李滿, 宋筆鋒, 華鑫, 夏青

(1.西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072;2.空軍航空大學 航空機械工程系, 吉林 長春 130022)

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升力風扇垂直起降無人機死重分析

李滿1, 宋筆鋒1, 華鑫2, 夏青2

(1.西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072;2.空軍航空大學 航空機械工程系, 吉林 長春 130022)

摘要:針對升力風扇垂直起降無人機為了實現(xiàn)垂直起降功能而產(chǎn)生附加的結(jié)構(gòu)重量,以及為加大功率而附加的動力系統(tǒng)重量問題,從總體設計的角度出發(fā),建立了附加重量數(shù)學模型,并針對各種設計影響因素進行了分析。研究結(jié)果可為升力風扇垂直起降無人機的總體參數(shù)設計提供參考。

關鍵詞:垂直起降無人機; 升力風扇; 總體設計; 死重

0引言

升力風扇系統(tǒng)能夠在不改變飛機基本布局的情況下實現(xiàn)垂直起降功能。與常規(guī)固定翼飛機相比,升力風扇垂直起降無人機增加了直接升力部件,全機的起飛重量有所增加。這部分增加的重量在平飛階段不參與工作,屬于死重[1]。死重降低了飛機燃油、任務裝載能力和巡航的航程和航時,是飛機設計時需要盡量避免的。升力風扇垂直起降無人機以固定翼飛行模態(tài)為主要工作狀態(tài),在該飛行狀態(tài)下,升力風扇系統(tǒng)及傳動裝置不參與工作,其重量稱為顯性死重;為了滿足垂直起飛階段升力風扇系統(tǒng)的功率需求,發(fā)動機裝機功率往往大于固定翼飛行狀態(tài)的功率需求,造成發(fā)動機的重量增加,而這部分重量往往被忽略,稱之為隱性死重。

垂直起降飛機的重量問題一直是其發(fā)展的主要制約條件,早期的垂直起降飛機研究僅根據(jù)具體飛機進行系統(tǒng)匹配,還沒有從頂層進行分析的相關研究。鄭志成[1]首次將死重與飛機布局聯(lián)系起來,提出了死重的相關概念和關聯(lián)條件。

一般飛行器也存在死重,如飛機起落架,飛機設計時總是希望死重盡量小。與常規(guī)固定翼飛機不同,升力風扇垂直起降無人機的死重主要表現(xiàn)在動力系統(tǒng)方面,而動力系統(tǒng)的重量變化又與總體布局參數(shù)有關,因此,本文基于總體布局參數(shù)對升力風扇垂直起降無人機的死重進行分析。

1升力風扇垂直起降無人機死重模型

升力風扇垂直起降無人機如圖1所示。

圖1　升力風扇垂直起降無人機Fig.1　Lift fan VTOL UAV

升力風扇垂直起降無人機的死重主要由升力風扇系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量、傳動系統(tǒng)、變速系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量以及發(fā)動機的富余重量組成。而隨著當量槳盤載荷的變化,升力風扇系統(tǒng)的推重比、發(fā)動機的富余重量、傳動系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量也發(fā)生變化。升力風扇垂直起降無人機的死重模型為:

(1)

式中:Wfae為升力風扇系統(tǒng)重量;Wce為傳動系統(tǒng)和變速系統(tǒng)重量;WΔde為發(fā)動機重量增量。

(1)升力風扇系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量

升力風扇系統(tǒng)的重量可以用其推重比進行估算,文獻[2]給出了升力風扇系統(tǒng)的推重比水平,高槳盤載荷的升力風扇系統(tǒng)的推重比可以達到38,低槳盤載荷的升力風扇系統(tǒng)的推重比可以達到27;但未給出升力風扇系統(tǒng)當量槳盤載荷和推重比之間的關系曲線。在沒有相關數(shù)據(jù)的情況下,先采用保守計算,認定升力風扇系統(tǒng)推重比為27,選取全機升重比[3]為1.2,則升力風扇系統(tǒng)的重量為:

(2)

式中:TS0為升力風扇系統(tǒng)最大靜推力;W0為全機起飛總重量。

(2)傳動系統(tǒng)和變速系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量

對升力風扇垂直起降無人機來說,發(fā)動機和升力風扇之間的傳動系統(tǒng)和變速系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量并無現(xiàn)成文獻可參考,但考慮到其與直升機的傳動系統(tǒng)和變速系統(tǒng)相似,因而可以采用直升機設計中的重量估算公式計算。根據(jù)文獻[4-6]可知,傳動系統(tǒng)和變速系統(tǒng)的重量是軸功率的函數(shù),即:

(3)

(4)

式中:Kt為布局系數(shù),縱列旋翼為1.3,本文取Kt=1.3;NX為傳動系統(tǒng)功率,縱列旋翼為1.2倍起飛功率,本文取NX=1.2倍起飛功率;NR為旋翼轉(zhuǎn)速;Z為減速箱級數(shù),考慮到升力風扇轉(zhuǎn)速較高,取Z=2。

(3)發(fā)動機重量增量

發(fā)動機重量增量可直接采用功率重量比計算,具體為:

(5)

式中:PS為發(fā)動機裝機功率;PH為固定翼飛行需用功率;σd為發(fā)動機功率重量比;σq為固定翼飛機的全機功率重量比。

綜上所述,得到升力風扇垂直起降無人機死重模型為:

(6)

關聯(lián)到布局參數(shù)并進行無量綱化,則可得到升力風扇垂直起降無人機全機死重系數(shù)的估算模型。

當PS-PH>0時,有:

(7)

式中:ΔWe/W0為升力風扇垂直起降無人機死重系數(shù);ρ為當?shù)卮髿饷芏?q0為升力風扇系統(tǒng)的靜態(tài)拉力比例因子;ηZ為傳動系統(tǒng)效率;ηS為升力風扇系統(tǒng)的風扇效率;TS0/A為升力風扇系統(tǒng)的設計當量槳盤載荷。

2升力風扇垂直起降無人機死重分析

由式(7)可以看出,升力風扇垂直起降無人機的死重系數(shù)主要是由布局參數(shù)、飛行參數(shù)(懸停高度)、全機重量和發(fā)動機重量特性決定的。其中ηS,ηZ和σq在現(xiàn)有技術條件下變化不大,ηS=0.9,ηZ=0.9,σq=420 W/kg(按照中空無人機統(tǒng)計值選取)。選取典型參數(shù)為:W0=3 000 kg,ρ=1.225 kg/m3,q0=0.4,TS0/A=800 kg/m2,NR=3 800 r/min,σd=6 663 W/kg(美國T700-GE-701);死重分析結(jié)果如圖2～圖5所示。

圖2　發(fā)動機功重比、懸停高度對死重系數(shù)的影響Fig.2　Influence of σd and H on ΔWe/W0

由圖2可以看出:隨著發(fā)動機功率重量比的增加,升力風扇垂直起降無人機的全機死重系數(shù)是減小的;而隨著設計懸停高度的增加,升力風扇垂直起降無人機的全機死重系數(shù)是增加的。結(jié)合式(7)死重系數(shù)估算模型可知,發(fā)動機功重比影響到發(fā)動機重量增量;而設計懸停高度則對傳動系統(tǒng)和發(fā)動機的重量增量都有影響。這主要是因為,升力風扇垂直起降無人機在懸停飛行模態(tài)和固定翼飛行模態(tài)下的全機需用功率不同,導致一般情況下為實現(xiàn)垂直起降及懸停功能,需要安裝較大功率的發(fā)動機,因而發(fā)動機功率重量比影響到發(fā)動機的重量增量;而對于設計懸停高度,該參數(shù)決定了懸停需用功率,進而對傳動系統(tǒng)和發(fā)動機的重量增量產(chǎn)生影響。

圖3　槳盤載荷、靜態(tài)拉力比例因子對死重系數(shù)的影響Fig.3　Influence of TS0/A and q0 on ΔWe/W0

由圖3可以看出：隨著TS0/A的增加,全機死重系數(shù)是增加的;而隨著q0的贈加,全機死重系數(shù)是減小的。這主要是因為隨著TS0/A的增加和q0的減小,懸停需用功率是增加的,因而使得全機死重系數(shù)增加。

圖4　起飛總重、風扇轉(zhuǎn)速對死重系數(shù)的影響Fig.4　Influence of W0 and NR on ΔWe/W0

圖5　固定翼飛行模態(tài)全機功重比對死重系數(shù)的影響Fig.5　Influence of σq on ΔWe/W0

由圖4可以看出:隨著設計起飛總重的增加,升力風扇垂直起降無人機的死重系數(shù)是減小的;而隨著風扇轉(zhuǎn)速的增加,全機死重系數(shù)也是減小的。由式(7)可知,這兩個參數(shù)只對傳動系統(tǒng)的重量產(chǎn)生影響:轉(zhuǎn)速影響傳動系統(tǒng)的扭矩,轉(zhuǎn)速越大,傳動系統(tǒng)扭矩越小,傳動系統(tǒng)所需強度越小,因而重量越小;全機設計起飛重量則直接影響到傳動系統(tǒng)功率,進而影響到傳動系統(tǒng)重量。

由圖5可以看出:隨著固定翼飛行模態(tài)的全機功重比的增加,傳動系統(tǒng)死重系數(shù)是不變的,而全機死重系數(shù)和發(fā)動機死重系數(shù)是減小的,并且在固定翼飛行模態(tài)的全機功重比達到某一參數(shù)時,發(fā)動機死重系數(shù)出現(xiàn)小于零的情況。具體原因為:升力風扇垂直起降無人機需要考慮懸停需用功率和固定翼平飛需用功率兩者之間的關系,發(fā)動機死重系數(shù)是由兩者的功率差值產(chǎn)生的。一般情況下,懸停需用功率總是大于固定翼飛行需用功率。因而,隨著固定翼飛行模態(tài)的全機功重比的增加,發(fā)動機死重系數(shù)呈現(xiàn)線性減小趨勢;而發(fā)動機死重系數(shù)出現(xiàn)小于零的情況,則表示懸停需用功率小于固定翼飛行需用功率,此時式(7)所示的全機死重系數(shù)估算模型不再適用。

固定翼飛行模態(tài)的全機功重比主要由飛機的最大飛行速度和推進系統(tǒng)效率決定。對于固定翼飛機,一般情況下較大的功重比對應較高的最大平飛速度。根據(jù)功率特性曲線可以認為,升力風扇垂直起降概念適合于具有較高最大平飛速度的設計需求。

綜上所述,升力風扇垂直起降無人機的死重系數(shù)比較敏感,受各總體參數(shù)的影響很大,這對于升力風扇垂直起降無人機的總體設計是不利的。升力風扇垂直起降無人機的死重系數(shù)直接增加了全機空機重量系數(shù),進而影響到飛機的整體規(guī)模,是不可忽視的,在總體設計階段需要考慮如何通過總體參數(shù)匹配盡量減小全機死重系數(shù)。

3結(jié)束語

通過本文分析可以看出,降低全機死重系數(shù)的本質(zhì)是減小懸停與固定翼飛行的需用功率差值。一般來說,固定翼飛行模態(tài)的需用功率主要決定于最大飛行速度等參數(shù),屬于硬性參數(shù),一般在設計條件中直接或間接給定;懸停需用功率則主要決定于槳盤載荷、拉力比例因子、風扇效率、傳動系統(tǒng)效率、懸停高度5個參數(shù)。其中懸停高度由設計條件給定;拉力比例因子、風扇效率、傳動系統(tǒng)效率一般采用成熟數(shù)據(jù),變化不大;而槳盤載荷有較大的設計空間,其取值是否合理將影響到升力風扇垂直起降無人機的研制能否成功。

參考文獻：

[1]鄭志成.升力風扇垂直起降飛機總體設計方法研究[D].西安:西北工業(yè)大學,2013.

[2]AIAA VTOL Systems Committee.VTOL-1968[J].Journal of Aircraft,1969,6(4):289-298.

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[4]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊 第19冊——直升機設計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2005:25-39.

[5]張呈林,郭才根.直升機總體設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,2007.

[6]路錄祥,王新洲,王遇波.直升機結(jié)構(gòu)與設計[M].北京:航空工業(yè)出版社,2009.

(編輯：李怡)

Dead weight analysis of lift fan VTOL UAV

LI Man1, SONG Bi-feng1, HUA Xin2, XIA Qing2

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China;2.Department of Aviation Mechanical Engineering, AFAU, Changchun 130022, China)

Abstract:For the additional dead weight caused by the lift fan vertical take-off and landing (VTOL) UAV in order to realize the functions of vertical take-off and landing, and the additional power system weight to increase power supply, this paper describes the mathematical model of the additional dead weight, and analyzes various factors affecting the design from the view point of overall design. It can provide reference for overall design of lift fan VTOL UAV.

Key words:VTOL UAV; lift fan; overall design; dead weight

中圖分類號：V221

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0051-03

作者簡介:李滿(1977-)，男，江蘇連云港人，講師，博士研究生，研究方向為無人機可靠性與性能一體化設計。

收稿日期:2014-12-08;

修訂日期:2015-05-25; 網(wǎng)絡出版時間:2015-09-28 16:48