葉振環(huán)+袁剛+袁得永

摘 要：垂直起降飛行器在起降過程和巡航過程中的性能要求不同，為更好地兼顧兩種狀態(tài)下的性能，文章設(shè)計(jì)了由兩個(gè)主涵道風(fēng)扇和一個(gè)前涵道風(fēng)扇組成三角形動(dòng)力布局垂直升力部件的垂直起降固定翼無人機(jī)，通過風(fēng)力計(jì)測(cè)出涵道電機(jī)噴出的噴流來調(diào)整前涵道風(fēng)扇電機(jī)的轉(zhuǎn)速和兩個(gè)主涵道風(fēng)扇電機(jī)的傾角以達(dá)到與該系統(tǒng)相匹配的輸出動(dòng)力，使固定翼無人機(jī)從垂直起降過渡到穩(wěn)定平飛的一個(gè)過程。

關(guān)鍵詞：固定翼；垂直起降；涵道式；設(shè)計(jì)與制作

中圖分類號(hào)：V275 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2017）21-0099-02

1 概述

垂直起降飛行器是近年來發(fā)展迅速的一類新型航空器，同時(shí)具備直升機(jī)的垂直起降能力，與固定翼飛機(jī)的高速平飛能力，具有較好的經(jīng)濟(jì)和軍事價(jià)值。和有人駕駛飛機(jī)相比，垂直起降無人機(jī)尺寸及需用功率較小，飛行速度低，故目前動(dòng)力裝置根據(jù)適用范圍可選用電動(dòng)力裝置或者油動(dòng)裝置提供動(dòng)力。動(dòng)力系統(tǒng)決定了目前絕大部分垂直起降無人機(jī)屬于旋翼類飛行器。按推力的實(shí)現(xiàn)方式可將目前具有垂直起降能力的旋翼類飛行器分為推力定向式和推力換向式兩大類。其中，推力換向式是目前垂直起降無人機(jī)廣泛采用的形式，起飛時(shí)推力向上，轉(zhuǎn)入水平飛行時(shí)推力向前傾轉(zhuǎn)，同時(shí)由機(jī)翼承擔(dān)部分或全部升力。目前常見的推力換向類無人機(jī)包括傾轉(zhuǎn)旋翼式、傾轉(zhuǎn)機(jī)身式、傾轉(zhuǎn)涵道式幾種。

2 設(shè)計(jì)方案

本文設(shè)計(jì)的垂直起降固定翼飛行器采用三個(gè)涵道三角形布局式設(shè)計(jì)并在其基礎(chǔ)上加上二維矢量噴口和舵機(jī)連桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)垂直起降。在垂直起降和懸停狀態(tài)，三個(gè)涵道電機(jī)滿負(fù)荷工作，舵機(jī)連桿機(jī)構(gòu)控制二位矢量噴口與地面形成90度夾角；在變?yōu)楣潭ㄒ盹w行器狀態(tài)，舵機(jī)連桿機(jī)構(gòu)控制二位矢量噴口與地面形成的夾角逐漸變?yōu)?80度，同時(shí)放置在機(jī)頭前的涵道電機(jī)轉(zhuǎn)速逐漸減少，直至該涵道電機(jī)沒有推力輸出。在此狀態(tài)下動(dòng)力由兩個(gè)置于機(jī)翼下方的涵道電機(jī)提供，能耗相對(duì)較小，并具有較高的飛行速度和較大的飛行半徑。

2.1 飛行器的總體設(shè)計(jì)方案

飛行器主要由機(jī)翼、機(jī)身、動(dòng)力裝置、起落架、副翼構(gòu)成。整機(jī)機(jī)翼采用三角翼、雙垂尾、三發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案。如圖1所示，三個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)分別布置于機(jī)頭前端，和機(jī)翼下方左側(cè)和右側(cè)。涵道2和涵道3氣流噴口處采用二維矢量噴口技術(shù)，以控制氣流方向，達(dá)到垂直起降順利過渡到平飛狀態(tài)。其中二維矢量噴口的角度控制采用舵機(jī)以及一套簡(jiǎn)單的連桿機(jī)構(gòu)，使噴口在二維空間內(nèi)能在0～120度范圍內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，以控制飛機(jī)起降或者仰附等姿態(tài)。

機(jī)身設(shè)計(jì)采用翼身融合設(shè)計(jì)，加之雙垂尾使得飛機(jī)本身有良好的氣動(dòng)布局，加強(qiáng)飛機(jī)本身的抗風(fēng)性能。機(jī)翼采用三角翼設(shè)計(jì)，減少了飛機(jī)在平飛狀態(tài)時(shí)的空氣阻力，降低了在這個(gè)過程中的能量損耗，同時(shí)也增加了飛機(jī)在此過程中的滯空時(shí)間。在機(jī)翼左右側(cè)分別設(shè)計(jì)了兩片副翼，用舵機(jī)控制以調(diào)整飛機(jī)的姿態(tài)，并通過副翼的升降控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向。圖2為solidworks 3D設(shè)計(jì)渲染圖。

由于機(jī)身較輕，為了加強(qiáng)機(jī)身強(qiáng)度，在設(shè)計(jì)中采用加強(qiáng)梁結(jié)構(gòu)。同時(shí)，在考慮到零件組裝過程簡(jiǎn)單化，設(shè)計(jì)中加入了榫卯結(jié)構(gòu)。如圖3所示。

2.2 起落架設(shè)計(jì)

人造飛行器都有離地升空的過程，飛行器需要起落架在飛機(jī)停放、滑行、起飛、著陸、滑跑時(shí)用于支撐飛機(jī)重力，承受相應(yīng)載荷。本設(shè)計(jì)采用目前航模普遍的起落器收放技術(shù)，即用舵機(jī)驅(qū)動(dòng)起落架收放。飛機(jī)飛行時(shí)將起落架收到機(jī)翼或機(jī)身之內(nèi)，以期獲得良好的氣動(dòng)性能，飛機(jī)著陸時(shí)再將起落架放下來。

2.3 二維矢量噴口設(shè)計(jì)

如圖5所示，二維矢量噴口由以下部分組成：舵機(jī)、推桿1、推桿2、輔助推桿、氣流噴口。在初始狀態(tài)，氣流噴口與地面夾角為0度，在切換垂直起降狀態(tài)時(shí)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)舵盤向X正半軸旋轉(zhuǎn)推動(dòng)連桿機(jī)構(gòu)使氣流噴口與地面成90度夾角。啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)后，通過槳葉高速旋轉(zhuǎn)將飛行器托到安全高度。此時(shí)通過旋轉(zhuǎn)遙控器上的旋鈕，從而控制舵機(jī)旋轉(zhuǎn)，使舵盤居中，繼而控制氣流噴口與地面平行。與此同時(shí)，由于舵機(jī)的旋轉(zhuǎn)的扭矩旋轉(zhuǎn)電位器，調(diào)節(jié)電位器的阻值使得控制置于機(jī)頭上的電機(jī)的轉(zhuǎn)速逐漸減少，直至該電機(jī)產(chǎn)生的推力為零。這個(gè)過程結(jié)束后即順利完成垂直起飛和過渡飛行過程。飛機(jī)順利由垂直起降轉(zhuǎn)變?yōu)楣潭ㄒ頎顟B(tài)，置于機(jī)翼下方的兩個(gè)涵道電機(jī)滿負(fù)荷工作，為飛機(jī)提供平飛時(shí)的推力，讓飛行器實(shí)現(xiàn)高速巡航。在此過程中若想實(shí)現(xiàn)懸停狀態(tài)、降落、大仰角爬升、大仰角俯沖都可以通過舵機(jī)控制氣流噴口的角度和加上副翼的配合來實(shí)現(xiàn)。

2.4 控制部分的設(shè)計(jì)

選擇六通道的2.4G無線遙控器作為飛行器的控制模塊。遙控器可控制舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的角度和電機(jī)的轉(zhuǎn)速，通過這兩部分的組合即可控制飛行器完成基本功能。控制示意圖如圖6所示，由2.4G無線遙控器發(fā)出控制命令，接收機(jī)接收到命令后向飛控傳輸電信號(hào)以達(dá)到控制飛行器的目的。飛控作為整個(gè)飛行器的控制核心，分別控制4個(gè)舵機(jī)和三個(gè)涵道電機(jī)。

3 材料選擇與制作

考慮到飛行器的經(jīng)濟(jì)性和易操作性，選擇了輕質(zhì)KT板作為飛行器的機(jī)身及翼面制作材料。結(jié)構(gòu)方面，使用質(zhì)量輕硬度高的碳桿作為機(jī)翼的橫梁，其中翼梁和相關(guān)零部件采用3D打印制作。在電機(jī)選型方面，由于涵道扇葉小，要產(chǎn)生足夠強(qiáng)大的推力的話就要求電機(jī)的轉(zhuǎn)速要高。因此選用3500kV無刷電機(jī)作為涵道電機(jī)。由于二維矢量噴口的制作對(duì)舵機(jī)的穩(wěn)定性和拉力要求較高，所以我們選用9g金屬舵機(jī)。

雖然具有垂直起降功能，但是為了迎合在不同場(chǎng)合下不同的起降方式，在起落架的選材上仍然要求其具有高強(qiáng)度。起落架采用硬度較大的鋼絲，具有一定的減震性。輪胎外側(cè)包裹一層厚海綿，使飛機(jī)在以固定翼方式降落時(shí)能具有良好的減震性能。

4 結(jié)束語

本文通過分析目前的垂直起降飛行器的現(xiàn)狀，提出了采用兩個(gè)主涵道風(fēng)扇和一個(gè)前涵道風(fēng)扇組成三角形動(dòng)力布局垂直升力部件的垂直起降固定翼無人機(jī)總體設(shè)計(jì)方案，并就起落架、二維矢量噴管、控制系統(tǒng)等主要模塊進(jìn)行了分析設(shè)計(jì)。最后對(duì)無人機(jī)的制作材料和要求進(jìn)行了闡述。

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