涵道三角翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

關(guān)舒婷 鐘小華 黃衍錦 李瑞清

（廣東白云學(xué)院，廣東 廣州 510450）

0 引言

現(xiàn)有無(wú)人機(jī)多為固定翼型無(wú)人機(jī)和多旋翼型無(wú)人機(jī)。多旋翼無(wú)人機(jī)具有垂直起降的功能，起降時(shí)對(duì)場(chǎng)地的要求較低，但其噪聲大、續(xù)航能力低且載重量輕；傳統(tǒng)固定翼無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、載重量大，但飛行速度低且起降時(shí)對(duì)場(chǎng)地的要求較高，因此二者的缺點(diǎn)在一定程度上限制了無(wú)人機(jī)的應(yīng)用范圍。涵道三角翼無(wú)人機(jī)的旋翼與普通無(wú)人直升機(jī)裸露的旋翼不同，涵道三角翼無(wú)人機(jī)的旋翼被涵道包裹，涵道不僅可以提高旋翼螺旋槳的效率，而且還可以降低旋翼自身的氣動(dòng)噪聲，在屏蔽涵道風(fēng)扇噪聲的同時(shí)，還可以保障工作人員的人身安全。該項(xiàng)目結(jié)合二者的優(yōu)點(diǎn)設(shè)計(jì)了一種基于融合翼身的全新涵道空氣流推進(jìn)飛行無(wú)人機(jī)。翼身融合三角翼布局，具有大升力、大空間且氣動(dòng)阻力低的特點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)短距起降、大載重和長(zhǎng)續(xù)航的功能。通過(guò)飛行控制系統(tǒng)輔助功能可以降低無(wú)人機(jī)的操控難度。因?yàn)樵摕o(wú)人機(jī)具有制作與使用成本低、安全風(fēng)險(xiǎn)系數(shù)小以及靈活等優(yōu)點(diǎn)，所以其可以在物流、農(nóng)業(yè)、測(cè)繪、電力巡檢、安全巡邏以及應(yīng)急救援等重要領(lǐng)域中發(fā)揮作用。

1 涵道三角翼無(wú)人機(jī)的整體設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)由機(jī)體、動(dòng)力系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)組成。采用SOLIDWORKS建立的無(wú)人機(jī)三維建模如圖1所示，相關(guān)參數(shù)見(jiàn)表1。整機(jī)采用三角形穩(wěn)定機(jī)構(gòu)翼身融合的氣動(dòng)布局，外形上機(jī)翼與機(jī)身融為一體，無(wú)人機(jī)整體都具有平突翼型的橫截面，在飛行中有更大、更有效的升力面積。動(dòng)力系統(tǒng)是在管道內(nèi)由2個(gè)平行的螺旋槳對(duì)向旋轉(zhuǎn)組成涵道共軸反槳的動(dòng)力套裝，還搭載了自動(dòng)駕駛飛行控制系統(tǒng)。

圖1 涵道三角翼無(wú)人機(jī)模型

表1 涵道三角翼無(wú)人機(jī)參數(shù)

2 涵道三角翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)

2.1 翼身外形

普通的固定翼無(wú)人機(jī)的平衡性無(wú)法滿足涵道動(dòng)力系統(tǒng)較高的平衡性需求，而三角形翼身融合的氣動(dòng)布局有更大的有效升力面積。同時(shí)，三角機(jī)頭和機(jī)頭進(jìn)氣道可以進(jìn)一步減少空氣阻力，增加無(wú)人機(jī)的平衡性。因此，該項(xiàng)目讓傳統(tǒng)的機(jī)身和機(jī)翼呈流線形平滑過(guò)渡融合，使全機(jī)具有升力體的翼型橫截面，無(wú)尾結(jié)構(gòu)縮小了機(jī)體的浸潤(rùn)面積和空氣的摩擦面積，從而達(dá)到一定的減阻效果。無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的布局特點(diǎn)如下：1） 減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量。結(jié)構(gòu)質(zhì)量均勻地分布于機(jī)翼翼展，可以降低機(jī)翼的彎曲度以及扭轉(zhuǎn)載荷。超寬短機(jī)身設(shè)計(jì)使結(jié)構(gòu)更緊湊、剛性更好且強(qiáng)度更高，從而加大運(yùn)載量。2） 隱蔽性強(qiáng)。因?yàn)闊o(wú)尾布局沒(méi)有顯著的橫向操縱面，所以可以縮小雷達(dá)反射面，機(jī)載設(shè)備設(shè)置在機(jī)體內(nèi)，不僅具有更好的隱藏性，而且還可以提升無(wú)人機(jī)的作戰(zhàn)力（可以在軍事領(lǐng)域中應(yīng)用該無(wú)人機(jī)）。3） 提高空氣動(dòng)力效率。平滑過(guò)渡流線形翼身可以削弱傳統(tǒng)布局翼身間的干擾阻力和誘導(dǎo)阻力，從而提高升力。4） 有較高的經(jīng)濟(jì)效益。在滿足飛行設(shè)計(jì)要求的情況下，無(wú)尾部的操縱面及翼身融合布局，可以使應(yīng)力變小，并節(jié)約生產(chǎn)成本（降低使用周期的維修保養(yǎng)費(fèi)用），從而提高其經(jīng)濟(jì)效益。

2.2 機(jī)翼選型

無(wú)尾式翼身融合布局存在舵面操作效能不足的問(wèn)題，需要增大操縱舵面。因?yàn)樵擁?xiàng)目所設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)需要具備短距起降以及長(zhǎng)航時(shí)飛行的能力，所以要選擇一款滿足高升阻比要求且厚度較大的翼型。在Profili翼型庫(kù)軟件中以飛行環(huán)境高度100 m、速度20 m/s為模擬環(huán)境，最終計(jì)算得到雷諾數(shù)=50 900。在上述飛行環(huán)境中對(duì)各種翼型的升阻比曲線、俯仰力矩曲線以及性能參數(shù)進(jìn)行對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，在相同情況下，當(dāng)仰角=4°時(shí)， 63-137翼型的升力系數(shù)的最大值=1.8，升阻比最大/=128。FX 63-137翼型與其他翼形相比，其升阻比和升力系數(shù)最大。綜合考慮選用具有明顯優(yōu)勢(shì)的FX 63-137翼型，其最大機(jī)翼弦長(zhǎng)為600 mm，最小機(jī)翼弦長(zhǎng)為80 mm，間隔為100 mm，最終得到翼展為1 400 mm。為了達(dá)到減少空間、簡(jiǎn)化安裝流程的目的，涵道三角翼無(wú)人機(jī)采用模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，分為機(jī)身涵道、左機(jī)翼以及右機(jī)翼3個(gè)模塊。

3 性能分析

3.1 動(dòng)力系統(tǒng)

無(wú)人機(jī)采用2個(gè)平行的GTS2306 V2-1800無(wú)刷電機(jī)搭配PC 51499-3螺旋槳對(duì)向旋轉(zhuǎn)和60 A電子調(diào)速器構(gòu)成涵道共軸反槳結(jié)構(gòu)作為動(dòng)力裝置。因?yàn)殡p層槳葉共用一個(gè)傳動(dòng)軸，但是其轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反，所以可以平衡單向轉(zhuǎn)動(dòng)偏轉(zhuǎn)力矩，達(dá)到短距離起降的目的。由于動(dòng)力系統(tǒng)被涵道環(huán)擴(kuò)，因此會(huì)縮小整體飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)熱輻射擴(kuò)散范圍，三角機(jī)頭結(jié)合涵道共反漿旋翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可降低空氣阻力，平滑橢圓大唇口進(jìn)氣具有更大的進(jìn)氣量和排氣量，氣流密度更高，旋翼被涵道包裹，不但能夠提高旋翼螺旋槳的效率，而且這種結(jié)構(gòu)可以降低旋翼自身的氣動(dòng)噪聲，還可以發(fā)揮保護(hù)人身安全的作用。共軸反槳結(jié)構(gòu)設(shè)置在圓筒形機(jī)身內(nèi)部，可以集中氣流，使方向更明確，從而有效地減少螺旋槳邊緣的渦流損失，進(jìn)而使螺旋槳為無(wú)人機(jī)提供更高的升力效率。綜合考慮安全性和成本，研究人員在涵道唇口處安裝塑料濾網(wǎng)套。通過(guò)Solidworks flow Simulation進(jìn)行仿真結(jié)果，如圖 2 所示。該系統(tǒng)可以消除螺旋槳旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的反扭力矩，將無(wú)人機(jī)的操縱性能與傳統(tǒng)單發(fā)單螺旋槳固定翼飛行器進(jìn)行比較可知，無(wú)人機(jī)在提升操縱性能的同時(shí)，還能提高飛機(jī)的推力（大約提高50%），從而實(shí)現(xiàn)短距離起降、高速飛行、易操控以及噪聲低的功能。

涵道唇口是影響涵道動(dòng)力系統(tǒng)的重要因素。當(dāng)共軸反槳高速旋轉(zhuǎn)時(shí)，涵道唇口處會(huì)產(chǎn)生繞流，并形成低壓區(qū)，氣流從高壓流向低壓，使涵道產(chǎn)生附加拉力。因?yàn)楹来娇诎霃綍?huì)影響涵道入口處的繞流環(huán)境、靜壓分布以及共軸反槳的順逆螺旋槳的拉力分配，合理地增大涵道唇口半徑可以提高涵道的升力。假設(shè)唇口高度d=40 mm，厚度d=25 mm，通過(guò)模擬對(duì)無(wú)來(lái)源、軸向來(lái)源以及橫風(fēng)來(lái)源三種環(huán)境進(jìn)行分析，唇口斜率、流量系數(shù)以及推力系數(shù)如公式（1）~公式（3）所示。

式中：為通過(guò)唇口捕獲的體積流量，m/s；為出口面積，m；為出口壓力，Pa；為氣流密度，kg/m；為唇口推力，N。

由上述結(jié)果可知，橢圓形唇口的綜合性能最好，唇口斜率越小，唇口的推力系數(shù)、流量系數(shù)就越大。由于螺旋槳與涵道內(nèi)壁的間隙增大會(huì)降低涵道的增升效應(yīng)，因此需要縮小螺旋槳與涵道之間的間隙（大約縮小1 mm~2 mm），以增加涵道對(duì)無(wú)人機(jī)整體的拉力。涵道共軸反槳結(jié)構(gòu)的槳距會(huì)影響左、右旋翼拉力的分配情況。當(dāng)槳距增大時(shí)，左旋翼拉力、總控力變小，右旋翼拉力逐漸增大。由能量守恒可知，左旋翼氣動(dòng)特點(diǎn)如公式（4）~公式（5）所示。

式中：為左旋翼的拉力，N；為左旋翼的扭矩，N·m；為涵道的誘導(dǎo)速度，m/s；為涵道的氣流速度，m/s；為滑流速度，m/s；為涵道面積，m；為進(jìn)口空氣密度，kg/m；為拉力分配因子。

右旋翼氣動(dòng)特點(diǎn)如公式（6）~公式（7）所示。

式中：為右旋翼的拉力，N；為右旋翼的扭矩，N·m；為右槳對(duì)左槳的誘導(dǎo)速度影響系數(shù)；為左槳對(duì)右槳的誘導(dǎo)速度影響系數(shù)（和都是關(guān)于槳距的函數(shù)）。

因?yàn)殡p槳扭矩相互抵消（=），所以當(dāng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳盤(pán)面產(chǎn)生誘導(dǎo)速度，右槳處在左槳的尾流中，將左槳尾流作為吸流，彼此間的誘導(dǎo)速度相互影響。

由葉素-動(dòng)量理論可以得到非線性一次微分方程組，如公式（8）所示。

式中：為雙槳槳距，m；，分別為左、右旋翼的螺距，m。

綜上可得，當(dāng)左旋翼位于涵道175 mm處、雙槳槳距為233 mm~234 mm時(shí)，其升力效果最好。涵道內(nèi)部流速線如圖 2 所示。

圖2 涵道內(nèi)部流速線圖

3.2 飛行控制系統(tǒng)

飛行控制系統(tǒng)可以自動(dòng)調(diào)整無(wú)人機(jī)的航向、高度、速度以及飛行姿態(tài)，配合GPS+北斗雙模定位模塊可以使無(wú)人機(jī)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)航線飛行以及自動(dòng)返航的功能。

如圖3所示，無(wú)人機(jī)的飛行控制模塊采用基于STM32F7芯片的自動(dòng)駕駛儀，飛控模塊內(nèi)置電子陀螺儀、氣壓計(jì)以及加速度傳感器等測(cè)量設(shè)備，當(dāng)收到來(lái)自遙控器的遙控信號(hào)或需要對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整時(shí)，PWM給電子調(diào)速器發(fā)送指令，對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速、控制面活動(dòng)的偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)對(duì)無(wú)人機(jī)飛行姿態(tài)的控制和調(diào)整。該飛行控制模塊可以為飛控工作提供無(wú)人機(jī)當(dāng)前的飛行姿態(tài)、高度、速度以及航向等數(shù)據(jù)；同時(shí)，安裝接收機(jī)、GPS定位以及圖傳等通信裝置，可實(shí)時(shí)接收遙控器信號(hào)并發(fā)送圖像信息以及位置信息。

圖3 飛控控制系統(tǒng)框架

3.3 信號(hào)傳輸系統(tǒng)

該項(xiàng)目設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)信號(hào)傳輸系統(tǒng)采用無(wú)線電傳輸，不同頻段分別傳輸不同種類的信號(hào)。使用2.4 GHz頻段傳輸控制信號(hào)，使無(wú)人機(jī)保持手動(dòng)飛行的能力；915 Hz數(shù)傳電臺(tái)連接地面站和天空端，使飛手能實(shí)時(shí)了解無(wú)人機(jī)當(dāng)前的飛行狀態(tài)；5.8 GHz數(shù)字圖傳系統(tǒng)能提供延遲低至20 ms的圖像，且分辨率能達(dá)到1920 px×1080 px，為飛手提供無(wú)人機(jī)前方的清晰圖像，為超視距飛行提供最基礎(chǔ)的保障。

4 涵道三角翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)仿真分析

涵道三角翼無(wú)人機(jī)在Solidworks中進(jìn)行flow Simulation流體分析，模擬環(huán)境如下：溫度為300 K，空速為 20 m/s，仿真環(huán)境氣體為空氣，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為966 r/s。在仰角為4°的情況下對(duì)其升力、表面壓力以及阻力進(jìn)行分析。經(jīng)過(guò)氣動(dòng)仿真計(jì)算結(jié)果可知，全機(jī)能產(chǎn)生約24.079 N的升力，滿足設(shè)計(jì)要求。

5 結(jié)語(yǔ)

該項(xiàng)目設(shè)計(jì)的涵道三角翼無(wú)人機(jī)經(jīng)過(guò)多次測(cè)試，當(dāng)起飛質(zhì)量為2.1 kg時(shí)，起飛滑跑距離約為6 m，飛行最小速度為10 m/s，飛行最大速度為40 m/s，搭載ace 6s30C動(dòng)力電池測(cè)得續(xù)航時(shí)間約為40 min。在空曠區(qū)域中，飛行控制系統(tǒng)輔助功能正常，可實(shí)現(xiàn)定高定速盤(pán)旋飛行、自動(dòng)姿態(tài)修正以及自動(dòng)返航的功能，具有大升力、大空間以及低阻力的特性，可以有效地解決多旋翼無(wú)人機(jī)續(xù)航短、載重輕以及傳統(tǒng)固定翼無(wú)人機(jī)速度低的問(wèn)題，滿足起降對(duì)跑道要求高的要求。