扇翼飛行器短距起飛性能

孟 琳,葉永強

(南京航空航天大學 自動化學院, 南京 211106)

扇翼飛行器短距起飛性能

孟 琳,葉永強

(南京航空航天大學 自動化學院, 南京 211106)

為驗證扇翼飛行器超短距起飛特性及大載荷特性.以某型6 kg級扇翼飛行器為研究對象，在分析其結構特點和飛行原理的基礎上，根據該飛行器在地面與空中的受力情況，建立了扇翼飛行器的縱向模型，使地面滑跑段與空中段有效銜接，并通過數值仿真，對比分析了升降舵偏轉量、重心位置、扇翼轉速以及載荷量對扇翼飛行器起飛滑跑距離的影響.仿真結果表明：空載時起飛滑跑距離最短；在起飛過程中需要保持升降舵上偏最大角度；重心位置越靠近扇翼力作用點，起飛滑跑距離越短；在這些因素固定的情況下配合適當扇翼轉速，最終獲得該樣機不到9 m的最短起飛滑跑距離.通過對比分析，良好的起飛性能需要幾個因素的配合設置.

扇翼飛行器；短距起降；大載荷；飛行原理；縱向建模

1962年皮特·道尼爾(Peter Dornier)[1-2]提出了一種將橫流式風扇嵌入到固定翼飛機機翼中，通過扇翼轉動來提供飛行動力的飛機結構.1998年，皮布爾斯[3](Peebles)完成了扇翼飛行器首次成功試飛，并通過風洞試驗驗證了橫流式風扇作為飛機動力源的可行性.作為一種介于直升機和固定翼飛機之間的低速大載荷飛行器，扇翼飛行器因其優越的飛行性能[4]，受到廣泛關注.扇翼飛行器的發展主要分為兩個階段：2006年以前科學家們致力于用試驗驗證扇翼飛行器的可行性和優越性[5-6](如短距起降、低速大載荷以及大迎角飛行不失速等)；2006年以后，科學家們開始利用先進計算機技術來優化傳統的扇翼模型，并提出切實有效提升扇翼飛行器飛行性能的結構創新[7-8](如高平尾和雙尾翼可以減小氣動干擾；遠置舵面可以增加扇翼飛行器的低速操作功效等).國內扇翼飛行器起步較晚，至今僅存在于部分研究所和高校：中國航空工業空氣動力研究院[9-10]、南京航空航天大學[11-13]、華東理工大學[14].目前學者們致力于通過高精度CFD (computational fluid dynamics—計算流體動力學)數值模擬技術，對扇翼飛行器特殊的原理進行數值模擬分析[15-17]，利用控制橫流式風扇內部偏心渦的強度和位置，來控制扇翼產生的升力和推力，從而優化扇翼飛行器的飛行性能[18].但是很少有人通過飛行器其他結構設計的改進以及飛行控制來更好地實現其超短距起降等優越性能的優化.

1 扇翼飛行器的飛行原理

扇翼飛行器的扇翼是由可轉動的水平轉子葉輪以及半包裹它的固定翼兩部分共同組成，用以同時提供升力和推力.其工作原理如圖1所示.

圖1 扇翼結構

由圖1扇翼機構圖可知，扇翼飛行器是根據馬格努斯效應制造而成的：當氣流沿著一個旋轉物體的旋轉平面流過時，會在物體上產生一個垂直于氣流流向的作用力.扇翼機在機翼上裝配水平軸向轉動的橫流式風扇，通過扇翼的主動旋轉，在機翼前緣抽空空氣，通過葉片的旋轉使扇翼上表面氣流得到加速，從而形成壓力差，進而產生部分升力，這部分升力產生機理與固定翼飛機飛行原理相同.而不同于傳統固定翼飛機，扇翼機80%的升力來源于低壓偏心渦[14].扇翼轉動時，風扇內部產生強有力的偏心渦[19]，形成低壓區，使得機翼前半部分圓弧形區域的上、下表面產生較大壓力差，從而產生升力.

扇翼飛行器獲得的推力也可以分為兩部分：一部分推力由牛頓第三定律獲得，扇翼轉動時，葉片推動氣流向后排出，從而獲得向前的反推力；另一部分推力也是由低壓偏心渦提供的，由于偏心渦大多形成于葉片內部偏左下方的位置，這就影響了機翼內部的壓強分布[20]，從而獲得另一部分推力.

2 扇翼飛行器的縱向建模

模型建立是進行扇翼飛行器起飛性能測試的基礎，飛行器在地面滑跑時，地面效應對其起飛性能存在影響，所以在起飛建模過程中考慮地效影響，這樣可以更加真實的反應飛行器起飛過程.由于起飛只涉及縱向特性，所以只對扇翼飛行器的縱向進行建模.本文以某重6 kg扇翼機為測試模型，不采用傳統的分段建模，而是將各個飛行階段在一個模型中表現出來，關鍵是判斷地面對輪子的支反力[21].本文將模型分為四輪滑跑段、后輪滑跑段以及空中段3個階段[22].不同于普通固定翼飛機，扇翼機主要升力通過扇翼轉動獲得，因此不需要像普通固定翼飛機一樣通過抬頭增大飛行迎角來增加起飛所需升力.因扇翼機起飛時需要較大的升力，高速轉動的扇翼產生升力的同時伴隨著較大的低頭力矩，因此，該扇翼機模型是低頭起飛，后面兩個輪子先離地，這是有別與于傳統固定翼飛機的特殊之處.本文中模型的建立是在蘇式坐標系基礎上進行的.

2.1 機輪產生的力與力矩

為簡化模型，假設機輪不受橫側向的力和力矩，且前后輪的摩擦系數相同，記為fx.飛機起飛時，機輪受到地面的支反力和摩擦力，受力分析如圖2所示.

圖2 扇翼飛行器起飛滑跑段受力分析

(1)

式中：Xfgear、Xbgear分別為前、后輪支反力力臂；Ygear為前、后輪摩擦力力臂.由式(1)可得前、后輪滑跑階段前、后輪支反力的表達式如下：

(2)

隨著滑跑速度的增加，扇翼機后輪抬起，進入前輪滑跑階段，此時，由式(2)得到前、后輪的支反力計算如下：

進入前輪滑跑階段后，扇翼機所受升力逐漸加大，地面對前輪的支反力逐漸減少.當主輪離地時，飛行器離地進入空中飛行階段.此時有

綜上所述，兩個機輪產生的合力與合力矩在機體坐標系中分量的輸出如下：

式中：Fx_wheel、Fy_wheel、Fz_wheel分別為兩個機輪產生的合力在機體坐標系3個軸上的分量；Mx_wheel、My_wheel、Mz_wheel分別為兩個機輪產生的合力矩在機體坐標系3個軸上的分量.這里機輪支反力只有在起飛和著陸的時候會用到，通過模型的轉換，將地面支反力加入總的力與力矩的計算中.

2.2 扇翼飛行器縱向建模

扇翼飛行器整體受力情況與傳統固定翼飛機相似，因此，縱向模型也是借鑒傳統固定翼飛機進行的，得到扇翼飛行器縱向運動方程組[23]為

3 扇翼飛行器短距起飛特性分析

扇翼飛行器兼顧了固定翼飛機和直升機的優越性能，其中最為突出的性能就是短距起降和低速大載荷的特性.本文先以該扇翼飛行器空載模型進行測試，著重研究扇翼飛行器俯仰舵面偏轉量、重心位置以及扇翼轉速對扇翼飛行器起飛滑跑距離的影響，為扇翼飛行器的結構設計和飛行控制提供理論依據.

首先，保持重心位置為xcg=0.5 m(距離機頭的距離)，橫流風扇的轉速δn=2 500 r/min，舵面偏轉分別取δe=-20°/-24°/-28°/-32°，得到舵面偏轉量對于扇翼飛行器滑跑距離和起飛高度的影響，如圖3,4所示.

圖3 升降舵偏轉量對滑跑距離的影響

Fig.3 Changes in the take-off distance influenced by the elevator deflection

圖4 升降舵偏轉量對飛行高度的影響

Fig.4 Changes in the flight altitude influenced by the elevator deflection

從圖4可以看出，升降舵上偏的角度越大越有利于飛行器起飛，因為升降舵偏轉越大，會相應產生較大的抬頭力矩，彌補因扇翼轉動而附加的低頭力矩，使飛行器更快抬頭起飛，因此在起飛階段應該將俯仰舵面打到允許的最大舵偏角.這里為了保持升降舵偏轉在起飛時刻留有一定余量，取舵面偏轉δe=-30°.

其次，已知該模型扇翼作用點在距離機頭0.54 m的位置，保持升降舵偏角為δe=-30°，扇翼轉速δn=2 500 r/min，分別取重心位置xcg=0.48/0.49/0.50/0.51 m，得到其對扇翼飛行器滑跑距離和起飛高度的影響, 如圖5，6所示.

圖5 重心位置對滑跑距離的影響

Fig.5 Changes in the take-off distance influenced by the position of the center of gravity

圖6 重心位置對飛行高度的影響

Fig.6 Changes in the flight altitude influenced by the position of the center of gravity

從圖6可知，重心位置越靠近扇翼升力作用點，飛機越容易起飛.當重心靠近扇翼升力作用點時，扇翼轉動附加的低頭力矩相應減小，此時相同偏轉舵面和扇翼轉速的情況下，飛行器更容易起飛.因此，在舵面偏轉和轉速不變情況下，當前扇翼飛行器模型的重心應該盡量靠近扇翼作用點配置，但是在該飛行器模型中，重心靠近扇翼作用點太近，也同時拉近了重心和氣動中心的距離，會導致飛行器靜不穩定，因此，本文取xcg=0.51 m為最佳.

最后，保持升降舵偏轉角度為δe=-30°，取重心位置為xcg=0.51 m，取扇翼的轉速分別為δn=2 400/2 500/2 600/2 700 r/min，得到其對扇翼飛行器滑跑距離和起飛高度的影響，如圖7，8所示.

圖8中分別選取轉速為2 400～2 700 r/min，即飛行器能夠起飛的轉速.若起飛階段扇翼轉速過小，產生的升力不足，導致飛機難以起飛，因此從2 400 r/min開始進行起飛性能測試.當轉速為2 400 r/min時，扇翼飛行器可以相對快速起飛，但是起飛5 s后，飛行高度瞬間減小，這是因為較大的舵面偏轉產生大的抬頭力矩，雖然飛行器可以快速抬頭起飛，但是由于這個大抬頭力矩使飛行器抬頭翻滾，進而墜落.當轉速大于2 500 r/min的時候，起飛滑跑距離變長.隨著轉速的增大，伴隨著越來越大的低頭力矩，當轉速達到2 700 r/min時，由于扇翼轉動的附加低頭力矩太大，最終導致飛行器機頭觸地，而無法正常起飛.因此最佳扇翼轉速的選取，是根據當前舵面偏轉量以及重心位置綜合考慮的結果，這里最佳轉速為2 500 r/min.

3組數據每組的測試參數以及最佳滑跑距離見表1.

圖7 扇翼轉速對滑跑距離的影響

Fig.7 Changes in the take-off distance influenced by the fan wing rotation speed

圖8 扇翼轉速對飛行高度的影響

Fig.8 Changes in the flight altitude influenced by the fan wing rotation speed

表1 最佳滑跑距離

雖然轉速為2 400 r/min時，扇翼飛行器可以相對快速起飛，但是起飛5 s后，由于舵面偏轉產生較大抬頭力矩使飛行器抬頭翻滾，進而墜落.當升降舵偏轉δe=-30°、重心位置xcg=0.51 m、扇翼轉速δn=2 500 r/min情況下，扇翼飛行器1.72 s后起飛，此時起飛滑跑距離小于9 m.以該最短滑跑距離的3個因素取值為基準，在δe、xcg、δn中，各變動1個因素，3個因素的不同組合對滑跑距離和飛行高度的影響，取值見表2.

表2 3個因素取值組合

3個因素組合影響對比圖如圖9,10所示.

圖9 不同δe、xcg、δn組合下的滑跑距離

Fig.9 Taking-off distance influenced by different combinations ofδe,xcgandδn

圖10 不同δe、xcg、δn組合下的飛行高度

Fig.10 Flight altitude influenced by different combinations ofδe,xcgandδn

圖10中可以看出重心位置對扇翼飛行器起飛滑跑距離影響最為顯著，因扇翼轉動是該飛行器主要升力來源，重心位置的變化改變了扇翼轉動產生的低頭力矩的力臂，進而直接影響到扇翼飛行器的起飛狀態.而扇翼轉速和升降舵作用是相輔相成的，扇翼轉速的增大使得扇翼飛行器受到升力增加的同時也加大了其受到的低頭力矩，此時需要較大的升降舵偏轉來提供一定的抬頭力矩，若提供的抬頭力矩不足則飛行器低頭觸地無法起飛，抬頭力矩太大則導致飛行器起飛之后側翻，同樣無法快速安全起飛.因此在保證飛行器安全起飛的前提下取得δn和δe的最優組合，從而獲得最佳起飛狀態量.

然后，在上述最佳參數的基礎上，即保持升降舵偏轉角度為δe=-30°，重心位置為xcg=0.51 m，扇翼轉速為δn=2 500 r/min，測試扇翼飛行器載荷量對其起飛性能的影響.這里分別取空載到載重3 kg進行測試，即飛行器起飛質量分別取weight=6/7/8/9 kg，得到載荷量對滑跑距離和起飛高度的影響，圖11、12所示.

圖11 飛行器載荷量對滑跑距離的影響

圖12 飛行器載荷量對飛行高度的影響

從圖11、12可以看出，載重越大，扇翼飛行器起飛滑跑距離越遠，當載重達到3 kg時，扇翼飛行器無法正常起飛.測試表明6 kg重扇翼飛行器最大可載重2 kg實現起飛，是其本身質量的1/3，這也驗證了扇翼飛行器載荷大的特性.

4 結 論

1)重心位置應盡量靠近扇翼作用點，以減小起飛時因扇翼轉動而附加的低頭力矩；同時在起飛時應盡量將升降舵面向上偏轉最大角度，用以彌補扇翼轉動帶來的低頭力矩；扇翼轉速應盡量打到最大值，以提高扇翼飛行器起飛時的升力.

2)當舵面偏轉取δe=-30°，重心位置取xcg=0.51 m，扇翼轉速取δn=2 500 r/min 時，最短起飛滑跑距離小于9 m.仿真表明, 該型扇翼飛行器可載重相當于本身質量1/3的負荷飛行，驗證了其大載荷的特性.本文的研究為扇翼飛行器結構設計和飛行控制提供了指導.

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(編輯 張 紅)

Take-off performance of the fan-wing aircraft

MENG Lin, YE Yongqiang

(School of Automation Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 211106, China)

To verify the short take-off and large-load characteristics of the fan-wing aircraft, a 6 kg fan-wing aircraft is studied. Based on the analysis of its structure characteristics and flight principle, the longitudinal model is built according to the force analysis on the ground and in the air, which effectively connects the ground running and the aerial flying. Meanwhile, four factors (elevator deflection, position of center of gravity, fan wing rotation speed, and airplane load) influenced the take-off running distance are analyzed and compared through numerical simulations. The simulation results show that: the no-load flight leads to the shortest take-off distance; the elevator deflection is located as large as it can be during the take-off process; as the center of gravity closer to the force application position of the cross-flow fan, the take-off distance remains shorter; when the factors are fixed, the shortest take-off distance, less than 9 m, is obtained with an optimal rotation speed. The allocation of the four factors is needed to gain a better take-off performance through the comparative analyses.

fan-wing aircraft; STOL; large-load; flight principle; longitudinal model

10.11918/j.issn.0367-6234.201602044

2016-02-27

孟 琳(1989—)，女，博士研究生； 葉永強(1972—)，男，教授，博士生導師

葉永強，melvinye@nuaa.edu.cn

V11

A

0367-6234(2017)04-0095-06