马锐+祝文祥+钮旗超

摘 要：针对目前市场对飞行器在垂直起降、悬浮工作和稳定飞行等方面的需求，提出并设计了一种新型飞翼飞行器。使其既具有飞翼飞行器翼身融合所带来的各种优点，同时又可以像旋翼机一样实现悬浮起降。利用CATIA对飞行器翼型、旋翼机构、螺旋桨等具体结构进行详细设计。并利用Fluent对飞行器在飞行状态下的机身流场进行分析和优化。同时根据新型飞翼飞行器的结构特点为飞行器设计飞行控制原理。为新型飞翼飞行器的制造提供完整的可行性方案。

关键词：飞翼飞行器；旋翼机；概念设计

在飞机发展的初期，大量结构新颖、造型奇特并且具有良好气动外形的飞行器方案被提出。但局限于生产工艺、制造材料等其他方面的限制，在飞行器的发展过程中被逐渐搁置。但随着近年来科技水平的不断提高，而且市场对飞行器能耗、滞空时间和其他特殊飞行要求的不断提高，使得非常规布局设计的飞行器重新获得设计师们的青睐，这其中飞翼式飞行器格外引人注目。世界上第一架真正实用的飞机诞生于1903年的美国，而世界上第一架飞翼机的研制仅比之晚20年。其优异的气动外形在人类制造飞行器之初就进入人们的视野中。

相比常规布局的飞行器，飞翼式飞行器飞翼布局是气动布局一体化设计的最佳布局，拥有更高的气动效率和更轻的机身重量。国外著名飞机制造公司Boeing、Northrop多年研究得知：对民用飞机而言，飞翼最主要的优点是增大机舱容积。与常规布局相比，飞翼布局将减少15%的起飞重量，升阻比可提升20%，燃油消耗减少约27%，将大大地提高运营经济性、有效性，显示出此种布局出色的性能优势[1]。同时由于翼身融合并且没有尾翼，极佳的隐身性能也是其具有很高的军事价值，例如美国的B-2“幽灵”，为世界上最先进的隐身轰炸机，是飞翼飞机军事价值的很好体现[2，3]。

但飞翼式飞行器由于自身的结构，也存在着明显的缺点。例如，飞翼气动布局的飞机突风敏感因子较大。飞翼飞机不但在起降时不能利用襟翼增升，而且为配平飞机升降舵向上偏转，襟翼本身在起飞着陆时提供负升力，而常规飞机可利用襟翼下偏来增加机翼的升力。因此，飞翼飞机起飞着陆性能也不是很好，特别是着陆性能。所以创新设计飞翼式飞行器的结构，优化飞翼式飞行器起落性能等方面的工作，对于飞翼式飞行器的发展和研究具有重要的意义。

1 飞行器总体设计

1.1 飞行器总体结构

利用CATIA三维设计平台，设计出飞行器的总体三视图如图1：

飞行器采用翼身融合技术，设计参数如表1。

依据设计载荷，选取飓风U7+KV400电机，电机数为2。电机尺寸为Φ60*40mm，符合尺寸设计要求。依据电机37A电流工作情况下，工作半小时，需要容量37*2*1000*0.5=37000mAh的电池提供动力。选取格氏22.2V-TATTU专业无人机电池作为电源，电源数为2块。格氏22.2V-TATTU专业无人机电池的尺寸为200*91*66mm，可以很方便的置于机腹内，其电源容量为22000mAh，两块格氏22.2V-TATTU专业无人机电池提供的电源容量为22000*2=44000mAh，满足37000mAh的电源容量要求。飓风U7+KV400电机采用18cm*6.5mm的桨叶时，37A工作电流下提供的拉力为4580g，两个电机共提供9160g的拉力，两块电源的重量为2544*2=5088g，两个电机自重277*2=554g，机身结构自重约1kg，舵机、电路控制系统等重约0.5kg，故载重可达9160-5088-554-1000-500=2018g，即约2kg，满足设计要求。

1.2 飞行器翼型选择

飞行器设计速度20m/s，外形设计采用NACA2418翼型，翼弦600mm，上下表面蒙皮厚度1.5mm。NACA2418翼型属于高升力翼型，在低速通用航空飞机中被广泛使用。由雷诺数计算公式：

v为远前方来流速度，L为机翼弦长，P为流体密度，u为流体粘性系数。

在设计速度下，Re=815084，此时NACA2418的极线与NACA2408、NACA0020、NACA0015、NACA0018翼型的极线比较如图2（攻角α从-8°到13°，步进0.5°）：

可发现，在10°仰角下，NACA2418翼型升阻比最大，且NACA24

18在低仰角时升阻比也表现良好。NACA2418翼型在雷诺数Re=400000～1200000时，各仰角情况下的升力和阻力表现如图3。故选择NACA2418作为碟式悬浮飞行器的基础翼型。

1.3 飞行器翼尖设计

飞行器机翼依靠上下表面的压力差提供升力。但同时由于上下压力差的存在，翼尖附近机翼下表面空气会绕流到上表面，形成翼尖涡。致使翼尖附近区域机翼上下表面的压差降低，从而导致这一区域产生的升力降低，這一现象称为翼尖涡流。翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度，而向下倾斜形成下洗流。为了削弱翼尖涡流对升力的影响，增加升力的目的，将翼尖设计为向上翘起的翼形，阻碍上下表面的空气绕流，降低因翼尖涡造成的升力诱导阻力，减少绕流对升力的破坏，提高升阻比，达到增加升力的目的[4，5]。

1.4 旋翼机构设计

作为飞行器的动力，旋翼机构的设计关系飞行器飞行方向、飞行姿态的改变，影响飞行器调整姿态的难易程度。本飞行器创新性地设计了飞行器的旋翼机构，使之能轻松的改变飞行姿态，调整飞行方向，垂直起降，同时最大限度地提高飞行速度。

旋翼机构有四处旋转连接（曲柄摇杆连接不算），曲柄摇杆的摇杆处连接在旋转体上，曲柄被连接在舵机上，并由舵机控制。通过曲柄的摆动控制旋转连接处的旋转，从而控制旋翼翼面的倾斜。旋翼机构共有两处舵机，配合使用控制旋翼倾斜，改变动力推进方向。舵机1连接在机身上，控制旋翼翼面前后的倾斜。舵机2连接在旋转体上，控制旋翼翼面左右的倾斜。实际操作过程中会遇到旋翼翼面在倾斜过程中因倾斜过大触碰梁架的情况，为避免这种情况的发生，需限定舵机控制的曲柄的倾斜角度。舵机1、2控制曲柄角度的控制律如下：

1.5 螺旋桨设计

桨叶设计为单轴双桨。设计桨叶的转速约为5955rpm，为尽可能提高桨叶产生的升力，设计桨叶翼面时采用NACA4418翼型。在Re=1447000时，NACA4418的极线与NACA2408、NACA0020、NACA

0015、NACA0018翼型的极线比较如下：

由图可看出在雷诺数Re=1447000，仰角α>5°时NACA4418翼型的升阻比最大。故选用NACA4418翼型作为桨叶的翼型。图7显示了NACA4418翼型在雷诺数Re=1447000时，各仰角情况下的升力和阻力表现。在仰角α=10°时，NACA4418翼型升阻比最大，可达到87.5。故在设计桨叶时，将翼形设置为与水平面呈10°仰角。

2 飞行器流场分析

2.1建模与网格设置

将飞行器模型导入HYPERMESH中，建立一个长3m，宽2.4m，高1m的长方体，通过布尔运算将长方体中的飞行器扣除。再将剩余的部分划分网格。其中，正面部分设为速度入口，其余设为压力出口，长方体内部表面设为刚性壁。

2.2 求解器参数设置

将网格模型导入FLUENT中进行如下设置：

（1）缩放模型使其符合正常尺寸。

（2）采用Pressure-Based，Absolute Velocity Formulation和稳态时间求解器。

（3）在边界条件处，设置速度入口的压力为标准大气压，X方向速度设置为18m/s，Y方向速度为0，Z方向的速度设置为4m/s。压力出口处的压力设置为大气压。

（4）设置求解方法为SIMPLE方法，保持默认设置。

（5）计算迭代步数为100步，开始计算。

2.3 模拟结果及分析

计算完成后，得到飞行器机身表面的流体分布图如下：

图11中颜色的深浅表示流速的变化，由此可见飞行器的翼身融合机身使机身上表面前缘的空气流速普遍得到加强，由伯努利定理可知压强普遍减小。图1-12中机身为不可压缩，气流流过时在机身下表面形成一个压强中心，该处压强普遍大于周围压强，上表面也有压强中心，但明显小于下表面压强，机身由此产生升力。

结果显示，飞行器机身上表面的压力普遍小于下表面的压力。在机身下表面前缘压力最大，约为101700Pa左右；在机身上表面前缘压力最小，约为101000Pa左右。机身前缘同一截面下表面的压力大于上表面的压力，两者压力差约为120Pa左右。由此可见，碟式悬浮飞行器翼身融合设计可为飞行器提供部分升力，飞行器飞行过程中不单纯依靠旋翼的升力，当速度增大时，气动力增大，飞行器飞行过程中可节省能源，巡航时间也随之得到延长。

3 飞行器控制原理

3.1 垂直起降和悬浮

本飞行器一大优势就是垂直起降，依靠一对共面反转的螺旋桨，如图14所示，左边螺旋桨逆时针旋转，右边螺旋桨顺时针旋转，当左右螺旋桨转速一致时，两个电机作用于机身的扭矩大小相同，方向相反，相互抵消，总扭矩为零。左右两边舵机保持旋翼翼面水平，提高或降低电机转速，便可实现垂直起降。当旋翼提供的升力与机身自重相等时便可实现悬浮。

3.2 原地转向

本飞行器另一大优势就是可原地转向。如图15所示，当左边旋翼转速略大于右边时，旋翼作用于机身的扭矩不平衡，左边的扭矩大于右边的扭矩，会使机身向右原地转向。同理，当右边旋翼转速略大于左边时，机身会向左原地转向。此时，为保证不至于发生側翻，需调动旋翼转速大边的舵机，使该边的旋翼翼面保持与水平面平行，而另一边的旋翼翼面则保持与机身平行。由于机身的倾斜，转速大一边旋翼因为翼面保持水平，作用于机身翻转力矩的力臂减小，而另一边力臂保持不变，翻转扭矩重新达到平衡，飞行器不至于侧翻。

3.3 前飞

当两边旋翼机构舵机使旋翼翼面同向前倾斜时，旋翼提供前飞的动力，同时也可以为飞行器提供大部分升力。同时由于扭矩平衡，飞行可保持直飞状态。当飞行器速度提升上来后，由于翼身融合设计，空气在流过飞行器表面时，依据伯努利定理，飞行器机身会产生气动力，为飞行器提供很大部分升力。此时的旋翼便可进一步加大倾角，同时提高转速，为飞行器提供更多的推动力，进一步提升飞行速度。前飞时翼面倾角可达到18.544°。

3.4 前飞状态转向

本飞行器机翼两端各安装有一个副翼，用于在飞行器前飞时实现机身的左右倾斜。当飞行器左边副翼向上偏转，右边副翼向下偏转时，飞行器机身向左倾斜。这时飞行器的重力与地面垂直，可是机翼上的升力却是垂直于机翼的，此刻的升力不再指向地面的正上方而是指向斜上方。由于重力和升力的方向不同，它们不再互相平衡，于是就产生了一个垂直于机身指向左方的力，在这个力的作用下，飞行器沿着一条圆弧向左转动。同理，当飞行器左边副翼向下偏转，右边副翼向上偏转时，飞行器机身向右倾斜，飞行器沿着一条圆弧向右转动。

单靠副翼转向半径会较大，为避免这种情况，旋翼机构设置了左右偏转的舵机，在副翼转向的基础上，通过舵机控制曲柄的转动，从而控制旋翼翼面向左或右偏转，这样旋翼的偏转角就进一步增大，通过旋翼产生的升力垂直于旋翼面，随着旋翼偏角的增大，旋翼升力为机身的偏转提供了更大的向心力，使得转向半径缩小。本飞行器副翼的偏转角为-30°～30°，为避免碰到旋翼机构支架，旋翼翼面左右偏转的角度为-10°～10°。

3.5 前飞状态下快速减速

为完成垂直起降和悬浮，需要飞行器能够在前飞状态下快速减速。所以本飞行器设置在飞行器快速前飞的过程中，利用旋翼机构中的舵机将旋翼翼面快速向后倾斜，产生斜向后方的升力，产生相对机身水平向后的分力将飞行器快速减速。同时，扬起的翼面会产生阻力，协助飞行器快速减速，以完成垂直起降和悬浮的动作。碟式悬浮飞行器旋翼翼面后倾的角度为6°左右。

4 结束语

新型可悬浮飞翼飞行器的最大优势在于将旋翼机和翼身融合设计相结合。旋翼机速度提升受限的原因主要有两个，一是旋翼前行桨叶桨尖区域激波的产生，二是旋翼后行桨叶区域的气流分离。翼身融合设计使得飞行器因为前缘机身对前方来流的阻隔，高速气流不会直接流向高速旋转的旋翼，前行桨叶因来流速度的减小，激波的产生时间大大推迟；后行桨叶因来流速度的减小，升力不足或者失速的情况会大大减轻。因为翼身融合的特殊设计，飞行器的速度极限相对于旋翼机会大大提升。克服了旋翼机在复杂气流中起飞和高速前飞时升力减小、功耗增大、振动加剧的情况。可最大限度利用空气动力学产生的升力达到节省能源的目的。同时又具有旋翼机垂直起降和悬浮的特点，适用于复杂地形环境。无论作为军事侦察、地图勘探，还是林业巡航等方面都有着广泛的应用前景。

本文创新性的设计了新型可悬浮飞翼飞行器，结合了旋翼机和翼身融合设计的优点。利用CATIA进行建模，导入HYPERMESH进行网格划分，在Fluent中进行流场模拟。利用结果分析了飞行器的外形和螺旋桨的空气动力学性能，以及对整体的影响。同时，完成了飞行器的控制设计。为开发新型可悬浮飞翼飞行器提出了完整方案，论证了研制新型可悬浮飞翼飞行器的可行性，为进一步的研制奠定了基础。

参考文献

[1]王洪玲，胡乐天，刘洪，等.飞翼概念设计的广义参数定义及其性能验算[J].力学季刊，2006（06）：305-310.

[2]巨晓松，陈伯圣.空中“隐形者”飞翼飞机[J].航空知识，2005（11）：36-37.

[3]Bolsunovsky A L，Buzoverya N P，Gurevich B I. Flying wing-problems and decisions[J]. Aircraft design，2001，4：193-219.

[4]叶格尔C M.飞机设计[M].张锡纯，吴文正译.北京：国防工业出版社出版，1987.

[5]李为吉.现代飞机总体综合设计[M].陕西：西北工业大学出版社，2001.

作者简介：马锐（1991，08-），男，黑龙江省鹤岗人，重庆市重庆大学力学专业研究生。