吳超, 胡峪, 王剛

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

0 引言

同時具備垂直起降和高速高效飛行的飛行器是近年來航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一,坐地起降飛機(jī)是其中的一種。坐地起降飛機(jī)是指起飛和降落時尾部著地,機(jī)身機(jī)頭豎直向上的飛機(jī)。相比于其它垂直起降飛機(jī),坐地起降飛機(jī)結(jié)構(gòu)簡單,對起降環(huán)境要求低,既可以像旋翼機(jī)一樣起飛及懸停,又可以像固定翼飛機(jī)一樣高效巡航,是垂直起降轉(zhuǎn)高速平飛飛機(jī)中相對簡單且性能較好的一種形式。

常規(guī)的坐地起降飛機(jī)有單槳[1]、共軸雙槳[2]和并列雙槳[3]等形式,懸停時的姿態(tài)控制以及飛機(jī)姿態(tài)轉(zhuǎn)換依靠大面積的副翼和方向舵。其缺點(diǎn)是無法兼顧平飛和懸停階段對推進(jìn)系統(tǒng)的要求,導(dǎo)致推進(jìn)系統(tǒng)效率降低,近地面懸停時螺旋槳滑流遇到地面干擾,導(dǎo)致舵面效率降低,飛機(jī)難以精確操縱。為此,本文提出一種新型坐地起降無人機(jī),采用飛翼布局形式,利用四旋翼布局進(jìn)行懸停時的姿態(tài)控制。

1 設(shè)計思想

1.1 懸停狀態(tài)下的配平

常規(guī)坐地起降飛機(jī)在起降和近地面懸停時,由于地面的干擾導(dǎo)致飛機(jī)的操縱性惡化,難以實(shí)現(xiàn)精確的懸停飛行。四旋翼布局采用多個螺旋槳的拉力差來實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的穩(wěn)定飛行,可以很好的解決該問題。

四旋翼坐地起降無人機(jī)尾部上、下方及左右機(jī)翼各有一個螺旋槳,呈十字形分布。起飛階段四個螺旋槳共同作用產(chǎn)生推力,使飛機(jī)懸?；虼怪迸郎?。當(dāng)垂直爬升速度超過平飛失速速度后進(jìn)入姿態(tài)轉(zhuǎn)換階段,無人機(jī)尾部上方的槳增加轉(zhuǎn)速產(chǎn)生低頭力矩,與升降副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的低頭力矩一起調(diào)整無人機(jī)姿態(tài)直至平飛。進(jìn)入平飛階段僅由機(jī)尾下方的槳產(chǎn)生推力,螺旋槳推力線下移,飛機(jī)阻力和推力相對于飛機(jī)重心形成抬頭力矩,因此機(jī)翼可以采用正彎度翼型。機(jī)翼產(chǎn)生的低頭力矩可以由螺旋槳推力和阻力形成的力偶部分配平,從而使機(jī)翼升力分布更接近橢圓形升力分布,降低配平阻力,緩解靜穩(wěn)定飛翼布局飛機(jī)操穩(wěn)特性與飛行性能之間的矛盾。四旋翼布局坐地起降無人機(jī)如圖1所示。

圖1 四旋翼布局坐地起降無人機(jī)Fig.1 Quad-rotor tail-sitter UAV

1.2 動力系統(tǒng)效率

常規(guī)坐地起降無人機(jī)在垂直起降和懸停階段需要大功率的動力系統(tǒng),而平飛時對動力系統(tǒng)的功率要求則相對較低。由于懸停和前飛的工況不同,效率最高的螺旋槳的設(shè)計參數(shù)也不同;因此常規(guī)的坐地起降飛機(jī)的動力系統(tǒng)難以兼顧垂直起降和平飛的要求,使得動力系統(tǒng)的效率難以達(dá)到最優(yōu)。四旋翼坐地起降無人機(jī)在垂直起降和懸停時使用多旋翼提供升力,平飛時只利用其中的一個動力組提供推力,其他動力組折疊收起;因此可以針對起降和平飛分別設(shè)計和選擇推進(jìn)效率最佳的電機(jī)和螺旋槳,以保證動力系統(tǒng)兼顧兩種飛行狀態(tài)下的高效率。

1.3 動力配平

螺旋槳動力配平是指將飛翼布局飛機(jī)的螺旋槳推力線下移,使飛機(jī)阻力和推力相對飛機(jī)重心形成抬頭力偶,增大全機(jī)零升力矩,減小配平所需升降副翼偏角和外洗角度,從而提高飛機(jī)在巡航和定常盤旋飛行中的升阻比。

常規(guī)坐地起降無人機(jī)采用舵面配平,為保證足夠的縱向配平力矩,須選擇長機(jī)身或者大面積的尾翼,引起結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加。采用動力配平的四旋翼坐地起降無人機(jī)僅需較短的主機(jī)身,無需平尾,極大地減輕了結(jié)構(gòu)質(zhì)量。四旋翼動力配平坐地起降無人機(jī)平飛時只有一個螺旋槳工作,即機(jī)尾下面的螺旋槳提供推力,實(shí)現(xiàn)了推力線下移即動力配平。通過選擇合適的下移高度,即可使推力所產(chǎn)生的抬頭力矩平衡升力所產(chǎn)生的低頭力矩。

2 參數(shù)計算模型

2.1 總體參數(shù)計算模型

四旋翼坐地起降無人機(jī)總體參數(shù)計算模型流程如圖2所示。根據(jù)任務(wù)目標(biāo),擬定基本幾何參數(shù)并進(jìn)行布局設(shè)計,建立質(zhì)量模型、效率模型和氣動模型。迭代計算后,重量收斂則輸出各項(xiàng)參數(shù),否則重新進(jìn)行總體設(shè)計。

圖2 總體參數(shù)計算模型流程圖Fig.2 Flow chart of configuration parameter model

2.2 推進(jìn)系統(tǒng)效率模型

無人機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)主要由電池、電子調(diào)速器、電機(jī)以及螺旋槳構(gòu)成。為降低動力系統(tǒng)效率損失,本文選擇電機(jī)直接驅(qū)動螺旋槳的傳動方式。根據(jù)文獻(xiàn)[4]的電調(diào)計算結(jié)果,電調(diào)效率取值為85%。

推進(jìn)系統(tǒng)效率為:

η=ηm×ηp×0.85 (1)

式中,ηm為電機(jī)效率;ηp為螺旋槳效率。

由文獻(xiàn)[5]可得電機(jī)效率的計算模型,文獻(xiàn)[6]可得螺旋槳前飛狀態(tài)的效率模型,文獻(xiàn)[7]可得螺旋槳懸停狀態(tài)效率模型。

利用螺旋槳效率模型結(jié)合遺傳算法優(yōu)化計算前飛狀態(tài)以及懸停狀態(tài)時的螺旋槳參數(shù)。四旋翼坐地起降無人機(jī)前飛狀態(tài)螺旋槳的優(yōu)化結(jié)果如圖3所示。遺傳代數(shù)為50代,種群個數(shù)為500。

圖3 螺旋槳效率優(yōu)化結(jié)果Fig.3 Propeller efficiency optimization result

2.3 質(zhì)量模型

無人機(jī)質(zhì)量包括結(jié)構(gòu)質(zhì)量、電池質(zhì)量、電機(jī)質(zhì)量和載重。電池質(zhì)量和電機(jī)質(zhì)量合稱推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量。載重固定為1 kg,初步計算電機(jī)質(zhì)量時根據(jù)所需功率估算。

Wm=(0.2634Pm+18.3)×10-3(2)

式中,Wm為電機(jī)質(zhì)量;Pm為電機(jī)功率。

結(jié)構(gòu)質(zhì)量包括機(jī)翼質(zhì)量、機(jī)身質(zhì)量及尾翼質(zhì)量等。機(jī)翼主要包括蒙皮、前后梁和翼肋的質(zhì)量,分別使用玻璃鋼、航空層板和輕木。機(jī)身主要包括機(jī)身蒙皮、隔框和桁條等。蒙皮使用航空層板,隔框和桁條使用輕木。尾翼參考機(jī)翼推導(dǎo)公式,對各部位結(jié)構(gòu)質(zhì)量分別進(jìn)行估算,最后相加得到全機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

電池質(zhì)量主要由電池容量和電池比容量決定,本文選取性能較好的聚合物鋰離子電池作為能源。在實(shí)際工作中,聚合物鋰離子電池有效容量依賴于放電電流。電池放電的同時電壓會緩慢下降,其變化規(guī)律接近線性。輸出功率不變時,則電流緩慢上升。對于給定的電池容量和輸出功率,根據(jù)文獻(xiàn)[8],通過數(shù)值積分來求解變電壓條件下電池的放電時間,可計算出無人機(jī)飛行時,不同輸出功率條件下的放電時間。利用計算所得數(shù)據(jù),插值可得無人機(jī)飛行各個階段所需電池容量,從而得到電池質(zhì)量。

2.4 氣動模型

利用Matlab軟件下的tornado計算模塊,對無人機(jī)進(jìn)行幾何建模。在給定狀態(tài)參數(shù)后由tornado計算得到無人機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)等氣動參數(shù),根據(jù)計算結(jié)果選取最佳升阻比時為巡航狀態(tài),以取得最優(yōu)的巡航效率。

3 參數(shù)對比分析

3.1 推進(jìn)系統(tǒng)效率對比

根據(jù)建立的總體設(shè)計模型,對所設(shè)計四旋翼布局和常規(guī)布局的坐地起降無人機(jī)總體參數(shù)進(jìn)行計算,并進(jìn)行對比分析。效率對比結(jié)果如圖4所示。

圖4 推進(jìn)系統(tǒng)效率對比Fig.4 Comparisons of propulsion system efficiency

電調(diào)效率按照85%估算,推進(jìn)系統(tǒng)效率主要由電機(jī)效率和螺旋槳效率決定。電機(jī)效率由電機(jī)參數(shù)和電機(jī)工作狀態(tài)決定,通過對不同的電機(jī)進(jìn)行計算,選擇合適的電機(jī),并完成了電機(jī)特性曲線的測繪實(shí)驗(yàn)來驗(yàn)證計算結(jié)果,結(jié)果表明各飛行狀態(tài)下的電機(jī)效率基本能達(dá)到80%以上。

四旋翼布局坐地起降無人機(jī)針對平飛和懸停分別設(shè)計了高效的螺旋槳,因而在起降和懸停時螺旋槳效率明顯高于常規(guī)布局。平飛時四旋翼布局坐地起降飛機(jī)推進(jìn)效率略高,但是由于飛機(jī)航時、航程對推進(jìn)效率十分敏感,因此四旋翼坐地起降飛機(jī)仍然具備很好的性能優(yōu)勢,可以認(rèn)為四旋翼布局的推進(jìn)系統(tǒng)效率總體上優(yōu)于常規(guī)布局。

3.2 升力阻力對比

常規(guī)布局機(jī)翼后掠角小、無扭轉(zhuǎn),但是結(jié)構(gòu)質(zhì)量更大,故相同條件下巡航升力系數(shù)比四旋翼布局高,升力系數(shù)的增加帶來誘導(dǎo)阻力系數(shù)的增加,因而常規(guī)布局誘導(dǎo)阻力高于四旋翼布局。此外,四旋翼布局采用動力配平,減小了配平阻力且具備比常規(guī)布局具有更小的浸濕面積和更輕的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。浸濕面積減小,降低了零升阻力,因此四旋翼布局升阻比高于常規(guī)布局;高升阻比降低需用推力和電機(jī)需用功率,極大地改善了全機(jī)性能。升阻比對比結(jié)果如表1所示。

表1 升阻參數(shù)Table 1 Lift and drag parameters

3.3 質(zhì)量對比

雖然四旋翼布局的電機(jī)質(zhì)量比常規(guī)布局重106 g,但電池質(zhì)量和結(jié)構(gòu)質(zhì)量分別比常規(guī)布局減少了427 g和302 g。最終四旋翼布局總質(zhì)量為3 652 g,常規(guī)布局總質(zhì)量為4 264 g,即航時同樣為120 min時,四旋翼布局無人機(jī)質(zhì)量比常規(guī)布局減輕了14.3%。固定起飛總質(zhì)量為4 kg時,四旋翼布局航時為154 min,常規(guī)布局為108 min,此時四旋翼布局比常規(guī)布局航時增加了42%,其性能較常規(guī)布局有明顯優(yōu)勢。質(zhì)量對比結(jié)果如圖6所示。

圖5 質(zhì)量對比Fig.5 Comparisons of mass

4 結(jié)論

通過分析、比較常規(guī)布局和四旋翼布局坐地起降無人機(jī)的性能,得出以下結(jié)論:

(1)四旋翼布局坐地起降無人機(jī)可以有效地解決垂直起降和平飛階段對動力系統(tǒng)要求的矛盾,其推進(jìn)系統(tǒng)效率高于常規(guī)布局。

(2)四旋翼布局坐地起降無人機(jī)可以利用動力配平進(jìn)一步提高飛行性能。

(3)同樣航時,四旋翼布局坐地起降無人機(jī)質(zhì)量輕于常規(guī)布局;相同質(zhì)量時,四旋翼布局坐地起降無人機(jī)的航時大大超過常規(guī)布局形式。

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