一种可垂直起降固定翼飞行器设计方法

摘要

本发明属于航空飞行器设计领域，涉及一种可垂直起降固定翼飞行器设计方法，本发明的飞行器设计方法是一种当前技术条件下可实现的混合模式飞行器设计方法，在固定翼飞行器的基础上实现垂直起降。在处理垂直飞行与翼载飞行的矛盾时，以翼载飞行为主要工作点进行设计，在现有技术条件下更大限度地追求更高的巡航效率和巡航能力，更好地满足高效长时巡航的要求。在处理垂直飞行与翼载飞行的矛盾时，通过两工作点协调优化设计，兼顾了垂直飞行的部分性能，在满足巡航性能指标的前提下提高垂直飞行效率等性能，避免了由于垂直飞行性能不合理导致的设计失败。

说明书

技术领域

本发明属于航空飞行器设计领域，涉及一种可垂直起降固定翼飞行器 设计方法。

背景技术

混合模式飞行器既可以像旋翼飞行器(包括直升机)那样垂直飞行， 实现垂直起降和悬停；又可以像固定翼飞行器那样翼载飞行，实现高效高 速巡航。然而，当前并没有系统的混合模式飞行器设计方法；而绝大多数 的混合模式飞行器都是在传统固定翼飞行器或者旋翼飞行器的基础上发展 而来，在对垂直飞行和翼载飞行两种工作模式分别设计时，直接采用传统 固定翼飞行器和旋翼飞行器设计方法，而这两种设计方法之间的冲突则会 常常导致设计失败或者性能未能满足指标要求。飞行器翼载飞行情况下的 推重比为升阻比的倒数，而垂直起降时的推重比则略大于1，二者几乎相差 一个量级。这种推力的巨大矛盾对推进系统的工作范围提出了极高的要求， 也使得推进系统的效率难以保证；而对于固定翼飞行器来说过大的推进系 统(或冗余的推进系统)则会进一步导致飞行器巡航性能的整体下降。此 外，如果是螺旋桨推进器，则为了减小巡航的风阻、扭矩和结构重量，会 对螺旋桨的尺寸提出约束，避免选用过大的螺旋桨；而当该螺旋桨工作于 垂直飞行模式时，又会因其相对直升机来说过小的螺旋桨引发新的问题， 比如过大的功率、过大的滑流速度，以及下降时更容易进入涡流环。总地 来说，对于混合模式飞行器而言，当前并没有系统的设计方法；翼载飞行 模式对应的固定翼飞行器设计方法和垂直飞行模式对应的旋翼飞行器设计 方法之间存在矛盾，在现有的技术条件下难以调和。

而对于连接两种飞行模式的过渡转换过程，飞行器的姿态和速度矢量 发生连续大幅变化，气动特征也随之发生大幅变动，导致动力学特征呈现 出极强的非线性，给运动建模和参数辨识造成极大困难。在现有技术条件 下，想要实现过渡转换过程的全程稳定可控几乎是不可能实现的。

发明内容

本发明的目的是提出一种飞行器的设计方法，设计出来的飞行器既可 以像旋翼飞行器那样垂直飞行，实现垂直起降和悬停；又可以像固定翼飞 行器那样翼载飞行，实现高效高速巡航。

为达到上述发明目的，本发明提供一种可垂直起降固定翼飞行器设计 方法，步骤如下：

S1，设计具有翼载飞行和垂直飞行能力、两种飞行模式控制手段和过 渡转换方案的飞行器构型；

S2，以翼载飞行模式为主要设计工作点，采用固定翼飞行器设计方法 设计飞行器的重量、翼载飞行气动特性，结合翼载飞行和垂直飞行推力需 要设计推进器；

S3，以翼载飞行巡航效率和推进效率为优化目标，以翼载飞行的稳定 性条件、垂直飞行稳定条件和过渡转换能力条件为约束，对飞行器的几何 参数进行优化，通过选择优化结果中垂直飞行推进效率高的组合来兼顾垂 直飞行性能；

或

以翼载飞行巡航效率和推进效率以及垂直飞行推进效率为优化目标， 以翼载飞行的稳定性条件、垂直飞行稳定条件和过渡转换能力条件为约束， 对飞行器的几何参数进行优化，以兼顾垂直飞行性能。

进一步，步骤S1构型设计的具体步骤如下：

S11，飞行器拓扑设计：给出机翼与推进器的拓扑，包括机翼的布局、 推进器个数、推进器相对于机翼的排列、各推进器的动力类型；

S12，选定过渡转换方案：

过渡转换方案包括倾转和切换两大类，其中，倾转类过渡转换方案包 括倾转旋翼、涵道、喷管、机翼和机身以及尾坐式，切换类过渡转换方案 为改变部分推进器的开关状态；

S13，控制手段设计：

在翼载飞行时，飞行器的控制手段参考固定翼飞行器的控制手段进行 设计；

在垂直飞行时，参考旋翼飞行器的控制手段进行设计，利用推进器尾 流中的舵面或者多个推进器的差动。

更进一步，步骤S1构型设计中还包括步骤S14，起落架设计：

对于尾坐式方案，起落架设计在飞行器尾部；

对于除尾坐式方案以外的其它过渡转换方案，起落架设计在机身下方， 参考固定翼飞行器起落架设计方法进行设计。

进一步，步骤S2参数设计的具体步骤如下：

S21，重量预估：采用固定翼飞行器总重预估方法，预估飞行器的总重；

S22，机翼设计：采用固定翼飞行器机翼设计方法设计机翼和机身几何 参数；

S23，尾翼设计：采用固定翼飞行器尾翼设计方法设计尾翼几何参数；

S24，纵向配平：采用固定翼飞行器纵向配平方法进行纵向配平，计算 各部件的升力线斜率、阻力系数，配平求得各部件升力系数；

S25，阻力校核：采用固定翼飞行器机翼设计方法计算各部件阻力系数 并校核飞行器总阻力系数，若飞行器总阻力系数与此前步骤S24中估算的 阻力系数相对误差不满足要求，则计算总阻力并将总阻力作为新的需用推 力，重复步骤S24，直至总阻力系数符合校核标准；

根据最终确定的升力系数和升力线斜率计算机翼与尾翼的安装角，然 后计算翼载飞行巡航效率；

S26，推进器设计：

对于倾转整机、旋翼、涵道、喷管、机翼、机身过渡方案，根据巡航 推力估算出发动机的巡航功率；根据垂直飞行的推重关系得到飞行器的静 推力，然后计算出发动机的垂直飞行功率；对于涡喷发动机或者涡扇发动 机，取巡航推力和静推力中较大的推力作为额定推力进行发动机选型；对 于涡桨或活塞发动机-螺旋桨推进器，取巡航功率和垂直飞行功率对应的功 率中较大的功率作为额定轴功率进行发动机选型；

对于推进器切换方案，根据两种飞行模式下的推力或功率分别设计推 进系统；

根据推进器的推力-效率特性分别计算翼载飞行推进效率和垂直飞行推 进效率。

S27，重量校核：

采用固定翼飞行器的部件重量特性经验估算方法，计算结构重量、推 进系统重量和任务燃料重量，结合有效载荷重量和航电仪器重量，得到飞 行器总重；

对比飞行器总重与S21预估的飞行器总重，若两者相对误差不满足要 求，将飞行器总重作为新的预估总重，对步骤S22～S27进行循环迭代，直 至新的飞行器总重与预估总重的相对误差在可接受范围内。

进一步，步骤S3中确定翼载飞行的稳定性条件的具体步骤如下：

在翼载飞行模式下，采用固定翼飞行器静、动稳定系数计算方法计算 三通道力和力矩分别与小迎角α和小侧滑角β的关系，并给出三通道静、动 稳定性要求。

进一步，步骤S3中确定垂直飞行动稳定性条件的具体步骤如下：

在垂直飞行模式下，计算三通道力和力矩分别与速度小量变化u、小迎 角α、小侧滑角β、姿态角小变化量、三通道小量角速度和舵面小量偏转δ、 各推进器油门小量变化δ_t的关系，获得飞行器垂直飞行的小扰动方程；

根据直升机动稳定性评估方法提出垂直飞行动稳定性要求。

更进一步，步骤S3中过渡转换能力校核的具体步骤如下：

对于尾坐式方案，计算两种飞行模式下的最大俯仰控制力矩和回复力 矩，若在两种飞行模式下均满足控制力矩大于回复力矩，则飞行器具备过 渡转换能力；

对于倾转旋翼、涵道、喷管、机翼和机身方案，若额外驱动机构的控 制力矩大于由推进器和与推进器相连的部件倾转产生的回复力矩，则飞行 器具备过渡转换能力；

对于推进切换方案，不需要额外的过渡转换能力校核。

本发明的飞行器设计方法是一种当前技术条件下可实现的混合模式飞 行器设计方法，在固定翼飞行器的基础上实现垂直起降。

本发明的有益效果如下：

在处理垂直飞行与翼载飞行的矛盾时，以翼载飞行为主要工作点进行 设计，在现有技术条件下更大限度地追求更高的巡航效率和巡航能力，更 好地满足高效长时巡航的要求。

在处理垂直飞行与翼载飞行的矛盾时，通过两工作点协调优化设计， 兼顾了垂直飞行的部分性能，在满足巡航性能指标的前提下提高垂直飞行 效率等性能，避免了由于垂直飞行性能不合理导致的设计失败。

在稳定性设计时，以构型设计保证飞行器具备过渡转换的可行性；以 倾转控制力矩与回复力矩的关系使飞行器具备进行过渡转换的趋势；以翼 载飞行模式和垂直飞行模式的稳定性使飞行器在过渡转换过程前后的运动 均具备收敛性，进一步强化了实现过渡转换的能力。通过对飞行器的客观 能力和特性的设计，避免了由动力学非线性造成的过渡过程稳定性和控制 设计困难。

在处理垂直飞行与翼载飞行的矛盾时，根据短时垂直起降的要求，着 眼于垂直起降能力的实现，放弃长时稳定悬停能力，并且降低垂直飞行效 率及其相关因素(包括滑流速度、垂直飞行续航时间)的要求，以避免过 分考虑垂直飞行模式的性能，从而缓解两种飞行模式之间的矛盾，降低了 混合模式飞行器的实现难度。

附图说明

图1为本发明可垂直起降固定翼飞行器设计方法的流程图；

图2为本发明可垂直起降固定翼飞行器设计方法的详细流程图。

具体实施方式

一种可垂直起降固定翼飞行器设计方法，如图1所示，包括如下步骤：

S1，设计具有翼载飞行和垂直飞行能力、两种飞行模式控制手段和过 渡转换方案的飞行器构型；

S2，以翼载飞行模式为主要设计工作点，采用固定翼飞行器设计方法 设计飞行器的重量、翼载飞行气动特性，结合翼载飞行和垂直飞行推力需 要设计推进器；

S3，以翼载飞行巡航效率和推进效率为优化目标，以翼载飞行的稳定 性条件、垂直飞行稳定条件和过渡转换能力条件为约束，对飞行器的几何 参数进行优化，通过选择优化结果中垂直飞行推进效率高的组合来兼顾垂 直飞行性能；

或

以翼载飞行巡航效率和推进效率以及垂直飞行推进效率为优化目标， 以翼载飞行的稳定性条件、垂直飞行稳定条件和过渡转换能力条件为约束， 对飞行器的几何参数进行优化，以兼顾垂直飞行性能。

下面更加详细的结束本发明的实施方式。

一种可垂直起降固定翼飞行器设计方法，如图2所示，包括如下步骤：

S1：构型设计

S11，飞行器拓扑设计：给出机翼与推进器的拓扑，包括机翼的布局(常 规、联翼或鸭式)、推进器个数、推进器相对于机翼的排列、各推进器的动 力类型(电动或油动)。

S12，选定过渡转换方案：过渡转换方案主要包括倾转和切换两大类方 案：

倾转类过渡转换方案包括倾转旋翼、涵道、喷管、机翼和机身以及尾 坐式，各倾转类对应的部件转动关系为旋翼、涵道、喷管、机翼、机身和 整机相对体轴的转动；

切换类过渡转换方案为改变部分推进器的开关状态。对于有两个或多 个推进器的推进切换方案，在垂直飞行时所需推力较大，选择开启大推力 推进器或全部推进器，而在翼载飞行时所需推力较小，将部分推进器或大 推进器关闭。

飞行器的过渡转换方案可以是上述具体方案的一种或者几种的组合， 例如鱼鹰V-22是典型的倾转旋翼方案，在过渡转换过程中，旋翼发生倾转， 旋翼轴线发生90°的变化；又例如F-35B战机，在过渡转换过程中，发生 升力风扇的开关的同时，尾喷管方向也发生了90°的变化，是倾转和切换 两种方式的结合。

在选定过渡转换方案后需要给出各部件在过渡转换过程中发生的相对 倾转或者推进器的切换方式。

S13，控制手段设计：在翼载飞行时，飞行器的控制手段参考固定翼飞 行器的控制手段进行设计，考虑三通道控制需求，为三组气动舵面(副翼、 垂尾和平尾，或者为副翼和V尾，V尾的投影作为平尾和垂尾)；而在垂直 飞行时，固定翼飞行器的控制舵面上气流速度很小，难以保证有足够的舵 效，因此参考旋翼飞行器的控制手段进行设计，利用推进器尾流中的舵面 或者多个推进器的差动。

为了减轻重量，两种飞行模式下的控制手段尽可能地共用结构，例如 可以将推进器尾流中的舵面也作为翼载飞行的气动舵面，在两种飞行模式 下均作为控制手段。

S14，起落架设计：根据过渡转换方案不同，飞行器在起落和停放时的 姿态也不相同，相应的起落架方案也不相同。

对于尾坐式(即倾转整机)方案，飞行器以机头竖直向上的姿态起落 和停放，起落架设计在飞行器尾部，此时起落架一部分结构可与尾部舵面 共用，例如悉尼大学的T-Wing飞行器。

而对于其它的过渡转换方案，飞行器以机头水平向前的姿态起落和停 放，起落架设计在机身下方，可参考固定翼飞行器起落架设计方法进行设 计，一般有单轮式、自行车式、拖尾式和三轮式等方案，例如鱼鹰V-22倾 转旋翼机是采用的三轮式起落架方案。

S2：参数设计

S21，重量预估：采用固定翼飞行器总重预估方法(《AircraftDesign：A ConceptualApproach》，DanielP.Raymer，P11-23)，根据飞行器的载荷重量、 升阻比、航程/航时指标，预估飞行器的总重。此外，也可采用垂直起降飞 行器总重的预估方法(《RapidSizingMethodologiesforVTOLUAVs》， JonathanD.Keith)。

S22，机翼设计：

S221，计算机翼的面积：

第一种方案：初步预估飞行器翼载飞行的雷诺数，根据该雷诺数选择 几种待选翼型，根据对升阻特性和失速特性的要求选择性能最优的翼型及 对应最优性能的升力系数。然后根据飞行器翼载飞行时的升重平衡关系， 计算机翼的面积。

第二种方案：采用固定翼飞行器的翼载荷选择方法(《AircraftDesign：A ConceptualApproach》，DanielP.Raymer，P84)初步选定翼载荷，再根据飞 行器总重计算所需机翼面积。

S222，根据飞行器的巡航马赫数、雷诺数，采用固定翼飞行器设计方 法(《AircraftDesign：AConceptualApproach》，DanielP.Raymer，P47-67) 设计机翼展弦比、根稍比、上反角、后掠角、扭转。

S223，根据仪器设备、燃料、电池的尺寸求出机身的最大长度、直径 以及容积，设计机身基本外形。在载荷和设备尺寸不明确的情况下，也可 以采用固定翼飞行器机身与机翼尺寸的统计关系(《飞机总体设计》，李为 吉，P92-93)设计机身。从减阻方面出发设计机头，所述机头的形状优选为 为曲线r＝R(x/l_N)^0.75或者抛物线的旋成体、圆锥。

S224，根据上反角与上单翼/下单翼匹配关系设计机翼与机身相对位置。

S23，尾翼设计：根据固定翼飞行器经验数据，初步给出飞行器的平尾 容积系数(优选值为0.65)和垂尾容积系数(优选值为0.035)，结合机翼 尺寸求出平尾和垂尾(或V尾)的面积和力臂。

采用固定翼飞行器设计方法(《AircraftDesign：AConceptualApproach》， DanielP.Raymer，P74-76)设计尾翼的具体尺寸，包括展弦比、后掠角、 上反角、根稍比等。

S24，纵向配平：

S241，采用固定翼飞行器部件气动系数估算方法(《飞机总体设计》， 李为吉，P67-80；或《飞机的性能、稳定性、动力学与控制》，BanduN.Pamadi， P135-163)，计算各部件(包括机翼、机身、尾翼)的升力线斜率、阻力系 数(初期为零升阻力系数)。

S242，根据翼载飞行的推阻平衡关系得到飞行器的巡航需用推力，进 一步计算由推进器偏置产生的俯仰力矩。

S243，联立纵向力矩平衡条件和升重平衡条件计算翼身结合体与尾翼 需分别产生的升力系数。

S25，阻力校核：

S251，首先计算机翼和平尾产生的诱导阻力系数，然后校核飞行器总 阻力系数，若飞行器总阻力系数与此前步骤S241中估算的阻力系数相对误 差较大(比如估算值相对误差＞5％)，则计算总阻力并将总阻力作为新的需 用推力，重复步骤S24，直至总阻力系数符合校核标准(比如估算值相对 误差≤5％)。

S252，根据最终确定的升力系数和升力线斜率计算机翼与尾翼的安装 角。然后计算翼载飞行巡航效率。

S26，推进器设计：

第一种情况：对于倾转整机、旋翼、涵道、喷管、机翼、机身过渡方 案，根据巡航推力估算出发动机的巡航功率；根据垂直飞行的推重关系得 到飞行器的静推力，然后计算出发动机的垂直飞行功率。

对于涡喷发动机或者涡扇发动机，取巡航推力和静推力中较大的推力 作为额定推力进行发动机选型。

对于涡桨或活塞发动机-螺旋桨推进器，取巡航功率和垂直飞行功率对 应的功率中较大的功率作为额定轴功率进行发动机选型。由于翼载飞行时 前进比比较大，而在垂直飞行时(可视作静拉力状态)前进比几乎为0，螺 旋桨的工作前进比范围应满足这两种状态，使得螺旋桨效率在两种工况下 均保持较高(比如效率＞0.5)；而若一个工况下的效率过低(比如效率＜0.5)， 则采用变距螺旋桨。

第二种情况：对于推进器切换方案，根据两种飞行模式下的推力或功 率分别设计推进系统。该方案可以降低推进系统的设计难度，但是冗余的 推进器会带来死重，这会降低载荷能力。

对于两种情况，根据推进器的推力-效率特性分别计算翼载飞行推进效 率和垂直飞行推进效率。

S27，重量校核：采用固定翼飞行器的部件重量特性经验估算方法 (《DesigningUnmannedAircraftSystems：AComprehensiveApproach》，Jay Gundlach，P204-226)，计算结构重量(包括机翼、机身、尾翼、起落架)、 推进系统重量和任务燃料重量(包括电池和燃油)，结合有效载荷重量和航 电仪器重量，得到飞行器总重。对比飞行器总重与S21预估的飞行器总重， 若两者相对误差较大(比如相对误差值＞5％)，则将本步骤中得到的飞行器 总重作为新的预估总重，对步骤S22～S27进行循环迭代，直至新的飞行器 总重与预估总重的相对误差在可接受范围内(比如相对误差值＜5％)。

S3：飞行器翼载飞行和垂直飞行两工作点协调优化设计

S31，翼载飞行静稳定性评估：

在翼载飞行模式下，采用固定翼飞行器静稳定系数计算方法(《飞机的 性能、稳定性、动力学与控制》，BanduN.Pamadi，P135-163，216-232， 244-255)，计算三通道力和力矩分别与小迎角α和小侧滑角β的关系。

根据静稳定性准则，由三通道力和力矩分别与小迎角α和小侧滑角β的 关系来评估翼载飞行模式的静稳定性。其中，静稳定性准则如下：根据纵 向静稳定裕度条件(例如纵向静稳定裕度为20％～50％)给出纵向静稳定性 要求，参考固定翼飞行器要求(《飞机设计手册第5册》，P338-339)给出横 航向静稳定性要求。

S32，翼载飞行动稳定性评估：

在翼载飞行模式下，采用固定翼飞行器动稳定系数计算方法(《飞机的 性能、稳定性、动力学与控制》，BanduN.Pamadi，P169-175，232-233，255-257， 330-343)，计算三通道力和力矩分别与速度小量变化u、三通道小量角速度、 姿态角小变化量和舵面小量偏转δ的关系。

结合步骤S31计算所得的三通道力和力矩分别对小迎角α或小侧滑角β 的关系，获得飞行器翼载飞行的小扰动状态空间方程(《飞机的性能、稳定 性、动力学与控制》，BanduN.Pamadi，P309-325)。

通过求解状态空间方程中的状态矩阵的特征值评估翼载飞行模式的动 稳定性。其中，根据固定翼飞行器要求(《飞机设计手册第5册》，P334-339) 提出动稳定性要求，纵向动稳定性要求主要考虑短周期振荡特性，横航向 动稳定性要求主要考虑荷兰滚特性。

S33，垂直飞行动稳定性评估：

在垂直飞行模式下，计算三通道力和力矩分别与速度小量变化u、小迎 角α、小侧滑角β、姿态角小变化量、三通道小量角速度和舵面小量偏转δ、 各推进器油门小量变化δ_t的关系，获得飞行器垂直飞行的小扰动方程。

根据直升机动稳定性评估方法(《飞机设计手册第19册》，P211)，根 据小扰动方程中的状态矩阵计算飞行器垂直飞行模式的特征根评估垂直飞 行动稳定性。其中，根据常规直升机动稳定性要求(《飞机设计手册第19 册》，P236)提出稳定性要求。

S34，过渡转换能力校核：只考虑飞行器在纵向平面内的运动，在步骤 S31～S33的稳定性条件的基础上，使飞行器具备进行过渡转换的趋势。

对于尾坐式方案，计算两种飞行模式下的最大俯仰控制力矩和回复力 矩，若在两种飞行模式下均满足控制力矩大于回复力矩，即飞行器在垂直 模式时通过控制手段能够产生足够的俯仰力矩克服由飞行器稳定性产生的 回复力矩，并产生低头力矩；而在翼载飞行时通过控制能够产生足够的俯 仰力矩克服由飞行器稳定性产生的回复力矩，并产生抬头力矩，则飞行器 具备过渡转换能力。

对于倾转旋翼、涵道、喷管、机翼和机身方案，均是在过渡转换过程 将推进器以及与之相连的部件进行转向，转向由额外的驱动机构执行。过 渡转换能力主要与额外驱动机构力矩输出能力有关，若额外驱动机构的控 制力矩大于由推进器和与推进器相连的部件倾转产生的回复力矩，则飞行 器具备过渡转换能力。

对于推进切换方案，过渡过程前后机体姿态基本不变，而推进器处于 全开状态，既不用考虑角加速度相关的转换力矩获取问题，又不用考虑加 速度相关的推力不足问题，只要在过渡转换前后能够满足步骤S31～S33的 稳定性条件即可，并不需要额外的过渡转换能力校核。

S35，飞行器翼载飞行和垂直飞行两工作点协调优化

方案一：针对步骤S2参数设计过程，以翼载飞行巡航效率和推进效率 为优化目标，以S2中的几何参数为变量，以步骤S31～S33的稳定性条件以 及步骤S34的过渡转换能力条件为约束，运用优化算法(包括粒子群算法、 退火法、遗传算法等)对飞行器进行优化，对比几组优化解，选择垂直飞 行推进效率高的组合为可垂直起降固定翼飞行器的设计参数。

方案二：针对步骤S2参数设计过程，以翼载飞行巡航效率、推进效率 以及垂直飞行推进效率为优化目标，其中垂直飞行效率采用相比于翼载飞 行巡航效率、推进效率较低的权重，以S2中的几何参数为变量，以步骤 S31～S33的稳定性条件以及步骤S34的过渡转换能力条件为约束，运用优 化算法(包括粒子群算法、退火法、遗传算法等)对飞行器进行优化，所 得的所有优化解均可为可垂直起降固定翼飞行器的设计参数。