半環(huán)形翼短距起降無人機設(shè)計

岑日進 鐘小華 謝江濤 黃衍錦 陳中煜

（廣東白云學院，廣東 廣州 510450）

0 引言

無人機作業(yè)具有成本低、安全風險小、工作效率高等優(yōu)點，在眾多行業(yè)中正發(fā)揮著越來越重要的作用。根據(jù)升力的產(chǎn)生機制，無人機主要分為多旋翼無人機和固定翼無人機2 類。多旋翼無人機具有垂直起降、空中懸停的優(yōu)點，但因載重量小，續(xù)航里程短，導致其不能完成較為繁重的任務(wù)。固定翼無人機雖然載重量大、續(xù)航里程長，但存在需要跑道來進行起降，并且控制難度較高等問題，限制了其應(yīng)用的范圍[1,6]。該項目設(shè)計的無人機，采用半環(huán)形翼作為主要升力來源，具有短距起降與載重大的特性，結(jié)合飛行控制輔助系統(tǒng)，降低了飛行控制的難度，彌補了已有2 類無人機的不足，預期具有更廣泛的應(yīng)用[3]。

1 無人機整體設(shè)計

該項目設(shè)計的半環(huán)形翼短距起降無人機由機體與飛行控制系統(tǒng)組成。圖1 是半環(huán)形翼短距起降無人機的三維模型，該無人機采用2 個卡斯特溝槽翼分別置于機身兩側(cè)，用于產(chǎn)生無人機的主要升力，2 個電機分別置于半環(huán)翼中，在半環(huán)形翼外側(cè)拼接一段平直翼用于控制無人機的橫滾并增加整體升力，尾翼布局采用雙垂尾布局以增加其穩(wěn)定性，整機長度為12.30 dm，翼展為18.60 dm，機翼總面積為44 dm2，尾力臂為6.78 dm，采用朗宇X2814 三代電機，并搭配好盈天行者50 A 電子調(diào)速器、APC 11×5.5 螺旋槳、3S1P 35C 動力電池，總推力約為31.4 N。

2 無人機結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 半環(huán)形翼設(shè)計

在半環(huán)形翼中，動力系統(tǒng)放置在半環(huán)翼中，旋轉(zhuǎn)的螺旋槳穩(wěn)定地引導空氣向后通過半環(huán)形的通道。半環(huán)形翼與電機、螺旋槳的位置關(guān)系與氣流方向如圖2 所示。

通過半環(huán)形翼的氣流在翼面上產(chǎn)生負壓區(qū)，機翼上下表面的壓力差產(chǎn)生足夠的升力。同時螺旋槳的低壓側(cè)會吸入各個方向的空氣，這時會在機翼表面形成康達效應(yīng)。從而在半環(huán)形翼通道中形成很強的低壓區(qū)域，并再次產(chǎn)生升力。

2.1.1 半環(huán)形翼氣動設(shè)計

該無人機起飛重量約為2.5 kg，因此在起飛過程中機翼提供的升力Y≥24.5 N，半環(huán)翼部分提供約70%的升力，為了滿足短距起降的要求，通過計算半環(huán)翼部分的翼載荷約Lw=79.5 g/dm2，并結(jié)合動力系統(tǒng)的選擇和半環(huán)形翼與螺旋槳大小的關(guān)系，計算得到單個半環(huán)形翼的機翼面積為Sc=11.22 dm2，半環(huán)形翼的弦長Cc=2.40 dm，并在設(shè)計半環(huán)翼時確定翼型的固定迎角α=4.2°，環(huán)翼的半徑r=1.70 dm（幾何弦到中心軸的距離）。

圖1 半環(huán)形翼短距起降無人機三維模型

圖2 半環(huán)形翼剖面圖

翼型的選擇決定了機翼的氣動性能，半環(huán)形翼翼型的選擇主要是考慮關(guān)于半環(huán)翼的升力要求與制作的難度，翼型要求下表面設(shè)計平滑易于制作，且在飛行的工況中有著盡量高的升力系數(shù)，為了滿足上述要求并平衡機翼產(chǎn)生的空氣阻力，通過Profili 翼型庫最終選擇了5 種合適的平凸翼型，在飛行高度為100 m、通過機翼表面氣流為18 m/s、半環(huán)形翼弦長Cc=2.40 dm 時，計算得雷諾數(shù)Re=293430，5款翼形升阻比（C1/Cd）與迎角（α）的關(guān)系如圖3 所示，其中①-CLARK-Y、②-ELEK、③-MZ 5411、④-EPPLER 334、⑤-GOE 509。

圖3 機翼升阻比隨迎角的關(guān)系

通過5 款翼型的比較，最終選擇MZ 5411 作為該項目的半環(huán)形翼的翼型，這款翼型在迎角α=4.2°時，升阻比與升力系數(shù)是5 款翼型中最高的，在雷諾數(shù)Re=293430 時，升力系數(shù)C1=1.0135，升阻比C1/Cd=90.4911。

采用3D 打印技術(shù)PLA 材料制作，當無人機飛行時，機翼產(chǎn)生的升力將均勻地分布在機翼上下表面上[4]，MZ 5411的迎角α=4.2°時，上表面受吸力，下表面受壓力，機翼受力分布如圖4 所示，根據(jù)壓力分布圖可以看出，壓力主要分布在翼型前緣至55%翼弦處的上表面處。因此在半環(huán)翼內(nèi)部采用斜撐結(jié)構(gòu)，并對主要受力部位的斜撐與上蒙皮的壁厚進行加厚處理。半環(huán)翼、電機座、機身之間的連接選用東麗T300 8×6 mm 碳纖維管，加強連接強度。

圖4 機翼壓力分布圖

半環(huán)形翼使用SolidWorks Flow Simulation 進行流體力學分析，參數(shù)設(shè)定為標準大氣壓，環(huán)境溫度為20.05 ℃，無人機空速為6 m/s，流過半環(huán)形翼表面的空氣流速為18 m/s，計算得出單個半環(huán)形翼所產(chǎn)生的升力約為8.5 N，滿足設(shè)計要求。

2.2 平直翼與尾翼設(shè)計

平直翼用于控制無人機的橫滾并增加整體升力，翼型采用CLARK —Y，弦長與半環(huán)形翼部分一致為Cf=2.40 dm，單邊翼展為4.52 dm，并加入翼梢小翼消除翼尖氣流下洗，減小誘導阻力[5]，尾翼布局采用雙垂尾布局，在單片垂尾面積有限的情況下可以提供更大的安定面面積，增加整機的穩(wěn)定性，水平尾翼兩側(cè)安裝垂直尾翼，使用2 根碳纖維管連接平尾垂尾，增強連接強度與整體抗扭性，尾翼與機身的連接采用T300 16×14 mm 碳纖維管，尾翼參數(shù)見表1。

表 1 尾翼參數(shù)

3 飛行控制系統(tǒng)

飛行控制系統(tǒng)是無人機的“大腦”，可以穩(wěn)定無人機的飛行姿態(tài)，并能控制無人機自主飛行系統(tǒng)，飛控通過RTK GPS、傳感器（陀螺儀、慣性測量單元、加速度傳感器、空速管等傳感器）感知無人機的位置與姿態(tài)的變化，再通過輸出PWM 信號控制無人機上的舵機與電子調(diào)速器，從而控制無人機的姿態(tài)或讓無人機執(zhí)行動作[2]，實現(xiàn)無人機的自主姿態(tài)控制，配合實時數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)和地面站控制系統(tǒng)，可以實現(xiàn)無人機的自動姿態(tài)修正、自動航線飛行、自主定速定高巡航、自動返航。

4 結(jié)語

該文設(shè)計的半環(huán)形翼短距起降無人機可以在復雜的地形短距起降并載重飛行作業(yè)，解決了多旋翼無人機載重量小、續(xù)航里程不足與固定翼無人機需要跑道起飛降落的缺點。經(jīng)過測試，該無人機起飛的重量為2.6 kg 時，滑跑距離約為5 m，搭載114 Wh 電池測得續(xù)航時間約為40 min，在空曠區(qū)域，圖傳與數(shù)傳的傳輸距離約為5 000 m，遠程控制模塊測試距離達到10 000 m，且自動姿態(tài)修正、自動航線飛行、自動返航功能工作正常。在地形復雜難以提供跑道空間且需要載重遠程飛行作業(yè)的任務(wù)中均可以使用該無人機。