唐偉，宋筆鋒，曹煜，楊文青

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)方法及特殊參數(shù)影響

唐偉*，宋筆鋒，曹煜，楊文青

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

針對(duì)微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)(VTOL mEUAV)，分析其設(shè)計(jì)難點(diǎn)，通過(guò)理論分析提出了一種基于特殊參數(shù)的總體設(shè)計(jì)方法，并基于算例進(jìn)行了特殊參數(shù)的計(jì)算和影響分析。從翼載荷的選擇、起飛總重迭代估計(jì)、無(wú)人機(jī)的平衡與操縱分析和飛翼布局設(shè)計(jì)方面詳細(xì)闡述總體設(shè)計(jì)方法的過(guò)程，并針對(duì)特殊設(shè)計(jì)的一套動(dòng)力系統(tǒng)X型飛翼尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)，進(jìn)行功重比、動(dòng)力系統(tǒng)工作點(diǎn)特性匹配及動(dòng)力系統(tǒng)安裝角等特殊參數(shù)的選擇和影響分析，最終基于設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行原理樣機(jī)制作與飛行試驗(yàn)，證明了設(shè)計(jì)方法的有效性。研究結(jié)果表明，不同設(shè)計(jì)目標(biāo)會(huì)引起翼載荷的選擇和功重比的變化，螺旋槳與電機(jī)的匹配特性極大地影響動(dòng)力系統(tǒng)效率與能源選擇，合理選擇動(dòng)力系統(tǒng)的安裝角與偏轉(zhuǎn)方向可在基本不影響整體性能的情況下有效地改善操縱特性。

垂直起降無(wú)人機(jī)；總體設(shè)計(jì)方法；X型飛翼；功重比；動(dòng)力系統(tǒng)匹配工作點(diǎn)；安裝角；偏航操縱改善

伴隨著能源技術(shù)、微電子技術(shù)、傳感器技術(shù)等的迅猛發(fā)展，憑借同時(shí)具有的無(wú)需跑道和廣闊空域的垂直起降(VTOL)能力與高效快速巡航的能力，微小型垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)(UAV)迅速在無(wú)人機(jī)領(lǐng)域中占據(jù)一席之地。通過(guò)搭載不同的任務(wù)載荷，微小型垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)能在軍事和民用領(lǐng)域完成多種常規(guī)無(wú)人機(jī)無(wú)法完成的任務(wù)[1-2]。微小型垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)通常裝配響應(yīng)快速、調(diào)節(jié)簡(jiǎn)單的無(wú)刷電機(jī)和高能量密度鋰聚合物電池，結(jié)構(gòu)緊湊，可靠性高，并且同時(shí)兼顧快速高效巡航和穩(wěn)定懸停垂直起降，起降方式靈活，飛行效率高。

微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)(miniature Electric-powered Vertical Take-Off and Landing Unmanned Airial Vehicle，VTOL mEUAV)的布局通常有推力矢量、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼、傾轉(zhuǎn)旋翼、固定翼與旋翼復(fù)合式和尾坐式等。目前市場(chǎng)上的電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)主要以固定翼與旋翼復(fù)合式為主，如美國(guó)的Arcturus JUMP15、成都縱橫自動(dòng)化有限公司的“大鵬”等，其技術(shù)難度相對(duì)較低。傾轉(zhuǎn)旋翼與傾轉(zhuǎn)機(jī)翼類通常具有較重、較復(fù)雜的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，并對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的個(gè)數(shù)與傾轉(zhuǎn)控制有較高要求；尾坐式垂直起降方式結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，無(wú)需多余的支撐機(jī)構(gòu)，易與飛翼布局復(fù)合，但設(shè)計(jì)難度較高，作為研究領(lǐng)域?qū)ο蟮木佣唷?/p>

目前，由于微小型電動(dòng)垂直起降技術(shù)研究時(shí)間較短，國(guó)內(nèi)外基本停留在研究階段，國(guó)內(nèi)外系統(tǒng)的資料較少，并且此構(gòu)型相比單一的常規(guī)無(wú)人機(jī)難度更大，使得該種無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)困難重重。因此，本文的研究主要針對(duì)VTOL mEUAV展開(kāi)，通過(guò)傳統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)方法進(jìn)行引申修改，結(jié)合VTOL mEUAV的獨(dú)有特點(diǎn)和設(shè)計(jì)參數(shù)，并以相對(duì)復(fù)雜、難度更高的尾坐式形式，分析設(shè)計(jì)難點(diǎn)，提出了一種基于特殊設(shè)計(jì)參數(shù)的總體參數(shù)設(shè)計(jì)方法，并以一種新型的X型飛翼布局尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)作為算例，分析特殊設(shè)計(jì)參數(shù)的選擇及其影響。由于電機(jī)功率限制與能源能量密度限制，起飛總重較大時(shí)通常采用油機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng)，因此，本文提出的設(shè)計(jì)方法主要針對(duì)單個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)負(fù)載低于5 kg的VTOL mEUAV。

1 VTOL mEUAV設(shè)計(jì)難點(diǎn)

垂直起降無(wú)人機(jī)的發(fā)展對(duì)工程設(shè)計(jì)提出了大量的高難度挑戰(zhàn)。Raymer將總體設(shè)計(jì)階段的難點(diǎn)總結(jié)為動(dòng)力系統(tǒng)的推力匹配和無(wú)人機(jī)的平衡[3]。Hogee進(jìn)一步說(shuō)明了飛行器布局選擇時(shí)所面臨的挑戰(zhàn)[2]。因此，在總體設(shè)計(jì)階段，VTOL mEUAV的設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要體現(xiàn)在推力匹配和無(wú)人機(jī)平衡與操縱，而無(wú)人機(jī)模式轉(zhuǎn)換過(guò)程的難點(diǎn)則在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段比較突出。

1.1 動(dòng)力系統(tǒng)推力匹配

對(duì)于VTOL mEUAV，尤其是尾坐式布局，動(dòng)力系統(tǒng)需要同時(shí)滿足垂直起降過(guò)程和巡航過(guò)程中的動(dòng)力需求。在垂直起降過(guò)程中，推力需求受重力約束，動(dòng)力系統(tǒng)的推重比須大于1，并留有足夠的余量以保證無(wú)人機(jī)的操縱性和安全性；在巡航過(guò)程中，推力需求主要受升阻比約束，而常規(guī)升阻比一般在5～20之間，此時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)的推重比最小值處于0.05～0.2之間。基于VTOL mEUAV通常采用的螺旋槳-無(wú)刷電機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)，以上得到的懸殊推重比差距將帶來(lái)顯著的問(wèn)題。首先，VTOL mEUAV推重比大于1，意味著比常規(guī)無(wú)人機(jī)更大的功率需求和更重的動(dòng)力系統(tǒng)；其次，動(dòng)力系統(tǒng)較難同時(shí)在2種狀態(tài)下獲得最高的效率，甚至無(wú)法同時(shí)滿足2個(gè)設(shè)計(jì)點(diǎn)的動(dòng)力需求或速度需求；再者，無(wú)人機(jī)有效載荷的承載能力將受到極大的限制。

1.2 無(wú)人機(jī)的平衡與操縱

無(wú)論選擇何種無(wú)人機(jī)布局形式，VTOL mEUAV均需在垂直和水平飛行過(guò)程中達(dá)到平衡狀態(tài)。在垂直狀態(tài)，推力的合力需通過(guò)無(wú)人機(jī)的重心。如果有翼面和舵面浸在螺旋槳滑流中，還需要保證機(jī)體的力矩平衡與升力平衡。在水平狀態(tài)，配平方式與常規(guī)無(wú)人機(jī)類似，但同樣受到螺旋槳滑流的影響，需計(jì)入滑流參數(shù)項(xiàng)，使得無(wú)人機(jī)的平衡設(shè)計(jì)更加復(fù)雜。

由于螺旋槳滑流的存在，滑流通過(guò)改變螺旋槳軸線兩側(cè)機(jī)翼部分的實(shí)際迎角引起升力變化，產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)力矩，與螺旋槳產(chǎn)生的反扭力矩反向，對(duì)垂直狀態(tài)下的平衡與操縱控制有很大的影響[4-5]。此外，由于機(jī)翼面積較大，轉(zhuǎn)動(dòng)阻尼系數(shù)通常較高。因此，垂直狀態(tài)下旋翼操縱力矩不足的操縱缺陷顯著。

綜上所述，對(duì)于VTOL mEUAV，其設(shè)計(jì)難點(diǎn)都與動(dòng)力系統(tǒng)直接相關(guān)，動(dòng)力系統(tǒng)的選擇直接影響著設(shè)計(jì)結(jié)果的可行性，以及無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性與操縱特性。因此，基于動(dòng)力系統(tǒng)開(kāi)展的總體設(shè)計(jì)方法尤為必要。

2 VTOL mEUAV總體設(shè)計(jì)思路、算例及方案

2.1 總體設(shè)計(jì)思路

無(wú)人機(jī)的總體參數(shù)設(shè)計(jì)主要圍繞其典型任務(wù)剖面進(jìn)行[4]。與常規(guī)無(wú)人機(jī)不同，具有垂直起降能力的微小型固定翼無(wú)人機(jī)具有其獨(dú)特的任務(wù)剖面[6]，如圖1所示，其典型任務(wù)主要包括垂直起飛、垂直模式與巡航模式的過(guò)渡轉(zhuǎn)換，水平巡航、定常爬升、懸停或盤旋作業(yè)、返航和垂直降落。

圖1 垂直起降固定翼無(wú)人機(jī)的典型任務(wù)剖面Fig.1 Typical flight profile of flying-wing VTOL UAV

根據(jù)無(wú)人機(jī)的任務(wù)剖面，將提出總體設(shè)計(jì)要求，主要包括無(wú)人機(jī)的有效載荷重量WPL、巡航速度V和巡航時(shí)間t等。

針對(duì)VTOL mEUAV，本文提出的總體設(shè)計(jì)思路如圖2所示，并將基于算例分析該總體設(shè)計(jì)方法。

注:S為機(jī)翼的參考面積;W/S為翼載荷;P/W為功重比。圖2 微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)思路Fig.2 Preliminary design procedure of VTOL mEUAV

2.2 算例設(shè)計(jì)目標(biāo)

起飛重量不超過(guò)3 kg，有效載荷重量為500 g，巡航速度為15 m/s，爬升角度為5°，盤旋過(guò)載為1.7，采用垂直起降方式在指定位置起降。續(xù)航時(shí)間為15 min，其中包括4 min懸停(含起降)、7 min 巡航、3 min盤旋、1 min爬升。

2.3 總體設(shè)計(jì)方案

與傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)機(jī)翼類相比，尾坐式垂直起降方式結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，無(wú)需復(fù)雜繁重的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，并可與飛翼布局有效復(fù)合；與簡(jiǎn)單固定翼旋翼復(fù)合布局相比，其僅采用4組螺旋槳-電機(jī)組成的一套動(dòng)力系統(tǒng)同時(shí)完成起降和巡航過(guò)程，無(wú)冗余重量，結(jié)構(gòu)效率較高。X型飛翼布局形式氣動(dòng)效率高，在有效展長(zhǎng)下升力面積更大，與尾坐式形式合理匹配，不需要多余的支撐機(jī)構(gòu)[7]。此外，通過(guò)反轉(zhuǎn)螺旋槳的對(duì)稱布置，可解決滑流帶來(lái)的氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。因此本文采取4組螺旋槳-電機(jī)系統(tǒng)組成一套動(dòng)力系統(tǒng)，安裝在X型飛翼的前緣，通過(guò)機(jī)翼與大容量機(jī)身固接，作為尾坐式垂直起降和巡航的布局形式，如圖3所示。

圖3 X型飛翼VTOL mEUAV布局Fig.3 Configuration of X-type flying-wing VTOL mEUAV

3 總體設(shè)計(jì)方法

3.1 翼載荷與功重比估計(jì)

無(wú)人機(jī)的功重比與翼載荷之間的約束關(guān)系主要是針對(duì)常規(guī)無(wú)人機(jī)而言的，基于巡航、爬升、盤旋、失速以及手拋或滑降起降方式等環(huán)節(jié)的性能要求，綜合權(quán)衡選擇無(wú)人機(jī)的翼載荷，并獲得此時(shí)的功重比。對(duì)于VTOL mEUAV，無(wú)人機(jī)的功重比直接關(guān)系到其動(dòng)力系統(tǒng)和能源系統(tǒng)的選擇。因此，在無(wú)人機(jī)的初始設(shè)計(jì)階段，功重比和翼載荷的選擇對(duì)無(wú)人機(jī)重量、尺寸、氣動(dòng)特性以及無(wú)人機(jī)的性能起著決定性作用[8]。

根據(jù)整個(gè)任務(wù)剖面內(nèi)無(wú)人機(jī)受力形式的區(qū)別，VTOL mEUAV的飛行過(guò)程主要分為垂直飛行階段和水平飛行階段，其中水平飛行階段包括定常巡航、定常爬升、穩(wěn)定盤旋的過(guò)程。

無(wú)人機(jī)在水平飛行時(shí)，飛行阻力D可表示為

D=qSCD

(1)

(2)

(3)

式中：q為飛行動(dòng)壓；CD為阻力系數(shù)；CD0為無(wú)人機(jī)的零升阻力系數(shù)；CL為升力系數(shù)；k為誘導(dǎo)阻力因子；e為奧斯瓦爾德數(shù)；AR為機(jī)翼展弦比。

升力可表示為

L=nWTOg

(4)

式中：n為無(wú)人機(jī)過(guò)載系數(shù)，巡航過(guò)程和定常爬升過(guò)程中取1；g為重力加速度。

對(duì)水平飛行階段的無(wú)人機(jī)進(jìn)行受力分析，可得無(wú)人機(jī)完成目標(biāo)動(dòng)作所需的推力為

T=D+WTOgsinφ

(5)

式中：φ為定常爬升角度，巡航過(guò)程和穩(wěn)定盤旋過(guò)程中取0°。

動(dòng)力系統(tǒng)輸出功率為

PP=TV

(6)

電池輸出功率為

PB=PP/(ηPηMηESC)

(7)

式中：ηP、ηM和ηESC分別為螺旋槳、無(wú)刷電機(jī)和無(wú)刷電調(diào)的工作效率；基于文獻(xiàn)數(shù)據(jù)[9-11]，為了更好地保證設(shè)計(jì)可行性，通常將無(wú)刷電機(jī)的效率取為70%左右，螺旋槳的效率取為60%左右。

因此，在水平飛行過(guò)程中，無(wú)人機(jī)的功重比可表示為翼載荷的函數(shù)，即

(8)

在垂直飛行階段，假設(shè)無(wú)人機(jī)緩慢上升至指定高度，即螺旋槳軸向來(lái)流為零，根據(jù)動(dòng)量定理，無(wú)人機(jī)的懸停功率為

(9)

式中：wP為螺旋槳軸向誘導(dǎo)速度；ρ為空氣的密度;A為槳盤面積；κ為槳盤修正因子，一般取0.90～0.94。

此時(shí)垂直飛行階段的功重比為

(10)

推導(dǎo)發(fā)現(xiàn)，水平飛行階段與常規(guī)無(wú)人機(jī)基本相同，而垂直飛行階段主要與起飛總重有關(guān)，翼載荷選擇對(duì)垂直階段功重比影響較小，因此無(wú)人機(jī)的翼載荷仍由水平飛行階段的約束關(guān)系確定。

針對(duì)國(guó)內(nèi)外起飛總重小于6 kg的電動(dòng)無(wú)人機(jī)進(jìn)行主要參數(shù)的統(tǒng)計(jì)，主要包括Pointer、Raven和Desert Hawk Ⅲ等[12]，統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)如表1所示。在無(wú)人機(jī)性能指標(biāo)要求下，通過(guò)對(duì)功重比與翼載荷的約束分析合理選擇無(wú)人機(jī)的翼載荷，并且通過(guò)與同等量級(jí)已有無(wú)人機(jī)的翼載荷(如表1所示)進(jìn)行比較，即可獲得合適的翼載荷，以及無(wú)人機(jī)在水平飛行的各個(gè)階段的功重比。

表1 無(wú)人機(jī)主要參數(shù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)Table 1 Statistical data of UAV primary parameters

3.2 無(wú)人機(jī)起飛重量估算

3.2.1 起飛總重迭代初值估算

由于VTOL mEUAV采用螺旋槳-電機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)，其能源系統(tǒng)為鋰聚合物電池，在飛行過(guò)程中無(wú)人機(jī)的重量不發(fā)生變化，即始終為起飛總重。因此VTOL mEUAV的起飛重量可表示為

WTO=WBEMP+WS+WPL

(11)

式中：WBEMP為BEMP(Battery，Electronic speed control，Motor and Propeller)推進(jìn)系統(tǒng)的重量，該系統(tǒng)一般包括鋰聚合物電池、電子調(diào)速器、無(wú)刷直流電機(jī)和定距螺旋槳[13]；WS為無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)重量；WPL為包含飛控系統(tǒng)等電子設(shè)備重量在內(nèi)的有效載荷重量。

表1同時(shí)也對(duì)有效載荷重量和起飛總重進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)，其中有效載荷占比為有效載荷重量與起飛總重的比值。結(jié)果顯示，無(wú)人機(jī)有效載荷重量占比在0.15～0.27之間，平均值為0.20，與Landolfo指出的有效載荷占比值接近[12]。由于該類無(wú)人機(jī)相比于常規(guī)無(wú)人機(jī)的負(fù)載能力相對(duì)較低[13]，為保證設(shè)計(jì)余量，可取

(12)

由此，可根據(jù)設(shè)計(jì)目標(biāo)中的有效載荷與續(xù)航時(shí)間確定迭代設(shè)計(jì)的起飛總重WTO的初值。若要求續(xù)航時(shí)間較長(zhǎng)，可適當(dāng)減小有效載荷占比，進(jìn)而獲得合理的起飛總重迭代初值。

3.2.2 BEMP推進(jìn)系統(tǒng)重量估算

BEMP推進(jìn)系統(tǒng)是VTOL mEUAV的心臟，承擔(dān)了無(wú)人機(jī)的動(dòng)力能源輸出乃至部分操縱，直接影響無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間、航程和飛行穩(wěn)定性等整體性能。在初步設(shè)計(jì)時(shí)，通常沒(méi)有對(duì)所供選擇的螺旋槳和電機(jī)特性的細(xì)致分析與實(shí)驗(yàn)，只能通過(guò)產(chǎn)品廠商提供的粗略數(shù)據(jù)進(jìn)行選擇，工作量大且系統(tǒng)性差。Gur和Rosen通過(guò)統(tǒng)計(jì)電機(jī)、螺旋槳和電池等獲得統(tǒng)計(jì)公式，進(jìn)行了動(dòng)力系統(tǒng)的優(yōu)化，獲得了較好的效果[14]；王波等通過(guò)對(duì)使用廠商的電機(jī)和電池特性統(tǒng)計(jì)，完成了推進(jìn)系統(tǒng)選擇對(duì)續(xù)航時(shí)間的影響規(guī)律分析[13]。因此，本文的初步設(shè)計(jì)過(guò)程主要采取統(tǒng)計(jì)方法研究螺旋槳和電機(jī)的參數(shù)規(guī)律，進(jìn)而完成其匹配選擇和重量估算。

微小型電動(dòng)無(wú)人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)通常采用高功率密度無(wú)刷電機(jī)。貨架產(chǎn)品中幾乎都標(biāo)有60S最大運(yùn)行功率，而實(shí)際使用時(shí)該功率無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間工作，因此，無(wú)刷電機(jī)允許的最大持續(xù)輸出功率與電機(jī)質(zhì)量之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系對(duì)實(shí)際選擇會(huì)產(chǎn)生較大誤差。本文對(duì)國(guó)內(nèi)常用的無(wú)刷電機(jī)廠商朗宇、T-motor的電機(jī)參數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)的結(jié)果顯示，在保證工作效率可接受的條件下，無(wú)刷電機(jī)與合適螺旋槳匹配可產(chǎn)生的最大靜推力Tmax(N)與電機(jī)質(zhì)量mM(g)之間存在線性關(guān)系，如式(13)所示，圖4為動(dòng)力系統(tǒng)最大靜推力與電機(jī)質(zhì)量的統(tǒng)計(jì)關(guān)系。

(13)

式中：R為方差。

圖4 動(dòng)力系統(tǒng)最大靜推力與電機(jī)質(zhì)量的統(tǒng)計(jì)關(guān)系Fig.4 Statistical relationship between the maximum static thrust and motor mass

由于不同廠商之間電機(jī)工藝差別較大，使得前文中獲得的電機(jī)質(zhì)量與最大推力之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系方差較大，因此，在電機(jī)選擇時(shí)可根據(jù)需要選擇電機(jī)型號(hào)，并對(duì)該型號(hào)電機(jī)進(jìn)行單獨(dú)統(tǒng)計(jì)，以提高估算的準(zhǔn)確性。例如，朗宇電機(jī)的質(zhì)量和最大推力數(shù)據(jù)的單獨(dú)統(tǒng)計(jì)關(guān)系為

(14)

Raymer提出該種無(wú)人機(jī)須有1.3以上的推重比[3]；為保證足夠的控制能力，常規(guī)多旋翼通常將起降所需推力取為最大推力的30%～50%，如大疆四旋翼；對(duì)于同時(shí)承擔(dān)操縱功能的動(dòng)力系統(tǒng)，應(yīng)選擇更大的安全裕度。通過(guò)推力需求估算電機(jī)質(zhì)量，獲得相應(yīng)的電機(jī)，進(jìn)而可知匹配槳的規(guī)格和最大工作電流。

電調(diào)的質(zhì)量主要取決于動(dòng)力系統(tǒng)工作的最大持續(xù)電流。王波等[13]對(duì)工作電流Ilim<60 A的電調(diào)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)發(fā)現(xiàn)，最大允許電流Ilim與電調(diào)質(zhì)量mESC有較好的線性關(guān)系，即

Ilim=KESCmESC

(15)

式中：比例系數(shù)KESC=1×103A/kg。

無(wú)刷電機(jī)將電能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，通過(guò)螺旋槳實(shí)現(xiàn)動(dòng)力輸出。由于懸停階段和巡航階段軸向來(lái)流速度與推力需求均不同，動(dòng)力系統(tǒng)須滿足不同約束條件，

懸停

(16)

巡航

(17)

式中：Tneed和Pneed為同時(shí)滿足推力輸出和控制輸出所需的推力和功率；TV_need和PV_need為飛行速度V下所需的推力和功率；Vmax為無(wú)人機(jī)巡航所能達(dá)到的最大速度；VP為無(wú)人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的螺距速度。

Thomas等指出螺旋槳的螺距速度VP與其轉(zhuǎn)速Ωk(kr/min)、螺距Lprop(cm)之間的關(guān)系[15]為

VP≈0.18ΩkLprop

(18)

對(duì)于采用一套動(dòng)力系統(tǒng)完成整個(gè)飛行過(guò)程的尾坐式無(wú)人機(jī)，動(dòng)力系統(tǒng)需要同時(shí)滿足垂直起降和高速巡航2個(gè)過(guò)程中的推力需求，即需要同時(shí)滿足懸停和巡航階段的約束條件。因此，通過(guò)懸停推力選擇出的動(dòng)力系統(tǒng)，還需要進(jìn)行巡航過(guò)程約束條件的驗(yàn)證。

3.2.3 能源裝置重量估算

在現(xiàn)有成熟的電池技術(shù)中，鋰電池的比能相對(duì)較高，因此VTOL mEUAV通常采用鋰電池作為能源裝置。電池的容量主要影響無(wú)人機(jī)的續(xù)航時(shí)間，通常由設(shè)計(jì)目標(biāo)中的續(xù)航時(shí)間要求進(jìn)行電池的選擇。

根據(jù)選擇出的動(dòng)力系統(tǒng)，可獲知?jiǎng)恿ο到y(tǒng)工作時(shí)所需要的電壓為

UB=3.7ncell

(19)

從而確定所需鋰電池的單體個(gè)數(shù)ncell。

在沒(méi)有詳細(xì)試驗(yàn)測(cè)試時(shí)，無(wú)人機(jī)在整個(gè)飛行過(guò)程中的電流主要通過(guò)功率估算得到。根據(jù)前文中功重比，可以獲得電池提供的巡航功率PC、爬升功率Pφ、盤旋功率PL以及懸停功率PH。根據(jù)無(wú)人機(jī)的任務(wù)剖面，確定飛行過(guò)程中的垂直起降時(shí)間tH、巡航時(shí)間tC、爬升時(shí)間tφ和盤旋時(shí)間tL，并計(jì)算電池容量EB,

EB=ks(PHtH+PCtC+Pφtφ+PLtL)

(20)

式中：ks為安全設(shè)計(jì)系數(shù)，由于鋰電池在10%電量余量時(shí)性能急劇衰減，因此安全系數(shù)取值應(yīng)稍大，一般取為1.1～1.3，本文取為1.2。

Gur和Rosen[14]對(duì)11個(gè)不同廠商的LiPo電池統(tǒng)計(jì)結(jié)果顯示，電池容量EB(W·h)與電池質(zhì)量mB(kg)之間為二次關(guān)系，

(21)

由此可以獲得電池質(zhì)量，并根據(jù)電壓和電池容量的要求選擇合適的電池。

3.3 飛翼氣動(dòng)布局和穩(wěn)定性設(shè)計(jì)

在VTOL mEUAV中，尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)以飛翼式布局居多。飛翼式布局氣動(dòng)效率高，結(jié)構(gòu)緊湊，并利于無(wú)人機(jī)的地面停放和起降。而飛翼式布局的翼型、后掠角、扭轉(zhuǎn)角和重心等的選擇，直接決定了飛翼的氣動(dòng)效率與飛行穩(wěn)定性。

由于飛翼布局不具有常規(guī)無(wú)人機(jī)的水平安定面，為了保證無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性，在配平飛行狀態(tài)下，飛翼應(yīng)有正的氣動(dòng)俯仰力矩。獲得正的俯仰力矩的方式主要有2種：同時(shí)設(shè)置合理的后掠角與扭轉(zhuǎn)角、或采用反彎翼型[16-17]。若采用適當(dāng)?shù)暮舐咏呛团まD(zhuǎn)角，飛翼可使用任意翼型，但對(duì)飛行迎角十分敏感，極大地減小了迎角的工作范圍。相較而言，反彎翼型更適合于接近90°俯仰角變化范圍的尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)。在0°迎角時(shí)，反彎翼型具有較小的正的俯仰力矩，并有效改善了操縱舵面的操縱范圍。

基于所得的翼載荷，獲得無(wú)人機(jī)翼面積，估算合理的根梢比和展弦比，設(shè)置合理的后掠角和上反角，初步確定幾何參數(shù)；通過(guò)升力要求選擇合適的反彎翼型，采用渦格法進(jìn)行氣動(dòng)估算，修正機(jī)翼的幾何參數(shù)，以滿足飛行升力、阻力和俯仰力矩要求。

為保證飛行穩(wěn)定性，無(wú)人機(jī)重心須位于焦點(diǎn)之前，并設(shè)置合理的靜穩(wěn)定裕度(SM)。通常情況下，微小型飛翼無(wú)人機(jī)的靜穩(wěn)定裕度為5%～10%。

3.4 基于起飛重量的迭代

微小型無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)通常采用層板、輕木、泡沫與碳纖維等制作，其中泡沫材料密度小，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度可調(diào)節(jié)，加工方便，可用來(lái)制作機(jī)翼。通常情況下，采取泡沫基的碳纖維加強(qiáng)形式制作機(jī)體結(jié)構(gòu)亦可有效減輕機(jī)體重量。因設(shè)備延長(zhǎng)線一般與機(jī)體固定，當(dāng)延長(zhǎng)線較長(zhǎng)導(dǎo)致重量難以忽略時(shí)，將其計(jì)入機(jī)體重量。根據(jù)無(wú)人機(jī)的幾何參數(shù)，通過(guò)CATIA繪制計(jì)及翼型參數(shù)的無(wú)人機(jī)草圖和大致結(jié)構(gòu)，賦予結(jié)構(gòu)密度，完成結(jié)構(gòu)質(zhì)量的估算。一般取EPP泡沫密度為30 kg/m3，輕木密度為300 kg/m3，航空層板密度為700 kg/m3，碳纖維密度為1 500 kg/m3，通過(guò)CATIA可直接獲得估算的結(jié)構(gòu)重量。

通過(guò)上述重量的估算，重新獲得無(wú)人機(jī)起飛總重，并與初始假設(shè)無(wú)人機(jī)總重進(jìn)行比較。如果估算總重超過(guò)初始假設(shè)總重，則需要重復(fù)迭代，直至獲得最終的總體設(shè)計(jì)結(jié)果。

3.5 平衡與操縱設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)的平衡與操縱設(shè)計(jì)直接影響設(shè)計(jì)的可行性。在全部飛行過(guò)程中，VTOL mEUAV均需具有配平狀態(tài)，初始設(shè)計(jì)階段主要考慮懸停與巡航狀態(tài)，進(jìn)行配平狀態(tài)的簡(jiǎn)單計(jì)算。

由于4組動(dòng)力系統(tǒng)X型飛翼布局的特殊性，垂直飛行過(guò)程中可采用動(dòng)力系統(tǒng)推力差異進(jìn)行姿態(tài)控制，水平飛行過(guò)程中采用操縱舵面進(jìn)行操縱。因此只需對(duì)巡航過(guò)程進(jìn)行舵面配平計(jì)算。

由于螺旋槳滑流的存在，滑流區(qū)內(nèi)外具有不同的速度。在初步設(shè)計(jì)階段，為減少計(jì)算量，引入如下可行假設(shè)：

1) 動(dòng)力線與機(jī)身軸線平行。

2) 在該雷諾數(shù)變化范圍內(nèi)氣動(dòng)系數(shù)變化不大，可認(rèn)為滑流區(qū)內(nèi)外的氣動(dòng)系數(shù)基本相同。

3) 由于巡航迎角較小，暫不考慮滑流對(duì)迎角的影響。

Randall等指出計(jì)及螺旋槳影響的無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)力可近似認(rèn)為是基于滑流區(qū)內(nèi)外動(dòng)壓的氣動(dòng)力之和[18]。因此水平飛行的配平條件中，相關(guān)參數(shù)應(yīng)修正為

(22)

式中：下標(biāo)in表示滑流區(qū)內(nèi)參數(shù)；下標(biāo)out表示滑流區(qū)外參數(shù)；α和δe分別為飛行迎角和升降舵偏角；CL α和CL δe分別為升力系數(shù)對(duì)迎角和升降舵偏角的導(dǎo)數(shù)；Cm α和Cm δe分別為俯仰力矩系數(shù)對(duì)迎角和升降舵偏角的導(dǎo)數(shù)；CL0和Cm0分別為零迎角下的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)；Mp為俯仰力矩。

文獻(xiàn)[19]表明文獻(xiàn)[20]中瑞典皇家理工學(xué)院Melin編寫的渦格法Tornado程序[20]估算結(jié)果可以很好地用于設(shè)計(jì)與趨勢(shì)分析。通過(guò)Tornado程序進(jìn)行估算，并計(jì)入零升阻力，可獲得需要的氣動(dòng)參數(shù)。

根據(jù)螺旋槳一維動(dòng)量理論可知，螺旋槳推力為

(23)

對(duì)于常規(guī)固定翼的巡航狀態(tài)，有配平條件：

(24)

式中：θ為機(jī)體俯仰角。

將式(22)和式(23)代入式(24)，求解關(guān)于T、α和δe的方程，獲得水平飛行過(guò)程配平狀態(tài)。

懸停狀態(tài)為常規(guī)固定翼不具有的狀態(tài)，此外，由于尾坐式無(wú)人機(jī)較大的迎風(fēng)翼面存在，懸停狀態(tài)中的無(wú)人機(jī)極易受到外界擾動(dòng)。在大量飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，該過(guò)程中的旋翼偏航操縱力矩較小，在初步設(shè)計(jì)中需要著重考慮。為改善尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)固有的旋翼偏航操縱力矩不足的缺陷，本文提出設(shè)置合理的動(dòng)力系統(tǒng)安裝角，以通過(guò)推力分量獲得足夠的控制力矩。

4 特殊參數(shù)計(jì)算及影響分析

與常規(guī)無(wú)人機(jī)不同，BEMP動(dòng)力系統(tǒng)的匹配工作點(diǎn)計(jì)算和動(dòng)力系統(tǒng)安裝角的選擇是VTOL mEUAV的特殊參數(shù)，功重比的選擇也有所不同。因此，本文對(duì)運(yùn)用總體設(shè)計(jì)方法過(guò)程中上述參數(shù)的計(jì)算與選擇及其對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果的影響進(jìn)行了分析和研究。

4.1 功重比的計(jì)算及影響

在常規(guī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)下，翼載荷的選擇取決于功重比。在相同的起飛重量下，低功重比意味著無(wú)人機(jī)更加節(jié)能[21]。對(duì)于微小型垂直起降無(wú)人機(jī)，能源重量限制嚴(yán)格，因此應(yīng)盡量選擇低功重比。

式(8)為常規(guī)設(shè)計(jì)目標(biāo)下的功重比-翼載荷關(guān)系，通過(guò)對(duì)式(8)求導(dǎo)可得

(25)

功重比取最小值時(shí)翼載荷為

(26)

最小功重比為

(27)

由式(26)可知，常規(guī)設(shè)計(jì)目標(biāo)條件下，針對(duì)功重比的最佳翼載荷與無(wú)人機(jī)的過(guò)載系數(shù)有關(guān)，與爬升過(guò)程參數(shù)無(wú)關(guān)。此外，通過(guò)功重比對(duì)n和φ的導(dǎo)數(shù)可知，隨著無(wú)人機(jī)過(guò)載系數(shù)n的增大、定常爬升角度φ的增大，無(wú)人機(jī)的功重比均逐漸增大。

在初步選擇時(shí)，獲得功重比-翼載荷關(guān)系，如圖5所示。

因此，在不同飛行階段，功重比對(duì)應(yīng)的最佳翼載荷為

式中：VC為巡航速度。

在最佳翼載荷附近，功重比對(duì)過(guò)載系數(shù)更為敏感，對(duì)于爬升角和巡航影響產(chǎn)生的變化較為平緩。由表1可知，量級(jí)相近的Raven和Dragon Eye的翼載荷均為63 N/m2左右，綜合以上因素，前文選擇該無(wú)人機(jī)的翼載荷為7 kg/m2。此時(shí)的功重比為

圖5 不同階段中功重比與翼載荷的關(guān)系Fig.5 Relationship between power-to-weight ratio and wing-load in different phases

若需要以最大續(xù)航時(shí)間或最大航程為設(shè)計(jì)目標(biāo)，翼載荷的選擇均有不同，設(shè)計(jì)方法中的翼載荷與功重比的選擇需要進(jìn)行修正。

在該限定設(shè)計(jì)目標(biāo)下，翼載荷的選取取決于最大航程或最大航時(shí)的約束，即

(28)

此時(shí)，無(wú)人機(jī)的功重比為

(29)

4.2 動(dòng)力系統(tǒng)匹配與工作點(diǎn)計(jì)算

在對(duì)BEMP推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行重量估計(jì)時(shí)，采用自行設(shè)計(jì)的動(dòng)力系統(tǒng)，文中假設(shè)不同階段時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)具有基本相同的較高效率可成立。若裝配貨架產(chǎn)品，由于2個(gè)動(dòng)力設(shè)計(jì)點(diǎn)差距較大，螺旋槳和無(wú)刷電機(jī)的匹配效率通常有較大差異，因此，需對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)匹配特性進(jìn)行詳細(xì)分析。

結(jié)合朗宇電機(jī)數(shù)據(jù)和電機(jī)質(zhì)量估算值，本文選擇朗宇2814電機(jī)匹配APC1050槳，電機(jī)KV值為1 100，其最大靜推力工作數(shù)據(jù)如表2所示。

在驗(yàn)證巡航過(guò)程中的動(dòng)推力時(shí)，根據(jù)Thomas等闡述的電機(jī)螺旋槳工作特性曲線理論[15]，基于伊利諾伊大學(xué)香檳分校風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)得的精密復(fù)合材料(Advanced Precision Composites,APC)螺旋槳數(shù)據(jù)進(jìn)行推算，獲得電機(jī)與螺旋槳的特性曲線，并在此特性曲線的基礎(chǔ)上進(jìn)行匹配判斷和耗電分析。圖6為電機(jī)螺旋槳工作特性曲線的計(jì)算流程。

表2 所選動(dòng)力系統(tǒng)最大靜推力狀態(tài)數(shù)據(jù)

注: Ω為電機(jī)轉(zhuǎn)速,r/min; Q為電機(jī)扭矩,N·m; I為電機(jī)工作電流，A。圖6 動(dòng)力系統(tǒng)匹配特性計(jì)算流程圖Fig.6 Flow chart for calculation of propulsion matching property

圖7 所選動(dòng)力系統(tǒng)的匹配特性曲線Fig.7 Matching property curves of chosen propulsion

Thomas指出無(wú)刷電機(jī)在不同工作電壓下的轉(zhuǎn)速-扭矩(Ω-Q)特性曲線具有相同的斜率，并且電流-扭矩(I-Q)特性與工作電壓無(wú)關(guān)[15]。以廠商提供的2814電機(jī)與APC1050螺旋槳匹配的最大推力和相應(yīng)電流，以及電機(jī)空載電流、KV值、工作電壓與APC螺旋槳測(cè)試數(shù)據(jù)為輸入，可得各狀態(tài)下電機(jī)-螺旋槳匹配特性曲線，如圖7所示。圖7表明，螺旋槳與相應(yīng)的電機(jī)油門特性曲線有交點(diǎn)，即懸停工作點(diǎn)與巡航工作點(diǎn)，并均落在滿油門與坐標(biāo)軸圍成的區(qū)域內(nèi)，因此該動(dòng)力系統(tǒng)可以同時(shí)滿足懸停和巡航時(shí)的動(dòng)力需求。

滿油門δt=1時(shí)Ω-Q工作特性曲線表達(dá)式為

Ω=1 000 (-9.311Q+16.28)

電機(jī)I-Q特性曲線表達(dá)式為

I=74.652Q+1.500

假設(shè)垂直起降過(guò)程中4組動(dòng)力系統(tǒng)輸出相同，則電機(jī)特性曲線與螺旋槳特性曲線交點(diǎn)即懸停工作點(diǎn)，此時(shí)：

巡航速度下的電機(jī)Ω-Q工作特性曲線表達(dá)式為

Ω=1 000(-9.311Q+5.835)

假設(shè)巡航過(guò)程中4組動(dòng)力系統(tǒng)輸出相同，則電機(jī)特性曲線與螺旋槳特性曲線交點(diǎn)即巡航工作點(diǎn)，此時(shí)：

TV=0.766 N,ΩV=5 500 r/min

QV=0.036 N·m,IV=4.18 A

4.3 動(dòng)力系統(tǒng)安裝角的偏航操縱改善及影響

動(dòng)力系統(tǒng)安裝角為該無(wú)人機(jī)改善偏航操縱的特殊設(shè)計(jì)，將從安裝角的選擇，以及對(duì)懸停狀態(tài)和巡航狀態(tài)下整體操縱性能的影響3個(gè)方面進(jìn)行分析。

4.3.1 安裝角的選擇

如圖8所示，假設(shè)2號(hào)電機(jī)轉(zhuǎn)向?yàn)槟鏁r(shí)針，偏轉(zhuǎn)后在xOy平面內(nèi)的分力為T2_xy，距離重心的投影面力臂為l2，在分力相同的情況下，力臂越大，可產(chǎn)生的偏航力矩越大，因此電機(jī)應(yīng)在垂直于機(jī)翼的平面內(nèi)偏轉(zhuǎn)，此時(shí)力臂最長(zhǎng)，為重心到電機(jī)軸線的距離lO m。

電機(jī)安裝角為零時(shí)，偏航力矩表示為

N=[(M1+M2)-(M3+M4)]

(30)

根據(jù)反扭力矩方向，電機(jī)應(yīng)內(nèi)偏，產(chǎn)生分力效果與電機(jī)轉(zhuǎn)向相反。假設(shè)電機(jī)均向內(nèi)側(cè)偏轉(zhuǎn)γm，則

Nqz=[(T1+T2)sinγm-(T3+T4)sinγm]lOm+

[(M1+M2)-(M3+M4)]

(31)

式中：Ti、Mi(i=1,2,3,4)為第i個(gè)電機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的推力與反扭力矩；Nqz為電機(jī)傾轉(zhuǎn)后的偏航力矩。

根據(jù)操縱能力要求Nqz=σN，可近似認(rèn)為TilOmsinγm=(σ-1)Mi，于是

(32)

式中：σ為偏航力矩增長(zhǎng)倍數(shù)需求，若取σ=3,代入懸停推力與力矩，繪制γm-lOm關(guān)系曲線，如圖9所示。

由圖9可見(jiàn)，當(dāng)lOm>0.5 m時(shí)，電機(jī)偏轉(zhuǎn)角度γm已經(jīng)變化不大，但是電機(jī)的位置會(huì)極大地影響飛機(jī)的慣量和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，增加結(jié)構(gòu)重量。此外，結(jié)合螺旋槳旋轉(zhuǎn)空間限制，取lOm∈{lOm|0.4 m

取lOm=0.45 m，計(jì)算可得γm=4.2°。由此可見(jiàn)，合理的電機(jī)安裝角可在基本不損失有效推力的情況下獲得可觀的操縱力矩。

圖8 懸停狀態(tài)下的參數(shù)定義Fig.8 Definition of parameters in hovering state

圖9 電機(jī)安裝角與電機(jī)距O點(diǎn)距離的關(guān)系Fig.9 Relationship between mount angle of motor and distance of motor and Point O

4.3.2 對(duì)懸停狀態(tài)下操縱性能的影響

無(wú)人機(jī)受到的電機(jī)推力在水平面xOy的投影如圖10所示。

在旋翼狀態(tài)下，俯仰和滾轉(zhuǎn)操縱主要通過(guò)豎直z方向的Fiv(i=1～4)實(shí)現(xiàn)，偏航操縱主要通過(guò)電機(jī)反扭力矩實(shí)現(xiàn)。

假設(shè)需要繞y軸的正向俯仰操縱，若1、3電機(jī)轉(zhuǎn)速增加，則F1v、F1h、F3v和F3h同時(shí)增大，由于重心在O點(diǎn)，并且在電機(jī)平面下方，因此F1v、F1h、F3v和F3h均產(chǎn)生正向的俯仰力矩，有助于提升俯仰操縱效率。

圖10 電機(jī)推力投影分析Fig.10 Analysis of thrust projection

假設(shè)需要繞x軸的正向滾轉(zhuǎn)操縱，則F2v、F2h、F3v和F3h同時(shí)增大，根據(jù)重心的位置，F(xiàn)2v和F3v產(chǎn)生正向滾轉(zhuǎn)，F(xiàn)2h和F3h則產(chǎn)生負(fù)向滾轉(zhuǎn)，因此，電機(jī)的偏轉(zhuǎn)減小了無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)效率。但是由于偏轉(zhuǎn)角較小，豎直分力較大，并且滾轉(zhuǎn)力臂較長(zhǎng)，因此電機(jī)偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的滾轉(zhuǎn)操縱損失影響較小。

4.3.3 對(duì)巡航狀態(tài)下操縱性能的影響

在巡航飛行狀態(tài)，無(wú)人機(jī)的配平和操縱通過(guò)操縱舵面實(shí)現(xiàn)，動(dòng)力系統(tǒng)只提供所需的推力，可認(rèn)為各組動(dòng)力系統(tǒng)提供的推力基本一致。Randall等通過(guò)對(duì)螺旋槳滑流進(jìn)行試驗(yàn)分析發(fā)現(xiàn)，在迎角較小時(shí)，可認(rèn)為軸向誘導(dǎo)速度不變，且滑流后翼面上的速度基本相同[18]，其速度變化分析如圖11所示。

軸向誘導(dǎo)速度為

(33)

實(shí)際有效速度為

(34)

式中：k′為經(jīng)驗(yàn)校準(zhǔn)系數(shù)。由于巡航速度相對(duì)較大，且電機(jī)偏轉(zhuǎn)角很小，因此螺旋槳誘導(dǎo)速度相對(duì)巡航速度小很多，實(shí)際速度的大小和方向變化不大。

圖11 槳盤前后速度變化分析Fig.11 Analysis of velocities of two sides of propeller

綜合上述分析，小的電機(jī)偏轉(zhuǎn)角，對(duì)固定翼氣動(dòng)和操縱性能影響較小，并能提高旋翼的操縱特性，從而提高無(wú)人機(jī)的整體性能。

5 總體設(shè)計(jì)結(jié)果與飛行試驗(yàn)

通過(guò)總體設(shè)計(jì)方法和特殊參數(shù)的合適選擇，最終獲得滿足要求的設(shè)計(jì)結(jié)果，如表3所示。

基于總體設(shè)計(jì)結(jié)果，通過(guò)結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)，選取EPP泡沫制作機(jī)體并進(jìn)行碳管加強(qiáng)，采用航空層板制作電機(jī)支撐等受力部件，最終完成無(wú)人機(jī)的原理樣機(jī)，并進(jìn)行試飛試驗(yàn)。樣機(jī)重量與總體設(shè)計(jì)得到的最終起飛總重基本相同。圖12為懸停階段和巡航階段的飛行照片。

表3 總體設(shè)計(jì)修正結(jié)果Table 3 Corrected results of preliminary design

注： Tr為根梢比。

圖12 懸停和巡航階段的飛行照片F(xiàn)ig.12 Pictures in hovering and cruising state

飛行試驗(yàn)證明，本文總體設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)結(jié)果能夠完成微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)的各個(gè)飛行過(guò)程，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方法的可行性。由于貨架產(chǎn)品標(biāo)稱數(shù)據(jù)與實(shí)際有一定誤差，同時(shí)氣動(dòng)計(jì)算引入了估算誤差，通過(guò)飛控系統(tǒng)采集的實(shí)際飛行時(shí)間、飛行狀態(tài)與設(shè)計(jì)結(jié)果有一定差異。作為初步設(shè)計(jì)結(jié)果可接受，通過(guò)后期結(jié)合優(yōu)化設(shè)計(jì)將獲得完全符合設(shè)計(jì)目標(biāo)的結(jié)果。

6 結(jié) 論

針對(duì)VTOL mEUAV，分析了其設(shè)計(jì)難點(diǎn)，并基于特殊的設(shè)計(jì)參數(shù)提出了一種總體設(shè)計(jì)方法。詳細(xì)闡述了翼載荷的選擇、基于動(dòng)力系統(tǒng)選擇的起飛總重估計(jì)、無(wú)人機(jī)平衡與操縱和飛翼布局設(shè)計(jì)的方法，并針對(duì)特殊設(shè)計(jì)的X型飛翼尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)進(jìn)行功重比、動(dòng)力系統(tǒng)匹配及工作點(diǎn)計(jì)算、動(dòng)力系統(tǒng)安裝角等特殊參數(shù)的影響分析，最終基于設(shè)計(jì)結(jié)果完成無(wú)人機(jī)的制作和飛行試驗(yàn)。

1) 針對(duì)常規(guī)設(shè)計(jì)目標(biāo)，翼載荷取決于不同飛行階段的功重比，綜合不同階段的最小功重比，均衡各個(gè)階段選擇合適的翼載荷。對(duì)于有最大航程或最大巡航時(shí)間要求的設(shè)計(jì)目標(biāo)，翼載荷取決于特殊設(shè)計(jì)目標(biāo)提出的約束條件。

2) 文中基于統(tǒng)計(jì)的方法完成對(duì)BEMP動(dòng)力系統(tǒng)的選擇和重量估計(jì)，并通過(guò)功率初步確定電池容量，提出對(duì)電機(jī)-螺旋槳特性匹配曲線進(jìn)行修正以獲得準(zhǔn)確的電池容量和重量，最終迭代獲得較精確的VTOL mEUAV的起飛總重。

3) 通過(guò)對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)安裝位置與安裝角的分析，表明動(dòng)力系統(tǒng)的安裝角和安裝位置可在有效推力基本不變的情況下明顯改善無(wú)人機(jī)的旋翼偏航操縱，彌補(bǔ)尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)的懸停操縱缺陷。

4) 合適的、較小動(dòng)力系統(tǒng)安裝角可以同時(shí)兼顧尾坐式垂直起降無(wú)人機(jī)在懸停階段和巡航階段的氣動(dòng)性能和操縱性能，有效提高無(wú)人機(jī)的整體性能。

基于設(shè)計(jì)結(jié)果制作原理樣機(jī)，并進(jìn)行試飛試驗(yàn)，結(jié)果證明，該設(shè)計(jì)方法的設(shè)計(jì)結(jié)果能夠完成各個(gè)飛行階段，設(shè)計(jì)目標(biāo)中的時(shí)間要求和重量?jī)?yōu)化仍需詳細(xì)設(shè)計(jì)與協(xié)同優(yōu)化。

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Preliminarydesignmethodforminiatureelectric-poweredverticaltake-offandlandingunmannedairialvehicleandeffectsofspecialparameters

TANGWei*,SONGBifeng,CAOYu,YANGWenqing

SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

ThedifficultiesofthedesignoftheminiatureElectric-poweredVerticalTake-OffandLandingUnmannedAerialVehicle(VTOLmEUAV)areanalyzed,andapreliminarydesignmethodbasedonspecialparametersisproposedaccordingtotheoreticalanalysis.Thechoiceofwing-load,estimationoftotalweight,theanalysisofbalanceandcontrol,andthedesignoftaillesswingaredescribed.Thespecialparametersconcerningpower-to-weightratio,propulsionmatchingandmountedincidenceofaX-typetaillesstail-sitterVTOLUAVequippedwithonesetofpropulsionarethenselectedandanalyzed.Basedonthedesignresults,themanufactoryandflighttestsareusedtoverifythedesignmethod.Theresultsshowthatdifferentdesignobjectiveleadstodifferentwing-loadandpower-to-weightratio;propulsionefficiencyandenergyisgreatlyaffectedbymotorandpropellermatching;thesuitableincidenceofproplusionanddeflecteddirectioncanimprovetheyawcontrolinhoverwithoutdecreasingthewholeproperty.

VerticalTake-OffandLandingUnmannedAerialVehicles(VTOLUAV);preliminarydesignmethod;X-typeflying-wing;power-to-weightratio;propulsionperformancematchingpoints;mountedincidence;yawcontrolimprovement

2016-11-24；Revised2017-01-22；Accepted2017-05-12;Publishedonline2017-05-310947

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171012.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11402208)

.E-mailyuqingfeng126@mail.nwpu.edu.cn

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.220972

V221

A

1000-6893(2017)10-220972-14

2016-11-24；退修日期2017-01-22；錄用日期2017-05-12；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2017-05-310947

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171012.html

國(guó)家自然科學(xué)基金(11402208)

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.E-mailyuqingfeng126@mail.nwpu.edu.cn

唐偉，宋筆鋒，曹煜，等.微小型電動(dòng)垂直起降無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)方法及特殊參數(shù)影響J. 航空學(xué)報(bào),2017,38(10):220972.TANGW,SONGBF,CAOY,etal.Preliminarydesignmethodforminiatureelectric-poweredverticaltake-offandlandingunmannedairialvehicleandeffectsofspecialparametersJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(10):220972.

(責(zé)任編輯：徐曉)