馬銳+祝文祥+鈕旗超

摘 要：針對目前市場對飛行器在垂直起降、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對飛行器在飛行狀態(tài)下的機(jī)身流場進(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)展過程中被逐漸擱置。但隨著近年來科技水平的不斷提高，而且市場對飛行器能耗、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，而世界上第一架飛翼機(jī)的研制僅比之晚20年。其優(yōu)異的氣動外形在人類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布局一體化設(shè)計(jì)的最佳布局，擁有更高的氣動效率和更輕的機(jī)身重量。國外著名飛機(jī)制造公司Boeing、Northrop多年研究得知：對民用飛機(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)營經(jīng)濟(jì)性、有效性，顯示出此種布局出色的性能優(yōu)勢[1]。同時(shí)由于翼身融合并且沒有尾翼，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，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的電池提供動力。選取格氏22.2V-TATTU專業(yè)無人機(jī)電池作為電源，電源數(shù)為2塊。格氏22.2V-TATTU專業(yè)無人機(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專業(yè)無人機(jī)電池提供的電源容量為22000*2=44000mAh，滿足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)前方來流速度，L為機(jī)翼弦長，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的極線與NACA2408、NACA0020、NACA0015、NACA0018翼型的極線比較如圖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)象稱為翼尖渦流。翼尖渦流使流過機(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。通過曲柄的擺動控制旋轉(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)際操作過程中會遇到旋翼翼面在傾斜過程中因傾斜過大觸碰梁架的情況，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的極線與NACA2408、NACA0020、NACA

0015、NACA0018翼型的極線比較如下：

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3m，寬2.4m，高1m的長方體，通過布爾運(yùn)算將長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)普遍大于周圍壓強(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，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，飛行器飛行過程中不單純依靠旋翼的升力，當(dāng)速度增大時(shí)，氣動力增大，飛行器飛行過程中可節(jié)省能源，巡航時(shí)間也隨之得到延長。

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)勢就是垂直起降，依靠一對共面反轉(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剑饔糜跈C(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后，由于翼身融合設(shè)計(jì)，空氣在流過飛行器表面時(shí)，依據(jù)伯努利定理，飛行器機(jī)身會產(chǎn)生氣動力，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。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。

單靠副翼轉(zhuǎn)向半徑會較大，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，通過舵機(jī)控制曲柄的轉(zhuǎn)動，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

新型可懸浮飛翼飛行器的最大優(yōu)勢在于將旋翼機(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)身對前方來流的阻隔，高速氣流不會直接流向高速旋轉(zhuǎn)的旋翼，前行槳葉因來流速度的減小，激波的產(chǎn)生時(shí)間大大推遲；后行槳葉因來流速度的減小，升力不足或者失速的情況會大大減輕。因?yàn)橐砩砣诤系奶厥庠O(shè)計(jì)，飛行器的速度極限相對于旋翼機(jī)會大大提升?？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、振動加劇的情況。可最大限度利用空氣動力學(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)行流場模擬。利用結(jié)果分析了飛行器的外形和螺旋槳的空氣動力學(xué)性能，以及對整體的影響。同時(shí)，完成了飛行器的控制設(shè)計(jì)。為開發(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)專業(yè)研究生。