高效經濟垂直起飛固定翼飛行器設計

張 俊，李佩琦，姜屹洋，蔡旭飛

（上海工程技術大學，上海 201620）

0 引言

垂直起降（vertical takeoff and landing，VTOL）飛行器是以直升機方式垂直起降，并能以固定翼飛機方式前飛的無人飛行器。與傳統無人直升機相比，垂直起降飛行器前飛速度快、航程遠。與固定翼飛行器相比，垂直起降飛行器對跑道無依賴，能夠定點懸停。垂直起降飛行器尤其適用于甲板起降和快速飛行的場合。垂直起降飛行器在未來海戰中用途廣泛。艦載垂直起降飛行器能夠方便部署于大部分艦艇。與傳統無人直升機相比，垂直起降飛行器速度快、航程遠、油耗低。艦艇垂直起降飛行器可在母艦或島嶼周邊執行敵情偵察、戰區防御、火力支援、對海攻擊、毀傷評估、物資補給、傷員救助、通訊中繼等。本項目的研究源于原有垂直起降固定翼飛機其他垂直起降固定翼飛行器起飛不穩定以及成本高的弊端，設計一種高效渦扇垂直起飛的固定翼飛行器。

1 飛行器設計思路

由國內外垂直起降固定翼飛行器技術方案發展現狀可以看出，更高的飛行速度、更長的續航時間、更強的任務載荷能力將是未來垂直起降固定翼飛行器技術的必然趨勢。[1]本項目針對垂直起降固定翼飛行器在載荷過大時起飛不穩定以及成本較高的不足，提出一種高效經濟垂直起飛的固定翼飛行器設計，減少為一套動力裝置，同時通過姿態角度傳感器，流速傳感器和可調閥門，制作一款可以穩定起飛，成本低的固定翼垂直升降飛行器，提高垂直起降固定翼飛行器的實用性，極大促進未來垂直起降固定翼飛行器的應用前景。

2 飛行器整體設計

在飛行器外觀方面，以美國F-35B戰斗機為雛形，在其基礎上進行修改。

飛行器整體布局采用涵道式設計，傾轉涵道式垂直起降固定翼無人機的技術特點與傾轉旋翼相類似，但由于涵道動力與機體融合度更高，可以設置在機身或機翼上從而提供直接的升力，在設計上更加靈活。[2]較原有F-35B垂直起降飛行器設計，減少為了一套動力裝置，改為單涵道設計，并且在飛機機身下方設置了三個向下噴口，在保證平穩起飛的前提下，大大減少了制造所需要的成本。

左右下噴口、后下噴口以及尾噴口都帶有可控閥門，同時左右噴口處裝有流速傳感器，飛行器起飛時，通過流速傳感器模塊采集左右通道氣體流速大小。根據氣體流速計算公式：流速=排除空氣體積/（壓縮空氣時間*管道橫截面積）=V/（T*S）可知，通過調節可控閥門改變管道橫截面積，以此來控制左右管道流速大小，以此改變三個口推力大小，保持一定的力矩平衡，提供左右機翼大小相等的升力，實現飛機的平穩起飛。

同時飛行器還加裝了掛架，在需要的情況下可以掛載需要的設備或者導彈，在滿足了飛行器最大載重的情況下使飛行器的可利用程度大大提升。

圖1 飛行器側視圖

圖2 飛行器俯視圖

3 飛行器特殊設計

飛行器改為單涵道設計，通過一套動力裝置，以及四個噴口的配合，實現飛行器的起飛降落以及飛行任務，極大地減小了飛行器本身的重量，以此獲得更大的推重比，同時配合可調閥門的設計，減少了多余的動力流失。

本款飛行器加入了特殊的可控閥門設計，在噴口最大截面處設計了可控閥門控制流量輸出。當無人機起飛時，姿態傳感器實時檢測到姿態角產生角度變化時，負反饋電路會及時調整閥門面積，使無人機回到平衡狀態。

根據牛頓第三定律:推力產生原因為噴口噴出氣體對空氣的反作用力，又因為流速公式V/（T*S），噴口s面積相同，因此推力大小可以等效為進入噴口氣體流量大小，且升力～Q，Q越大，推力越大。根據流量公式Q=v·A：在等截面閥門設計下，無人機管道內可視為均勻流場，v處處相等，于是Q正比于A，A越大，Q越大。由此推得推力～A，A越大，推力越大。由此，通過調節閥門面積控制升力大小的情況驗證完畢。

圖3 可控閥門設計

圖4 三個可控閥門開口分布

4 理論飛行模擬

起飛模擬過程：關閉尾部噴口閥門，打開左右以及后下噴口，并不打開發動機，飛行器獲得升力實現起飛。在垂直起飛時候，姿態傳感器以及檢測姿態傳感器，三軸角度偏差大于20度時候，通過電路檢測閥門流速，進行負反饋電路設計，反饋給閥門控制，并通過改變閥門大小改變，實現飛機的平穩起飛。在上升到所需高度后，緩慢關閉左右以及后下噴口，打開尾部噴口，飛行器獲得推力，實現水平飛行，同時繼續不斷采集姿態傳感器和流速傳感器，并通過下噴口配合保持升力和力矩平衡，根據力矩公式M=F×d：由于F始終垂直于力臂且不變，因此力矩大小與力的大小成正比。當傳感器檢測到產生時，b閥門減小橫截面積A，以此減小推力F2。由于d不變，因此凈力矩為M合=（F1-F2）·d產生了一個順時針方向的力矩，逐漸減小，姿態回正?；卣龝r再逐漸擴張b閥門，使其回到全開狀態，回正后實現Aa=Ab,使得F1=F2，M合=0，無人機以小角度姿態繼續上升。尾部噴口閥門大小改變可以獲得不同的推力，實現加速和減速。完成飛行器任務后，關閉尾噴口，打開三個下噴口后，配合姿態傳感器和流速傳感器，實現平穩下降。

圖5 力矩平衡

圖6 電路控制

5 總結與展望

隨著計算機技術和實驗技術的快速發展，以及國內外對分布式電推進技術在飛行器總體/動力/氣動/控制等方面潛力的深入挖掘，進一步加強對垂直起降固定翼無人機新構型、新原理的探索性研究，突破垂直起降完全依靠動力推力的限制很有必要。本款設計另辟蹊徑，以更小的重量和成本獲得了更大的推重比，實現了高效經濟的愿景，同時也為將來的垂直起降飛行器提供了一種新型思路。

本款飛行器沒有進行仿真模擬，在考慮可采納的情況下可以進行模擬仿真驗證其理論效果，并且可以制造仿真飛行器進行實際模擬以驗證實際效果。