一种可垂直起降固定翼飞行器设计方法
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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。
[0003]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】
[0004]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。
[0005]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:
[0006]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；
[0007]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；
[0008]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；
[0009]或
[0010]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。
[0011]进一步，步骤S1构型设计的具体步骤如下:
[0012]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；
[0013]S12，选定过渡转换方案:
[0014]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；
[0015]S13，控制手段设计:
[0016]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；
[0017]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。
[0018]更进一步，步骤S1构型设计中还包括步骤S14，起落架设计:
[0019]对于尾坐式方案，起落架设计在飞行器尾部；
[0020]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。
[0021 ] 进一步，步骤S2参数设计的具体步骤如下:
[0022]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；
[0023]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；
[0024]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；
[0025]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；
[0026]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；
[0027]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；
[0028]S26，推进器设计:
[0029]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；
[0030]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；
[0031]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。
[0032]S27，重量校核:
[0033]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；
[0034]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。
[0035]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:
[0036]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。
[0037]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:
[0038]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I各推进器油门小量变化&的关系，获得飞行器垂直飞行的小扰动方程；
[0039]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。
[°04°]更进一步，步骤S3中过渡转换能力校核的具体步骤如下:
[0041]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；