新型可懸浮飛翼飛行器相關(guān)設(shè)計(jì)

馬銳+祝文祥+鈕旗超

摘 要：針對(duì)目前市場(chǎng)對(duì)飛行器在垂直起降、懸浮工作和穩(wěn)定飛行等方面的需求，提出并設(shè)計(jì)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(lái)的各種優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)又可以像旋翼機(jī)一樣實(shí)現(xiàn)懸浮起降。利用CATIA對(duì)飛行器翼型、旋翼機(jī)構(gòu)、螺旋槳等具體結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)。并利用Fluent對(duì)飛行器在飛行狀態(tài)下的機(jī)身流場(chǎng)進(jìn)行分析和優(yōu)化。同時(shí)根據(jù)新型飛翼飛行器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為飛行器設(shè)計(jì)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(guān)鍵詞：飛翼飛行器；旋翼機(jī)；概念設(shè)計(jì)

在飛機(jī)發(fā)展的初期，大量結(jié)構(gòu)新穎、造型奇特并且具有良好氣動(dòng)外形的飛行器方案被提出。但局限于生產(chǎn)工藝、制造材料等其他方面的限制，在飛行器的發(fā)展過(guò)程中被逐漸擱置。但隨著近年來(lái)科技水平的不斷提高，而且市場(chǎng)對(duì)飛行器能耗、滯空時(shí)間和其他特殊飛行要求的不斷提高，使得非常規(guī)布局設(shè)計(jì)的飛行器重新獲得設(shè)計(jì)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(shí)用的飛機(jī)誕生于1903年的美國(guó)，而世界上第一架飛翼機(jī)的研制僅比之晚20年。其優(yōu)異的氣動(dòng)外形在人類(lèi)制造飛行器之初就進(jìn)入人們的視野中。

相比常規(guī)布局的飛行器，飛翼式飛行器飛翼布局是氣動(dòng)布局一體化設(shè)計(jì)的最佳布局，擁有更高的氣動(dòng)效率和更輕的機(jī)身重量。國(guó)外著名飛機(jī)制造公司Boeing、Northrop多年研究得知：對(duì)民用飛機(jī)而言，飛翼最主要的優(yōu)點(diǎn)是增大機(jī)艙容積。與常規(guī)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(yùn)營(yíng)經(jīng)濟(jì)性、有效性，顯示出此種布局出色的性能優(yōu)勢(shì)[1]。同時(shí)由于翼身融合并且沒(méi)有尾翼，極佳的隱身性能也是其具有很高的軍事價(jià)值，例如美國(guó)的B-2“幽靈”，為世界上最先進(jìn)的隱身轟炸機(jī)，是飛翼飛機(jī)軍事價(jià)值的很好體現(xiàn)[2，3]。

但飛翼式飛行器由于自身的結(jié)構(gòu)，也存在著明顯的缺點(diǎn)。例如，飛翼氣動(dòng)布局的飛機(jī)突風(fēng)敏感因子較大。飛翼飛機(jī)不但在起降時(shí)不能利用襟翼增升，而且為配平飛機(jī)升降舵向上偏轉(zhuǎn)，襟翼本身在起飛著陸時(shí)提供負(fù)升力，而常規(guī)飛機(jī)可利用襟翼下偏來(lái)增加機(jī)翼的升力。因此，飛翼飛機(jī)起飛著陸性能也不是很好，特別是著陸性能。所以創(chuàng)新設(shè)計(jì)飛翼式飛行器的結(jié)構(gòu)，優(yōu)化飛翼式飛行器起落性能等方面的工作，對(duì)于飛翼式飛行器的發(fā)展和研究具有重要的意義。

1 飛行器總體設(shè)計(jì)

1.1 飛行器總體結(jié)構(gòu)

利用CATIA三維設(shè)計(jì)平臺(tái)，設(shè)計(jì)出飛行器的總體三視圖如圖1：

飛行器采用翼身融合技術(shù)，設(shè)計(jì)參數(shù)如表1。

依據(jù)設(shè)計(jì)載荷，選取颶風(fēng)U7+KV400電機(jī)，電機(jī)數(shù)為2。電機(jī)尺寸為Φ60*40mm，符合尺寸設(shè)計(jì)要求。依據(jù)電機(jī)37A電流工作情況下，工作半小時(shí)，需要容量37*2*1000*0.5=37000mAh的電池提供動(dòng)力。選取格氏22.2V-TATTU專(zhuān)業(yè)無(wú)人機(jī)電池作為電源，電源數(shù)為2塊。格氏22.2V-TATTU專(zhuān)業(yè)無(wú)人機(jī)電池的尺寸為200*91*66mm，可以很方便的置于機(jī)腹內(nèi)，其電源容量為22000mAh，兩塊格氏22.2V-TATTU專(zhuān)業(yè)無(wú)人機(jī)電池提供的電源容量為22000*2=44000mAh，滿(mǎn)足37000mAh的電源容量要求。颶風(fēng)U7+KV400電機(jī)采用18cm*6.5mm的槳葉時(shí)，37A工作電流下提供的拉力為4580g，兩個(gè)電機(jī)共提供9160g的拉力，兩塊電源的重量為2544*2=5088g，兩個(gè)電機(jī)自重277*2=554g，機(jī)身結(jié)構(gòu)自重約1kg，舵機(jī)、電路控制系統(tǒng)等重約0.5kg，故載重可達(dá)9160-5088-554-1000-500=2018g，即約2kg，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

1.2 飛行器翼型選擇

飛行器設(shè)計(jì)速度20m/s，外形設(shè)計(jì)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(jī)中被廣泛使用。由雷諾數(shù)計(jì)算公式：

v為遠(yuǎn)前方來(lái)流速度，L為機(jī)翼弦長(zhǎng)，P為流體密度，u為流體粘性系數(shù)。

在設(shè)計(jì)速度下，Re=815084，此時(shí)NACA2418的極線(xiàn)與NACA2408、NACA0020、NACA0015、NACA0018翼型的極線(xiàn)比較如圖2（攻角α從-8°到13°，步進(jìn)0.5°）：

可發(fā)現(xiàn)，在10°仰角下，NACA2418翼型升阻比最大，且NACA24

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

1.3 飛行器翼尖設(shè)計(jì)

飛行器機(jī)翼依靠上下表面的壓力差提供升力。但同時(shí)由于上下壓力差的存在，翼尖附近機(jī)翼下表面空氣會(huì)繞流到上表面，形成翼尖渦。致使翼尖附近區(qū)域機(jī)翼上下表面的壓差降低，從而導(dǎo)致這一區(qū)域產(chǎn)生的升力降低，這一現(xiàn)象稱(chēng)為翼尖渦流。翼尖渦流使流過(guò)機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，而向下傾斜形成下洗流。為了削弱翼尖渦流對(duì)升力的影響，增加升力的目的，將翼尖設(shè)計(jì)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(dǎo)阻力，減少繞流對(duì)升力的破壞，提高升阻比，達(dá)到增加升力的目的[4，5]。

1.4 旋翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

作為飛行器的動(dòng)力，旋翼機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)關(guān)系飛行器飛行方向、飛行姿態(tài)的改變，影響飛行器調(diào)整姿態(tài)的難易程度。本飛行器創(chuàng)新性地設(shè)計(jì)了飛行器的旋翼機(jī)構(gòu)，使之能輕松的改變飛行姿態(tài)，調(diào)整飛行方向，垂直起降，同時(shí)最大限度地提高飛行速度。

旋翼機(jī)構(gòu)有四處旋轉(zhuǎn)連接（曲柄搖桿連接不算），曲柄搖桿的搖桿處連接在旋轉(zhuǎn)體上，曲柄被連接在舵機(jī)上，并由舵機(jī)控制。通過(guò)曲柄的擺動(dòng)控制旋轉(zhuǎn)連接處的旋轉(zhuǎn)，從而控制旋翼翼面的傾斜。旋翼機(jī)構(gòu)共有兩處舵機(jī)，配合使用控制旋翼傾斜，改變動(dòng)力推進(jìn)方向。舵機(jī)1連接在機(jī)身上，控制旋翼翼面前后的傾斜。舵機(jī)2連接在旋轉(zhuǎn)體上，控制旋翼翼面左右的傾斜。實(shí)際操作過(guò)程中會(huì)遇到旋翼翼面在傾斜過(guò)程中因傾斜過(guò)大觸碰梁架的情況，為避免這種情況的發(fā)生，需限定舵機(jī)控制的曲柄的傾斜角度。舵機(jī)1、2控制曲柄角度的控制律如下：

1.5 螺旋槳設(shè)計(jì)

槳葉設(shè)計(jì)為單軸雙槳。設(shè)計(jì)槳葉的轉(zhuǎn)速約為5955rpm，為盡可能提高槳葉產(chǎn)生的升力，設(shè)計(jì)槳葉翼面時(shí)采用NACA4418翼型。在Re=1447000時(shí)，NACA4418的極線(xiàn)與NACA2408、NACA0020、NACA

0015、NACA0018翼型的極線(xiàn)比較如下：

由圖可看出在雷諾數(shù)Re=1447000，仰角α>5°時(shí)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(shù)Re=1447000時(shí)，各仰角情況下的升力和阻力表現(xiàn)。在仰角α=10°時(shí)，NACA4418翼型升阻比最大，可達(dá)到87.5。故在設(shè)計(jì)槳葉時(shí)，將翼形設(shè)置為與水平面呈10°仰角。

2 飛行器流場(chǎng)分析

2.1建模與網(wǎng)格設(shè)置

將飛行器模型導(dǎo)入HYPERMESH中，建立一個(gè)長(zhǎng)3m，寬2.4m，高1m的長(zhǎng)方體，通過(guò)布爾運(yùn)算將長(zhǎng)方體中的飛行器扣除。再將剩余的部分劃分網(wǎng)格。其中，正面部分設(shè)為速度入口，其余設(shè)為壓力出口，長(zhǎng)方體內(nèi)部表面設(shè)為剛性壁。

2.2 求解器參數(shù)設(shè)置

將網(wǎng)格模型導(dǎo)入FLUENT中進(jìn)行如下設(shè)置：

（1）縮放模型使其符合正常尺寸。

（2）采用Pressure-Based，Absolute Velocity Formulation和穩(wěn)態(tài)時(shí)間求解器。

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

（4）設(shè)置求解方法為SIMPLE方法，保持默認(rèn)設(shè)置。

（5）計(jì)算迭代步數(shù)為100步，開(kāi)始計(jì)算。

2.3 模擬結(jié)果及分析

計(jì)算完成后，得到飛行器機(jī)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(jiàn)飛行器的翼身融合機(jī)身使機(jī)身上表面前緣的空氣流速普遍得到加強(qiáng)，由伯努利定理可知壓強(qiáng)普遍減小。圖1-12中機(jī)身為不可壓縮，氣流流過(guò)時(shí)在機(jī)身下表面形成一個(gè)壓強(qiáng)中心，該處壓強(qiáng)普遍大于周?chē)鷫簭?qiáng)，上表面也有壓強(qiáng)中心，但明顯小于下表面壓強(qiáng)，機(jī)身由此產(chǎn)生升力。

結(jié)果顯示，飛行器機(jī)身上表面的壓力普遍小于下表面的壓力。在機(jī)身下表面前緣壓力最大，約為101700Pa左右；在機(jī)身上表面前緣壓力最小，約為101000Pa左右。機(jī)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(jiàn)，碟式懸浮飛行器翼身融合設(shè)計(jì)可為飛行器提供部分升力，飛行器飛行過(guò)程中不單純依靠旋翼的升力，當(dāng)速度增大時(shí)，氣動(dòng)力增大，飛行器飛行過(guò)程中可節(jié)省能源，巡航時(shí)間也隨之得到延長(zhǎng)。

3 飛行器控制原理

3.1 垂直起降和懸浮

本飛行器一大優(yōu)勢(shì)就是垂直起降，依靠一對(duì)共面反轉(zhuǎn)的螺旋槳，如圖14所示，左邊螺旋槳逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，右邊螺旋槳順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，當(dāng)左右螺旋槳轉(zhuǎn)速一致時(shí)，兩個(gè)電機(jī)作用于機(jī)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(jī)保持旋翼翼面水平，提高或降低電機(jī)轉(zhuǎn)速，便可實(shí)現(xiàn)垂直起降。當(dāng)旋翼提供的升力與機(jī)身自重相等時(shí)便可實(shí)現(xiàn)懸浮。

3.2 原地轉(zhuǎn)向

本飛行器另一大優(yōu)勢(shì)就是可原地轉(zhuǎn)向。如圖15所示，當(dāng)左邊旋翼轉(zhuǎn)速略大于右邊時(shí)，旋翼作用于機(jī)身的扭矩不平衡，左邊的扭矩大于右邊的扭矩，會(huì)使機(jī)身向右原地轉(zhuǎn)向。同理，當(dāng)右邊旋翼轉(zhuǎn)速略大于左邊時(shí)，機(jī)身會(huì)向左原地轉(zhuǎn)向。此時(shí)，為保證不至于發(fā)生側(cè)翻，需調(diào)動(dòng)旋翼轉(zhuǎn)速大邊的舵機(jī)，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(jī)身平行。由于機(jī)身的傾斜，轉(zhuǎn)速大一邊旋翼因?yàn)橐砻姹３炙?，作用于機(jī)身翻轉(zhuǎn)力矩的力臂減小，而另一邊力臂保持不變，翻轉(zhuǎn)扭矩重新達(dá)到平衡，飛行器不至于側(cè)翻。

3.3 前飛

當(dāng)兩邊旋翼機(jī)構(gòu)舵機(jī)使旋翼翼面同向前傾斜時(shí)，旋翼提供前飛的動(dòng)力，同時(shí)也可以為飛行器提供大部分升力。同時(shí)由于扭矩平衡，飛行可保持直飛狀態(tài)。當(dāng)飛行器速度提升上來(lái)后，由于翼身融合設(shè)計(jì)，空氣在流過(guò)飛行器表面時(shí)，依據(jù)伯努利定理，飛行器機(jī)身會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)力，為飛行器提供很大部分升力。此時(shí)的旋翼便可進(jìn)一步加大傾角，同時(shí)提高轉(zhuǎn)速，為飛行器提供更多的推動(dòng)力，進(jìn)一步提升飛行速度。前飛時(shí)翼面傾角可達(dá)到18.544°。

3.4 前飛狀態(tài)轉(zhuǎn)向

本飛行器機(jī)翼兩端各安裝有一個(gè)副翼，用于在飛行器前飛時(shí)實(shí)現(xiàn)機(jī)身的左右傾斜。當(dāng)飛行器左邊副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)身向左傾斜。這時(shí)飛行器的重力與地面垂直，可是機(jī)翼上的升力卻是垂直于機(jī)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(chǎn)生了一個(gè)垂直于機(jī)身指向左方的力，在這個(gè)力的作用下，飛行器沿著一條圓弧向左轉(zhuǎn)動(dòng)。同理，當(dāng)飛行器左邊副翼向下偏轉(zhuǎn)，右邊副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行器機(jī)身向右傾斜，飛行器沿著一條圓弧向右轉(zhuǎn)動(dòng)。

單靠副翼轉(zhuǎn)向半徑會(huì)較大，為避免這種情況，旋翼機(jī)構(gòu)設(shè)置了左右偏轉(zhuǎn)的舵機(jī)，在副翼轉(zhuǎn)向的基礎(chǔ)上，通過(guò)舵機(jī)控制曲柄的轉(zhuǎn)動(dòng)，從而控制旋翼翼面向左或右偏轉(zhuǎn)，這樣旋翼的偏轉(zhuǎn)角就進(jìn)一步增大，通過(guò)旋翼產(chǎn)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(jī)身的偏轉(zhuǎn)提供了更大的向心力，使得轉(zhuǎn)向半徑縮小。本飛行器副翼的偏轉(zhuǎn)角為-30°～30°，為避免碰到旋翼機(jī)構(gòu)支架，旋翼翼面左右偏轉(zhuǎn)的角度為-10°～10°。

3.5 前飛狀態(tài)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(tài)下快速減速。所以本飛行器設(shè)置在飛行器快速前飛的過(guò)程中，利用旋翼機(jī)構(gòu)中的舵機(jī)將旋翼翼面快速向后傾斜，產(chǎn)生斜向后方的升力，產(chǎn)生相對(duì)機(jī)身水平向后的分力將飛行器快速減速。同時(shí)，揚(yáng)起的翼面會(huì)產(chǎn)生阻力，協(xié)助飛行器快速減速，以完成垂直起降和懸浮的動(dòng)作。碟式懸浮飛行器旋翼翼面后傾的角度為6°左右。

4 結(jié)束語(yǔ)

新型可懸浮飛翼飛行器的最大優(yōu)勢(shì)在于將旋翼機(jī)和翼身融合設(shè)計(jì)相結(jié)合。旋翼機(jī)速度提升受限的原因主要有兩個(gè)，一是旋翼前行槳葉槳尖區(qū)域激波的產(chǎn)生，二是旋翼后行槳葉區(qū)域的氣流分離。翼身融合設(shè)計(jì)使得飛行器因?yàn)榍熬墮C(jī)身對(duì)前方來(lái)流的阻隔，高速氣流不會(huì)直接流向高速旋轉(zhuǎn)的旋翼，前行槳葉因來(lái)流速度的減小，激波的產(chǎn)生時(shí)間大大推遲；后行槳葉因來(lái)流速度的減小，升力不足或者失速的情況會(huì)大大減輕。因?yàn)橐砩砣诤系奶厥庠O(shè)計(jì)，飛行器的速度極限相對(duì)于旋翼機(jī)會(huì)大大提升?？朔诵頇C(jī)在復(fù)雜氣流中起飛和高速前飛時(shí)升力減小、功耗增大、振動(dòng)加劇的情況?？勺畲笙薅壤每諝鈩?dòng)力學(xué)產(chǎn)生的升力達(dá)到節(jié)省能源的目的。同時(shí)又具有旋翼機(jī)垂直起降和懸浮的特點(diǎn)，適用于復(fù)雜地形環(huán)境。無(wú)論作為軍事偵察、地圖勘探，還是林業(yè)巡航等方面都有著廣泛的應(yīng)用前景。

本文創(chuàng)新性的設(shè)計(jì)了新型可懸浮飛翼飛行器，結(jié)合了旋翼機(jī)和翼身融合設(shè)計(jì)的優(yōu)點(diǎn)。利用CATIA進(jìn)行建模，導(dǎo)入HYPERMESH進(jìn)行網(wǎng)格劃分，在Fluent中進(jìn)行流場(chǎng)模擬。利用結(jié)果分析了飛行器的外形和螺旋槳的空氣動(dòng)力學(xué)性能，以及對(duì)整體的影響。同時(shí)，完成了飛行器的控制設(shè)計(jì)。為開(kāi)發(fā)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(jìn)一步的研制奠定了基礎(chǔ)。

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作者簡(jiǎn)介：馬銳（1991，08-），男，黑龍江省鶴崗人，重慶市重慶大學(xué)力學(xué)專(zhuān)業(yè)研究生。