。并利用Fluent對飛行器在飛行狀態下的機身流場進行分析和優化。同時根據新型飛翼飛行器的結構特點為飛行器設計飛行控制原理。為新型飛翼飛行器的制造提供完整的可行性方案。

關鍵詞：飛翼飛行器；旋翼機；概念設計

在飛機發展的初期，大量結構新穎、造型奇特并且具有良好氣動外形的飛行器方案被提出。但局限于生產工藝、制造材料等其他方面的限制，在飛行器的發展過程中被逐漸擱置。但隨著近年來科技水平的不斷提高，而且市場對飛行器能耗、滯空時間和其他特殊飛行要求的不斷提高，使得非常規布局設計的飛行器重新獲得設計師們的青睞，這其中飛翼式飛行器格外引人注目。世界上第一架真正實用的飛機誕生于1903年的美國，而世界上第一架飛翼機的研制僅比之晚20年。其優異的氣動外形在人類制造飛行器之初就進入人們的視野中。

相比常規布局的飛行器，飛翼式飛行器飛翼布局是氣動布局一體化設計的最佳布局，擁有更高的氣動效率和更輕的機身重量。國外著名飛機制造公司Boeing、Northrop多年研究得知：對民用飛機而言，飛翼最主要的優點是增大機艙容積。與常規布局相比，飛翼布局將減少15%的起飛重量，升阻比可提升20%，燃油消耗減少約27%，將大大地提高運營經濟性、有效性，顯示出此種布局出色的性能優勢[1]。同時由于翼身融合并且沒有尾翼，極佳的隱身性能也是其具有很高的軍事價值，例如美國的B-2“幽靈”，為世界上最先進的隱身轟炸機，是飛翼飛機軍事價值的很好體現[2，3]。

但飛翼式飛行器由于自身的結構，也存在著明顯的缺點。例如，飛翼氣動布局的飛機突風敏感因子較大。飛翼飛機不但在起降時不能利用襟翼增升，而且為配平飛機升降舵向上偏轉，襟翼本身在起飛著陸時提供負升力，而常規飛機可利用襟翼下偏來增加機翼的升力。因此，飛翼飛機起飛著陸性能也不是很好，特別是著陸性能。所以創新設計飛翼式飛行器的結構，優化飛翼式飛行器起落性能等方面的工作，對于飛翼式飛行器的發展和研究具有重要的意義。

1 飛行器總體設計

1.1 飛行器總體結構

利用CATIA三維設計平臺，設計出飛行器的總體三視圖如圖1：

飛行器采用翼身融合技術，設計參數如表1。

依據設計載荷，選取颶風U7+KV400電機，電機數為2。電機尺寸為Φ60*40mm，符合尺寸設計要求。依據電機37A電流工作情況下，工作半小時，需要容量37*2*1000*0.5=37000mAh的電池提供動力。選取格氏22.2V-TATTU專業無人機電池作為電源，電源數為2塊。格氏22.2V-TATTU專業無人機電池的尺寸為200*91*66mm，可以很方便的置于機腹內，其電源容量為22000mAh，兩塊格氏22.2V-TATTU專業無人機電池提供的電源容量為22000*2=44000mAh，滿足37000mAh的電源容量要求。颶風U7+KV400電機采用18cm*6.5mm的槳葉時，37A工作電流下提供的拉力為4580g，兩個電機共提供9160g的拉力，兩塊電源的重量為2544*2=5088g，兩個電機自重277*2=554g，機身結構自重約1kg，舵機、電路控制系統等重約0.5kg，故載重可達9160-5088-554-1000-500=2018g，即約2kg，滿足設計要求。

1.2 飛行器翼型選擇

飛行器設計速度20m/s，外形設計采用NACA2418翼型，翼弦600mm，上下表面蒙皮厚度1.5mm。NACA2418翼型屬于高升力翼型，在低速通用航空飛機中被廣泛使用。由雷諾數計算公式：

v為遠前方來流速度，L為機翼弦長，P為流體密度，u為流體粘性系數。

在設計速度下，Re=815084，此時NACA2418的極線與NACA2408、NACA0020、NACA0015、NACA0018翼型的極線比較如圖2（攻角α從-8°到13°，步進0.5°）：

可發現，在10°仰角下，NACA2418翼型升阻比最大，且NACA24

18在低仰角時升阻比也表現良好。NACA2418翼型在雷諾數Re=400000～1200000時，各仰角情況下的升力和阻力表現如圖3。故選擇NACA2418作為碟式懸浮飛行器的基礎翼型。

1.3 飛行器翼尖設計

飛行器機翼依靠上下表面的壓力差提供升力。但同時由于上下壓力差的存在，翼尖附近機翼下表面空氣會繞流到上表面，形成翼尖渦。致使翼尖附近區域機翼上下表面的壓差降低，從而導致這一區域產生的升力降低，這一現象稱為翼尖渦流。翼尖渦流使流過機翼的空氣產生下洗速度，而向下傾斜形成下洗流。為了削弱翼尖渦流對升力的影響，增加升力的目的，將翼尖設計為向上翹起的翼形，阻礙上下表面的空氣繞流，降低因翼尖渦造成的升力誘導阻力，減少繞流對升力的破壞，提高升阻比，達到增加升力的目的[4，5]。

1.4 旋翼機構設計

作為飛行器的動力，旋翼機構的設計關系飛行器飛行方向、飛行姿態的改變，影響飛行器調整姿態的難易程度。本飛行器創新性地設計了飛行器的旋翼機構，使之能輕松的改變飛行姿態，調整飛行方向，垂直起降，同時最大限度地提高飛行速度。

旋翼機構有四處旋轉連接（曲柄搖桿連接不算），曲柄搖桿的搖桿處連接在旋轉體上，曲柄被連接在舵機上，并由舵機控制。通過曲柄的擺動控制旋轉連接處的旋轉，從而控制旋翼翼面的傾斜。旋翼機構共有兩處舵機，配合使用控制旋翼傾斜，改變動力推進方向。舵機1連接在機身上，控制旋翼翼面前后的傾斜。舵機2連接在旋轉體上，控制旋翼翼面左右的傾斜。實際操作過程中會遇到旋翼翼面在傾斜過程中因傾斜過大觸碰梁架的情況，為避免這種情況的發生，需限定舵機控制的曲柄的傾斜角度。舵機1、2控制曲柄角度的控制律如下：

1.5 螺旋槳設計

槳葉設計為單軸雙槳。設計槳葉的轉速約為5955rpm，為盡可能提高槳葉產生的升力，設計槳葉翼面時采用NACA4418翼型。在Re=1447000時，NACA4418的極線與NACA2408、NACA0020、NACA

0015、NACA0018翼型的極線比較如下：

由圖可看出在雷諾數Re=1447000，仰角α>5°時NACA4418翼型的升阻比最大。故選用NACA4418翼型作為槳葉的翼型。圖7顯示了NACA4418翼型在雷諾數Re=1447000時，各仰角情況下的升力和阻力表現。在仰角α=10°時，NACA4418翼型升阻比最大，可達到87.5。故在設計槳葉時，將翼形設置為與水平面呈10°仰角。

2 飛行器流場分析

2.1建模與網格設置

將飛行器模型導入HYPERMESH中，建立一個長3m，寬2.4m，高1m的長方體，通過布爾運算將長方體中的飛行器扣除。再將剩余的部分劃分網格。其中，正面部分設為速度入口，其余設為壓力出口，長方體內部表面設為剛性壁。

2.2 求解器參數設置

將網格模型導入FLUENT中進行如下設置：

（1）縮放模型使其符合正常尺寸。

（2）采用Pressure-Based，Absolute Velocity Formulation和穩態時間求解器。

（3）在邊界條件處，設置速度入口的壓力為標準大氣壓，X方向速度設置為18m/s，Y方向速度為0，Z方向的速度設置為4m/s。壓力出口處的壓力設置為大氣壓。

（4）設置求解方法為SIMPLE方法，保持默認設置。

（5）計算迭代步數為100步，開始計算。

2.3 模擬結果及分析

計算完成后，得到飛行器機身表面的流體分布圖如下：

圖11中顏色的深淺表示流速的變化，由此可見飛行器的翼身融合機身使機身上表面前緣的空氣流速普遍得到加強，由伯努利定理可知壓強普遍減小。圖1-12中機身為不可壓縮，氣流流過時在機身下表面形成一個壓強中心，該處壓強普遍大于周圍壓強，上表面也有壓強中心，但明顯小于下表面壓強，機身由此產生升力。

結果顯示，飛行器機身上表面的壓力普遍小于下表面的壓力。在機身下表面前緣壓力最大，約為101700Pa左右；在機身上表面前緣壓力最小，約為101000Pa左右。機身前緣同一截面下表面的壓力大于上表面的壓力，兩者壓力差約為120Pa左右。由此可見，碟式懸浮飛行器翼身融合設計可為飛行器提供部分升力，飛行器飛行過程中不單純依靠旋翼的升力，當速度增大時，氣動力增大，飛行器飛行過程中可節省能源，巡航時間也隨之得到延長。

3 飛行器控制原理

3.1 垂直起降和懸浮

本飛行器一大優勢就是垂直起降，依靠一對共面反轉的螺旋槳，如圖14所示，左邊螺旋槳逆時針旋轉，右邊螺旋槳順時針旋轉，當左右螺旋槳轉速一致時，兩個電機作用于機身的扭矩大小相同，方向相反，相互抵消，總扭矩為零。左右兩邊舵機保持旋翼翼面水平，提高或降低電機轉速，便可實現垂直起降。當旋翼提供的升力與機身自重相等時便可實現懸浮。

3.2 原地轉向

本飛行器另一大優勢就是可原地轉向。如圖15所示，當左邊旋翼轉速略大于右邊時，旋翼作用于機身的扭矩不平衡，左邊的扭矩大于右邊的扭矩，會使機身向右原地轉向。同理，當右邊旋翼轉速略大于左邊時，機身會向左原地轉向。此時，為保證不至于發生側翻，需調動旋翼轉速大邊的舵機，使該邊的旋翼翼面保持與水平面平行，而另一邊的旋翼翼面則保持與機身平行。由于機身的傾斜，轉速大一邊旋翼因為翼面保持水平，作用于機身翻轉力矩的力臂減小，而另一邊力臂保持不變，翻轉扭矩重新達到平衡，飛行器不至于側翻。

3.3 前飛

當兩邊旋翼機構舵機使旋翼翼面同向前傾斜時，旋翼提供前飛的動力，同時也可以為飛行器提供大部分升力。同時由于扭矩平衡，飛行可保持直飛狀態。當飛行器速度提升上來后，由于翼身融合設計，空氣在流過飛行器表面時，依據伯努利定理，飛行器機身會產生氣動力，為飛行器提供很大部分升力。此時的旋翼便可進一步加大傾角，同時提高轉速，為飛行器提供更多的推動力，進一步提升飛行速度。前飛時翼面傾角可達到18.544°。

3.4 前飛狀態轉向

本飛行器機翼兩端各安裝有一個副翼，用于在飛行器前飛時實現機身的左右傾斜。當飛行器左邊副翼向上偏轉，右邊副翼向下偏轉時，飛行器機身向左傾斜。這時飛行器的重力與地面垂直，可是機翼上的升力卻是垂直于機翼的，此刻的升力不再指向地面的正上方而是指向斜上方。由于重力和升力的方向不同，它們不再互相平衡，于是就產生了一個垂直于機身指向左方的力，在這個力的作用下，飛行器沿著一條圓弧向左轉動。同理，當飛行器左邊副翼向下偏轉，右邊副翼向上偏轉時，飛行器機身向右傾斜，飛行器沿著一條圓弧向右轉動。

單靠副翼轉向半徑會較大，為避免這種情況，旋翼機構設置了左右偏轉的舵機，在副翼轉向的基礎上，通過舵機控制曲柄的轉動，從而控制旋翼翼面向左或右偏轉，這樣旋翼的偏轉角就進一步增大，通過旋翼產生的升力垂直于旋翼面，隨著旋翼偏角的增大，旋翼升力為機身的偏轉提供了更大的向心力，使得轉向半徑縮小。本飛行器副翼的偏轉角為-30°～30°，為避免碰到旋翼機構支架，旋翼翼面左右偏轉的角度為-10°～10°。

3.5 前飛狀態下快速減速

為完成垂直起降和懸浮，需要飛行器能夠在前飛狀態下快速減速。所以本飛行器設置在飛行器快速前飛的過程中，利用旋翼機構中的舵機將旋翼翼面快速向后傾斜，產生斜向后方的升力，產生相對機身水平向后的分力將飛行器快速減速。同時，揚起的翼面會產生阻力，協助飛行器快速減速，以完成垂直起降和懸浮的動作。碟式懸浮飛行器旋翼翼面后傾的角度為6°左右。

4 結束語

新型可懸浮飛翼飛行器的最大優勢在于將旋翼機和翼身融合設計相結合。旋翼機速度提升受限的原因主要有兩個，一是旋翼前行槳葉槳尖區域激波的產生，二是旋翼后行槳葉區域的氣流分離。翼身融合設計使得飛行器因為前緣機身對前方來流的阻隔，高速氣流不會直接流向高速旋轉的旋翼，前行槳葉因來流速度的減小，激波的產生時間大大推遲；后行槳葉因來流速度的減小，升力不足或者失速的情況會大大減輕。因為翼身融合的特殊設計，飛行器的速度極限相對于旋翼機會大大提升?？朔诵頇C在復雜氣流中起飛和高速前飛時升力減小、功耗增大、振動加劇的情況?？勺畲笙薅壤每諝鈩恿W產生的升力達到節省能源的目的。同時又具有旋翼機垂直起降和懸浮的特點，適用于復雜地形環境。無論作為軍事偵察、地圖勘探，還是林業巡航等方面都有著廣泛的應用前景。

本文創新性的設計了新型可懸浮飛翼飛行器，結合了旋翼機和翼身融合設計的優點。利用CATIA進行建模，導入HYPERMESH進行網格劃分，在Fluent中進行流場模擬。利用結果分析了飛行器的外形和螺旋槳的空氣動力學性能，以及對整體的影響。同時，完成了飛行器的控制設計。為開發新型可懸浮飛翼飛行器提出了完整方案，論證了研制新型可懸浮飛翼飛行器的可行性，為進一步的研制奠定了基礎。

參考文獻

[1]王洪玲，胡樂天，劉洪，等.飛翼概念設計的廣義參數定義及其性能驗算[J].力學季刊，2006（06）：305-310.

[2]巨曉松，陳伯圣.空中“隱形者”飛翼飛機[J].航空知識，2005（11）：36-37.

[3]Bolsunovsky A L，Buzoverya N P，Gurevich B I. Flying wing-problems and decisions[J]. Aircraft design，2001，4：193-219.

[4]葉格爾C M.飛機設計[M].張錫純，吳文正譯.北京：國防工業出版社出版，1987.

[5]李為吉.現代飛機總體綜合設計[M].陜西：西北工業大學出版社，2001.

作者簡介：馬銳（1991，08-），男，黑龍江省鶴崗人，重慶市重慶大學力學專業研究生。