垂直起降无人机总体设计.docx
《垂直起降无人机总体设计.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《垂直起降无人机总体设计.docx（146页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
垂直起降无人机总体设计
学校代码:
10699
分类号：
V221学号:
98605100
硕士学位论文
（学位研究生）
垂直起落无人机总体方案设计及研究
作者吕健
指导教师王和平教授
学科（专业）飞机总体设计
西北工业大学飞机系
2001年3月
西北工业大学硕士学位论文I
文摘
近年来，无人机发展迅速。
它因具有许多载人飞机所不具备的特点，如高性
价比，不用人冒生命危险等，而日益受到人们的重视。
但无人机的回收还存在许
多不足，限制了它在许多场合的应用。
精确回收、低过载着陆是未来无人机发展
的趋势。
本文分析了各种回收方式，结合海军对舰载无人机的需要，提出了垂直起落
无人机方案。
对垂直起落飞机总体设计方法，如方案决策、总体布局以及参数确
定等进行了探讨。
最终给出了设计机型的各主要总体参数及三面图，并对其各项
性能进行了估算，取得了较为满意的结果。
西北工业大学硕士学位论文II
ABSTRACT
Inthepastdecades,UnmannedAerialVehicle（UAV）hasbeendevelopedrapidly.Itpossessesmanyspecialitiesthatmannedairplanesdonothave,forinstance,highratioofperformancevs.cost,noneedofriskingman’slife,sothatUAVisbeingpaidmoreandmoreattentiontobyaero-engineersacrosstheworld.However,mostUAVsarenotsatisfyingintermsofwithdraw,whichlimitstheirapplicationsundermanycircumstances.PrecisewithdrawwithlightoverloadisthetrendoffutureUAVs.
Inthisthesis,variouskindsofwithdrawofUAVsarediscussed,withtheresultofaVerticalTake-offandLanding（VTOL）UAVprojectbeingbroughtforward.AndtheconceptualdesignofVTOL,includingtypeselection,overalllayoutanddecisionofmajorparametersarealsodiscussedindepth.Eventually,primarylayoutparametersandthree-viewoflayoutofthedesignedVTOLUAVaregiven,andvariousperformancesareestimatedtoo.Theresultsaresatisfactory.
西北工业大学硕士学位论文
1
第一章绪论
§1-1无人机及其回收
无人机是无人驾驶飞行器的简称，它是由机内控制系统自主控制（自动过程控制或依靠机内传感器的人工智能式自动控制）执行任务或由机外控制站发遥控指令操纵执行任务的飞行器。
无人机由机体、机内制导及控制系统、动力装置、回收（着陆）系统和有效载荷等组成，一般作为无人飞行器系统的一部分，在遥控站、发射和回收装置以及其它机外辅助设备的协同下完成特定任务。
近二、三十年，无人机的研制在世界范围内蓬勃发展，特别是在欧美、以色列等国家。
这是因为无人机具有许多载人飞机无法比拟的优点，比如造价低廉、使用费用低、不用人冒生命危险等，能出色地完成载人机难以胜任的任务。
在很多载人飞机无法工作的场合，无人机发挥了巨大的作用。
虽然无人机发展迅速，但还存在许多问题需要解决。
比如，对无人机的最基本要求是它能安全可靠地发射出去，完成任务后再安全可靠地飞回来。
更进一步的要求是发射回收过程简单，辅助设备少，回收精度高，过载小等。
现在发射方式基本可以满足要求，但在回收上还存在不少问题。
目前的回收方式主要有自身着陆、降落伞回收、拦截网回收、直升机回收等，
详见表1-1-1。
下面对各种回收方式作一简要分析：
自身着陆采用类似常规飞机滑跑着陆的方式，速度高，冲击大，对机体有损
害，且需要开阔的回收场地。
拦截网需要专门设置笨重的拦网装置，加装复杂的导引等辅助设备，冲击载
荷大，对操作员要求高。
直升机回收需要一架直升机，这显然很不方便。
降落伞回收最简单，虽然很大程度地降低了接地速度，但该速度仍然很大，
会产生一定冲击，而且落点分散。
特别要提到的是，当前我国舰载无人机采用伞
降，海军对此感到非常不方便。
由于落点无法控制，无人机执行完任务后无法直
西北工业大学硕士学位论文
2
接落在舰船上，而是随机地落在海里。
降落后需要人力、设备寻找回收。
海上气
象条件比陆地上复杂、恶劣得多，伞降的落点更是无法预料，在茫茫大海上定位
一架飘浮的小飞机很不容易。
即便找到了，打捞又成了问题。
不仅需要专用设备，
风大浪急时，还要人冒生命危险下海完成工作。
本文工作主要是针对这一工程背
景进行的，即设计一种能直接在舰船上起降的无人机。
表1-1-1无人机回收方式
起落架接地自身着陆滑撬接地机腹接地
装减震气包降落伞回收机腹朝上，机背接地
直升机空中回收
拦截网回收直升机回收
目前依靠无人机自身实现无人机精确、小过载着陆的方法主要有可控伞翼、无人直升机、垂直起落无人机。
本文设计机型采用了最后一种形式，因为其它方法还有某些方面的不足，例如可控伞翼的精确性和小过载程度对舰载机来说不够理想，直升机形式的平飞性能和抗风能力不好等，而垂直起落飞机有着其它方法不可比拟的特点，所以被采用。
§1-2垂直起落飞机概述
无人机采用定翼机的形式，就必然决定了其在起降上受一定的限制，无法充
分体现方便、灵活、隐蔽的特点。
只有对飞机的形式作根本的改变才能改善其起降性能。
直升机是这种改变的
极端，介于两者之间的就是垂直起落飞机（VTOL）。
直升机的特点是靠巨大的旋翼旋转产生升力，而不象定翼机那样依赖水平飞
西北工业大学硕士学位论文
3
行的动压来产生升力，因此直升机可以垂直飞行，起降时对地面要求很低，不需要专门机场，还可以悬停在空中，直升机的垂直飞行能力是定翼机没有的，这使它的用途远比定翼机来得多。
但正如定翼机的结构形式决定了其在起降上存在缺陷一样，直升机的结构形式也决定了其在某些方面存在不足：
空重系数大，载重系数小，巡航功重比大，气动效率低，因此经济性差；结构复杂、脆弱却昂贵；振动大，安定性不好；高速飞行时前进桨叶产生废阻，后退桨叶产生气流分离，这两种情况使直升机无法进一步提高速度。
而在许多场合，速度也许成了制约直升机应用的关键因素。
为了克服这些不足，垂直起落飞机应运而生，它是定翼机和直升机的折衷，虽能够垂直起落，但因为平飞形式不同，且速度要高出直升机一倍之多，所以不算是直升机。
垂直起落飞机具备更多的是定翼机的特点，主要区别体现在两方面：
一是在垂直、过渡状态可产生大于机重的垂直推（升）力；二是可以在零速无气动力的情况下实现俯仰、偏航、滚转等操纵。
垂直起落飞机，尤其是倾转旋翼机，被誉为21世纪最有希望的空中运输工具，无论是在民用还是在军事领域，垂直起落飞机都有着广泛的应用前景。
它彻底改变了人们对航空运输的概念。
我们不再需要几公里长的巨大跑道和庞大的机场设施，机场也不必建到远离市区几十公里的郊外，这无疑大大缩短了旅客、货物的周转时间。
而且，垂直起落飞机能够以比直升机快一倍的速度巡航；只需一块比机身稍大的平地就可降落；即使在没有降落场地的地方，比如水面、树林、山坡，垂直起落飞机还可以低空悬停作业，完成营救、运送、观测等任务，这些是定翼机或直升机各自单独无法做到的。
人们研制垂直起落飞机，是想集直升机、定翼机二者的优点为一身。
但常言说“鱼和熊掌不可兼得”。
最优的组合在一起结果往往不尽人意，因为各项性能往往相互矛盾，某方面性能的最优是以另一方面性能的降低为代价的。
垂直起落飞机恰恰印证了这点：
垂直起落飞机的垂直飞行对燃料消耗有不利影响，使其长距飞行能力受到制约；又因为兼顾较大的巡航速度和航程，旋翼不能按照垂直性能最佳来设计，所以垂直飞行能力不是太好。
就目前的情况看，垂直起落飞机的平飞不如定翼机，垂飞不如直升机，性能介于两者之间。
实际上可以用具体的指标评价来反映各种飞行器的适用范围，这能够指导我们在实际应用中扬其长、避其短，作出合理的选择。
速度通常是人们较为关心的，
西北工业大学硕士学位论文
4
因此下面借用民航的“平均航运时间”这个指标来说明。
平均航运时间不仅计及了平均飞行时间，还考虑了平均辅助航运时间，后者
包括从市内到机场的运输时间和装卸货时间，见表1-2-1。
平均航运速度和平均飞
行速度的差量很大，中程航线上，飞机速度增加一倍则平均航运速度提高10-15%。
图1-2-1中的图线是按表1-2-1的公式绘制的。
可见垂直起落飞机在航程为300~1300公里的中短距上是有利的，而直升机和
定翼机的优势分别是短距和长距航程。
表1-2-1
航运时间表
平均航线飞行
平均辅助航运
平均航运时间（h）
速度（km/h）
时间（h）
L—航程（km）
常规飞机
900
3
L
+3
900
垂直起落飞机
450
1.5
L
+1.5
450
直升机
250
1
L
+1
250
图1-2-1三种飞行器的平均航运时间
西北工业大学硕士学位论文
5
§1-3本文所做工作
国外对垂直起落飞机的研究起步很早，美国从40年代就已开始，试验了各种
动力和不同的动力组合（详见表2-1-1），但总体情况并不乐观，大多只停留在试验
机阶段，真正投入实用的只有两三种，而且研制费用高昂。
国内在这方面仍是空
白。
对垂直起落无人机设计进行研究，不仅可以解决海军迫切的现实问题，而且对赶上新世纪世界航空技术的发展也会起到很大作用，我国目前尚没有能力直接研制载人垂直起落飞机，所以从垂直起落无人机着手不失为一条可行之路。
因此本课题的研究不仅有现实而且还具有长远的意义。
本文主要分析评价了各种形式的垂直起落飞机，并针对无人机的特点初步选
取若干种方案，采用PDSP和SDSP方法筛选出某种条件下的最优方案。
然后对此
方案的总体设计方法进行了初步探讨，包括以下几方面内容：
1.总体方案的选择。
2.总体参数的确定。
包括总重的确定，机翼、机身、尾翼等各主要部件参数的选择，以及旋翼参
数的确定。
3.各飞行状态分析。
包括平飞、过渡、垂直三个状态。
平飞状态比较常规，主要考虑了大直径旋
翼的滑流影响。
垂直起落飞机的关键是过渡和垂直飞行，因此后两个状态是重点。
过渡状态中主要分析了气动力、旋翼拉力随速度、旋翼倾转角的变化；对于垂直
状态，主要讨论了悬停升限、垂直上升速度、极限载重、垂直下降和着陆等，给
出了计算方法，分析了总体参数对垂直飞行性能的影响，并提出了衡量垂直起落
飞机能否安全着陆的判别标准。
4.操纵方案设计。
提出了各状态下的操纵方法，并进行了简要分析。
西北工业大学硕士学位论文
6
第二章方案决策
§2-1概述
垂直起落飞机对动力要求很高，直到今天，也许最困难的问题仍是如何以高
效、经济的方式既提供垂直动力又提供水平动力。
垂直起落飞机的发展过程及动
力技术的发展是紧密相连、相互推动的。
人们试用了各种动力装置，力求以最小
的重量和平飞性能代价获得满意的垂直性能。
目前，垂直起落飞机可以按推力的产生方式划分为四大类，见表2-1-1，
表2-1-1垂直起落飞机的分类
轻载螺桨型
螺桨型
重载螺桨型
环道螺桨型
风扇型
机械风扇型
燃气风扇型
发动机倾转型
喷气型
喷口转向型
升、推多发组合型
引射型
涡桨产生推力，涡喷产生升力
混合型
涡喷产生推力，起降时驱动旋翼
螺桨升推两用，喷气助推
功率载荷q（一马力功率所能举起的重量）和桨盘载荷p（单位桨盘面积所承
受的重量）是描述垂直起落飞机的两个重要参数，他们间接的反映了垂直起落飞
机的动力配置和总体布局，而且具有一定的统计性。
通常，q随p的增大而减小；
不同的p或q对应着不同的配置和布局，见图2-1-1。
西北工业大学硕士学位论文7
其中，喷气机的桨盘面积用喷口面积折算。
各种动力按q从大到小的顺序依
次是：
旋翼（轻载螺桨）→重载螺桨→引射风扇→涡轮风扇→涡喷。
p值越大则q
值越小，这意味着高桨盘载荷的垂直起落飞机需要更大功率的发动机，随之而来
的是动力装置的重量增大、油耗增大，这势必要减小内部装载空间和有效载荷。
图2-1-1功率载荷及桨盘载荷的关系
p及性能关系密切。
见图2-1-2，p越大，飞行速度越高，续航能力越强，即螺
桨直径小对高速飞行有利，但不利的是相对悬停时间下降了。
平飞、垂飞共用同
一套螺桨系统的垂直起落飞机多采用小p值的多桨布局，平飞时通过降低转速可
以达到较高的速度，同时又不失良好的垂直性能。
图2-1-2垂直起落飞机的垂直性能及水平巡航性能
西北工业大学硕士学位论文
8
可以看出，垂直起落飞机的平飞和垂飞性能是一对矛盾。
实际上，垂飞和悬
停要求在零速或低速下产生大于1的推重比，而高速平飞则只需0.2~0.3左右的推重比。
按某一个条件的最佳设计往往会使另一方面的性能非常差，换句话说，如果垂飞性能很好，那它往往飞不快；如果平飞性能很好，那它的垂直性能会很差。
国外某些研究表明，垂直和水平动力、推进装置分开的设计在发动机效率、油耗等方面是非常有利的。
如果两套系统分开，各司其职，则可以分别按各自的工作条件进行最佳设计，而且这种形式的垂直起落飞机在平飞和垂直两种模式间的转换是非常方便可靠的。
但这种设计也有缺陷，在一种飞行条件下，另外一套推进系统就成了“死重”。
但考虑到省去了复杂的偏转机构、传动、联结机构等，这种设计在重量效率上仍有望提高，是一种很有前途的设计。
垂直起落飞机的类型很多，即使属于同一类，结构布局也会各种各样，同时还有许多客户要求和设计要求需要考虑。
而在设计的初始阶段，几乎没有客观信息（试验数据等），只能靠主观的、经验的判断。
在这样的条件下作出一个切实可行的总体方案是很困难的，但同时又非常关键，关系到整个设计的进程和成败。
在工程实际中这要靠设计师们的丰富经验和充分的客观数据来保证，而在此
这显然是不现实的，必须另辟蹊径。
下面阐述如何用决策支持问题（DSP），充分
利用仅有的信息来进行总体方案的选择。
§2-2决策支持问题—DSP
决策支持问题提供了一种决策建模的途径。
各种设计要求，无论是用客观数
据还是用主观判断来描述，都可建模到DSP中。
DSP分两步，首先是初步决策支
持问题（PDSP），然后是优选决策支持问题（SDSP）。
通过PDSP可以从众多参选方案概念中筛选出可能胜出的若干方案，作为下一
步决策的选项。
这一节是对二者的综述，下两节桨分别详细阐述具体步骤。
PDSP可以描述如下：
给出一系列方案概念
制定影响选择的标准，以及各个标准的权重
选定一个方案作基准，根据标准和经验信息把各方案及基准方案作比较得
到一系列评价
西北工业大学硕士学位论文
9
考虑权重综合评价，得到所有方案概念的一个排序
SDSP是在PDSP的基础上进行的。
通过SDSP可进一步将PDSP得到的若干
方案概念（在SDSP中称为选项）排序。
这个排序不仅给出了名次，还指出了一个
选项比另一个好在哪儿，好多少。
在SDSP中，要同时用到主观判断和客观信息。
SDSP可描述如下：
给出一系列选项
制定影响选择（决策）的特性，以及各特性的权重
给各选项的每个特性作评价
根据权重和特性评价对选项排序
§2-3初步决策
首先，我们列出初始设计要求作为初步决策的目标。
初始设计要求：
1）能垂直起落，且垂直状态控制性能良好，能在比机身稍大的场地上起降。
2）起飞重量约150kg，有效载重15~30kg。
3）巡航高度上的最大速度不小于300km/h，
4）航时不小于3h。
5）所有部件利用现有的技术容易制造，最好应用检验过的技术。
然后用PDSP的方法进行初步决策。
步骤1描述各种方案概念。
首先要产生尽可能多的各种方案概念。
这里设计的是垂直起落式的无人机，
起飞重量比较小。
有资料表明起飞重量200kg以下的无人机大多用活塞发动机，
200~500kg的用活塞或涡轮轴发动机，只有高亚音速无人机才用喷气，因此类型的
选择范围可缩小到螺桨型。
可供选择的方案有以下7种：
西北工业大学硕士学位论文
10
1.LLPD（Lift-LevelPropulsionDivided）升力、
推力装置分开，机身扁平，中部开口装大直径共轴升
力桨，机头装拉进桨，因各司其职，两套桨可按各自
适用状态设计，单台活塞或涡轴发动机。
1
2.FWTB（FreewingTiltBody）翼身铰接，可相
对俯仰转动。
机身是厚度较大的升力体，俯仰转动可
产生矢量推力，单台活塞发动机，单桨。
2
3.TWTR（TwinTiltRotor）双倾转旋翼，低桨盘
载荷，单台活塞发动机或涡轴发动机，常规布局。
4.FOTP（FourTiltPropellor）串行机翼，4
副倾转螺桨，高桨盘载荷，两台活塞或涡轴发动机。
4
5.TWTP（TwinTunnelledPropellor）双倾转5
环道螺桨，常规布局，单台活塞或涡轮轴发动机。
5
西北工业大学硕士学位论文
11
6.TAFW（TandemFreewing）串行机翼，前翼
“十”字型，后翼为自由翼，单台活塞发动机，单桨，
过渡时机身姿态角改变。
6
7.FXTB（FixedWingTiltBody）单台涡轴发动机，双桨，
过渡时机身姿态角改变。
7
步骤2制定综合标准和具体标准。
针对垂直起落无人机的任务特点，综合标准制定为安全性、飞行性能、载重
和经济性四类，每类综合标准中的具体标准见下文。
1）安全性单发失效。
一台发动机出故障后有无动力储备。
简洁性。
布局结构设计是否简洁，易于制造。
隐身性。
布局上是否便于采用隐身措施
可靠性。
易出问题且对飞性安全关系很大的部件多不多，如发动机数目、变速器数目等。
2）飞行性能速度。
巡航速度能否达到要求。
航时。
续航时间能否达到要求。
垂直飞行。
垂直上升、下降、悬停能力如何，能否低冲击准确着陆。
过渡。
过渡过程是否简单、容易控制。
着陆。
对场地大小、地面特性要求高不高。
3）装载
装载。
载重量、内部空间是否足够大。
设备使用。
设备是否受干扰，在各种状态下的使用情况如何。
西北工业大学硕士学位论文
12
4）经济性
费用。
包括设计、制造、维护费。
动力匹配。
动力装置能否方便地协调垂直和水平飞行的动力需求。
油耗。
和发动机、推进器以以及气动布局有关。
步骤3从方案中选择一个基准方案。
具体选哪个作基准并无特殊要求。
可以
选最有可能胜出的方案，也可以选最会引起争议的，还可选一个及已知设计类似
的方案。
这里分别选LLPD、TWTR、FWTB作基准方案，见表2-3-2-a、2-3-2-b、
2-3-2-c（第16、17、18页）。
为排版整齐起见，有些较大的表格统一列于本节的
最后部分。
步骤4把各方案及基准方案作比较。
实际中这个步骤需要花费大量时间、精力收集资料，设计师之间要互相讨论，
仔细分析、评定各种观点。
在PDSP中，只需作出方案A比方案B好、差或者两
者相当的判断就行了。
按某一标准将各方案及基准方案作比较，如果比基准差，
则给-1分；比基准好，则给+1分；两者相似则给0分。
打分的过程中需要记录详细的评分观点，以保证前后的一致性。
以下是以LLPD为基准方案时的评分观点，打分列于表2-3-2-a（第16页）。
1）安全性
单发失效。
FOTP装两台发动机，动力储备足够，其余都为单发，因此FOTP得1
分，其余的及基准协调相同，得0分。
简易性。
LLPD和FXTB没有用推力矢量，转动部件最少；TWTR、TWTP和
FOTP都为倾转螺桨型，较复杂，以双发四桨的FOTP尤为复杂，
FWTB、TAFW的倾转机身利用了气动力，并不用机械作动，因此以
LLPD为基准时，LLPD、FWTB、TAFW、FXTB都得0分，较复杂
的其余三个得-1分。
隐身性。
接近常规布局的飞机易于采用隐身措施。
平飞和垂飞两种状态下
西北工业大学硕士学位论文
13
FWTB的机身倾转，外形有很大变化，要在两种情况下都达到良好的
隐身效果较为困难。
TAFW有一个“十”字型前翼，FXTB长垂尾也
及机翼构成一个“十”字，这是非常好的角反射器，会增大RCS，因
此给它们-1，其余得0分。
可靠性。
FOTP的换向器、变速器、转动部件最多，可靠性较差；FWTB、TWTR、
TWTP、TAFW的倾转部件少一些；LLPD、FXTB无倾转部件，布局
接近常规，最可靠。
因此，以LLPD为基准时，FXTB得0分，其余
都较为不可靠，得-1。
2）飞行性能
速度。
从已有的类似机型看，各方案都可达到300km/h的速度，因此都得0
分。
航时。
FO
升级会员 