雙模無人機(jī)總體設(shè)計(jì)研究

梁毅辰，屈高敏，雷鑫鑫

(1．西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院, 陜西 西安 710077； 2.西安京東天鴻科技有限公司， 陜西 西安 710077)

無人機(jī)因其無人員傷亡風(fēng)險(xiǎn)，生存能力強(qiáng)，機(jī)動(dòng)性能好，使用方便等特點(diǎn)，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中有極其重要的作用，越來越受到各國(guó)的關(guān)注[1]。目前現(xiàn)役的無人機(jī)多采用單一的多旋翼飛行方式或者固定翼方式飛行，這兩種控制方式各有利弊，多旋翼方式具有較好的機(jī)動(dòng)性，對(duì)于起降場(chǎng)地要求較低，并可以實(shí)現(xiàn)垂直起降與空中懸停，但飛行速度慢，續(xù)航時(shí)間短；固定翼方式飛行速度較高，節(jié)省燃料，續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)，但是無法實(shí)現(xiàn)在空中的懸停，對(duì)于起降場(chǎng)地的要求較高。將多旋翼飛行方式與垂直起降飛行方式結(jié)合起來，設(shè)計(jì)一種雙模飛行無人機(jī)方案，既可以滿足無人機(jī)垂直起降/懸停的需求，又能提高飛行速度，增加續(xù)航時(shí)間，具有重要意義。

1 雙模無人機(jī)方案設(shè)計(jì)

1.1 任務(wù)方案設(shè)計(jì)

本文無人機(jī)方案的動(dòng)力系統(tǒng)由4個(gè)豎直旋翼和主發(fā)動(dòng)機(jī)組成，豎直旋翼可直接提供升力[2]，而主發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力，提供固定翼模式飛行的動(dòng)力。該無人機(jī)在起飛階段采用多旋翼控制方式垂直起飛，在達(dá)到一定高度后，啟動(dòng)主發(fā)動(dòng)機(jī)，開始進(jìn)行平飛加速，進(jìn)入旋翼-固定翼混合模式。隨著平飛速度不斷增加，主翼產(chǎn)生的升力不斷升高，在此過程中垂直向上的旋翼逐步減速，由固定翼產(chǎn)生的升力替代旋翼升力，進(jìn)入純固定翼飛行。在任務(wù)中需進(jìn)行懸停或任務(wù)結(jié)束需要以多旋翼模式降落時(shí)，旋翼逐漸加速，主發(fā)動(dòng)機(jī)減速，由旋翼產(chǎn)生的升力逐漸替代固定翼升力，從而逐步進(jìn)入多旋翼飛行模式，如圖1所示。

圖1 雙模無人機(jī)任務(wù)方案

1.2 氣動(dòng)布局方案設(shè)計(jì)

本文提出一種復(fù)合升力布局，將固定翼和直升機(jī)布局的優(yōu)勢(shì)相結(jié)合。起飛降落及空中懸停作業(yè)時(shí)可采用多旋翼提供升力，平飛時(shí)采用水平動(dòng)力推進(jìn)，由機(jī)翼提供升力。基本布局為大展弦比梯形機(jī)翼，雙尾撐，兩片相連的傾斜尾翼同時(shí)起到垂尾和平尾的作用，在尾撐桿由機(jī)翼向前后延伸相同的位置設(shè)置四旋翼機(jī)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 雙模無人機(jī)氣動(dòng)布局方案

1.3 動(dòng)力方案設(shè)計(jì)

平飛動(dòng)力系統(tǒng)采用推進(jìn)式安裝方式，可有效地減小螺旋槳滑流對(duì)機(jī)翼的影響[3]，并使無人機(jī)具有良好的前視視野，對(duì)于設(shè)備的安裝排布具有一定好處。采用汽油發(fā)動(dòng)機(jī)引擎，具有工作穩(wěn)定、推重比大、耗油量低等特點(diǎn)，適合用于長(zhǎng)航作業(yè)無人機(jī)。

垂直起降系統(tǒng)采用四旋翼布局方式，四臺(tái)直流無刷電機(jī)分別位于機(jī)翼前后的尾撐桿上[4]。考慮到無人機(jī)作業(yè)環(huán)境可能在陰雨天氣，本方案所以采取電機(jī)倒置的方式安裝以防止電機(jī)大量進(jìn)水而影響其正常工作。

1.4 設(shè)計(jì)目標(biāo)參數(shù)

根據(jù)本無人機(jī)的用途和特點(diǎn)，制定了設(shè)計(jì)目標(biāo)參數(shù)[5]如表1所示。

表1 設(shè)計(jì)目標(biāo)參數(shù)

2 雙模無人機(jī)總體設(shè)計(jì)

2.1 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

2.1.1 機(jī)翼設(shè)計(jì)

圖3 機(jī)翼平面尺寸

上反角可以增加翼尖的離地距離，上反效應(yīng)還增加飛機(jī)的橫側(cè)靜穩(wěn)定性，為了簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)和降低加工難度，使機(jī)翼內(nèi)段平直、外段形成小角度上反(上反角10°)。

根據(jù)設(shè)計(jì)要求，飛行速度至少為33.3 m/s，飛行高度低，根據(jù)機(jī)翼平面形狀設(shè)計(jì)確定雷諾數(shù)及設(shè)計(jì)升力系數(shù)。

設(shè)計(jì)參數(shù)：V=34 m/s，c=0.40 m，ρ=1.225 kg/m3，μ=1.789×10-5。

設(shè)計(jì)雷諾數(shù)：

(1)

設(shè)計(jì)升力系數(shù)：Cl=0.3。

因此應(yīng)選擇高雷諾數(shù)下，具有較小的阻力系數(shù)，升力系數(shù)適中，在設(shè)計(jì)升力系數(shù)下有較小的俯仰力矩系數(shù)的翼型，以降低配平力矩，減小配平阻力，此類翼型一般為小彎度雙凸翼型。表2統(tǒng)計(jì)了一些常用小彎度雙凸翼型相關(guān)參數(shù)。

表2 小彎度雙凸翼型相關(guān)參數(shù)

通過多種翼型對(duì)比分析后，選用NACA 2412翼型，該翼型升力系數(shù)適中，0°迎角下的升力系數(shù)為0.22，翼型最大升阻比102，在4.5°迎角下，翼型力矩系數(shù)適中，阻力系數(shù)較小，失速性能較好，且翼型相對(duì)厚度較大，利于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

對(duì)于副翼來說，在初始設(shè)計(jì)階段，副翼參數(shù)通常按經(jīng)驗(yàn)值選取，在本方案中有關(guān)參數(shù)的取值如表3所示。CATIA軟件繪制的機(jī)翼外形如圖4。

表3 副翼參數(shù)設(shè)計(jì)

圖4 CATIA軟件繪制的機(jī)翼外形示意圖

2.1.2 機(jī)身設(shè)計(jì)

由于需要搭載一定任務(wù)設(shè)備并且考慮飛機(jī)質(zhì)量分布與重心位置，機(jī)身長(zhǎng)度由經(jīng)驗(yàn)值確定[6]：Lf=1.5 m。

機(jī)身截面形狀為簡(jiǎn)單矩形并倒圓角，前后漸收以減小機(jī)身阻力，截面尺寸協(xié)調(diào)發(fā)動(dòng)機(jī)及任務(wù)裝載的需要確定。

機(jī)身在中央寬度為0.25 m，向前收縮為導(dǎo)圓，向后收縮為0.2 m。設(shè)備艙長(zhǎng)度0.6 m。

在機(jī)翼單側(cè)展長(zhǎng)32.5%的位置布置尾撐管，尾撐管向前伸距機(jī)翼前緣0.5m，尾部距機(jī)翼前緣1.45 m。設(shè)置垂直起降電機(jī)的部分設(shè)置電機(jī)與螺旋槳整流罩，該整流罩為以尾撐下沿為軸兩半殼體，在固定翼模式下平飛時(shí)電機(jī)槳葉轉(zhuǎn)至于尾撐同向，兩片整流罩向下偏轉(zhuǎn)將電機(jī)與螺旋槳包住以降低阻力，在垂直起降模式下整流罩向上折起露出螺旋槳，如圖5所示。

圖5 旋翼整流罩示意圖

本方案中，全機(jī)長(zhǎng)度2.65 m，尾力臂取全機(jī)長(zhǎng)度的44%，為1.162 m。

2.1.3 尾翼設(shè)計(jì)

本方案采用倒置“V”型尾翼設(shè)計(jì)，可將倒置“V”尾投影至水平面和側(cè)平面將其轉(zhuǎn)換成正常尾翼計(jì)算垂尾和平尾面積。

正常式尾翼面積可由下列經(jīng)驗(yàn)公式確定：

平尾：

(2)

垂尾：

(3)

尾容系數(shù)cHT=0.58，cVT=0.04，確定尾翼水平和垂直投影面積分別為：SHT=0.325 m2，(0.223 倍主翼面積)SVT=0.188 m2。

展弦比直接影響尾翼的升力線斜率，增加展弦比可提高尾翼的氣動(dòng)效率、減小尾翼面積進(jìn)而降低巡航配平阻力，但過大的展弦比會(huì)降低尾翼的失速迎角，增加結(jié)構(gòu)重量，一般尾翼展弦比應(yīng)小于機(jī)翼，對(duì)于水平投影平面取展弦比A=5.2。

梢根比對(duì)尾翼氣動(dòng)效率影響較小。從結(jié)構(gòu)重量考慮，小的梢根比可以降低結(jié)構(gòu)重量，但梢根比過小會(huì)不利于尾翼的失速特性，這里取梢根比1，前緣后掠角可在不增加尾撐管長(zhǎng)度的情況下增加一定的尾力臂，所以前緣后掠角取17°。

由水平投影面積和垂直投影面積確定倒置“V”型尾翼下反角30°，使用對(duì)稱薄翼型NACA0010-63。尾翼后緣設(shè)升降、方向舵，舵面前緣位于75%弦線位置，中軸線對(duì)稱。

2.1.4 無人機(jī)氣動(dòng)外形建模

通過CATIA軟件建立飛機(jī)氣動(dòng)外形模型，如圖6、圖7所示。

圖6 無人機(jī)總體設(shè)計(jì)圖

圖7 無人機(jī)三視圖

2.2 動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，考慮到螺旋槳飛機(jī)在定槳距情況下動(dòng)拉力的損失和垂直起降系統(tǒng)中螺旋槳和整流罩的阻力，最大推重比取0.8可以保證無人機(jī)的安全飛行，根據(jù)飛機(jī)重量估算可知發(fā)動(dòng)機(jī)最大靜推力為235.2 N。平飛動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)采用DLE120CC汽油發(fā)動(dòng)機(jī)，油箱采用4 L定制雙油箱，主油箱內(nèi)尺寸0.2 m×0.125 m×0.16 m(長(zhǎng)×寬×高)，副油箱保持油面平衡。

起降動(dòng)力系統(tǒng)采用4臺(tái)9040無刷電機(jī)，四臺(tái)電機(jī)分別位于機(jī)翼前后的尾撐桿上，四臺(tái)電機(jī)位置的對(duì)角連線穿過飛機(jī)重心，與飛機(jī)縱軸距離0.65 m，與飛機(jī)橫軸距離0.57 m。考慮到飛機(jī)的最大起飛重量30 kg，并且飛機(jī)需要在垂直起降狀態(tài)具有一定的操縱性能和爬升能力，取四旋翼系統(tǒng)最大推重比2，即最大推力60 kg，單發(fā)電機(jī)需要最大推力15 kg。螺旋槳采用28×6.0英寸正反槳。動(dòng)力電池采用2節(jié)44.4V/12S/3.2Ah聚合物充電鋰電池，持續(xù)放電倍率：15C。

3 無人機(jī)氣動(dòng)性能計(jì)算與分析

3.1 氣動(dòng)性能計(jì)算

使用工程計(jì)算方法對(duì)該機(jī)的氣動(dòng)性能進(jìn)行估算，其升力系數(shù)與阻力系數(shù)極曲線、力矩系數(shù)曲線如圖8、圖9所示。

圖8 升力系數(shù)-阻力系數(shù)極曲線

圖9 力矩系數(shù)

3.2 飛行性能分析

3.2.1 起降性能分析(垂直起降模態(tài)下的飛行特性)

起降階段采用旋翼為無人機(jī)提供升力，單只旋翼最大推力15 kg，最大總推力60 kg，垂直起飛段無人機(jī)推重比為2，足以保證飛機(jī)穩(wěn)定上升和姿態(tài)控制。爬升速度過快會(huì)導(dǎo)致螺旋槳效率降低，一般將爬升率設(shè)定為2 m/s。由于飛機(jī)爬升速率較低可忽略阻力的影響。

垂直起降階段可基本視為勻速運(yùn)動(dòng)，無人機(jī)爬升到100 m安全高度后啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入平飛模式，同時(shí)逐漸關(guān)閉旋翼電機(jī)。降落階段當(dāng)無人機(jī)降低高度至100 m時(shí)旋翼開始工作并逐漸熄滅平飛推進(jìn)動(dòng)力同時(shí)減速，當(dāng)水平速度減至0時(shí)升力完全由多旋翼提供。整個(gè)轉(zhuǎn)換階段，多旋翼系統(tǒng)所需拉力由飛控根據(jù)飛行器的飛行空速控制各個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速來精確分配。多旋翼總推力與爬升加速度關(guān)系見圖10。

3.2.2 平飛需用推力

根據(jù)氣動(dòng)參數(shù)，計(jì)算出平飛需用推力和平飛速度之間的關(guān)系。如圖11所示。

圖10 多旋翼總推力與爬升加速度關(guān)系

圖11 平飛需用推力和平飛速度關(guān)系

3.2.3 固定翼模式最小飛行速度

在低空飛行時(shí)，最小飛行速度由最大升力系數(shù)確定。即：

(4)

取CLmax=0.8，經(jīng)過計(jì)算得到Vmin≈20.1 m/s。

3.2.4 續(xù)航能力

無人機(jī)在平飛狀態(tài)下設(shè)計(jì)巡航速度34 m/s，根據(jù)平飛速度與所需推力曲線可得，平飛所需推力60 N，由于螺旋槳?jiǎng)永Φ膿p失，實(shí)際所需靜拉力約75 N。查閱相關(guān)資料可得DLE120cc汽油發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率為0.014 L/Nh。無人機(jī)設(shè)計(jì)油箱容積4L，可用燃油約90%，在34 m/s飛行速度下，計(jì)算可得平飛有效航程419.66 km，續(xù)航時(shí)間3.43 h。

無人機(jī)在垂直起降狀態(tài)下爬升，電機(jī)所需總功率6 700 W，爬升時(shí)間50 s，所需電量93.06 Ah，在過渡狀態(tài)階段所需電量約50 Ah，降落段電機(jī)所需總功率5 400 W，降落時(shí)間40 s，所需電量61.1 Ah，旋翼在飛行過程中所需總電量204 Ah。動(dòng)力電池采用兩節(jié)44.4 V/12 S/3.2 Ah鋰電池，單節(jié)總電量142.08 Ah，總電量284.16 Ah，鋰電池有80%有效放電容量，可用安全電量227.33 Ah，可滿足起降狀態(tài)所需總電量。

3.2.5 凈穩(wěn)定裕度

全機(jī)焦點(diǎn)位置約為0.216 5 m處，將重心位置設(shè)置在0.166 m處，可得靜穩(wěn)定裕度：

(5)

起降階段采用旋翼為無人機(jī)提供升力，單只旋翼最大推力15 kg，最大總推力60 kg，垂直起飛段無人機(jī)推重比為2，足以保證飛機(jī)的穩(wěn)定上升和姿態(tài)控制。

4 結(jié)論

1) 介紹了復(fù)合翼無人機(jī)總體設(shè)計(jì)思路，提出了無人機(jī)初始設(shè)計(jì)目標(biāo)及總體性能參數(shù)，通過計(jì)算初步確定了機(jī)翼平面形狀、機(jī)身外形、尾翼尺寸及主翼翼型，采用CATIA軟件繪制了無人機(jī)氣動(dòng)外形。

2) 對(duì)該無人機(jī)的起降性能、平飛需用推力、續(xù)航能力、最小平飛速度、爬升角以及靜穩(wěn)定裕度進(jìn)行分析計(jì)算，計(jì)算得出的飛行器性能基本符合設(shè)計(jì)目標(biāo)。

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