電動垂直起落飛行器氣動布局分析（四）

符長青

多旋翼電動垂直起降飛行器案例

德國初創(chuàng)公司Volocopter的多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

多旋翼電動垂直起降飛行器（eVTOL）是最早進入人們視野，最早獲得大家認可的機種，例如世界上第一架載人試飛成功的電動垂直起降飛行器就是一架德國的多旋翼無人機，共有18個開放螺旋槳（旋翼）。2011年10月21日原型機載人首飛成功后，研發(fā)團隊成員隨后成立了初創(chuàng)公司Volocopter，對產(chǎn)品進行改進設計，并投入正式生產(chǎn)，如圖1所示。

現(xiàn)在，德國eVTOL初創(chuàng)公司Volocopter宣布已獲得歐洲航空安全局（EASA）的制造商許可證，有望成為首家提供商業(yè)空中出租車服務的公司。此外，美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）于2020年12月22日宣布，已接受了該公司的適航審批申請。一旦FAA完成這項工作，德國Volocopter公司將能夠在美國提供飛行出租車服務。

空客公司的多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

空中客車公司，簡稱空客公司是歐洲一家民航飛機制造公司，由德國、法國、西班牙與英國聯(lián)合創(chuàng)立，于1970年在法國圖盧茲成立。2019年3月11日，該公司研制的“城市空中客車”（CityAirbus）eVTOL驗證機，在德國因戈爾施塔特市公開亮相，并在該市進行了可行性測試，完成了首次懸停飛行。德國聯(lián)邦交通部長安德烈亞斯·舍耶在該機亮相時表示：德國將迅速采取行動，為電動垂直起降空中出租車制定法律框架。

CityAirbus氣動布局為4軸8槳分布式電力推進系統(tǒng)模式（如圖2所示），采用4個下半涵道風扇，布局在駕駛艙頂部的兩側。每個下半涵道風扇由一對同軸反向旋轉的螺旋槳組成，其中每個下螺旋槳外面安裝了一個涵道；上螺旋槳為開放螺旋槳，外面沒有安裝涵道，其安裝位置經(jīng)過優(yōu)化設計，以提高巡航飛行性能。

該型號外形尺寸：長8m，寬8m，高3m，螺旋槳直徑2.8m，最大起飛重量2.2t，乘客人數(shù)4人，飛行速度120km/h，續(xù)航時間15min，動力系統(tǒng)為全電動，節(jié)能減排，無污染，噪聲低。缺點是續(xù)航時間短，航程受限。

駿馬集團的多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

駿馬集團（Workhorse）位于美國俄亥俄州，主要業(yè)務包括無人機和卡車生產(chǎn)制造。因此，該公司既能從卡車業(yè)務中獲得自動駕駛技術，又能從無人機業(yè)務中獲得油電混合動力技術，然后將這兩種關鍵技術同時應用于“確信飛行”（SureFly）電動垂直起降飛行器。

2017年6月“確信飛行”電動垂直起降飛行器在法國舉行的巴黎航展上正式亮相。2018年4月在美國俄亥俄州辛辛那提市倫肯機場成功完成首次飛行，并于同年8月開展了多次飛行測試（如圖3所示）。2018年11月，美國陸軍與駿馬集團簽訂合作研究與開發(fā)協(xié)議（CRADA），旨在探索該輕型飛行器的潛在作戰(zhàn)能力。2019年底，“確信飛行”電動垂直起降飛行器獲得美國聯(lián)邦航空管理局頒發(fā)的型式認證。

上升飛機公司的多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

美國上升（LIFT）飛機公司2021年6月21日宣布與美國Qarbon航宇公司建立合作伙伴關系，共同開發(fā)制造該公司取名為“六面體”（Hexa）的電動垂直起降飛行器。

該機采用多旋翼無人機類型的氣動布局，機體上方配備有18個開放螺旋槳。全機空重190kg，由全電動推進系統(tǒng)提供動力。機體下方安裝了浮筒起落架，浮力可以支撐其在水面漂浮，是一款單座、兩棲的產(chǎn)品，如圖4所示。由于“六面體”滿足美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）的103部超輕機水上型的重量相關規(guī)定，因此該機理論上可以按照103部超輕機進行飛行，即無須進行適航審定，飛行員無須飛行執(zhí)照和體檢，但不能飛越人群密集地區(qū)。該型號通過招標程序，成功入選為美國空軍“敏捷至上”試飛機型項目。

2022年6月，“六面體”成功通過了在美國俄亥俄州的希利亞德市舉行的“緊急救援應用場景”實際飛行測試，測試的內容包括eVTOL快速響應、低空空域管理、先進空中交通（AAM）系統(tǒng)整合等內容，參與測試的單位包括該市的警察、醫(yī)療急救、搜救、消防等機構。

阿拉卡技術公司的氫燃料多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

美國阿拉卡技術（Alakai Technologies）公司成立于2006年，總部位于美國馬薩諸塞州。2019年5月推出了世界上第一個使用氫燃料電池的電動垂直起降飛行器，命名斯楷（Skai）。氫燃料電池是一種零排放、可靠、安全和環(huán)境清潔的能源，能量轉換效率高，容量大，比能量高、功率范圍廣。燃料電池主要缺點是系統(tǒng)比較復雜，成本高，僅限于一些特殊用途方面。

斯楷采用多旋翼無人機類型的氣動布局，機體上方安裝有6個開放螺旋槳，最大續(xù)航時間為4h，最大航程600km，最多可乘坐5名乘客，如圖5所示。機體頂部上方安裝了迫降用降落傘裝置，以防萬一遇到極端情況時能進行整機傘降，確保乘客生命安全。

以色列飛機公司的多旋翼eVTOL產(chǎn)品方案

以色列公司Air是一家科技初創(chuàng)企業(yè)，于2018年在以色列成立，總部位于特拉維夫。其第一架電動垂直起降飛行器為Air One。2021年6月，全尺寸驗證機完成了首次懸停試飛。2022年5月，該公司在美國進行了巡回展，展品為橙紅色動感涂裝的雙座樣機?，F(xiàn)在，該機正在進行各項試飛測試工作，如圖6所示。

Air One為雙座電動垂直起降飛行器，具有一個大展弦比、安裝角設計得很大的固定機翼和一個4軸8槳的升力螺旋槳系統(tǒng)；沒有平尾，兩個垂尾可以保證航向穩(wěn)定性，垂尾略內傾，與后部機身氣流流場匹配設計。全機沒有舵面，所有方向的控制均由升力螺旋槳系統(tǒng)來實現(xiàn)，機身上表面曲線非常流暢。當它進行巡航飛行時，固定機翼、旋翼都產(chǎn)生升力，同時旋翼還產(chǎn)生推力分量。多旋翼氣動布局為前低后高，巡航時旋翼的氣流盡量避開了主機翼，降低阻力。飛行器下部截面類似乘波構型，下端面下垂延伸，保證兩個前起落架及其支架的剛度需求，機身與4個輪式起落架、固定機翼翼面或支架連接處均有減阻減重設計，綜合考慮了氣動與工業(yè)造型需求。

雖然Air One外表看起來像一架常規(guī)氣動布局的復合eVTOL，因為它安裝了固定機翼，但實際上它不是，而是一架多旋翼氣動布局的eVTOL。從外表上看，它機身上面確實安裝了傾斜的固定機翼，不過由于它既沒有安裝可用來提供向前飛行所需推力的推力螺旋槳，又沒有采用頃轉旋翼或頃轉機翼等技術手段提供前飛所需的推力，它只能如其他多旋翼eVTOL一樣向前傾斜著機體往前飛。換言之，它傾斜安裝的固定機翼不能承載復合eVTOL的高效飛行模式，只是在前飛過程中由于機體向前傾斜，使得原先處于傾斜狀態(tài)的固定機翼擺平了，在迎面氣流的作用下會提供一些向上的升力，為升力螺旋槳系統(tǒng)和純電動力系統(tǒng)分擔一些壓力。從氣動布局分類來看，它屬于多旋翼eVTOL的范疇。其最大飛行速度為250km/h，巡航速度約為160km/h，最大有效載荷為250km，最大航程約177km，續(xù)航時間約1h。目前，Air公司聲稱已經(jīng)賣出了150多架，基礎價格為15萬美元，預計2024年將獲得認證并交付首批客戶。

復合無人機氣動布局分析

固定翼無人機具備飛行速度快、飛行高度高、飛行時間長、經(jīng)濟性好（省油或省電）等優(yōu)點；旋翼無人機具備垂直起降、懸停、低空樹梢高度飛行等特點。復合無人機氣動布局上既有固定機翼，又有旋翼，目的是將這兩種無人機的優(yōu)勢結合在一起，以實現(xiàn)節(jié)能減排，提高飛行性能，增大應用范圍和降低使用成本等。

復合無人機氣動布局的定義

常規(guī)旋翼無人機，如無人直升機和多旋翼無人機可在原地垂直起降，可做低空高機動飛行，應用范圍廣，但由于受前行槳葉波阻和后行槳葉失速的限制，飛不快，巡航速度很難超過300km/h。相比之下，固定翼無人機既省油又飛的快，但不能垂直起降，起降受跑道限制，使用不方便。如何將這兩種氣動布局無人機的優(yōu)點結合起來？航空工程師在實際工作中采用復合的辦法，將固定翼無人機與旋翼無人機兩者混合起來，形成一種新型無人機機種：復合無人機（Composite UAV）。復合無人機氣動布局的定義是指在固定翼無人機氣動布局的基礎上，加上多個旋翼后而得到的一種全新的氣動布局。

設計復合無人機氣動布局，除了需要對空氣螺旋槳有比較清晰的了解以外，還需要對其進行復合的基礎，即對固定翼無人機的總體結構和氣動特性的概況有比較完整深入的了解。

固定翼無人機總體結構及其組成部件

固定翼無人機總體結構

大多數(shù)傳統(tǒng)的固定翼無人機總體結構都是由機翼、機身、尾翼、起落裝置、動力裝置和推力螺旋槳6個主要部分組成，如圖7所示。

（1）機翼。機翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持固定翼無人機在空中飛行，同時也起到一定的穩(wěn)定和操控作用。

（2）機身。機身的主要功用是裝載武器、貨物和各種設備，并將固定翼無人機的其他部件，如機翼、尾翼及動力裝置等連接成一個整體。

（3）尾翼。尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。尾翼的作用是操縱固定翼無人機俯仰和偏轉，保證固定翼無人機能平穩(wěn)飛行。

（4）起落裝置。起落架是指固定翼無人機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時用于支撐固定翼無人機重力，承受相應載荷的裝置。

（5）動力裝置。動力裝置是指發(fā)動機及其一系列保證發(fā)動機正常工作的系統(tǒng)。

（6）推力螺旋槳。用來產(chǎn)生推力使固定翼無人機能夠向前飛行的空氣螺旋槳。

固定翼無人機機翼的結構與氣動特性

機翼是固定翼無人機最重要的組成部件之一，其主要功用是產(chǎn)生升力，以支持無人機在空中飛行，同時也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。在固定機翼上一般安裝有無人機的主操作舵面：副翼，還有輔助操縱機構襟翼、縫翼等。另外，固定機翼上還可安裝發(fā)動機、起落架等無人機設備，機翼的主要內部空間經(jīng)密封后，作為存儲燃油的油箱之用。

無人機機翼的剖面形狀

當固定翼無人機空中飛行時，作用在無人機上的升力主要由機翼產(chǎn)生，而空氣動力的大小和方向會受到機翼形狀的影響。無人機機翼的形狀與有人機機翼的形狀基本類似，主要是指機翼的剖面形狀、平面形狀和安裝位置。

機翼的剖面形狀，簡稱為翼型，是用平行于對稱平面的切平面切割機翼所得的剖面。最早的飛機，翼型是平板剖面，這種機翼升力很小。后來出現(xiàn)了彎板剖面，對升力特性有所改進。再后來隨著飛機的發(fā)展又出現(xiàn)了平凸形、雙凸形、對稱形、層流形、菱形、網(wǎng)弧形等翼型，如圖8所示。其中平凸形和雙凸形翼型的空氣動力特性不錯，制造和加工上也比較方便，是現(xiàn)代低速固定翼飛機廣泛采用的翼型。對稱形翼型，前緣比較尖，最大厚度位置靠后，阻力小，這種翼型常用于各種飛機的尾翼和某些高速飛機的機翼。層流形翼型，前緣較尖，最大厚度一般在50%～60%弦長位置，可推遲附面層轉捩，減小摩擦阻力，這種翼型常用于速度較高的飛機。圓弧形和菱形翼型常用在超聲速飛機上，特點是前端很尖，相對厚度很小，也就是很薄，超聲速飛行時阻力很小，很有利，但在低速飛行時的空氣動力特性不好，使飛機起落性能變差。

無人機機翼的平面形狀

（1）無人機機翼平面形狀是指從上往下看時機翼在平面上的投影形狀，是決定無人機性能的重要因素，如圖9所示。早期的飛機，機翼平面形狀大都做成矩形，矩形機翼制造簡單.但阻力較大。為了適應高速飛行的需要，解決阻力與飛行速度之間的矛盾，后來又制造出了梯形翼和橢圓翼。橢圓翼的阻力（誘導阻力）最小，但因制造復雜，成本較高，只有少數(shù)的飛機采用。梯形機翼結合了矩形翼和橢圓形機翼的優(yōu)缺點，阻力較小，制造也簡單，因而是目前活塞式發(fā)動機飛機用得最多的一種機翼。矩形翼、橢圓翼和梯形翼三種機翼統(tǒng)稱平直翼，隨著噴氣式飛機的出現(xiàn)，為適應高速飛行，出現(xiàn)了后掠翼、三角翼等機翼，并獲得廣泛應用。

（2）表示機翼平面形狀的主要參數(shù)有機翼面積、翼展、展弦比、梯形比和后掠角等。其中，機翼面積是指基本機翼在機翼基本平面上的投影面積，用S表示；在機翼之外剛好與機翼輪廓線接觸，且平行于機翼對稱面（通常是無人機參考面）的兩個平面之間的距離稱為機翼的展長，簡稱翼展，用b表示；機翼翼展的平方與機翼面積之比，或者機翼翼展與機翼平均幾何弦長之比，稱為機翼的展弦比；機翼翼尖弦長與中心弦長之比，稱為機翼的梯形比，又稱尖削比；描述翼面特征線與參考軸線相對位置的夾角稱為后掠角。

機翼上的各部分裝置

（1）副翼是指安裝在機翼翼梢后緣外側的一小塊可動的翼面，翼展長而翼弦短。副翼的翼展一般約占整個機翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個機翼弦長的1/5到1/4左右。副翼作為無人機的主操作舵面，操縱左右副翼差動偏轉所產(chǎn)生的滾轉力矩可以使無人機做橫滾機動。

（2）前緣縫翼是安裝在基本機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼，主要功用是靠增大無人機臨界迎角來獲得升力增加的一種增升裝置。

（3）襟翼是安裝在機翼后緣內側的翼面，襟翼可以繞軸向后下方偏轉，主要是靠增大機翼的彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。

（4）擾流板，有的稱之為“減速板”、“阻流板”或“減升板”等，這些名稱反映了它們的功能。分為飛行、地面擾流板兩種，左右對稱分布，地面擾流板只能在地面才可打開，實際上擾流板是鉸接在機翼上表面的一些液壓致動板，向上翻起時可增加機翼的阻力，減少升力，阻礙氣流的流動達到減速、控制無人機姿態(tài)的作用。

固定翼無人機機身的功用和氣動外形

機身也是無人機最重要的部件之一。它是無人機結構的基體，是整架無人機的軀干和受力基礎，不僅要固定和支持無人機的其他部件，如機翼、尾翼、旋翼、起落裝置及動力裝置等，將整架無人機連接成一個整體，還要承受各連接部件傳來的載荷，承受裝載在機身內部的設備、任務載荷及本身的重力和慣性力?，F(xiàn)代無人機機身大量采用復合材料，用模子一次澆鑄而成，使空機重量大為降低，并提高了彈傷容限和抗墜毀性能。

無人機機身的功用

（1）構成氣動外形。無人機機身是直接承受和產(chǎn)生空氣動力的部件，是產(chǎn)生最大廢阻的結構體。具有良好氣動外形的機身可以減小無人機的迎風阻力，提高飛行性能，改善無人機的穩(wěn)定性和操縱性。

（2）承載和傳力。無人機機身具有承載和傳力的作用。在各種工作狀態(tài)下，機身除了承受自身的重量之外，還要承受由裝載物和連接部件傳來的靜載荷及由動部件、外掛、貨物吊裝及投放產(chǎn)生的動載荷。

無人機機身的氣動外形

無人機機身的氣動外形主要指機身的橫截面形狀和側面形狀。

無人機機身橫截面形狀取決于無人機的功用、使用條件和無人機的氣動布局。從減小阻力和受力有利的角度，機身的橫剖面應盡量選擇圓形或橢圓形，這是因為在給定的容積下，圓形機身的表面面積最小，因此摩擦阻力也就較??；此外，圓形剖面的機身蒙皮在內壓作用下，只受拉伸，而不受彎曲。若無法采用圓形時，則應盡量用圓弧組成。

圖10表示美國“全球鷹”固定翼無人機機身橫截面形狀的變化，機身靠前面的橫截面形狀（A-A剖面）為半徑為r的圓形，如圖10a所示。順著機身往后到了B-B剖面處，為了在機身內部擺放安裝體積較大的衛(wèi)星通信天線，不得不加大機身橫截面的面積，于是在該處機身上半部分結構改為半徑R較大的圓形，使機身橫截面形狀變成了由大小兩個圓組合的近似橢圓形，如圖10b所示。

機身的側面形狀與無人機用途、最小阻力要求、設備和有效裝載的具體布置以及機翼、尾翼、動力裝置的形狀和位置等有關。通常，機身是一個中間大，兩頭（前機身、后機身）緩慢均勻收斂的流線體（紡錘形）。在一些超聲速無人機上，為了減小跨聲速飛行時的阻力，采用中部收縮的蜂腰形機身，稱為面積律機身，同時其機頭往往很尖，以削弱激波強度，減小波阻。

無人機機翼相對機身的安裝位置

固定翼無人機機翼安裝在機身上的相對位置有以下三類，如圖11所示。

上單翼是指機翼的安裝位置在機身上方。上單翼（圖11a）多用于運輸無人機，因為運輸機需要足夠大的內部空間，所以將機翼布置在機身上方，機身中沒有了機翼的阻擋，會便于裝載貨物。同時，運輸機經(jīng)常需要重載，需要一個穩(wěn)定的飛行姿態(tài)，在飛行時上單翼的設計更有利于保持機身的穩(wěn)定性。但是上單翼的設計使得機翼距離地面的高度很大，導致起落架很難布局在機翼上，為了能夠容納起落架，機身就需要額外考慮全套的起落架艙的空間，起落架的主輪距受到機身寬度的嚴重影響，就需要有較大的橫向支撐的外斜臂，這需要有較大的緩沖行程，避免著陸沖擊對機身和起落架主要結構星辰過大的應力沖擊。

中單翼（圖11b）是指機翼的安裝位置在機身中間。很多軍用無人機（戰(zhàn)斗機）使用了中單翼結構形式，民用無人機采用中單翼的情況較少，因為中單翼翼盒會直接穿過客艙，將客艙分為兩段。雖然外面看只是機翼，但其實機身里面有個翼盒結構，是固定翼無人機主要受力部件。機翼的升力、機身的重力以及扭曲變形等都靠這個部位來承擔。在地面上，主起落架也在這個位置，也就是說，不管在空中在地面，兩邊機翼和機身交叉的這個部位都是受力的部位。因為戰(zhàn)斗機內部不需要裝載貨物或者運送人員，所以可以接受這種設計，但對于運輸無人機和載客無人機來說就十分不合理了。

下單翼（圖11c）是指機翼的安裝位置在機身下部。下單翼的設計常見于民用載客無人機，這主要是考慮到了無人機的安全性、舒適性和經(jīng)濟型。使用下單翼的布局無人機的機翼結構更強，可以在飛行時提供更大的升力，操控性也好，另外下單翼能夠物理隔絕發(fā)動機的噪聲，從而減低傳到座艙內的噪聲。下單翼的設計方案更便于對發(fā)動機和機翼的維修。

無人機機翼相對于機身的安裝角度

傳統(tǒng)常規(guī)固定翼無人機的機翼相對于機身的角度通常用機翼的安裝角和上反角來說明。機翼弦線與機身中心線之間的夾角叫安裝角。機翼翼面與垂直于無人機對稱平面的平面之間的夾角，稱為機翼的上反角或下反角。通常規(guī)定上反為正，下反為負，如圖12所示。機翼上反角一般不大，通常不超過10°。使用下單翼的無人機一般采用上反角的安裝；使用上單翼的無人機一般采用下反角的安裝。

翼身融合（Blended Wing Body，BWB）也稱飛翼，是將傳統(tǒng)的機身與機翼結構融合，變成類似飛行翼的外型，如圖13所示。它的特點是沒有機身，只有機翼結構。雖然這或許會使部分結構從機翼內突出，但可使飛機的升力以及燃油效率提升。采用翼身融合設計的飛機，有平坦且有翼剖面形狀的機身，能產(chǎn)生一部分的升力。它的機翼與其它部位則是平滑的與機身接合。

固定翼無人機尾翼的結構和氣動特性

一般固定翼無人機尾翼包括了垂直尾翼和水平尾翼兩部分，常規(guī)的平尾包括水平安定面和升降舵，用于保證固定翼無人機的縱向穩(wěn)定性和操縱性；垂尾一般由垂直安定面和方向舵組成，用于保證固定翼無人機的航向穩(wěn)定性和操縱性。尾翼結構對全機的氣動彈性品質及疲勞斷裂性有很大的影響，直接影響著無人機性能的優(yōu)劣。由于尾翼的功用是通過它所產(chǎn)生的升力來實現(xiàn)的，所以從本質上說，尾翼與機翼一樣都是升力面，因而尾翼的設計要求和構造與機翼十分類似，包括完成它所承擔的空氣動力任務，同時具有足夠的強度、剛度、壽命，而質量盡可能輕。

實現(xiàn)尾翼功用的效率主要取決于固定翼無人機速壓、尾翼結構形式、尾翼面積、尾翼自身的剛度及其尾翼的支持剛度等。相對于機體結構，尾翼結構占全機結構質量（相對質量）的1.5%～2.5%。固定翼無人機常見的尾翼結構形式如圖14所示。

常規(guī)尾翼如圖14a所示，其特點是這種尾翼構造擁有很高的結構穩(wěn)定性與可靠度，.在制作生產(chǎn)、試飛調整上比較容易判斷誤差以利修正。為了避免飛行過程中尾翼受到機翼尾流的干擾，設計時應盡量避免將尾翼與機翼的安裝位置處于同一水平線上。

T型尾翼如圖14b所示，其特點是平尾抬高后避開了機翼尾流的干擾，使其操縱效率提高，從而可以減小平尾的面積，減輕結構重量。缺點是對機身尾部結構材料的強度要求有所提高。

十字型尾翼如圖14c所示，其特點既避開了機翼尾流的干擾，又不像T型尾翼那樣需要過大的結構強度去滿足穩(wěn)定性。缺點是相對于T型尾翼，由于沒有端板效應，導致垂尾面積增大。

V型尾翼如圖14d所示，其兩翼左右對稱分布，兼有垂尾和平尾的功能。翼面既可分為固定的安定面和鉸接的舵面兩部分，也可做成全動型式。呈V形的兩個尾面在俯視和側視方向都有一定的投影面積，所以能同時起縱向（俯仰）和航向穩(wěn)定作用。當兩邊舵面作相同方向偏轉時，起升降舵作用；分別作不同方向偏轉（差動）時，則起方向舵作用。與常規(guī)尾翼相比面積更小，結構重量更輕，因而誘導和寄生阻力比較小，便于制造。V型尾翼的缺點是操縱系統(tǒng)要稍微復雜一些。

倒V型尾翼如圖14e所示，在氣動特性上，倒V尾翼和正V尾翼在空中飛行時完全一樣，沒有不同，但倒V結構強度略好一些。

雙尾撐倒U型尾翼如圖14f所示。雙尾撐結構支撐較好，對長航時無人機可實現(xiàn)較大的尾翼翼展設計，同時可適合布置尾部推力螺旋槳安裝裝置。與其他類型尾翼氣動布局相比，雙尾撐結構重量大，阻力大，操作系統(tǒng)更復雜，敏捷度降低。但從整體考慮，雙尾撐也有著突出優(yōu)勢，它讓翼展擁有更大的設計空間，也提供了更大的機內空間。

雙立尾翼如圖14g所示，其結構適合尾部較寬，垂尾間不利干擾小的無人機。雙立尾翼主要特點是能提高大攻角時的機動性，單立尾在大攻角時因機身阻擋氣流受干擾，會減弱和失掉機動操控能力，所以單立尾布局多采用腹鰭補救；雙立尾在大攻角時則可避開機身干擾，因而可獲得較好的大迎角機動能力。同時雙立尾可以提高操縱力矩，也就是在同樣操縱力矩的情況下可以降低立尾的高度。雙立尾的缺點是：由于多了一套空氣動力平面，雙立尾之間的互相干擾，以及雙立尾與其他翼面的相互作用就比較復雜，同時由于多了一套操縱機構，重量和復雜性都有相應的增加。

雙尾撐雙立尾翼如圖14h所示，其結構既具有雙尾撐倒U型尾翼的特點，又具有雙立尾翼的特點。

無人機起落裝置的結構和配置形式

無人機每次飛行總是以起飛開始，以著陸結束。起飛和著陸是無人機兩個重要的飛行狀態(tài)。無人機起落裝置是無人機用于起飛、著陸和停放的專門裝置，主要功用是承受無人機與地面接觸時產(chǎn)生的靜載荷和動載荷，防止無人機結構發(fā)生損壞。

根據(jù)無人機的類型、尺寸大小和起飛重量的不同，無人機采用的起飛的方式也不同。大中型固定翼無人機需要在地面滑跑才能起降，必須采用輪式起落裝置。具有垂直起落性能的無人機，如無人直升機和多旋翼無人機，既可以采用輪式起落裝置，也可以采用滑橇式或支架式起落裝置。此外，微型和小型無人機還可采用其他多種不同的起飛升空方式，如采用滑車起飛、車載起飛、滑軌彈射、空中投放或人工手投放等方式。

輪式起落裝置是無人機廣泛使用的一種起落裝置，它位于無人機下部，用于起飛降落、地面滑行和停放時支撐無人機，是大中型固定翼無人機不可或缺的主要部件之一。輪式起落裝置性能的優(yōu)劣直接關系到無人機的使用安全，除了應當滿足重量輕、工藝性好等一般技術要求外，還必須保證無人機能在地面上順利滑跑或自由滑行，要能平穩(wěn)地吸收無人機著陸時的碰撞能量，同時要求在飛行中的阻力最小，因此當無人機起飛后，可以視飛行性能的要求能將起落裝置收入無人機機體內。

根據(jù)結構受力型式，輪式起落裝置分為以下幾種結構型式，如圖15所示。

（1）簡單支柱式起落架。簡單支柱式起落架的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收放式起落架，撐桿可兼作收放作動筒，如圖15a所示。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒內壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起落架構造簡單緊湊，易于放收，而且重量較輕，是無人機上廣泛采用的形式之一。缺點是機輪通過輪軸與減震器支柱直接連接，減震器不能很好的吸收前方來的撞擊。

（2）搖臂式起落架。搖臂式起落架主要是在支柱下端安有一個搖臂，搖臂的一端支柱和減震器相連，另一端與機輪相連，如圖15b所示。這種結構多用于前起落架，優(yōu)點是搖臂改變了起落架的受力狀態(tài)和承受迎面撞擊的性能，提高了再跑道上的適應性，降低了起落架的高度。缺點是構造和工藝比較復雜，質量大，機輪離支柱軸線較遠，附加彎矩較大，收藏空間大。

（3）斜撐桿式起落架。斜撐桿支柱式起落架主要構件是減震支柱、扭力臂、機輪、收放作動筒和斜撐桿，與簡單支柱式不同之處是多了一個或幾個斜撐桿，如圖15c所示。斜撐桿支柱式起落架在收放時，撐桿可以作為起落架的收放連桿，有時撐桿本身就是收放作動筒。當受到來自正面水平撞擊，減震支柱不能很好地其減震作用，在著陸時，支柱必須承受彎矩，減震支柱的密封裝置易受磨損。

（4）多輪小車式起落架。多輪小車式起落架由車架、減震支柱、拉桿、阻尼器、輪架和及輪組等組成，在一個支柱上安裝4～8個機輪，一般用于載重量大的無人機上。小車是鉸支在支柱上的，當通過不平跑道、起飛著陸時飛機軸線與地面夾角發(fā)生改變或起落架收放時，小車可以繞支柱轉動。多輪小車式起落架由于載荷分散在幾個機輪上，如圖15d所示。其優(yōu)點有：提高了起落架的生存力，降低了輪胎的磨損程度，提高了剎車效率，起落架支柱的重量和機輪收放艙所需面積小。缺點是地面運動靈活性不好，因為要使它轉動，需要很大的力矩。

（5）桁架式起落架。桁架式起落架由空間桿系組成的桁架結構和機輪組成，其主要特點是：它通過承力構架將機輪與機翼或機身相連，如圖15e所示。承力構架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力而不承受彎矩。因此，這種結構的起落架構造簡單，重量也較小，但由于難以收放，通常只用在飛行速度不大的無人機上。

無人機起落裝置的配置形式和參數(shù)選取不僅要保證無人機在機場上運動時有必需的操穩(wěn)性能，而且也決定了支柱的受載、起落裝置的重量特性，以及連接起落裝置部件的重量特性，因此受到無人機設計師的高度重視。無人機起落裝置的配置形式如圖16所示。

（1）前三點式。無人機上使用最廣泛的輪式起落裝置是前三點式，它的兩個主輪保持一定間距左右對稱地布置在無人機重心稍后處，前輪布置在無人機頭部的下方。無人機在地面滑行和停放時，機身基本處于水平位置，如圖16a所示。這種布置形式的優(yōu)點是滑跑方向穩(wěn)定性好，起飛滑跑阻力小，加速快，起飛距離短，剎車效率高，可以縮短起降距離。缺點是前輪承受的載荷大、尺寸大、構造復雜，重量較重，收藏較難。

（2）后三點式。后三點式起落裝置形式的特點是兩個主輪布置在無人機的重心之前并靠近重心，尾輪（尾支撐）遠離重心布置在無人機的尾部，如圖16b所示。在停機狀態(tài)時，無人機90%的重量落在主起落裝置上，其余的10%的重量由尾支撐來分擔。這種布置形式的優(yōu)點是起落裝置系統(tǒng)整體構造比較簡單，重量較輕，而且尾輪結構簡單，尺寸、重量都較小。缺點是地面滑跑時方向穩(wěn)定性差，地面轉彎不夠靈活，剎車過猛時無人機容易翻跟斗。

（3）自行車式。自行車式起落裝置的前輪和主輪前后布置在無人機對稱面內，重心距前輪與主輪的距離幾乎相等。為防止轉彎時傾倒，在機翼下還布置有輔助小輪，如圖16c所示。這種布置形式的優(yōu)點是解決了部分薄機翼無人機主起落裝置的收放問題。缺點是前起落裝置承受的載荷較大，因而使其尺寸、重量增大，起飛滑跑距離增大。

（4）四點式。四點式起落裝置（如圖16d所示）可以認為是雙自行車式。

滑橇式起落裝置（如圖17所示）主要用在具有垂直起落能力的無人機上，如無人直升機和多旋翼無人機等，通常由彎曲鋼管構成的支架和連接在它上面的兩根鋁合金滑橇管子組成，這些支架是由接耳組件連接到滑橇管上的，而它們之間是由橫管或連接桿相互連接在一起的。滑橇組件是由4個夾子或帶子連接到機身結構上的，這種連接方式便于拆裝，橡膠襯套可裝在夾子內用于降低振幅?；潦狡鹇溲b置上安裝有地面移動輪，用于在地面移動無人機，可以用人力移動，也可以使用牽引車牽引。