張 俊，李佩琦，姜屹洋，蔡旭飛

（上海工程技術(shù)大學(xué)，上海 201620）

0 引言

垂直起降（vertical takeoff and landing，VTOL）飛行器是以直升機(jī)方式垂直起降，并能以固定翼飛機(jī)方式前飛的無人飛行器。與傳統(tǒng)無人直升機(jī)相比，垂直起降飛行器前飛速度快、航程遠(yuǎn)。與固定翼飛行器相比，垂直起降飛行器對跑道無依賴，能夠定點(diǎn)懸停。垂直起降飛行器尤其適用于甲板起降和快速飛行的場合。垂直起降飛行器在未來海戰(zhàn)中用途廣泛。艦載垂直起降飛行器能夠方便部署于大部分艦艇。與傳統(tǒng)無人直升機(jī)相比，垂直起降飛行器速度快、航程遠(yuǎn)、油耗低。艦艇垂直起降飛行器可在母艦或島嶼周邊執(zhí)行敵情偵察、戰(zhàn)區(qū)防御、火力支援、對海攻擊、毀傷評估、物資補(bǔ)給、傷員救助、通訊中繼等。本項(xiàng)目的研究源于原有垂直起降固定翼飛機(jī)其他垂直起降固定翼飛行器起飛不穩(wěn)定以及成本高的弊端，設(shè)計一種高效渦扇垂直起飛的固定翼飛行器。

1 飛行器設(shè)計思路

由國內(nèi)外垂直起降固定翼飛行器技術(shù)方案發(fā)展現(xiàn)狀可以看出，更高的飛行速度、更長的續(xù)航時間、更強(qiáng)的任務(wù)載荷能力將是未來垂直起降固定翼飛行器技術(shù)的必然趨勢。[1]本項(xiàng)目針對垂直起降固定翼飛行器在載荷過大時起飛不穩(wěn)定以及成本較高的不足，提出一種高效經(jīng)濟(jì)垂直起飛的固定翼飛行器設(shè)計，減少為一套動力裝置，同時通過姿態(tài)角度傳感器，流速傳感器和可調(diào)閥門，制作一款可以穩(wěn)定起飛，成本低的固定翼垂直升降飛行器，提高垂直起降固定翼飛行器的實(shí)用性，極大促進(jìn)未來垂直起降固定翼飛行器的應(yīng)用前景。

2 飛行器整體設(shè)計

在飛行器外觀方面，以美國F-35B戰(zhàn)斗機(jī)為雛形，在其基礎(chǔ)上進(jìn)行修改。

飛行器整體布局采用涵道式設(shè)計，傾轉(zhuǎn)涵道式垂直起降固定翼無人機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)與傾轉(zhuǎn)旋翼相類似，但由于涵道動力與機(jī)體融合度更高，可以設(shè)置在機(jī)身或機(jī)翼上從而提供直接的升力，在設(shè)計上更加靈活。[2]較原有F-35B垂直起降飛行器設(shè)計，減少為了一套動力裝置，改為單涵道設(shè)計，并且在飛機(jī)機(jī)身下方設(shè)置了三個向下噴口，在保證平穩(wěn)起飛的前提下，大大減少了制造所需要的成本。

左右下噴口、后下噴口以及尾噴口都帶有可控閥門，同時左右噴口處裝有流速傳感器，飛行器起飛時，通過流速傳感器模塊采集左右通道氣體流速大小。根據(jù)氣體流速計算公式：流速=排除空氣體積/（壓縮空氣時間*管道橫截面積）=V/（T*S）可知，通過調(diào)節(jié)可控閥門改變管道橫截面積，以此來控制左右管道流速大小，以此改變?nèi)齻€口推力大小，保持一定的力矩平衡，提供左右機(jī)翼大小相等的升力，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的平穩(wěn)起飛。

同時飛行器還加裝了掛架，在需要的情況下可以掛載需要的設(shè)備或者導(dǎo)彈，在滿足了飛行器最大載重的情況下使飛行器的可利用程度大大提升。

圖1 飛行器側(cè)視圖

圖2 飛行器俯視圖

3 飛行器特殊設(shè)計

飛行器改為單涵道設(shè)計，通過一套動力裝置，以及四個噴口的配合，實(shí)現(xiàn)飛行器的起飛降落以及飛行任務(wù)，極大地減小了飛行器本身的重量，以此獲得更大的推重比，同時配合可調(diào)閥門的設(shè)計，減少了多余的動力流失。

本款飛行器加入了特殊的可控閥門設(shè)計，在噴口最大截面處設(shè)計了可控閥門控制流量輸出。當(dāng)無人機(jī)起飛時，姿態(tài)傳感器實(shí)時檢測到姿態(tài)角產(chǎn)生角度變化時，負(fù)反饋電路會及時調(diào)整閥門面積，使無人機(jī)回到平衡狀態(tài)。

根據(jù)牛頓第三定律:推力產(chǎn)生原因?yàn)閲娍趪姵鰵怏w對空氣的反作用力，又因?yàn)榱魉俟絍/（T*S），噴口s面積相同，因此推力大小可以等效為進(jìn)入噴口氣體流量大小，且升力～Q，Q越大，推力越大。根據(jù)流量公式Q=v·A：在等截面閥門設(shè)計下，無人機(jī)管道內(nèi)可視為均勻流場，v處處相等，于是Q正比于A，A越大，Q越大。由此推得推力～A，A越大，推力越大。由此，通過調(diào)節(jié)閥門面積控制升力大小的情況驗(yàn)證完畢。

圖3 可控閥門設(shè)計

圖4 三個可控閥門開口分布

4 理論飛行模擬

起飛模擬過程：關(guān)閉尾部噴口閥門，打開左右以及后下噴口，并不打開發(fā)動機(jī)，飛行器獲得升力實(shí)現(xiàn)起飛。在垂直起飛時候，姿態(tài)傳感器以及檢測姿態(tài)傳感器，三軸角度偏差大于20度時候，通過電路檢測閥門流速，進(jìn)行負(fù)反饋電路設(shè)計，反饋給閥門控制，并通過改變閥門大小改變，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的平穩(wěn)起飛。在上升到所需高度后，緩慢關(guān)閉左右以及后下噴口，打開尾部噴口，飛行器獲得推力，實(shí)現(xiàn)水平飛行，同時繼續(xù)不斷采集姿態(tài)傳感器和流速傳感器，并通過下噴口配合保持升力和力矩平衡，根據(jù)力矩公式M=F×d：由于F始終垂直于力臂且不變，因此力矩大小與力的大小成正比。當(dāng)傳感器檢測到產(chǎn)生時，b閥門減小橫截面積A，以此減小推力F2。由于d不變，因此凈力矩為M合=（F1-F2）·d產(chǎn)生了一個順時針方向的力矩，逐漸減小，姿態(tài)回正?；卣龝r再逐漸擴(kuò)張b閥門，使其回到全開狀態(tài)，回正后實(shí)現(xiàn)Aa=Ab,使得F1=F2，M合=0，無人機(jī)以小角度姿態(tài)繼續(xù)上升。尾部噴口閥門大小改變可以獲得不同的推力，實(shí)現(xiàn)加速和減速。完成飛行器任務(wù)后，關(guān)閉尾噴口，打開三個下噴口后，配合姿態(tài)傳感器和流速傳感器，實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)下降。

圖5 力矩平衡

圖6 電路控制

5 總結(jié)與展望

隨著計算機(jī)技術(shù)和實(shí)驗(yàn)技術(shù)的快速發(fā)展，以及國內(nèi)外對分布式電推進(jìn)技術(shù)在飛行器總體/動力/氣動/控制等方面潛力的深入挖掘，進(jìn)一步加強(qiáng)對垂直起降固定翼無人機(jī)新構(gòu)型、新原理的探索性研究，突破垂直起降完全依靠動力推力的限制很有必要。本款設(shè)計另辟蹊徑，以更小的重量和成本獲得了更大的推重比，實(shí)現(xiàn)了高效經(jīng)濟(jì)的愿景，同時也為將來的垂直起降飛行器提供了一種新型思路。

本款飛行器沒有進(jìn)行仿真模擬，在考慮可采納的情況下可以進(jìn)行模擬仿真驗(yàn)證其理論效果，并且可以制造仿真飛行器進(jìn)行實(shí)際模擬以驗(yàn)證實(shí)際效果。