升力风扇垂直起降无人机死重分析

李满, 宋笔锋, 华鑫, 夏青

(1.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072;2.空军航空大学 航空机械工程系, 吉林 长春 130022)



升力风扇垂直起降无人机死重分析

李满1, 宋笔锋1, 华鑫2, 夏青2

(1.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072;2.空军航空大学 航空机械工程系, 吉林 长春 130022)

摘要:针对升力风扇垂直起降无人机为了实现垂直起降功能而产生附加的结构重量,以及为加大功率而附加的动力系统重量问题,从总体设计的角度出发,建立了附加重量数学模型,并针对各种设计影响因素进行了分析。研究结果可为升力风扇垂直起降无人机的总体参数设计提供参考。

关键词:垂直起降无人机; 升力风扇; 总体设计; 死重

0引言

升力风扇系统能够在不改变飞机基本布局的情况下实现垂直起降功能。与常规固定翼飞机相比,升力风扇垂直起降无人机增加了直接升力部件,全机的起飞重量有所增加。这部分增加的重量在平飞阶段不参与工作,属于死重[1]。死重降低了飞机燃油、任务装载能力和巡航的航程和航时,是飞机设计时需要尽量避免的。升力风扇垂直起降无人机以固定翼飞行模态为主要工作状态,在该飞行状态下,升力风扇系统及传动装置不参与工作,其重量称为显性死重;为了满足垂直起飞阶段升力风扇系统的功率需求,发动机装机功率往往大于固定翼飞行状态的功率需求,造成发动机的重量增加,而这部分重量往往被忽略,称之为隐性死重。

垂直起降飞机的重量问题一直是其发展的主要制约条件,早期的垂直起降飞机研究仅根据具体飞机进行系统匹配,还没有从顶层进行分析的相关研究。郑志成[1]首次将死重与飞机布局联系起来,提出了死重的相关概念和关联条件。

一般飞行器也存在死重,如飞机起落架,飞机设计时总是希望死重尽量小。与常规固定翼飞机不同,升力风扇垂直起降无人机的死重主要表现在动力系统方面,而动力系统的重量变化又与总体布局参数有关,因此,本文基于总体布局参数对升力风扇垂直起降无人机的死重进行分析。

1升力风扇垂直起降无人机死重模型

升力风扇垂直起降无人机如图1所示。

图1　升力风扇垂直起降无人机Fig.1　Lift fan VTOL UAV

升力风扇垂直起降无人机的死重主要由升力风扇系统的结构重量、传动系统、变速系统结构重量以及发动机的富余重量组成。而随着当量桨盘载荷的变化,升力风扇系统的推重比、发动机的富余重量、传动系统的结构重量也发生变化。升力风扇垂直起降无人机的死重模型为:

(1)

式中:Wfae为升力风扇系统重量;Wce为传动系统和变速系统重量;WΔde为发动机重量增量。

(1)升力风扇系统的结构重量

升力风扇系统的重量可以用其推重比进行估算,文献[2]给出了升力风扇系统的推重比水平,高桨盘载荷的升力风扇系统的推重比可以达到38,低桨盘载荷的升力风扇系统的推重比可以达到27;但未给出升力风扇系统当量桨盘载荷和推重比之间的关系曲线。在没有相关数据的情况下,先采用保守计算,认定升力风扇系统推重比为27,选取全机升重比[3]为1.2,则升力风扇系统的重量为:

(2)

式中:TS0为升力风扇系统最大静推力;W0为全机起飞总重量。

(2)传动系统和变速系统结构重量

对升力风扇垂直起降无人机来说,发动机和升力风扇之间的传动系统和变速系统结构重量并无现成文献可参考,但考虑到其与直升机的传动系统和变速系统相似,因而可以采用直升机设计中的重量估算公式计算。根据文献[4-6]可知,传动系统和变速系统的重量是轴功率的函数,即:

(3)

(4)

式中:Kt为布局系数,纵列旋翼为1.3,本文取Kt=1.3;NX为传动系统功率,纵列旋翼为1.2倍起飞功率,本文取NX=1.2倍起飞功率;NR为旋翼转速;Z为减速箱级数,考虑到升力风扇转速较高,取Z=2。

(3)发动机重量增量

发动机重量增量可直接采用功率重量比计算,具体为:

(5)

式中:PS为发动机装机功率;PH为固定翼飞行需用功率;σd为发动机功率重量比;σq为固定翼飞机的全机功率重量比。

综上所述,得到升力风扇垂直起降无人机死重模型为:

(6)

关联到布局参数并进行无量纲化,则可得到升力风扇垂直起降无人机全机死重系数的估算模型。

当PS-PH>0时,有:

(7)

式中:ΔWe/W0为升力风扇垂直起降无人机死重系数;ρ为当地大气密度;q0为升力风扇系统的静态拉力比例因子;ηZ为传动系统效率;ηS为升力风扇系统的风扇效率;TS0/A为升力风扇系统的设计当量桨盘载荷。

2升力风扇垂直起降无人机死重分析

由式(7)可以看出,升力风扇垂直起降无人机的死重系数主要是由布局参数、飞行参数(悬停高度)、全机重量和发动机重量特性决定的。其中ηS,ηZ和σq在现有技术条件下变化不大,ηS=0.9,ηZ=0.9,σq=420 W/kg(按照中空无人机统计值选取)。选取典型参数为:W0=3 000 kg,ρ=1.225 kg/m3,q0=0.4,TS0/A=800 kg/m2,NR=3 800 r/min,σd=6 663 W/kg(美国T700-GE-701);死重分析结果如图2～图5所示。

图2　发动机功重比、悬停高度对死重系数的影响Fig.2　Influence of σd and H on ΔWe/W0

由图2可以看出:随着发动机功率重量比的增加,升力风扇垂直起降无人机的全机死重系数是减小的;而随着设计悬停高度的增加,升力风扇垂直起降无人机的全机死重系数是增加的。结合式(7)死重系数估算模型可知,发动机功重比影响到发动机重量增量;而设计悬停高度则对传动系统和发动机的重量增量都有影响。这主要是因为,升力风扇垂直起降无人机在悬停飞行模态和固定翼飞行模态下的全机需用功率不同,导致一般情况下为实现垂直起降及悬停功能,需要安装较大功率的发动机,因而发动机功率重量比影响到发动机的重量增量;而对于设计悬停高度,该参数决定了悬停需用功率,进而对传动系统和发动机的重量增量产生影响。

图3　桨盘载荷、静态拉力比例因子对死重系数的影响Fig.3　Influence of TS0/A and q0 on ΔWe/W0

由图3可以看出：随着TS0/A的增加,全机死重系数是增加的;而随着q0的赠加,全机死重系数是减小的。这主要是因为随着TS0/A的增加和q0的减小,悬停需用功率是增加的,因而使得全机死重系数增加。

图4　起飞总重、风扇转速对死重系数的影响Fig.4　Influence of W0 and NR on ΔWe/W0

图5　固定翼飞行模态全机功重比对死重系数的影响Fig.5　Influence of σq on ΔWe/W0

由图4可以看出:随着设计起飞总重的增加,升力风扇垂直起降无人机的死重系数是减小的;而随着风扇转速的增加,全机死重系数也是减小的。由式(7)可知,这两个参数只对传动系统的重量产生影响:转速影响传动系统的扭矩,转速越大,传动系统扭矩越小,传动系统所需强度越小,因而重量越小;全机设计起飞重量则直接影响到传动系统功率,进而影响到传动系统重量。

由图5可以看出:随着固定翼飞行模态的全机功重比的增加,传动系统死重系数是不变的,而全机死重系数和发动机死重系数是减小的,并且在固定翼飞行模态的全机功重比达到某一参数时,发动机死重系数出现小于零的情况。具体原因为:升力风扇垂直起降无人机需要考虑悬停需用功率和固定翼平飞需用功率两者之间的关系,发动机死重系数是由两者的功率差值产生的。一般情况下,悬停需用功率总是大于固定翼飞行需用功率。因而,随着固定翼飞行模态的全机功重比的增加,发动机死重系数呈现线性减小趋势;而发动机死重系数出现小于零的情况,则表示悬停需用功率小于固定翼飞行需用功率,此时式(7)所示的全机死重系数估算模型不再适用。

固定翼飞行模态的全机功重比主要由飞机的最大飞行速度和推进系统效率决定。对于固定翼飞机,一般情况下较大的功重比对应较高的最大平飞速度。根据功率特性曲线可以认为,升力风扇垂直起降概念适合于具有较高最大平飞速度的设计需求。

综上所述,升力风扇垂直起降无人机的死重系数比较敏感,受各总体参数的影响很大,这对于升力风扇垂直起降无人机的总体设计是不利的。升力风扇垂直起降无人机的死重系数直接增加了全机空机重量系数,进而影响到飞机的整体规模,是不可忽视的,在总体设计阶段需要考虑如何通过总体参数匹配尽量减小全机死重系数。

3结束语

通过本文分析可以看出,降低全机死重系数的本质是减小悬停与固定翼飞行的需用功率差值。一般来说,固定翼飞行模态的需用功率主要决定于最大飞行速度等参数,属于硬性参数,一般在设计条件中直接或间接给定;悬停需用功率则主要决定于桨盘载荷、拉力比例因子、风扇效率、传动系统效率、悬停高度5个参数。其中悬停高度由设计条件给定;拉力比例因子、风扇效率、传动系统效率一般采用成熟数据,变化不大;而桨盘载荷有较大的设计空间,其取值是否合理将影响到升力风扇垂直起降无人机的研制能否成功。

参考文献：

[1]郑志成.升力风扇垂直起降飞机总体设计方法研究[D].西安:西北工业大学,2013.

[2]AIAA VTOL Systems Committee.VTOL-1968[J].Journal of Aircraft,1969,6(4):289-298.

[3]库罗奇金 Φ Π.垂直起落飞机设计原理[M].北京:国防工业出版社,1973:12-15.

[4]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册 第19册——直升机设计[M].北京:航空工业出版社,2005:25-39.

[5]张呈林,郭才根.直升机总体设计[M].北京:国防工业出版社,2007.

[6]路录祥,王新洲,王遇波.直升机结构与设计[M].北京:航空工业出版社,2009.

(编辑：李怡)

Dead weight analysis of lift fan VTOL UAV

LI Man1, SONG Bi-feng1, HUA Xin2, XIA Qing2

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China;2.Department of Aviation Mechanical Engineering, AFAU, Changchun 130022, China)

Abstract:For the additional dead weight caused by the lift fan vertical take-off and landing (VTOL) UAV in order to realize the functions of vertical take-off and landing, and the additional power system weight to increase power supply, this paper describes the mathematical model of the additional dead weight, and analyzes various factors affecting the design from the view point of overall design. It can provide reference for overall design of lift fan VTOL UAV.

Key words:VTOL UAV; lift fan; overall design; dead weight

中图分类号：V221

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0051-03

作者简介:李满(1977-)，男，江苏连云港人，讲师，博士研究生，研究方向为无人机可靠性与性能一体化设计。

收稿日期:2014-12-08;

修订日期:2015-05-25; 网络出版时间:2015-09-28 16:48