涵道三角翼無人機設計與實現

關舒婷 鐘小華 黃衍錦 李瑞清

（廣東白云學院，廣東 廣州 510450）

0 引言

現有無人機多為固定翼型無人機和多旋翼型無人機。多旋翼無人機具有垂直起降的功能，起降時對場地的要求較低，但其噪聲大、續航能力低且載重量輕；傳統固定翼無人機續航時間長、載重量大，但飛行速度低且起降時對場地的要求較高，因此二者的缺點在一定程度上限制了無人機的應用范圍。涵道三角翼無人機的旋翼與普通無人直升機裸露的旋翼不同，涵道三角翼無人機的旋翼被涵道包裹，涵道不僅可以提高旋翼螺旋槳的效率，而且還可以降低旋翼自身的氣動噪聲，在屏蔽涵道風扇噪聲的同時，還可以保障工作人員的人身安全。該項目結合二者的優點設計了一種基于融合翼身的全新涵道空氣流推進飛行無人機。翼身融合三角翼布局，具有大升力、大空間且氣動阻力低的特點，可實現短距起降、大載重和長續航的功能。通過飛行控制系統輔助功能可以降低無人機的操控難度。因為該無人機具有制作與使用成本低、安全風險系數小以及靈活等優點，所以其可以在物流、農業、測繪、電力巡檢、安全巡邏以及應急救援等重要領域中發揮作用。

1 涵道三角翼無人機的整體設計

無人機由機體、動力系統和飛控系統組成。采用SOLIDWORKS建立的無人機三維建模如圖1所示，相關參數見表1。整機采用三角形穩定機構翼身融合的氣動布局，外形上機翼與機身融為一體，無人機整體都具有平突翼型的橫截面，在飛行中有更大、更有效的升力面積。動力系統是在管道內由2個平行的螺旋槳對向旋轉組成涵道共軸反槳的動力套裝，還搭載了自動駕駛飛行控制系統。

圖1 涵道三角翼無人機模型

表1 涵道三角翼無人機參數

2 涵道三角翼無人機結構

2.1 翼身外形

普通的固定翼無人機的平衡性無法滿足涵道動力系統較高的平衡性需求，而三角形翼身融合的氣動布局有更大的有效升力面積。同時，三角機頭和機頭進氣道可以進一步減少空氣阻力，增加無人機的平衡性。因此，該項目讓傳統的機身和機翼呈流線形平滑過渡融合，使全機具有升力體的翼型橫截面，無尾結構縮小了機體的浸潤面積和空氣的摩擦面積，從而達到一定的減阻效果。無人機結構的布局特點如下：1） 減輕結構質量。結構質量均勻地分布于機翼翼展，可以降低機翼的彎曲度以及扭轉載荷。超寬短機身設計使結構更緊湊、剛性更好且強度更高，從而加大運載量。2） 隱蔽性強。因為無尾布局沒有顯著的橫向操縱面，所以可以縮小雷達反射面，機載設備設置在機體內，不僅具有更好的隱藏性，而且還可以提升無人機的作戰力（可以在軍事領域中應用該無人機）。3） 提高空氣動力效率。平滑過渡流線形翼身可以削弱傳統布局翼身間的干擾阻力和誘導阻力，從而提高升力。4） 有較高的經濟效益。在滿足飛行設計要求的情況下，無尾部的操縱面及翼身融合布局，可以使應力變小，并節約生產成本（降低使用周期的維修保養費用），從而提高其經濟效益。

2.2 機翼選型

無尾式翼身融合布局存在舵面操作效能不足的問題，需要增大操縱舵面。因為該項目所設計的無人機需要具備短距起降以及長航時飛行的能力，所以要選擇一款滿足高升阻比要求且厚度較大的翼型。在Profili翼型庫軟件中以飛行環境高度100 m、速度20 m/s為模擬環境，最終計算得到雷諾數=50 900。在上述飛行環境中對各種翼型的升阻比曲線、俯仰力矩曲線以及性能參數進行對比可以發現，在相同情況下，當仰角=4°時， 63-137翼型的升力系數的最大值=1.8，升阻比最大/=128。FX 63-137翼型與其他翼形相比，其升阻比和升力系數最大。綜合考慮選用具有明顯優勢的FX 63-137翼型，其最大機翼弦長為600 mm，最小機翼弦長為80 mm，間隔為100 mm，最終得到翼展為1 400 mm。為了達到減少空間、簡化安裝流程的目的，涵道三角翼無人機采用模塊化結構設計，分為機身涵道、左機翼以及右機翼3個模塊。

3 性能分析

3.1 動力系統

無人機采用2個平行的GTS2306 V2-1800無刷電機搭配PC 51499-3螺旋槳對向旋轉和60 A電子調速器構成涵道共軸反槳結構作為動力裝置。因為雙層槳葉共用一個傳動軸，但是其轉動方向相反，所以可以平衡單向轉動偏轉力矩，達到短距離起降的目的。由于動力系統被涵道環擴，因此會縮小整體飛行器的發動機熱輻射擴散范圍，三角機頭結合涵道共反漿旋翼結構設計可降低空氣阻力，平滑橢圓大唇口進氣具有更大的進氣量和排氣量，氣流密度更高，旋翼被涵道包裹，不但能夠提高旋翼螺旋槳的效率，而且這種結構可以降低旋翼自身的氣動噪聲，還可以發揮保護人身安全的作用。共軸反槳結構設置在圓筒形機身內部，可以集中氣流，使方向更明確，從而有效地減少螺旋槳邊緣的渦流損失，進而使螺旋槳為無人機提供更高的升力效率。綜合考慮安全性和成本，研究人員在涵道唇口處安裝塑料濾網套。通過Solidworks flow Simulation進行仿真結果，如圖 2 所示。該系統可以消除螺旋槳旋轉所產生的反扭力矩，將無人機的操縱性能與傳統單發單螺旋槳固定翼飛行器進行比較可知，無人機在提升操縱性能的同時，還能提高飛機的推力（大約提高50%），從而實現短距離起降、高速飛行、易操控以及噪聲低的功能。

涵道唇口是影響涵道動力系統的重要因素。當共軸反槳高速旋轉時，涵道唇口處會產生繞流，并形成低壓區，氣流從高壓流向低壓，使涵道產生附加拉力。因為涵道唇口半徑會影響涵道入口處的繞流環境、靜壓分布以及共軸反槳的順逆螺旋槳的拉力分配，合理地增大涵道唇口半徑可以提高涵道的升力。假設唇口高度d=40 mm，厚度d=25 mm，通過模擬對無來源、軸向來源以及橫風來源三種環境進行分析，唇口斜率、流量系數以及推力系數如公式（1）~公式（3）所示。

式中：為通過唇口捕獲的體積流量，m/s；為出口面積，m；為出口壓力，Pa；為氣流密度，kg/m；為唇口推力，N。

由上述結果可知，橢圓形唇口的綜合性能最好，唇口斜率越小，唇口的推力系數、流量系數就越大。由于螺旋槳與涵道內壁的間隙增大會降低涵道的增升效應，因此需要縮小螺旋槳與涵道之間的間隙（大約縮小1 mm~2 mm），以增加涵道對無人機整體的拉力。涵道共軸反槳結構的槳距會影響左、右旋翼拉力的分配情況。當槳距增大時，左旋翼拉力、總控力變小，右旋翼拉力逐漸增大。由能量守恒可知，左旋翼氣動特點如公式（4）~公式（5）所示。

式中：為左旋翼的拉力，N；為左旋翼的扭矩，N·m；為涵道的誘導速度，m/s；為涵道的氣流速度，m/s；為滑流速度，m/s；為涵道面積，m；為進口空氣密度，kg/m；為拉力分配因子。

右旋翼氣動特點如公式（6）~公式（7）所示。

式中：為右旋翼的拉力，N；為右旋翼的扭矩，N·m；為右槳對左槳的誘導速度影響系數；為左槳對右槳的誘導速度影響系數（和都是關于槳距的函數）。

因為雙槳扭矩相互抵消（=），所以當螺旋槳旋轉時，槳盤面產生誘導速度，右槳處在左槳的尾流中，將左槳尾流作為吸流，彼此間的誘導速度相互影響。

由葉素-動量理論可以得到非線性一次微分方程組，如公式（8）所示。

式中：為雙槳槳距，m；，分別為左、右旋翼的螺距，m。

綜上可得，當左旋翼位于涵道175 mm處、雙槳槳距為233 mm~234 mm時，其升力效果最好。涵道內部流速線如圖 2 所示。

圖2 涵道內部流速線圖

3.2 飛行控制系統

飛行控制系統可以自動調整無人機的航向、高度、速度以及飛行姿態，配合GPS+北斗雙模定位模塊可以使無人機實現自動航線飛行以及自動返航的功能。

如圖3所示，無人機的飛行控制模塊采用基于STM32F7芯片的自動駕駛儀，飛控模塊內置電子陀螺儀、氣壓計以及加速度傳感器等測量設備，當收到來自遙控器的遙控信號或需要對飛行姿態進行調整時，PWM給電子調速器發送指令，對電機轉速、控制面活動的偏轉角度進行調節，實現對無人機飛行姿態的控制和調整。該飛行控制模塊可以為飛控工作提供無人機當前的飛行姿態、高度、速度以及航向等數據；同時，安裝接收機、GPS定位以及圖傳等通信裝置，可實時接收遙控器信號并發送圖像信息以及位置信息。

圖3 飛控控制系統框架

3.3 信號傳輸系統

該項目設計的無人機信號傳輸系統采用無線電傳輸，不同頻段分別傳輸不同種類的信號。使用2.4 GHz頻段傳輸控制信號，使無人機保持手動飛行的能力；915 Hz數傳電臺連接地面站和天空端，使飛手能實時了解無人機當前的飛行狀態；5.8 GHz數字圖傳系統能提供延遲低至20 ms的圖像，且分辨率能達到1920 px×1080 px，為飛手提供無人機前方的清晰圖像，為超視距飛行提供最基礎的保障。

4 涵道三角翼無人機氣動仿真分析

涵道三角翼無人機在Solidworks中進行flow Simulation流體分析，模擬環境如下：溫度為300 K，空速為 20 m/s，仿真環境氣體為空氣，風扇轉速為966 r/s。在仰角為4°的情況下對其升力、表面壓力以及阻力進行分析。經過氣動仿真計算結果可知，全機能產生約24.079 N的升力，滿足設計要求。

5 結語

該項目設計的涵道三角翼無人機經過多次測試，當起飛質量為2.1 kg時，起飛滑跑距離約為6 m，飛行最小速度為10 m/s，飛行最大速度為40 m/s，搭載ace 6s30C動力電池測得續航時間約為40 min。在空曠區域中，飛行控制系統輔助功能正常，可實現定高定速盤旋飛行、自動姿態修正以及自動返航的功能，具有大升力、大空間以及低阻力的特性，可以有效地解決多旋翼無人機續航短、載重輕以及傳統固定翼無人機速度低的問題，滿足起降對跑道要求高的要求。