冯如杯创意大赛-基于差速引擎控制的翼身融合体试验平台

第二十三届“冯如杯”学生

创意大赛论文

基于直接力控制的翼身融合体

飞行器实验平台

摘 要

受到坦克转弯原理的启发，我们设计了一种在飞行器上使用的差速引擎系统。差速引擎系统是一种通过改变安装在机翼上远离飞机中轴的相对称位置上的两台辅助发动机的推力大小，从而使飞机能够无坡度转弯甚至完成过失速机动的一种系统。在本项目中，团队将设计一架装有差速引擎系统的具有翼身融合体布局的飞行器实验平台。本机上的差速引擎系统包含有安装在翼稍的两台旋转方向相反的无刷电机、气动舵面和相应的子控制系统。子控制系统接收到地面端发送来的姿态指令后自动计算出相应控制量，使差速引擎和气动舵面做出响应，从而使飞机完成相应的动作。同时差速引擎系统为提高飞行器机动性能提供另一种思路。

关键词：差速引擎系统；无坡度转弯；机动性；翼身融合体布局

目 录

引言 ..............................................................4

一、 作品核心创意 ..................................................6

1.从履带式坦克和飞翼控制方式说起 ...............................6

1.1履带式坦克转弯原理 ........................................6

1.2飞翼布局的阻力方向舵.......................................6

2.差速引擎系统...................................................6

2.1差速引擎系统简介...........................................6

2.2相对于阻力方向舵的优点.....................................6

2.3差速引擎系统的缺点.........................................7

2.4 解决方案...................................................7

二、创新性可行性分析................................................8

1.飞行器总体设计.................................................8

1.1飞行器布局和形式选择........................................8

1.2飞行器基本参数..............................................8

2.飞行器详细设计.................................................9

2.1飞行器气动外形设计.........................................9

2.1.1气动计算...............................................9

2.1.2机身外形设计..........................................11

2.1.3机翼外形设计..........................................11

2.1.4机尾外形设计..........................................12

2.1.5飞行器整体外形（起落架安放位置）......................13

2.2 飞行器结构设计............................................14

2.2.1机身结构设计..........................................14

2.2.2机翼结构设计..........................................16

2.2.3尾部结构设计..........................................17

3飞行器控制系统设计............................................18

3.1舵机控制原理..............................................19

3.1.1PWM信号...............................................19

3.2机构主控..................................................19

3.3APM飞控...................................................20

3.3.1APM飞控简介...........................................20

3.3.2APM飞行控制系统的飞行控制原理.........................21

3.4恒定高度和速度的水平飞行..................................22

3.5抑制差速引擎导致的滚转....................................23

3.5.1普通飞机协调转弯方式..................................23

3.5.2差速引擎转弯方式......................................23

3.5.3飞行安全性............................................24

4飞行器的制作..................................................26

5试飞预案......................................................29

5.1试飞前地面测试.............................................29

5.2试飞实验要求...............................................29

5.2.1基本要求..............................................29

5.2.2差速引擎系统的实验要求................................29

三、作品应用前景..................................................31

1民用航空......................................................31

2军用航空......................................................31

2.1姿态控制和机动性能（也可用于特技表演）....................31

2.2简化控制系统..............................................31

参考文献..........................................................32

引 言

翼身融合体(BWB, Blended Wing Body)概念最早由NASA的Langley研究中心于20世纪90年代提出,其最初的设计着眼点在于大幅度的减小浸润面积,减小阻力,提高升阻比[1]，其在安全性、舒适性和环境噪声等方面也具潜在优势。BWB布局与传统布局相比具有更大的载运量、更高的升阻比和更低的燃油消耗率，其经济性不言而喻[2]。国外航空业较为发达的国家经过多年的摸索,基本确定翼身融合体布局为引领未来航空工业“文艺复兴”的新布局,被认为是最有可能取代现有传统布局的大型客机设计方案[3][4]。

当然，尽管有多重潜在好处，BWB的设计和投入运营依然面临着一系列的挑战。例如，更加复杂强烈的多学科(气动、结构和飞行动力学)耦合、配平及稳定性问题，其引发了如机身容积，座舱地面角与配平，着陆速度和姿态，抖振和失速等技术难题[5][6]。

BWB布局在国内外均得到重视,为了解决BWB布局带来的技术难题，各国学者纷纷提出各自的研究方案。在国外，Liebeck在BWB民用领域的飞翼布局方面进行了开创性研究[1]，俄、法等国随后也提出了类似的方案,剑桥大学和麻省理工大学以BWB布局为飞机平台开展了著名的静音飞机 (Silent Aircraft Initiative, SAI)研究计划[7],美国以波音公司为首携同Langley研究中心以及斯坦福大学等科研机构对BWB进行了广泛而深入的研究，涉及气动、结构、控制和动力等多个学科[8],而欧洲则以MOB项目和VELA（Very Efficient Large Aircraft）项目为契机，对BWB进行了深入的多学科优化设计[9]；国内已在2008年对BWB布局的气动设计做了重点研究，综述翼身融合的概念，着重BWB布局的气动设计方法并讨论多学科优化[10]，2009年重点研究BWB客舱设计，确定BWB客舱基本布局方案和客舱参数化设计方法[11]，2010年重点研究BWB的气动特性和优化，根据前者的客舱限制进行气动布局设计和优化，更加符合BWB整体设计要求[12]。这些均表明BWB布局的研究具有市场前景和实际意义。我们本次的创意也是从对BWB的潜在缺点的解决方案的探索中获得。

本次创意所要解决的是由于BWB在配置上倾向于将货物与乘客置于离飞机中心线较远处而导致的客机转弯舒适度的降低的问题和给出一种新的飞行器控

制方式以简化控制。

为解决上述问题，我们进行了一系列的探索，最终受到坦克原理的启发，设计了用于飞机的直接力转向控制机构,即差速引擎系统（目前尚未找到与该方案相同的研究案例）。

坦克原理如下：履带式坦克具有一对关于坦克中轴线对称的履带。通过控制两侧履带的转速，坦克可以直行、转弯、后退的机动。转弯时，转向一侧的履带减速或者停转，另一侧加速或者正常速度从而通过地面摩擦对坦克产生一个转向力矩，使之绕刚体中心转动。

而受到坦克原理启发设计的差速引擎系统是一种通过改变安装在机翼上远离飞机中轴的相对称位置上的两台辅助发动机的推力大小，从而使飞机能够无坡度转弯甚至完成过失速机动的一种系统。

本文主要阐述以差速引擎系统为中心的设计方案的设计过程和其可行性分析。

一、作品核心创意

1.从履带式坦克和飞翼控制方式说起

与普通的四轮汽车不同，履带式坦克没有转向轮，但是可以行进转弯自如，这是为什么呢？

1.1履带式坦克转弯原理

履带式坦克具有一对关于坦克中轴线对称的履带。通过控制两侧履带的转速，坦克可以直行、转弯、后退的机动。转弯时，转向一侧的履带减速或者停转，另一侧加速或者正常速度从而通过地面摩擦对坦克产生一个转向力矩，使之绕刚体中心转动。

1.2飞翼布局的阻力方向舵

飞翼布局无垂直尾翼和传统的方向舵，航向稳定性趋近中立稳定，航向控制方式采用新型的阻力方向舵控制。该舵面配置在距离飞机对称面较远位置，靠近翼梢。当单侧上下舵面张开一定角度时，作用在飞机上的非对称阻力将产生偏航控制力矩；当飞机左右两侧的阻力方向舵同时上下张开较大角度，可增加飞机气动阻力，起到减速效果，可参与飞机速度控制，如空中加油减速控制、进场降落减速控制以及降落接地后滑行时作为减速板使用。

2.差速引擎系统

受到履带式坦克转弯原理的启发，可以通过作用在飞行器上的非对称力产生偏航控制力矩，从而改变飞机姿态。现有类似原理的用于飞翼的阻力方向舵，但是阻力方向舵会产生过多的废阻，损失升力。因此，作者想出了一种新的飞行器姿态控制方式——差速引擎系统。

2.1差速引擎系统简介

区别于传统飞行器控制方式，差动引擎系统主要由安装在远离中轴靠近翼稍的两台轻质小推力发动机、用于修正飞行器姿态的副翼、控制俯仰角的升降舵组成。通过分别控制两侧轻质小推力发动机的功率，两侧的不对称推力将产生偏航控制力矩。如果配置的发动机可以反推，则可以扩大不对称量，增大偏航控制力矩，大大提高机动性能，可也以参与飞机速度控制，起到减速的效果。

2.2相对于阻力方向舵的优点

1. 阻力方向舵必须依靠空气的流速，在低速或者大仰角情况下会失去控制能

力。而差速引擎系统与矢量推进系统类似，主动产生作用力，在低速或者大仰角状态下仍能保持有效的控制能力，可以增大机动性能。

2. 阻力方向舵在控制飞行器姿态时会产生一定的废阻，造成升力损失。而差

速引擎提供的全部都是推力，不会有升力损失。

3. 由于差速引擎系统安装在远离中轴靠近翼稍处，引擎转动产生的气流可以

直接吹到翼稍，理论上可以减缓翼尖失速和减少诱导阻力。

4. 在起飞过程中，可以开启差速引擎系统的两台发动机，使其产生等大的推

力，补充飞机的总推力，减少起飞滑跑距离。

5. 类似于直接力控制，差速引擎系统把滚转运动和偏航运动彻底解耦开，方

便操作，可以简化无人机的控制系统。

2.3差速引擎系统的缺点

为了以最小的发动机推力产生最大的偏航力矩，我们最初设计时把发动机安装在了原理中轴的翼稍处。但是这样会给结构设计上带来很大难度：

差速引擎系统的两台发动机会对机翼产生额外的弯矩，需要对机翼的主梁进行加强。

差速引擎系统在工作时将产生的力通过机翼传递到整个飞行器，这要求机翼必须具有很大的抗扭能力，这需要对机翼整体进行加强。

结构强度和刚度的加强必然会导致结构重量的增多。

2.4 解决方案

对于差速引擎系统的安装，有诸多变量：

1. 单个差速引擎质量M1

2. 单个引擎产生的推力T

3. 差速引擎距离中轴线距离R

4. 在R位置安装差速引擎而使飞机额外增加的质量M2

5. 增加差速引擎系统后对飞机整体提升效果P

通过优化M1，T，R使M2尽可能小，P要求为整数。

下面我们将模拟设计一架实验平台来测试差速引擎系统的可靠性与合理性。

二、创新性可行性分析

1.飞行器总体设计

1.1飞行器布局和形式选择

参考工作室之前制作过的无人机和国际上成熟的无人机设计，作者决定采用双尾撑布局设计，这种布局被小型无人机广泛采用，具有尾部刚度大，重量轻，并且容易实现足够的尾容量的优点。

并且采用了后置尾椎式发动机安装设计，有利于优化飞机整体的气动外形，便于降低飞机的机身结构重量。

同时，为了实现较高的气动效率，以提供足够的升力，并且为了减小翼展，作者决定采用翼身融合体升力体布局的机身。这样的优点是：

1.机身可以提供部分升力，减小纯机翼面积；

2.提供较大的机身内部空间以安装机构和机载设备。

1.2飞行器基本参数

根据可能需要的内部空间和重量要求，参考工作室成熟飞行器的外形设计，查阅国际上大量的无人机设计案例，并且考虑团队所拥有的材料的性能的加工条件，对飞机的性能指标进行了评估，确定了如下飞机总体参数：

2.飞行器详细设计

2.1飞行器气动外形设计

在各部分设计之前，首先对飞行器进行整体气动外形设，使其符合总体设计时提出的设计要求。设计完成后，将通过画翼弦线来估算升力中心，为后续重心的确定打下基础。该部分工作完成以后，得到全机的气动外形，作为接下来部件详细设计的约束标准。

2.1.1气动计算

1. 升力大小为L=2ρV2S