陳泊霖 閆鳴浩 劉芳芳 陳靖昊 范乃文 王東源

(中國民航大學(xué) 天津 300300)

1 緒論

1.1 研究背景與意義

隨著科技的發(fā)展，目前無人機(jī)主要用于地理測繪、農(nóng)業(yè)植保、能源檢測、救援救災(zāi)等領(lǐng)域。常見的飛行器主要分為固定翼和多旋翼，實(shí)際應(yīng)用過程中需要結(jié)合兩類飛行器的優(yōu)缺點(diǎn)而使用。

1.2 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是由旋翼飛行器與固定翼飛行器疊加組成的變體飛行器，其巡航能力強(qiáng)、飛行速度快、載重能力強(qiáng)、安全性能好。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器主要由機(jī)身、旋翼、固定翼、平尾、垂尾、電機(jī)等幾部分組成[1]。

飛行器部分功能介紹具體見表1。

1.3 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器研究現(xiàn)狀

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器一般是指一種變結(jié)構(gòu)的螺旋槳飛行器。美國貝爾公司研制的MV-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)和商用傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)BA609 是這類飛機(jī)的代表[2]。此外，在未來，需要為影響飛行安全的關(guān)鍵技術(shù)找到更好的解決方案。

1.4 主要研究內(nèi)容

本文在研究傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器建模分析的基礎(chǔ)上，結(jié)合適航要求開展總體方案設(shè)計(jì)、氣動(dòng)分析仿真等，實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的仿真運(yùn)行。

2 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的建模設(shè)計(jì)

2.1 建模方案確定

設(shè)計(jì)之初，對(duì)于飛行器的設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了分析與討論。eVTOL 在概念上大致分成了3 種方案：垂直固定翼、傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)和固定縫合方案。項(xiàng)目將對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL 飛行器進(jìn)行詳細(xì)研究。本節(jié)將圍繞傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器建模進(jìn)行分析總結(jié)，如圖1所示，確定最終方案。

圖1 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器建模方案的流程圖

結(jié)合參考數(shù)據(jù)，該傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器總體外形參數(shù)設(shè)計(jì)如表2所示[3]。

表2 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的總體外形參數(shù)設(shè)計(jì)

2.2 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器零件設(shè)計(jì)

在螺旋槳設(shè)計(jì)方面，考慮飛行器起降時(shí)的形態(tài)變換，行駛時(shí)的平衡問題及續(xù)航能力，將螺旋槳定為6個(gè)高強(qiáng)度螺旋槳。經(jīng)計(jì)算比對(duì)，螺旋槳直徑達(dá)2.9 m，每個(gè)螺旋槳上擁有5片槳葉。

為使飛行器在空中懸停時(shí)有較好的穩(wěn)定性，模型在螺旋槳上各設(shè)計(jì)了一個(gè)反面葉片。

該傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器機(jī)尖的傾轉(zhuǎn)屬于技術(shù)特點(diǎn)為了便于Fluent 的應(yīng)用和仿真，由于在eVTOL 中間的兩個(gè)螺旋槳不同于其他4 個(gè)，內(nèi)側(cè)兩個(gè)螺旋槳屬于單獨(dú)的連桿結(jié)構(gòu)。在設(shè)計(jì)仿真時(shí)要考慮不同控制單元，進(jìn)而完成分離式仿真。

在eVTOL 當(dāng)中，V 形尾翼相較其他型號(hào)尾翼有著較好的穩(wěn)定性[4]。作為常用的固定尾翼結(jié)構(gòu)形式，在飛行器操縱和穩(wěn)定的配平上，V 形尾翼保證了飛行器的氣動(dòng)性能和操作性能。該項(xiàng)目最終確定選用V 形尾翼。

在設(shè)計(jì)尾翼時(shí)，考慮V形尾翼的兩側(cè)夾角，根據(jù)仿真反饋，為了保證eVTOL 有更好的穩(wěn)定性，選取142°作為夾角，且根據(jù)查閱，在尾翼兩側(cè)安裝上了兩個(gè)螺旋槳結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器尾翼總體結(jié)構(gòu)示意圖

在構(gòu)建機(jī)翼模型時(shí)，要考慮整體比重。就機(jī)翼而言，為減輕重量，實(shí)際中選用復(fù)合材料。通過仿真結(jié)構(gòu)，決定將機(jī)翼長由10.7 m 改為11.6 m?？紤]后期計(jì)算，將機(jī)身和機(jī)翼的長度比減小。

在建模時(shí)需要將槳尖控制在了一定穩(wěn)定區(qū)間，來解決槳尖下反角導(dǎo)致槳尖部分氣流分流的問題。由于機(jī)翼上的4 個(gè)螺旋槳結(jié)構(gòu)連桿的不同，在設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行了不同方式的裝配[5]。

在機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，整體機(jī)身設(shè)計(jì)成流線型，結(jié)合機(jī)翼所得出的數(shù)據(jù)推算，將機(jī)身長度調(diào)整為7.3 m，降低了與機(jī)翼的比值。

2.3 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器零件整合

該傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在零件組裝時(shí)克服了機(jī)翼垂直距離偏差。在機(jī)翼展長改動(dòng)后，在進(jìn)行零件拼裝時(shí)解決了不同傳動(dòng)尺寸的偏差。為保證飛行器穩(wěn)定性，選擇前三角起落架型式。優(yōu)化后的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器三視圖如圖3所示。

圖3 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器三視圖結(jié)構(gòu)示意圖

3 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的氣動(dòng)分析

3.1 氣動(dòng)分析理論支撐

Fluent的基本方程（層流）如下。

連續(xù)方程：

動(dòng)量方程：

能量方程：

3.2 氣動(dòng)分析方案

針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在飛行過程涉及旋翼本身的變化以及旋轉(zhuǎn)，首先，對(duì)建模結(jié)果分析具體模型，對(duì)飛行器自身的飛行狀態(tài)進(jìn)行分析，然后在SCDM 中進(jìn)行幾何模型修復(fù)。并進(jìn)一步在此基礎(chǔ)上進(jìn)行外流場模型建立，來確定傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的外流場區(qū)域。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)的旋翼和機(jī)翼、機(jī)身之間存在復(fù)雜的氣動(dòng)干擾，這種氣動(dòng)干擾高度非線性、非定常，在執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)會(huì)對(duì)飛行器自身產(chǎn)生難以預(yù)測的氣動(dòng)載荷[6]。其次，在Fluent 中利用了重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)來劃分傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的網(wǎng)格，并通過設(shè)定參數(shù)與邊界條件來進(jìn)一步獲得流場數(shù)據(jù)結(jié)果。傾轉(zhuǎn)旋翼的氣動(dòng)分析的流程圖如圖4所示。

圖4 氣動(dòng)分析方案的流程圖

3.3 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器eVTOL的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)與模型修復(fù)

在SCDM建立eVTOL飛行器計(jì)算仿真模型與流場分析之前，首先應(yīng)對(duì)飛行器的旋翼的飛行姿態(tài)進(jìn)行分析，這樣才能更好地劃分網(wǎng)格并且在此基礎(chǔ)上進(jìn)行氣動(dòng)分析，可以將飛行器的空中姿態(tài)分為懸停姿態(tài)與飛行姿態(tài)。由于主要針對(duì)分析傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL的飛行狀態(tài)的氣動(dòng)分析，將主要針對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行模擬分析。

3.3.1 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器evtol的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)

（1）飛行姿態(tài)。該階段在傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器飛行達(dá)到一定的速度后，連接旋翼的旋翼軸可向前傾轉(zhuǎn)呈90°，呈水平的狀態(tài)，旋翼此時(shí)可作為傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的拉力螺旋槳使用，此時(shí)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器可作為固定翼飛行器的速度來進(jìn)行遠(yuǎn)程飛行[7]。

（2）懸停姿態(tài)。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行垂直起降時(shí)，連接旋翼的旋翼軸垂直于地面，可以在空中實(shí)現(xiàn)懸停。在懸停時(shí)旋翼拉力在鉛垂面的升力分量與全拉的飛行重力相平衡，并由自身的旋翼產(chǎn)生升力。

3.3.2 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的模型修復(fù)

在傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL 飛行器的模型修復(fù)過程中，簡化與主要流場區(qū)域不相關(guān)的小特征進(jìn)而可以減少網(wǎng)格總數(shù)量與避免出現(xiàn)網(wǎng)格質(zhì)量較差的區(qū)域，主要針對(duì)模型在簡化階段進(jìn)行封閉幾何模型和去除銳角等處理操作。因?yàn)轱w行器自身在導(dǎo)入scdm中部分為非實(shí)體，應(yīng)通過封閉幾何模型形成實(shí)體，后續(xù)再針對(duì)實(shí)體來進(jìn)行劃分網(wǎng)格。圖5為該傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在scdm中修復(fù)后的模型。

圖5 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的修復(fù)模型

3.4 建立傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的外流場模型

簡化過后的實(shí)體模型為固體區(qū)域，通過固體區(qū)域來獲取飛行器的流體區(qū)域，主要針對(duì)飛行器表面流場，這樣可以完成后續(xù)的流體仿真過程。流體區(qū)域的獲取本質(zhì)上可以通過模型實(shí)體間的布爾運(yùn)算操作來建立。

通過在飛行器外部建立一個(gè)大的計(jì)算域，限定計(jì)算域的范圍，通過在傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器外表面生成面網(wǎng)格以及大計(jì)算域外表面生成面網(wǎng)格。在大計(jì)算域與飛行器模型表面之間生成體網(wǎng)格。因?yàn)樵擄w行器自身裝配有六旋翼，所以可采取分開操作，進(jìn)一步建立小的計(jì)算域來限定流場范圍，在旋翼外表面生成面網(wǎng)格以及小計(jì)算域外表面生成面網(wǎng)格。在小計(jì)算域和旋翼表面之間生成體網(wǎng)格。

3.5 針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的網(wǎng)格劃分

由于采用優(yōu)化的重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)，因此本項(xiàng)目通過劃分計(jì)算域依次進(jìn)行網(wǎng)格劃分操作。考慮到傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器采取動(dòng)網(wǎng)格的方法，把旋翼與傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器自身單獨(dú)分析，這樣可以基于飛行器飛行姿態(tài)的變化來設(shè)置出高質(zhì)量不會(huì)引起發(fā)散的網(wǎng)格，并通過重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)來劃分網(wǎng)格。

首先基于飛行器機(jī)身最大的計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，設(shè)定飛機(jī)機(jī)身的邊界類型為壁面。飛行器的機(jī)身前方的計(jì)算域邊界類型為入口，計(jì)算域剩余邊界類型規(guī)定為出口。該邊界類型劃分與設(shè)定主要針對(duì)于包裹傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器機(jī)身的大計(jì)算域類型進(jìn)行網(wǎng)格劃分。由于考慮到飛行器自身的網(wǎng)格精度與后續(xù)采取重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)，多面體網(wǎng)格最小精度為0.007，最大精度為0.14。傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器機(jī)身的網(wǎng)格劃分如圖6所示。

圖6 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器機(jī)身的網(wǎng)格劃分

該傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL 飛行器整體布局主要采取六旋翼雙橫向布局，前后機(jī)翼存在高度差，長度差的布局型式。分別單獨(dú)設(shè)定包裹單獨(dú)旋翼的小計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，旋翼外表面的計(jì)算域的邊界類型為入口，旋翼所在的計(jì)算域外邊界的邊界類型為重疊網(wǎng)格。旋翼的網(wǎng)格劃分如圖7所示。

圖7 旋翼的網(wǎng)格劃分

在處理旋翼的網(wǎng)格劃分時(shí)主要采取優(yōu)化創(chuàng)新后的重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)，由于該模型涉及動(dòng)網(wǎng)格和模型穿插，因此重疊網(wǎng)格主要由背景網(wǎng)格與部件網(wǎng)格相互重疊而完成。本項(xiàng)目考慮到重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：對(duì)于簡化傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器模型幾何的網(wǎng)格劃分，不同計(jì)算域可采取最恰當(dāng)?shù)木W(wǎng)格形式；針對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼空中飛行姿態(tài)的變化，有利于相對(duì)運(yùn)動(dòng)部件的動(dòng)網(wǎng)格生成，特別是可以針對(duì)旋翼與飛行器機(jī)身可以更方便調(diào)整網(wǎng)格相對(duì)位置。在處理該傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器模型過程主要分為挖洞，建立大計(jì)算域與小計(jì)算域之間的連通性，進(jìn)行插值計(jì)算和重疊網(wǎng)格劃分。重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)以滑移網(wǎng)格法思路為基礎(chǔ)不同于以往的層鋪法與網(wǎng)格重構(gòu)法，滑移網(wǎng)格針對(duì)于動(dòng)網(wǎng)格劃分的局限性過于小，僅僅可以針對(duì)模型的往復(fù)運(yùn)動(dòng)和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)[8]。重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)可以針對(duì)于模型的任意不規(guī)則運(yùn)動(dòng)方式。

由于采取重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)劃分網(wǎng)格，考慮包裹機(jī)身的大計(jì)算域與包裹旋翼的小計(jì)算域網(wǎng)格是單獨(dú)劃分因此最終網(wǎng)格是由大計(jì)算域網(wǎng)格和小計(jì)算域網(wǎng)格裝配在一起構(gòu)成分析。該方法劃分網(wǎng)格雖然計(jì)算域網(wǎng)格穿插，但不易引起網(wǎng)格發(fā)散，使網(wǎng)格收斂性好，穩(wěn)定性好。本次計(jì)算采取多面體網(wǎng)格劃分，計(jì)算域采用多邊形。為保證計(jì)算精度和網(wǎng)格精度的要求對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼模型機(jī)翼前后緣與機(jī)身交界處采用了網(wǎng)格加密[9]。采取重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)的飛行器網(wǎng)格如圖8所示。

圖8 采取重疊網(wǎng)格穿插技術(shù)的飛行器網(wǎng)格

3.6 傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的流場分析

根據(jù)圖9 可知，等值面在飛行器機(jī)翼的速度矢量分布，顏色代表速度大小。外流場由速度入口開始，在靠近機(jī)翼后發(fā)生向下偏轉(zhuǎn)，在機(jī)身下表面以下洗的形式與外部風(fēng)場氣流60 m/s 的風(fēng)場氣流進(jìn)行交匯，并且在機(jī)翼尾部逐漸恢復(fù)到水平流動(dòng)方向。當(dāng)氣流從左到右流動(dòng)過程中，流經(jīng)前機(jī)翼的氣流向下發(fā)生偏轉(zhuǎn)，在經(jīng)過后機(jī)翼時(shí)，由于前后機(jī)翼高度不一樣處在不同平面內(nèi)，因此前后機(jī)翼垂向錯(cuò)開雖然會(huì)受到前機(jī)翼尾流偏轉(zhuǎn)的影響，但是相對(duì)于前后機(jī)翼不發(fā)生垂向錯(cuò)開的布局而言其迎角增大了[10]。根據(jù)圖10分析可得出，當(dāng)來流速度為60 m/s的情況下機(jī)身中軸線的速度分布。

圖9 機(jī)翼速度矢量圖

圖10 機(jī)身中軸線速度折線圖

圖11 以傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器前方的兩側(cè)旋翼進(jìn)行速度矢量圖分析，漿尖旋轉(zhuǎn)速度主要取決于旋翼的直徑與轉(zhuǎn)速。根據(jù)速度矢量圖分析速度高峰值主要集中在旋翼的葉尖部分，當(dāng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在高速飛行的狀態(tài)下要通過對(duì)葉尖速度的限制來避免槳尖高速旋轉(zhuǎn)時(shí)旋翼出現(xiàn)過大的空氣壓縮振動(dòng)效應(yīng)[11]。綜合旋翼的速度矢量圖發(fā)現(xiàn)螺旋槳槳尖部分線速度最大，產(chǎn)生了明顯的激波，這會(huì)導(dǎo)致傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在高轉(zhuǎn)速飛行狀態(tài)下出現(xiàn)性能損失，因此需要對(duì)旋翼螺旋槳進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)增大旋翼槳尖處的后掠角，可以通過這種方法減緩激波現(xiàn)象的出現(xiàn)。

圖11 傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器旋翼的速度矢量圖

壓力場是流場分析中一個(gè)重要的分析途徑，由圖12 可以看出，旋翼螺旋槳上方基本呈現(xiàn)巨大的壓力場，下表面主要為低壓場，因此上下表面所產(chǎn)生的壓力差推動(dòng)著螺旋槳的運(yùn)動(dòng)。

圖12 飛行器機(jī)身壓力云圖

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的傾轉(zhuǎn)過渡模式是銜接直升機(jī)模式和固定翼模式的動(dòng)態(tài)過程，具有強(qiáng)非線性、快時(shí)變和強(qiáng)耦合特性的動(dòng)態(tài)過程[12]。V形尾翼的壓力分布順壓梯度，由于壓強(qiáng)變化順壓梯度分布不會(huì)加速渦的破裂過程，從而進(jìn)一步延緩渦破裂的過程。

圖13的流場圖由x截面分析尾翼流場圖反映出尾翼的氣流分布密集，因此可以看出該V 形尾翼可推遲渦破裂的過程與降低渦破裂的程度，進(jìn)而可以優(yōu)化飛行器的整體氣動(dòng)布局。在懸停模式下，隨著水平前飛速度的增加，其機(jī)翼產(chǎn)生的升力也會(huì)隨著速度的增加而增加，由于機(jī)翼的氣動(dòng)焦點(diǎn)在重心之前，所以機(jī)翼升力產(chǎn)生的抬頭力矩越來越大，克服旋翼前傾引起的低頭力矩，使機(jī)身的俯仰姿態(tài)基本不變。而直升機(jī)沒有產(chǎn)生抬頭力矩的機(jī)翼，因而在直升機(jī)模式，隨著前飛速度的增加，機(jī)身低頭姿態(tài)也增加[13]。

如圖14流場圖主要根據(jù)前翼與尾翼的y界面進(jìn)行分析，尾翼前方的氣流主要由外流場構(gòu)成，前翼分流尾跡沒有對(duì)V形尾翼產(chǎn)生速度阻滯的影響。通過此可得知V 形尾翼升力系數(shù)大，利于傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器高速飛行狀態(tài)。

圖14 飛行器前翼與尾翼的流線圖

4 總結(jié)與展望

4.1 總結(jié)

傾斜旋翼機(jī)是一種新的旋翼機(jī)概念，具有巨大的發(fā)展?jié)摿?。本?xiàng)目參考市面上電動(dòng)垂直起降飛行器的具體性能參數(shù)，展開需求分析、參數(shù)選擇、總體布局配置、性能分析仿真、氣動(dòng)分析仿真等，進(jìn)行3D 建模，實(shí)現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)旋翼eVTOL飛行器的仿真運(yùn)行。

4.2 展望

在對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器研究的過程中發(fā)現(xiàn)了兩點(diǎn)問題，因此提出以下展望：一方面，要進(jìn)行整體結(jié)構(gòu)優(yōu)化，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)高效、便捷；另一方面，后續(xù)的仿真工作不應(yīng)局限于數(shù)字仿真，實(shí)際的飛行實(shí)驗(yàn)可直觀看出飛行控制器的控制效果。