多用途扇翼機設計與實現

李泰興 鐘小華 陳俊華 林慶賢 梁雅婷

（廣東白云學院，廣東 廣州 510450）

0 引言

由于無人機具有制造成本低、使用成本低、安全風險系數小、運動靈活以及便于操控等優點，因此在實際生活中得到了廣泛應用，但無人機也存在一些缺陷，例如當前無人機的類型比較少，主要包括多旋翼、固定翼和直升機。多旋翼垂直起降空間小，但其載重量小且續航時間短，無法運輸較大的物資。固定翼雖然在承載能力以及續航時間方面比多旋翼強，但是其起飛需要較大的空間且操控要求更高，大迎角易失速，從而無法在地勢崎嶇的山區作業，而直升機的操作系統較為復雜，危險系數較高。扇翼機是一種在機翼上表面安裝橫流風扇的新型飛行器，與傳統飛行器不同，其是通過風扇旋轉產生升力和推力，推動飛行器進行飛行。獨特的飛行原理使其具有超短距起降、大迎角不失速、操縱控制簡單、低速飛行穩定性和安全性好等優點。

1 扇翼機總體設計

1.1 結構設計

該扇翼機由扇翼和V型尾翼-固定翼機身組成，還搭載了一套純電動力系統和飛行控制系統。翼梁分為單梁式、多（雙）梁式以及多腹板式。由于機翼既承受分布力，又承受集中力，因此單梁式的傳力路徑更短。集中受力點可以直接設計在翼梁上，無須通過翼肋傳遞。由于翼肋僅須承受氣動分布載荷，強度很弱，不能利用翼肋傳遞集中力，因此其外段機翼內部主梁采用航空層板制作的腹板式主梁，加強肋采用椴木層板，普通翼肋采用巴爾沙木，外部由0.5 mm的巴爾沙木覆蓋并用復合纖維進行強化；中段安裝的橫流風扇采用多條碳纖維腹板梁結構，機翼內部用碳纖維管進行結構強化，以增大機翼的承載能力。橫流風扇分為左、右2段，其扇翼葉片由泡沫及玻璃纖維通過熱切割和真空袋工藝制成。

因為尾組受力不大，所以展弦比不是非常重要，但應該比主翼小。V型尾翼翼型采用NACA 0006，弦長為130 mm，單片長180 mm的輕木骨架結構尾翼，2片尾翼夾角為60°。舵面采用平面型鉸鏈與尾翼連接；尾翼整體用3D打印連接件連接在機身尾管上。采用V型尾翼不僅可以減小尾部質量，而且還可以降低干擾阻力。

機身整體以輕木結構為骨架，采用多模塊設計，包括吊艙、云臺以及尾翼。多模塊的設計使該扇翼機的場地動員能力更強，具有更高的市場競爭力。

該扇翼機搭載了2個朗宇X2212 kv980外轉子無刷電機，將2個好盈電子調速器和1塊鋰離子電池作為扇翼動力系統；舵面的控制采用4顆銀燕ES08MA 12g高靈敏度微型舵機對其進行控制。飛行控制系統為CUAV V5飛控。設計基本參數如下：翼展為1 200 mm，機長為970 mm，展弦比為4，橫流風扇長度為590 mm，橫流風扇外徑為90 mm。

傳統固定翼、多旋翼都安裝了各種尺寸的螺旋槳，而扇翼機則沒有安裝螺旋槳，其橫流風扇也是安裝在機翼中央，在安全性方面比前者要高許多。當發生突發事件時，扇翼機能降低發生人員受傷事件的概率；同時，還可以降低能源損耗以及減少人力成本，在一定程度上可以降低運營成本。在維護方面，運營者可以更方便地開展維護以及日常檢查工作。該扇翼機三維建模圖如圖1所示。

圖1 多用途扇翼機

1.2 扇翼結構設計

因為該扇翼部分的阻力較大，所以采用分段設計的平直翼，中段為橫流風扇，外段為普通機翼。該文在Profili翼型庫里選擇了5種翼型作為對比。由于內段需要安裝橫流風扇，因此選用厚度較大的翼型。因為外段作為額外的升力來源與副翼安裝段，所以采用升阻比較大的翼型。該扇翼機在飛行高度為100 m、速度為10 m/s且翼弦為300 mm時的雷諾數如公式（1）所示。

式中：為空氣密度；為氣流速度；為氣流流過物體的距離；為（動力）黏度。

根據公式（1）計算可得=203 771。

通過Profili分析得到5種翼型升阻比與迎角的關系圖，如圖2所示。

圖2 各翼型升阻比與迎角的關系

對5種翼型進行比較，最后決定選用CLARK Y作為扇翼機外段機翼的翼型，當雷諾數=203 771、迎角=4°時，該翼型的升阻比最大。因為內段需要厚大的翼型，所以選用GOE 384為內段機翼的翼型，該翼型的最大升阻比雖然與CLARK YM-18相差不大，但是后者升阻比陡然上升，說明在空中有微小的姿態變化，會出現上下顛簸、波狀飛行甚至失速的問題。

橫流風扇是該扇翼飛行器最大的特點，也是該扇翼機向前的推進力及其部分升力的來源。扇翼飛行器是在固定翼飛機上加裝橫流風扇，根據主動環量飛行原理，利用橫流風扇加速機翼上、下表面形成氣流速差，實現超短距起降甚至垂直起降的目標。傳統扇翼機機翼沒有翼型，阻力較大，當來流達到=40 m/s時，來流使扇翼升力急劇下降。該項目通過1個厚度較大的翼型減小了中段扇翼所受到的水平方向的阻力。風扇外徑為90 mm，葉片安裝角為50°，葉片個數為13個。采用多層輕木隔板，保證橫流風扇旋轉時的強度。扇翼兩側為碳纖維板，可以保證橫流風扇的同心度。

1.3 扇翼機氣動仿真

在Solidworks Flow Simulation中對扇翼機建模進行氣動分析，其設定條件如下：溫度為298.2 K，仿真環境氣體為空氣，空速為10 m/s，橫流風扇轉速為30 r/s。在仰角為5°的情況下，對其升力、表面壓力以及阻力進行分析。

經過仿真計算得到的結果如下：全機能產生17.100 N的升力，受到3.368 N的阻力，可以滿足最初設計的要求。其機翼上表面壓力分布云圖如圖3所示。

圖3 扇翼機飛行表面壓力分布云圖及扇翼機中部速度分布切面圖

2 扇翼機飛行控制系統

該扇翼機采用基于STM32F765的開源可編程飛控，通過RTK GPS差分定位模塊（集成了RTKGPS+GNSS系統雙定位模塊）、陀螺儀、電子羅盤、氣壓計、差分空速管以及pix光流傳感器等傳感器，以PPM信號控制微型伺服器，通過高效的控制算法內核能夠精準地感應并計算飛行器的飛行姿態等數據，實現自我調整、修正扇翼機姿態的目標。同時，還可以配合MissionPlanner For Radiolink地面工作站對其航向進行規劃，按計劃進行巡航飛行，再對數據進行實時分析。

控制流程如圖4所示。整個控制系統的功能如下：1）讀取飛行器的姿態信息。2） 處理傳感器提供的姿態信息并進行數據融合濾波，從而得到準確的姿態角估計值。3） 與MissionPlanner For Radiolink地面工作站通信，從而實現超視距全自主飛行的目標。4） 通過地面控制終端可以提前設定飛行航線、高度及速度等參數，一鍵即可實現在起飛、航線飛行和返航降落等過程中的全自主飛行功能，還可以實現半自主飛行、全手動飛行、智能失控保護以及自動返航降落等功能，降低了扇翼機操控人員的工作難度，提高了數據采集率。5） 地面站系統擁有3D地圖、可視化飛行儀表，可以提供飛機姿態、坐標、速度以及角度等實時飛行數據，也可以提供飛機及飛控系統狀態的信息。6） 按照飛行規劃執行控制策略并輸出控制信息。

圖4 飛控控制流程

控制系統的質量守恒方程如公式（2）所示。

式中：為速度在軸上的分量；為速度在軸上的分量；為密度。

在方向上的動量守恒方程如公式（3）所示，在方向上的動量守恒方程如公式（4）所示。

式中：F、F為微元體外部壓力（在不考慮氣體重力及其他外力作用時其值為0）；為黏性系數。

能量守恒方程如公式（5）所示。

式中：為熱力學溫度；c為比熱容；為熱傳導系數；S為黏性耗散項。

因為該扇翼機是一種低速飛行器，氣流作用于操縱舵面的氣動力較小，舵面效率也比較低，所以采用常規的氣動布局，即副翼控制扇翼機橫滾、機身后V型尾翼控制扇翼機的俯仰和偏航。由于扇翼無人機的橫滾風扇轉速與升力存在耦合關系，因此對飛行控制系統來說，要在傳統固定翼的基礎上添加直升機的解耦算法對其滾筒進行控制，即通過校正輸出、輸入之間的關系，減弱甚至消除這種相互關聯程度，從而使其變成具有多個單輸入、單輸出系統的算法。而在已有的仿真中可以看到，在解耦后，方位角和橫滾角可以同時運動，俯仰角沒有耦合角運動。

3 多用途的實現

為了應對各種不同的用途，該扇翼機搭載了5.8 GHz、2 000 mW的無線圖像傳輸器，并配備了1個低延時、寬動態且具有超廣角的1200TVL超清攝像頭及機載云臺。地面上安裝了1個自動天線跟蹤云臺和1個20DBI平板天線接收圖傳信息，使該無人機能輕松地開展超視距作業。

通過不同云臺、吊艙、圖傳以及飛控的配合可以實現在10 km內（不同情況下）開展作業的目標，相關情況如下：1） 短距離物資快速運輸。通過飛控和GPS定位，可在小范圍內起飛并將物資快速運往需求地。2） 地形測繪。通過飛控規劃路線，高清攝像頭采集圖像實時回傳到地面端，在電腦上呈現三維模型。3） 農藥噴灑。吊艙可吊起容積約1.1 L的農藥，并將噴灑泵接至飛控端，根據區域地形規劃好的路線開展作業。4） 應急方面。通過更換喊話器、探照燈、熱成像攝像頭以及激光雷達等設備對地面的疏散、探照以及風險進行排查。

4 結語

該文設計的超短距起降、大迎角不失速且能載重飛行的多用途扇翼機是一款由扇翼和固定翼機身組成的帶有飛行控制系統及圖像傳輸系統的新型飛行器。該扇翼機用扇翼代替螺旋槳提供升力，在突發事件時可有效減少人員被螺旋槳打傷的概率，極大地提高了安全性，從而使該文設計的多用途扇翼機在未來市場中具有更大的潛力。