一款傾轉旋翼電動垂直起降飛行器虛擬仿真設計

陳泊霖 閆鳴浩 劉芳芳 陳靖昊 范乃文 王東源

(中國民航大學 天津 300300)

1 緒論

1.1 研究背景與意義

隨著科技的發展，目前無人機主要用于地理測繪、農業植保、能源檢測、救援救災等領域。常見的飛行器主要分為固定翼和多旋翼，實際應用過程中需要結合兩類飛行器的優缺點而使用。

1.2 傾轉旋翼飛行器

傾轉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、飛行速度快、載重能力強、安全性能好。傾轉旋翼飛行器主要由機身、旋翼、固定翼、平尾、垂尾、電機等幾部分組成[1]。

飛行器部分功能介紹具體見表1。

1.3 傾轉旋翼飛行器研究現狀

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

1.4 主要研究內容

本文在研究傾轉旋翼飛行器建模分析的基礎上，結合適航要求開展總體方案設計、氣動分析仿真等，實現傾轉旋翼eVTOL飛行器的仿真運行。

2 傾轉旋翼eVTOL飛行器的建模設計

2.1 建模方案確定

設計之初，對于飛行器的設計方案進行了分析與討論。eVTOL 在概念上大致分成了3 種方案：垂直固定翼、傾轉旋翼、傾轉和固定縫合方案。項目將對傾轉旋翼eVTOL 飛行器進行詳細研究。本節將圍繞傾轉旋翼飛行器建模進行分析總結，如圖1所示，確定最終方案。

圖1 傾轉旋翼飛行器建模方案的流程圖

結合參考數據，該傾轉旋翼飛行器總體外形參數設計如表2所示[3]。

表2 傾轉旋翼eVTOL飛行器的總體外形參數設計

2.2 傾轉旋翼飛行器零件設計

在螺旋槳設計方面，考慮飛行器起降時的形態變換，行駛時的平衡問題及續航能力，將螺旋槳定為6個高強度螺旋槳。經計算比對，螺旋槳直徑達2.9 m，每個螺旋槳上擁有5片槳葉。

為使飛行器在空中懸停時有較好的穩定性，模型在螺旋槳上各設計了一個反面葉片。

該傾轉旋翼飛行器機尖的傾轉屬于技術特點為了便于Fluent 的應用和仿真，由于在eVTOL 中間的兩個螺旋槳不同于其他4 個，內側兩個螺旋槳屬于單獨的連桿結構。在設計仿真時要考慮不同控制單元，進而完成分離式仿真。

在eVTOL 當中，V 形尾翼相較其他型號尾翼有著較好的穩定性[4]。作為常用的固定尾翼結構形式，在飛行器操縱和穩定的配平上，V 形尾翼保證了飛行器的氣動性能和操作性能。該項目最終確定選用V 形尾翼。

在設計尾翼時，考慮V形尾翼的兩側夾角，根據仿真反饋，為了保證eVTOL 有更好的穩定性，選取142°作為夾角，且根據查閱，在尾翼兩側安裝上了兩個螺旋槳結構，如圖2所示。

圖2 傾轉旋翼飛行器尾翼總體結構示意圖

在構建機翼模型時，要考慮整體比重。就機翼而言，為減輕重量，實際中選用復合材料。通過仿真結構，決定將機翼長由10.7 m 改為11.6 m。考慮后期計算，將機身和機翼的長度比減小。

在建模時需要將槳尖控制在了一定穩定區間，來解決槳尖下反角導致槳尖部分氣流分流的問題。由于機翼上的4 個螺旋槳結構連桿的不同，在設計時進行了不同方式的裝配[5]。

在機身結構設計方面，整體機身設計成流線型，結合機翼所得出的數據推算，將機身長度調整為7.3 m，降低了與機翼的比值。

2.3 傾轉旋翼飛行器零件整合

該傾轉旋翼飛行器在零件組裝時克服了機翼垂直距離偏差。在機翼展長改動后，在進行零件拼裝時解決了不同傳動尺寸的偏差。為保證飛行器穩定性，選擇前三角起落架型式。優化后的傾轉旋翼飛行器三視圖如圖3所示。

圖3 傾轉旋翼飛行器三視圖結構示意圖

3 傾轉旋翼eVTOL飛行器的氣動分析

3.1 氣動分析理論支撐

Fluent的基本方程（層流）如下。

連續方程：

動量方程：

能量方程：

3.2 氣動分析方案

針對傾轉旋翼飛行器在飛行過程涉及旋翼本身的變化以及旋轉，首先，對建模結果分析具體模型，對飛行器自身的飛行狀態進行分析，然后在SCDM 中進行幾何模型修復。并進一步在此基礎上進行外流場模型建立，來確定傾轉旋翼飛行器的外流場區域。傾轉旋翼無人機的旋翼和機翼、機身之間存在復雜的氣動干擾，這種氣動干擾高度非線性、非定常，在執行飛行任務時會對飛行器自身產生難以預測的氣動載荷[6]。其次，在Fluent 中利用了重疊網格穿插技術來劃分傾轉旋翼飛行器的網格，并通過設定參數與邊界條件來進一步獲得流場數據結果。傾轉旋翼的氣動分析的流程圖如圖4所示。

圖4 氣動分析方案的流程圖

3.3 傾轉旋翼飛行器eVTOL的運動姿態與模型修復

在SCDM建立eVTOL飛行器計算仿真模型與流場分析之前，首先應對飛行器的旋翼的飛行姿態進行分析，這樣才能更好地劃分網格并且在此基礎上進行氣動分析，可以將飛行器的空中姿態分為懸停姿態與飛行姿態。由于主要針對分析傾轉旋翼eVTOL的飛行狀態的氣動分析，將主要針對飛行姿態進行模擬分析。

3.3.1 傾轉旋翼飛行器evtol的運動姿態

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

（2）懸停姿態。當飛機進行垂直起降時，連接旋翼的旋翼軸垂直于地面，可以在空中實現懸停。在懸停時旋翼拉力在鉛垂面的升力分量與全拉的飛行重力相平衡，并由自身的旋翼產生升力。

3.3.2 傾轉旋翼eVTOL飛行器的模型修復

在傾轉旋翼eVTOL 飛行器的模型修復過程中，簡化與主要流場區域不相關的小特征進而可以減少網格總數量與避免出現網格質量較差的區域，主要針對模型在簡化階段進行封閉幾何模型和去除銳角等處理操作。因為飛行器自身在導入scdm中部分為非實體，應通過封閉幾何模型形成實體，后續再針對實體來進行劃分網格。圖5為該傾轉旋翼飛行器在scdm中修復后的模型。

圖5 傾轉旋翼eVTOL飛行器的修復模型

3.4 建立傾轉旋翼eVTOL飛行器的外流場模型

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

通過在飛行器外部建立一個大的計算域，限定計算域的范圍，通過在傾轉旋翼飛行器外表面生成面網格以及大計算域外表面生成面網格。在大計算域與飛行器模型表面之間生成體網格。因為該飛行器自身裝配有六旋翼，所以可采取分開操作，進一步建立小的計算域來限定流場范圍，在旋翼外表面生成面網格以及小計算域外表面生成面網格。在小計算域和旋翼表面之間生成體網格。

3.5 針對傾轉旋翼eVTOL飛行器的網格劃分

由于采用優化的重疊網格穿插技術，因此本項目通過劃分計算域依次進行網格劃分操作。考慮到傾轉旋翼飛行器采取動網格的方法，把旋翼與傾轉旋翼飛行器自身單獨分析，這樣可以基于飛行器飛行姿態的變化來設置出高質量不會引起發散的網格，并通過重疊網格穿插技術來劃分網格。

首先基于飛行器機身最大的計算域進行網格劃分，設定飛機機身的邊界類型為壁面。飛行器的機身前方的計算域邊界類型為入口，計算域剩余邊界類型規定為出口。該邊界類型劃分與設定主要針對于包裹傾轉旋翼飛行器機身的大計算域類型進行網格劃分。由于考慮到飛行器自身的網格精度與后續采取重疊網格穿插技術，多面體網格最小精度為0.007，最大精度為0.14。傾轉旋翼飛行器機身的網格劃分如圖6所示。

圖6 傾轉旋翼飛行器機身的網格劃分

該傾轉旋翼eVTOL 飛行器整體布局主要采取六旋翼雙橫向布局，前后機翼存在高度差，長度差的布局型式。分別單獨設定包裹單獨旋翼的小計算域進行網格劃分，旋翼外表面的計算域的邊界類型為入口，旋翼所在的計算域外邊界的邊界類型為重疊網格。旋翼的網格劃分如圖7所示。

圖7 旋翼的網格劃分

在處理旋翼的網格劃分時主要采取優化創新后的重疊網格穿插技術，由于該模型涉及動網格和模型穿插，因此重疊網格主要由背景網格與部件網格相互重疊而完成。本項目考慮到重疊網格穿插技術的優點主要體現在兩個方面：對于簡化傾轉旋翼飛行器模型幾何的網格劃分，不同計算域可采取最恰當的網格形式；針對于傾轉旋翼空中飛行姿態的變化，有利于相對運動部件的動網格生成，特別是可以針對旋翼與飛行器機身可以更方便調整網格相對位置。在處理該傾轉旋翼飛行器模型過程主要分為挖洞，建立大計算域與小計算域之間的連通性，進行插值計算和重疊網格劃分。重疊網格穿插技術以滑移網格法思路為基礎不同于以往的層鋪法與網格重構法，滑移網格針對于動網格劃分的局限性過于小，僅僅可以針對模型的往復運動和旋轉運動[8]。重疊網格穿插技術可以針對于模型的任意不規則運動方式。

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

圖8 采取重疊網格穿插技術的飛行器網格

3.6 傾轉旋翼eVTOL飛行器的流場分析

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

圖9 機翼速度矢量圖

圖10 機身中軸線速度折線圖

圖11 以傾轉旋翼飛行器前方的兩側旋翼進行速度矢量圖分析，漿尖旋轉速度主要取決于旋翼的直徑與轉速。根據速度矢量圖分析速度高峰值主要集中在旋翼的葉尖部分，當傾轉旋翼飛行器在高速飛行的狀態下要通過對葉尖速度的限制來避免槳尖高速旋轉時旋翼出現過大的空氣壓縮振動效應[11]。綜合旋翼的速度矢量圖發現螺旋槳槳尖部分線速度最大，產生了明顯的激波，這會導致傾轉旋翼飛行器在高轉速飛行狀態下出現性能損失，因此需要對旋翼螺旋槳進行優化設計。設計增大旋翼槳尖處的后掠角，可以通過這種方法減緩激波現象的出現。

圖11 傾轉旋翼飛行器旋翼的速度矢量圖

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

圖12 飛行器機身壓力云圖

傾轉旋翼飛行器的傾轉過渡模式是銜接直升機模式和固定翼模式的動態過程，具有強非線性、快時變和強耦合特性的動態過程[12]。V形尾翼的壓力分布順壓梯度，由于壓強變化順壓梯度分布不會加速渦的破裂過程，從而進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，進而可以優化飛行器的整體氣動布局。在懸停模式下，隨著水平前飛速度的增加，其機翼產生的升力也會隨著速度的增加而增加，由于機翼的氣動焦點在重心之前，所以機翼升力產生的抬頭力矩越來越大，克服旋翼前傾引起的低頭力矩，使機身的俯仰姿態基本不變。而直升機沒有產生抬頭力矩的機翼，因而在直升機模式，隨著前飛速度的增加，機身低頭姿態也增加[13]。

如圖14流場圖主要根據前翼與尾翼的y界面進行分析，尾翼前方的氣流主要由外流場構成，前翼分流尾跡沒有對V形尾翼產生速度阻滯的影響。通過此可得知V 形尾翼升力系數大，利于傾轉旋翼飛行器高速飛行狀態。

圖14 飛行器前翼與尾翼的流線圖

4 總結與展望

4.1 總結

傾斜旋翼機是一種新的旋翼機概念，具有巨大的發展潛力。本項目參考市面上電動垂直起降飛行器的具體性能參數，展開需求分析、參數選擇、總體布局配置、性能分析仿真、氣動分析仿真等，進行3D 建模，實現了傾轉旋翼eVTOL飛行器的仿真運行。

4.2 展望

在對傾轉旋翼飛行器研究的過程中發現了兩點問題，因此提出以下展望：一方面，要進行整體結構優化，進一步實現高效、便捷；另一方面，后續的仿真工作不應局限于數字仿真，實際的飛行實驗可直觀看出飛行控制器的控制效果。