涵道无人机研究现状与结构设计
小型涵道飞机设计报告
小型涵道无人飞机设计报告学生名称：何伟明指导老师：蒋阳（一）内容及要求，1，了解无人机发展状况用途及性能要求2，基本掌握轻型飞机的总体布局方法3，掌握飞行器总体飞机的性能分析和计算方法（二）主要技术指标1，写出总体方案报告2，画出三视图3，估算与分析整体飞机性能设计任务书（一）：涵道无人飞机的性能技术指标及要求（二）：飞机重量估算（三）：飞机推重比及翼载荷的计算1，起飞推重比2，起飞翼载荷（四）：飞机布局形式的选择1，总体布局形式的选择2，部件布局形式的选择（五）：飞机动力装置的选择1，涵道的参数2，进气口面积的计算与选择（六）：飞机部件几何参数的选择与计算1，机翼几何参数的选择与计算2，机身几何参数的选择与计算3，尾翼几何参数的选择与计算（七）:机翼和尾翼翼型的选择1，机翼翼型的选择2，尾翼翼型的选择（八）：飞机总体飞行性能参数计算与校验1，速度特性2，起降特性（九）飞机三视图(一) 涵道无人飞机的性能技术指标及要求1，失速速度：70Km/h=63.79ft/s2，最大速度：100Km/h=91.13ft/s3, 起飞距离55m=180.45ft4, 续航时间：6min=360s5，动力装置：90mm涵道6，动力来源：6s电池，两块6s的电池并联（二）飞机重量估算起飞重量计算起飞重量主要由飞机空重We，飞机的任务油重Wf（这次设计主要是电池，所以不涉及到油的重量），和任务载荷Wp用公式表达为Wo=We+Wp用空重系数表达为Wo=Wp/（1-We/Wo）本次设计把电动涵道，电池，电调，舵机重量，起落架作为任务载荷即Wp=W（涵道）+W(电池)+W(电调)+W(舵机)+W(起落架)飞机空重系数表达式：We/Wo=0.99Wo09.0-因本次飞机采用玻璃纤维-环氧树脂结构，而不是高级的复合材料，统计的估算表明，用玻璃纤维-环氧树脂复合材料制成的自制飞机的空重系数大约是金属自制飞机空重系数的0.85倍，所以飞机空中系数调整为We/Wo=0.8415Wo09.0-任务载荷重量主要由电动涵道（400克）, 两块6s电池(500)，5个舵机（55克/个）起落架加电调共475克即Wp=2150克=4.74Ib即Wo=4.74/(1-We/Wo)= 0.8415Wo09.0-数据进行迭代通过计算迭代所得重量取起飞重量：6.4Kg 空机重量：4.24Kg 任务载荷：2.15Kg (三)飞机起飞推重比和起飞翼载荷的计算起飞推重比（T/W）的计算因为预先得知本次设计的飞机有足够的推力，，考虑到飞机翼尖失速问题，所以选经典展弦比作为参考值7所以暂选展弦比为A=6.5根据经验公式：Kmax=0.88√（A/C总废阻）A :展弦比 6.5C总废阻：这个是总废阻力系数，是由飞机零升阻力系数和飞机巡航时的诱导阻力的总和，因为现在还没有具体的气动外形，这里就根据经验取飞机的零升阻力系数CD为0.02，诱导阻力系数根据公式C诱=CL2/∏×A e,这里的C L是升力系数，暂取经验升力系数为1.2，根据公式估算到诱导阻力为0.08，所以总的废阻力系数为0.09所以Kmax=0.8√（6.5/0.09）=7计算值巡航T/W=1/(L/D)=1/7=0.143hp/kg经验公式hp/Wo=aVmaxC其中a=0.004 c=0.57hp/Wo=0.004 Vmax 57 .0取最大速度Vmax=100Km/h=91ft/s代入公式的hp/Wo=0.052hp/Ib=0.1146hp/Kg已知90mm涵道飞机的静推力是3.3kg所以T/W=3.3/6.8=0.48因本次设计不涉及油的重量，所以不涉及到起飞还是巡航，只涉及到电池的放电时间，综上取最大推重比0.48 翼载荷的计算根据失速速度确定的翼载设计要求失速速度为Vm in70Km/h=63.79ft/sW1=0.5ρVm in2sC L海平面：ρ=0.00238sLug/ft3起飞升力系数CL tekeoff =0.8 CL max根据资料所得CL max =1.5 代入上式得CL tekeoff=1.2又Vm in≦63.79ft/s将以上数据代入升力公式W1/S≦0.5ρVm in2C L=5.81Ib/ft2根据最大航时确定的翼载本次设计最大航时为6min，为涵道式喷气式飞机其计算公式为W/S=0.5 ρVm in2√∏AeC Dρ=0.00238sLug/ft3Vm in =63.79ft/s A=6.5 CD=0.09(上面已估算)W/S=5.86 Ib/ft2综上取最小翼载为5.86 Ib/ft2，最大推重比为0.48(四）飞机布局形式的选择常见的飞机总体气动布局形式1，常规布局，就有大量的设计经验可供参考2，鸭式布局气动效率高，当我们的设备都放在比较靠后，将使飞机重心进一步后移，会加大飞机的静不稳定性，所以不采用。
一种小型涵道无人机研究设计的开题报告
一种小型涵道无人机研究设计的开题报告
尊敬的评委老师：
在现代无人机技术日益成熟的今天，我打算从小型涵道无人机角度入手，研究设计一种满足特定需求的小型涵道无人机。
本设计将以满足环保监测、农业观测以及城市景观监控为目的。
该款小型涵道无人机将采用嫁接双螺旋桨、开放式中心涵道和螺旋桨后拉式构造，以降低机体噪音和航行阻力。
设计思路如下：
1. 外观设计：该款小型涵道无人机采用汽车前灯仿生外观设计，上方设计空气动力装置，下面为开放式中心涵道，保证机体轻巧，流线型美观。
2. 硬件系统：涵道无人机的主要部件为电池、控制系统、运动部件、传感器等。
电池以及控制系统一起组成了飞行控制的常用设备，而传感器则是涵道无人机获取外部环境信息的重要途径。
3. 软件系统：涵道无人机采用导航功能，以GPS定位和数据传输为基础。
软件部分主要由两个部分组成：飞行控制系统和数据采集系统。
飞行控制系统包含机器人操作系统（ROS）、PID控制算法、飞行参数优化控制系统等。
数据采集系统负责数据的采集，储存、分析和传输，包括图像传输，语音采集，传感器数据采集等。
4. 具体实现：该无人机将嫁接双螺旋桨、开放式中心涵道和螺旋桨后拉式构造等创新设计，使得机体噪音降低，航行阻力减小。
该涵道无人机采用最大飞行高度1200米，最大航行距离2000米，约60分钟左右的续航能力，能够将收集到的数据通过无线信号实时传输至地面终端，并进行数据处理和分析。
以上是本设计的主要思路和方案，希望得到评委的关注和支持。
谢谢！。
飞机发动机涵道比研究现状
飞机发动机涵道比研究现状
飞机发动机涵道比指的是发动机进气道的截面面积与喷口的截面面积之比。
涵道比的大小对于飞机的性能有着重要的影响，涵道比越大，飞机的燃油效率和飞行高度将会更高，但同时也会降低飞机的加速性和起飞重量。
目前，随着科技的不断发展，涵道比的研究也在不断深入。
在发动机设计方面，涵道比已经成为一个关键的设计参数。
通过对发动机的涵道比进行优化，可以提高发动机的效率和性能，减少燃油消耗和排放。
除此之外，涵道比还对于飞机的噪音和排放等方面产生影响。
高涵道比发动机可能会产生更大的噪音和更多的氮氧化物排放，这也是发动机设计时需要考虑的因素之一。
总的来说，飞机发动机涵道比的研究已经成为飞机制造业和航空工程领域的重要课题之一。
随着技术的进步和需求的增长，涵道比的研究也将不断推进，为飞机的性能和效率提升提供更多的可能。
- 1 -。
涵道风扇无人机结题报告
一.涵道地效无人母体机简介
4.地效飞行器原理
地面效应是飞行器由于地面 或水面干扰的存在，飞行器升 力面（通常指机翼）的下洗作 用受到阻挡，使地面或水面与 飞行器升力面之间的气流受到 压缩，即机翼下面的压力升高， 因而增大了机翼升力，同时减 少阻力（即机翼诱导阻力因气 流流过的条件改变而减小）的 二种空气动力特性。
一.涵道地效无人母体机简介
3.地效飞行器概念 • 无人母体机地效飞行是借助于地面效应原
理，贴近水面（或地面）实现高速航行的 运载工具。与相同排水量的船艇相比，由 于它在巡航飞行阶段不与水面直接接触， 从而大大减少了航行阻力，提高了巡航速 度；与常规的飞行器相比，它的载运重量 又远远高于同级的飞机。因而地效飞行器 将飞机空中飞行的高速性和海上舰船的高 承载性的优点完美地结合到一起，因而地 效飞行器曾被称作“两不象”：如果说它 是飞机，它却不需要机场起降，而且能象 船一样在水上航行如果说它是船，它却又 能象飞机一样飞行。
数据传输应用； 4. 自主系统，高强度加密设计，安全、可靠、稳定，适合关键
部门应用。整体性能高于美国GPS导航系统的上水平。
优势：利用北斗导航系统，该飞行器能迅速准确确定敌方目标 并快速实施攻击，达到高效准确执行并完成作战任务
完成图
三.地效飞行器结果分析
三体地效飞行器的主要优势：
1、运载效率高，机动性好 2、两栖性地效飞行器 3、良好的隐蔽性和突防能力 4、多用途作战 5、高耐波性与适航性
涵道地效无人母体机
————哈尔滨工程大学
三维模拟图
涵道地效无人母体机
一、
涵道地效无人母体机简介
二、
涵道地效无人母体机的基本组成部分
三、
涵道地效无人母体机的结果分析
涵道共轴多旋翼无人机设计研究
692023年4月上 第07期 总第403期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview的外围增加涵道，通过涵道减小不同轴上的气动干扰。
1.旋翼系统设计1.1 桨叶设计由于本文主要为验证共轴双旋翼式无人机旋翼系统的悬停状态下这种影响最为强烈[1]；下旋翼对上旋翼的影响主要是流态的影响，其影响较小，和单旋翼的状态相差不多。
考虑到这些气动干扰，在对共轴多旋翼进行气动分析时就不能使用叶素理论及滑流理论，应采用涡流理论，计收稿日期：2022-10-09作者简介：李沂霏（1991—），男，云南昭通人，硕士研究生，助教，研究方向：旋翼动力学。
涵道共轴多旋翼无人机设计研究李沂霏 沈志华 王道榆 杨卫东（南通职业大学，江苏南通 226000）摘 要：多旋翼无人机凭借其较高的稳定性及操纵性，应用领域越来越广泛，但在广泛的应用中，也暴露出一些问题，螺旋桨无法改变桨距，使得其气动效率低于直升机旋翼，又加上多个螺旋桨相距较近，会产生较为严重的气动干扰，进一步降低了它的气动效率。
本文设计了一种涵道共轴多旋翼无人机系统，通过固定涡系理论，验证了其可行性，与当前的多旋翼无人机相比，具有一定的气动优势，可进一步进行相关研究。
712023年4月上 第07期 总第403期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview下旋翼只有一部分面积处于上旋翼的滑流里，但上旋翼则完全处在下旋翼的滑流里，在处理过程中，认为共轴旋翼系统的滑流边界和单旋翼结构是一致的[4]，因此，直接使用单旋翼的滑流边界带入到本计算中，进一步减轻计算难度，通过计算验证，发现这样处理带来的误差不大，可以接受。
对于前飞情况，考虑到环量沿方位角变化，将环量表示成Fourier 级数的形式，并取到一阶。
011cos sin c s θθΓ=Γ+Γ+Γ （15）Abstract:Multi rotor UAV has been used more and more widely due to its high stability and maneuverability. However,some problems have also been exposed in the extensive application. The propeller cannot change the pitch, which makes its aerodynamic efficiency lower than that of the helicopter rotor. In addition, multiple propellers are close to each other, which will produce more serious aerodynamic interference, further reducing its aerodynamic efficiency. In this paper, a ducted coaxial multi rotor UAV system is designed, and its feasibility is verified by the fixed vortex system theory. Comparedwith the current multi rotor UAV , it has certain aerodynamic advantages, which can be further studied.Key words:coxial;fixed vortex;rotor;multirotor。
基于A rduino 的矢量涵道无人机的设计与研究
矢量涵道无人机包括机身尧 矢量涵道推进风
扇尧 旋转臂尧 涵道旋翼尧 机载侦查设备尧 飞行控制
系统 渊推进系统尧 自稳平衡系统冤尧 控制器袁 其特
征是机身中段两侧的涵道风扇通过旋转臂与机身相
连接袁 在机身的 4 个拐角布置有内置的涵道旋翼袁
涵道风扇尧 涵道旋翼尧 旋转臂分别连接飞行控制系
. A统ll遥 涵Ri道g无ht人s机R具e有se以r下ve特d点. 院 一是通过改变无人
SC I-T E C H IN N O V A T IO N & P R O D U C T IV IT Y
088
晕燥援12 D ec.圆园18袁栽 燥贼葬造 晕燥援299
术 A pp lied Techn olog y 应 用 技
图 1 多旋翼无人机
图 2 德国 W eserflug P .1003 倾转旋翼机
图 3 美国 V 22 野鱼鹰冶 倾转旋翼运输机
机的安全性尧 隐蔽性曰 旋翼无人机的悬停能力与灵
活性及续航能力曰 固定翼飞机的飞行速度袁 解决了
涵道无人机飞行速度慢尧 控制机构复杂尧 保养繁琐
的缺点袁 解决了固定翼飞机无法悬停的缺点以及旋
翼无人机外置旋翼导致的安全性低尧 噪音大尧 抗风
性差的缺点遥 其类似于美国的 X 22A 涵道飞机[4-5]遥
3冤 倾转旋翼无人机与多旋翼无人机较为相似 渊见第 89 页图 2尧 图 3冤遥 早期的倾转旋翼无人机大 多为双旋翼无人机袁 即在无人机的机翼两端分别安 装一个旋翼及其他辅助设备袁 通过涡轮发动机来给 旋翼系统提供动力遥 发动机可实现以机翼转向轴为 轴的多角度旋转袁 当飞机需要垂直起降时袁 将发动 机的角度调至垂直向上曰 当需过渡到固定翼飞行状 态时袁 发动机由向上逐渐向前倾转袁 最终达到稳定 角度袁 从而为固定翼提供水平向前的飞行动力[2-3]遥 2 矢量涵道无人机设计 2.1 矢量涵道无人机
109涵道风扇无人机
涵道风扇无人机马亚洲,张伯瑜,王奥博,晋玺,刘新宇(哈尔滨工程大学，国防学院，黑龙江哈尔滨市，150001)摘要：文章首先介绍了涵道风扇无人机的概念，然后具体介绍了涵道风扇无人机的研制过程与结构分析，采用复合翼型，大展弦比，发动机前置，在此详细介绍了涵道风扇的概念及其优势，有助于了解此飞行器的工作原理和过程，并通过分析指出了涵道风扇地效无人机具有运载效率高，两栖性地效飞行，良好的隐身性，突防能力良好，耐波性与适航性好等无可比拟的优点,通过对涵道风扇无人机的研究意义和国外发展概况进行分析指出我国发展涵道风扇地效无人机的重要性。
关键词：涵道风扇；复合翼型；大展弦比；隐身；两栖；Han way fan uavsMA Ya-zhou, ZHANG Bo-yu, WANG Aao-bo, JIN Xi, LIU Xin-yu （College of National Defense Engineering, Harbin Engineering University, Harbin，150001，China）Abstract：this article first introduces the concept of uavs contain the word fan, and then presents the han way fan unmanned spacecraft of the development process and structure analysis, the composite wing type, unfolds the string than, engine lead, in this detailed introduces the concept and contain the word fan advantage, help to understand this vehicle the work principle and process, and through the analysis points out the way to contain the fan effect unmanned spacecraft carrying with high efficiency, amphibious sex ground effect flight, good stealth sex, the penetration ability is good, resistance to wave sex and airworthiness incomparable advantages such as well, through to the han way research significance of uavs fan and foreign development situation analysis points out that China's development way to contain the fan the importance of uavs effect.Keywords:han way fan; Composite wing type; Exhibition string ratio; Stealth; Amphibious;无人机作为一种以无线电遥控或由自身程序控制为主的不载人飞机。
涵道无人机研究现状与结构设计
i2STAR (737 mm )
22. 7 0. 67 9. 1
90 2 3 350 混合燃料 活塞发动机
i2STAR (228 mm )
1. 59 0. 23 0. 23
60 1. 3 3 200 混合燃料 活塞发动机
金眼 100 68 0. 9 20 500 4
2
2
MAV
扇尾鸽
6. 8 0. 33 0. 9
由于对质量和续航时间的要求 , 绝大多数涵道 风扇飞行器都采用了汽油或柴油发动机作为主要动 力装置 , 部分使用电机的飞行器要么飞行时间很 短 , 要么采用拖缆供电 。燃油发动机与电机相比 , 其明显优势在于具有较高的功重比 , 缺点是噪音 大 , 排放热空气 , 容易被探测设备发现 , 但是 , 这 些缺点可以通过涵道结构优化以及其它措施加以克 服。
1 涵道无人机研究现状 1. 1 AROD
人们对涵道无人机的研究是从 20世纪 80年代 兴起的 。当时 , 美国海军陆战队提出要研制一种空 中远程遥控装置 (AROD )用于短时间的空中侦察和 监视 [ 2 ] 。在 80年代末期 , 桑迪亚国家实验室按照 美国海军 陆 战 队 的 要 求 进 行 了“空 中 远 程 遥 控 装 置 ”(AROD )的研制 , 开发出一种结构上与众不同 的单涵道垂直起降飞行器 。该方案首次使用涵道风 扇提供小型无人飞行器的全部升力 , 在结构上将涵 道风扇作为飞行器的主体 ,在涵道的内部和尾部
小型涵道风扇式无人机
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
三、模糊控制器设计
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
涵道式无人机是通过 俯仰与滚转通道实现 姿态稳定。 两个通道对称，控制 器设计完全一样。
微 小 型 武 器 技 术 专 业
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
二、结构及模型分析
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
微 小 型 武 器 技 术 专 业
北京理工大学
Beijing Institute of Technology
二、结构及模型分析
小型涵道风扇无人机研究工作汇报
基本方程：
v p
0 e=30 /s
6 / 60
NL
NM
NS
ZO
PS
PM
PL
-6
-4
-2
0
2
4
6
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北京理工大学
Beijing Institute of Technology
模糊控制器原理--反模糊化
NL
NM
NS
ZO
PS
PM
PL
e=5
0
6 / 30
-6 -4 -2 0 2 4 6
舵 机
6 / 30
i 1 4
F m v
M Iω
其中， p 表示位置向量， v 表示速度向量，
ω 表示角速度
向量，F 和M 表示飞行器所受的合外力以及合外力矩， I
表示转动惯量。
微 小 型 武 器 技 术 专 业
涵道风扇式微型飞行器的研究分析
本文 讨论 了涵 道 风 扇 的研 究 现 状 及 气 动 特 性 分
析， 介绍了 ３ 种 类 型的涵道 风扇 式微 型 飞行器 ， 又从 旋
翼 的动量 理论 和叶 素理论 简单 分析 了涵道 风扇 的气 动
特性 ， 对 于人们 了解 涵 道风 扇 结 构 并进 行 深 入 研 究 具
有一定 的意义 。
扇 结构 的 动力装 置起 重小 ， 有效 载重就 小 ， 而能 耗相对
其 风扇 安装 在涵 道机 体 的 中 上部 ， 在 涵 道 机体 的 内部
风扇 的下方 安装 有用来 平衡 风扇反 扭矩 的可 调叶 片和 控 制舵 面 ， 电机与 其他 器 件 都 安装 在 涵 道 上方 的中 心 体 内， 电机 为使用 燃料 的发 动机 ， 上 方 中心体通 过 固定
收 稿 口期 ：２ ０ １ ３ — ０ ６ — ２ ８ ；修 回 日期 ：２ ０ １ ３ — ０ ８ — １ ８
图ｌ ｉ － Ｓ Ｔ ＡＲ 的外 形 及 结 构
１ ． ２ 共 轴 双 旋 翼 涵 道 风 扇 式微 型 飞行 器
作 者 简 介 ：方 如 金 （ １ ９ ８ ６ 一 ） ，男 ，浙 江 慈 溪人 ，在 读 硕 士 研 究 生 ，研 究 方 向 ；航 空 宇航 制造 工程 。
风扇产 生 的气流 在 可调 叶 片 上产 生 气 压差 ， 由此 产 生
力 矩来 平衡 风扇 产生 的一 部分反扭 矩 。在涵 道风扇 的 底 部安 装 了一组 控 制舵 面 ， 气 流 同样 能 在 控 制舵 面 上 产 生气 压差 ， 从 而 平 衡 风 扇产 生 的 反扭 矩 。控 制 舵 面 通 过转 动一定 的角度 来 实 现 飞行 器 的俯 仰 、 偏 航 和 翻 滚运 动 。这 种结 构布 局类 型 的典 型代表 是美 国联合 航
涵道共轴双旋翼式模块化无人机结构设计与气动性能研究
涵道共轴双旋翼式模块化无人机结构设计与气动性能研究涵道共轴双旋翼式模块化无人机结构设计与气动性能研究随着无人机技术的不断发展，无人机在农业、环境监测、物流配送等领域的应用越来越广泛。
而涵道共轴双旋翼式模块化无人机作为一种新型的无人机设计，具有独特的结构和优越的气动性能，受到了广泛关注。
本文将对涵道共轴双旋翼式模块化无人机的结构设计和气动性能进行详细研究。
首先，涵道共轴双旋翼式模块化无人机的结构设计是整个研究的基础。
该无人机采用涵道共轴结构，即在同一轴上布置两个旋翼，旋翼之间通过涵道相互连接。
这种结构设计在一定程度上提高了无人机的飞行效率和稳定性。
在模块化设计方面，无人机的各个模块可以根据实际需求进行组合和拆卸，实现功能的灵活配置和扩展。
此外，还通过结构优化和轻量化设计来降低无人机的重量和能耗，提高其续航能力。
其次，涵道共轴双旋翼式模块化无人机的气动性能是其能否实现高效稳定飞行的关键。
气动性能的研究包括气动力和气动特性两个方面。
在气动力方面，通过数值模拟和试飞实验，研究了无人机在不同飞行状态下的升力、阻力和扭矩等气动力参数。
通过分析和对比，优化了无人机的翼型和机身布局，进一步提高了其升阻比和操纵性能。
在气动特性方面，通过风洞试验和流场分析，研究了无人机在不同迎风角和攻角下的气动特性，如升力分布、气动阻尼和尾流干扰等。
这些研究结果为无人机的操纵和控制提供了重要的依据。
此外，本文还对涵道共轴双旋翼式模块化无人机的性能和应用进行了探讨。
通过对现有无人机系统的比较和评估，分析了该无人机在农业植保、物流配送和环境监测等领域的潜在应用。
通过与传统无人机相比，涵道共轴双旋翼式模块化无人机具有更高的飞行效率和稳定性，可以在复杂环境中更好地完成任务。
此外，该无人机的模块化设计也为其在不同应用场景下的灵活配置提供了便利。
综上所述，涵道共轴双旋翼式模块化无人机的结构设计和气动性能是实现其高效稳定飞行的关键。
通过优化设计和研究，可以提高无人机的飞行效率和稳定性，拓展其在各个领域的应用。
涵道风扇无人机
涵道风扇无人机是无人机大家族中的一员。
无人机在军事和民用等多种领域发挥着越来越重要的作用，有些甚至是不可替代的。
各种大小和类型的无人机随着计算机技术、通信技术、电子技术等的发展而蓬勃发展。
在美国国防部最新无人机计划中更是直接把“无人机(UAV)"改为“无人飞行器系统(UAS)"。
这一变化反映了无人机项目的复杂程度不断提高，不仅包括飞机，也包括地面控制站、传感器组件和通信设备，需要对支撑无人机的技术予以更多的关注。
无人机的开发和研制是一种潮流，更体现一个国家军事和科技的实力，已经而且在未来也会占据举足轻重的地位。
无人机一般分为固定翼和旋翼无人机，在小型和微型飞行器领域还有扑翼飞行器。
各个级别的无人机的应用领域也有所不同。
一些大型的无人机多用于军事上，小型的和微型的无人机则可以军民两用。
在无人机众多的可执行的任务中，“侦察’’仍然是无人机最重要的任务，即使对无人作战飞机而言也是如此。
涵道风扇无人机从20世纪90年代中后期开始受人关注，最早在美国发起，进入21世纪，越来越多的国家开始进入这一领域，涵道风扇无人机技术也进入快速发展阶段。
我国在这方面的起步比较晚，在技术上处于暂时的落后，目前也只有少数的几个高等院校进行了一些相关的研究，但是尚且没有显著的成果。
涵道风扇无人机同其他种类的无人机一样，它的开发和研制涉及到许多其它关键的技术发展和进步，如飞行器的控制和导航系统、通信技术、有效载荷、地面控制平台以及飞行器空气动力学等多方面。
对于涵道风扇无人机本身来说，最大的特点就是飞行器的结构设计以及飞行控制系统，在这方面它不同于传统的固定翼和旋翼飞行器。
由于涵道风扇飞行器的垂直起降方式和类似于固定翼的前飞或者说平飞方式，其飞行控制系统的设计的值得关注。
涵道风扇无人机可以像直升机一样进行垂直起飞和降落，而无需像固定翼人机那样，需要跑道、发射器和回收装置。
在垂直起飞后，涵道风扇无人机一般过倾转机身从悬停转入平飞状态并高速飞行，然后再次进入悬停并垂直降落。
小型涵道式无人机的研究进展
另外英国还研制了一种碟式无人机， 如图 3 ， 该无人机还在室内实验阶段.
图3
碟式无人机
1. 1. 3 “扇尾” （ Fantail） 无人机 新加 坡 也 推 出 了 自 己 的 涵 道 风 扇 无 人 机 Fantail（ 见图 4 ） ， “扇尾 ” 3000 和“扇尾 ” 5000 包括 5000 从 2001 年开始研 垂直起落无人机. “扇尾 ” 制， 机体结构比 3000 型更简单也更轻， 但全重由 后者的 3 kg 增至 5. 5 kg， 这是因为采用了一台更 大的发动机并提高了有效载荷能力. 该机可搭载 400 g 有效载荷， 最大平飞速度 111 km / h（ 比 3000 型快） ， 可在 5 km 半径处盘旋 30 min. 该机具有垂 直起降以及水平高速飞行的能力 . 在结构上， 该无 人机涵道长径比较小， 涵道出口处周向布置了六 用于转矩的平衡；在控制舵片下方还安 片控制舵， 装有呈十字布放栅格尾翼， 用于控制无人机的飞 行姿态.
图4
新加坡 Fantail 5000 无人机
1. 2
国内研究现状
与国外的研究成果相比， 我国在涵道式无人 机方面的研究起步较晚， 仍处于起步阶段， 还有很 多关键技术问题尚在初步的摸索研究中. 南京航 空航天大学通过风洞实验分析了涵道风扇升力系 统的升阻特性， 指出涵道风扇作为升力装置仅适 合于强调悬停和低速飞行性能的飞行器， 对涵道 ［3 － 4 ］ . 式无人机的设计有很大的指导意义 本文研制的小型涵道式无人机， 是基于美国 i － star［5］的原理设计的， 目前处于实验阶段， 并取 得了较好的实验结果.
1
无人机发展
无人机是指不搭载操作人员的一种动力空中 飞行器. 无人机采用空气动力为飞行器提供所需 的升力， 能够自动飞行或进行远程引导；既能一次 性使用也能进行回收； 能够携带致命性或非致命 性有效负载. 弹道或半弹道飞行器、 巡航导弹和炮 弹不能看作是无人空中飞行器.
小型涵道式无人机的研究进展
小型涵道式无人机的研究进展
李远伟;奚伯齐;伊国兴;王常虹
【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》
【年(卷),期】2010(042)005
【摘要】结合涵道式无人机发展现状阐述涵道式无人机的优点,对无人机飞行机理进行分析,结合动力学分析建立涵道式飞行器的数学模型,设计控制器并进行了飞行试验.结果表明:涵道风扇布局飞行器具有较好的悬停性能,在悬停和小角度机动时,各通道之间的耦合可以忽略不计.
【总页数】5页(P700-704)
【作者】李远伟;奚伯齐;伊国兴;王常虹
【作者单位】哈尔滨工业大学,空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨,150080;哈尔滨工业大学,空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨,150080;哈尔滨工业大学,空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨,150080;哈尔滨工业大学,空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨,150080
【正文语种】中文
【中图分类】V249.1
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无人机机械结构的设计与优化
无人机机械结构的设计与优化无人机（Unmanned Aerial Vehicle，简称无人机）是一种没有人搭乘的飞行器，通过遥控或预先设定的飞行路线来实现各种任务。
在过去的几年里，无人机得到了广泛的应用，并在各个领域中发挥着重要作用。
无人机机械结构的设计与优化是实现其高效、稳定和安全运行的重要环节。
无人机机械结构的设计较具挑战性，这是因为它需要兼顾飞行器的轻量化和结构的坚固性。
首先，在设计过程中，需要选择合适的材料来构造无人机的机械结构。
轻量化是无人机设计过程中的重要目标之一，因为较轻的负荷可以使其在空中更加灵活和高效。
然而，在追求轻量化的同时，还必须确保机械结构的足够强度和耐久性，以确保在飞行过程中不会出现结构失效的情况。
因此，设计师需要仔细选择材料，并进行合理的材料组合和处理以满足这些要求。
其次，在无人机的机械结构设计中，优化的目标是实现重量的最小化和结构的最大化，以提高机械性能。
为此，先进的计算机辅助设计工具和仿真技术被广泛应用于无人机设计领域。
通过这些工具和技术，设计师可以对不同的结构形式和参数进行模拟和测试，以选择最佳的结构方案。
例如，使用有限元分析方法，可以对机械结构进行应力和变形分析，以评估不同设计的性能，并做出相应的优化调整。
此外，在优化过程中，设计师还可以采用遗传算法等优化算法，以寻找最佳的设计参数组合，以提高整体性能。
同时，无人机的机械结构设计也需要考虑到其功能和任务的需求。
不同类型的无人机在设计上有不同的侧重点。
例如，用于侦察和监视任务的无人机通常需要具有较长的航程、较高的稳定性和较大的载荷能力。
因此，在设计过程中，需要根据具体的任务需求来确定无人机的机械结构形式。
例如，采用固定翼设计的无人机通常具有较大的翼展和机翼面积，以提供足够的升力和稳定性；而采用多旋翼设计的无人机则更适合于需要垂直起降和悬停能力的任务。
此外，无人机的机械结构设计还需要考虑到可维修性和可替换性。
由于无人机在飞行过程中可能会发生故障或损坏，因此设计师需要考虑到机械结构的可维修性，以确保在需要时可以更换或修理受损的部件。
隧道无人机调研报告
隧道无人机调研报告一、引言随着城市化进程的不断发展，隧道建设在城市交通系统中起到了越来越重要的作用。
然而，由于隧道空间狭小、光照不足等特殊的环境条件，给隧道的巡检和维护带来了很大的困难。
传统的巡检和维护方式往往需要大量人力和时间，并且存在一定的安全风险。
因此，引入无人机技术成为了隧道巡检和维护的一个有效手段。
二、隧道无人机技术的发展现状1.硬件设备：随着无人机技术的快速发展，越来越多的厂商开始生产专门用于隧道巡检和维护的无人机。
这些无人机具有小巧灵活、抗风能力强等特点，能够适应隧道狭窄、多弯曲等复杂的环境。
2.传感器技术：隧道无人机配备了多种传感器，如高清摄像头、红外热像仪等。
高清摄像头可以实时为巡检人员提供高清图像和视频，红外热像仪可以检测隧道内的热点和异常温度。
三、隧道无人机的应用领域1.巡检：隧道无人机可以用于隧道壁面、顶棚、地面等部位的巡检，能够快速、全面地获取隧道内部的情况，如损坏、渗漏等。
2.环境监测：隧道无人机搭载各种传感器，能够实时监测隧道内的温湿度、浓度等环境参数，帮助运维人员掌握隧道内部环境变化情况，及时采取应对措施。
3.应急救援：在发生火灾、塌方等紧急情况时，无人机可迅速进入灾难现场，进行勘查和救援工作，为救援人员提供实时图像和数据，提高救援效率和安全性。
4.维护保养：隧道无人机可以进行隧道照明设施的维护和保养工作，如更换灯泡、检修电路等。
四、隧道无人机的优势和局限性1.优势：(1)提高工作效率：无人机可以快速飞行，可以替代传统的人工巡检，节省人力和时间成本。
(2)提高安全性：无人机巡检可以减少人员进入隧道的次数，降低了巡检和维护过程中的安全风险。
(3)节约成本：无人机设备相对成本较低，相比于传统的巡检方式，无人机巡检更加经济实用。
2.局限性：(2)飞行空间受限：由于隧道空间狭小，无人机的飞行受到一定限制，不能实现自由飞行，需要进行路径规划和飞行规范的设置。
五、未来发展趋势和建议1.提高通信技术：研发更加稳定可靠的通信技术，保证无人机与操作者之间的实时通信，扩大通信距离。
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无人机本文2007-06-05收到,作者分别系北京理工大学博士研究生、教授涵道无人机研究现状与结构设计徐 嘉 范宁军 摘 要 涵道无人机具有垂直起降和悬停的飞行特性,在体积、隐蔽性和飞行性能上都具有鲜明的特点,已成为当今微小型无人机研究开发领域的研究热点。
系统地介绍了涵道无人机的发展历史和现状,并从结构设计和气动设计等角度综合分析了其技术特点,从总体上归纳了涵道无人机的结构设计体系,并对各部件工作机理和气动特点进行了分析。
关键词 涵道无人机 研究现状 结构设计引 言当前已投入使用的无人机系统大都采用常规固定翼气动布局;采用滑跑、手掷或者专用的发射装置弹射起飞;采用掠飞或者盘旋等方式对目标进行侦察、监视。
在城市环境中,传统的无人机较难从复杂多变的楼宇间获取战术信息。
因此,一种能够从狭小地域上放飞、在复杂空情中灵活机动的战术无人机成为无人机领域研究的热点[1]。
本文所述涵道式无人机,是指以涵道风扇作为飞行动力的主要来源,并将涵道风扇本身作为无人机主体,具有垂直起降和悬停飞行能力的无人飞行器。
同传统的无人机相比,涵道无人机具有以下几个特点:1)机动性能独具特色,适于在城市复杂环境下执行任务。
与固定翼无人机相比,涵道式无人机可以在狭小区域内垂直起降,并可以在固定目标上空悬停监视,甚至可以降落到高层建筑物上对地面状况进行观察。
2)结构紧凑,推进效率高。
同无人直升机相比,在同等功率消耗下,涵道风扇较同直径的孤立螺旋桨,会产生更大的拉力;而且涵道式无人机结构更加紧凑,前飞时飞行阻力小,飞行姿态更接近于固定翼飞机,因此,飞行速度较同级无人直升机高。
3)噪音低,隐蔽性好。
由于螺旋桨位于涵道内,其气动噪声的传播受到了涵道壁的阻挡,这在一定程度上降低了无人机噪音的强度和传播距离;同样由于发动机被涵道环扩,涵道对发动机热辐射的阻挡也可以降低整机的热辐射特性,从而使得涵道无人机具有更好的隐蔽性。
由于涵道式无人机属于较为新型的航空器,其相应的基础研究起步较晚,不可避免地存在种种不足之处。
与传统的无人机相比,在气动布局、结构设计以及飞行控制等方面均存在较多的问题。
本文将介绍国外涵道无人机的发展现状,总结其发展脉络和相应关键技术,并在此基础上对涵道无人机在发展过程中所要解决的问题和发展趋势进行分析。
1 涵道无人机研究现状1.1 A R O D人们对涵道无人机的研究是从20世纪80年代兴起的。
当时,美国海军陆战队提出要研制一种空中远程遥控装置(A R O D )用于短时间的空中侦察和监视[2]。
在80年代末期,桑迪亚国家实验室按照美国海军陆战队的要求进行了“空中远程遥控装置”(A R O D )的研制,开发出一种结构上与众不同的单涵道垂直起降飞行器。
该方案首次使用涵道风扇提供小型无人飞行器的全部升力,在结构上将涵道风扇作为飞行器的主体,在涵道的内部和尾部DOI :10.16338/j .issn .1009-1319.2008.01.002图1 美国C y p h e r 垂直起降无人机图2 三种不同尺寸的i-S T A R装有导流板,用于保持飞行器的稳定飞行和姿态控制,而将观测设备和控制系统安装到了涵道入口的上部和涵道侧壁外部。
该飞行器采用二冲程活塞发动机,通过光缆遥控,最大遥控距离可达5k m。
但是,由于当时飞行控制技术的制约,该计划在90年代初就终止了。
1.2 C y p h e r无人机1992年,美国启动了多用途安全与监视任务平台(M u l t i p u r p o s e S e c u r i t y a n d S u r v e i l l a n c e M i s s i o n P l a t f o r m)[3]项目,该平台具有快速投放、远程监视的能力,可以执行包括前沿侦察、禁毒、边界巡逻、通讯中继、远程的核生化检测以及关键物品的后勤支援等任务。
该平台采用S i k o r s k y公司C y p h e r方案,如图1所示。
C y p h e r飞行平台采用共轴双桨涵道式布局,机体扁平,涵道长径比较小,在平飞的时候涵道可以提供一部分升力,平台的飞行姿态控制是通过螺旋桨的周期变距装置来实现的。
1.3 O A V2001年,美国防高级研究计划局(D A R P A)启动了建制无人机(O r g a n i c A i r V e h i c l e,O A V)计划。
O A V将作为F C S的第二级U A V,美陆军的每个F C S旅级战斗单位都将装备36架二级U A V。
按照D A R P A和美国陆军的要求,装备班排的第二级无人机将以涵道风扇结构为主,而且强调该级无人机要具备悬停和凝视(h o v e r a n d s t a r e)的能力。
杭尼韦尔公司的K e s t r e l涵道无人机,是该公司参与O A V竞标的早期方案,该方案将油箱布置在涵道入口的两侧,涵道长径比较小,控制舵远离涵道出口,整机质量小于5.5k g。
A l l i e d A e r o s p a c e公司的i-S T A R[4,5]涵道无人机也参与了O A V的竞争,i-S T A R在结构上较具代表性,如图2所示,螺旋桨环扩在涵道的中上部,在涵道内部和出口处装有用于平衡转矩和控制姿态的控制舵,发动机和有效载荷安装在涵道中间的柱形壳体内。
i-S T A R包括了从228m m到1.8m的多个级别,质量从1.6k g到250k g不等。
其中,737m m 的i-S T A R在2003年还进行了从无人地面车(U G V)上释放和回收的技术验证试验,而228m m的i-S T A R更是在2000年就已经成功试飞。
美国极光公司(A u r o r aF l i g h t S c i e n c e s)也是O A V的竞争者,其金眼(G o l d e n e y e)-100涵道无人机与上述两种O A V的不同之处在于采用了尾部稳定翼以及涵道外部可拆卸的活动机翼,这样做的目的是提高其在平飞状态时的飞行稳定性和飞行速度。
1.4 M A V无人机[6]在美陆军和D A R P A联合进行的项目之下,杭尼韦尔公司研制了微型无人机(M i c r o A i r V e h i c l e, M A V)先期概念技术验证机。
该验证机已经成为F C S中的第1级无人机。
该系统将装备美陆军F C S 旅级战斗建制中的步兵排,可由单兵背负,显著提高了步兵在城市作战环境中的态势感知能力。
M A V采用了与228m mi-S T A R相同的主体结构,并在负载的配置上作了进一步的改进,质量小于部分涵道无人机性能参数型号C y p h e r i -S T A R (1.8m )i -S T A R (737m m )i -S T A R (228m m )金眼100M A V 扇尾鸽质量/k g 11625022.71.59686.83涵道外径/m 1.981.830.670.230.90.330.29有效载荷/k g 20.490.79.10.23200.91作战半径/k m 50450906050011-续航时间/h -521.340.7≥0.5升限/m 2400335033503200-3200-发动机类型汽油发动机混合燃料活塞发动机混合燃料活塞发动机混合燃料活塞发动机-重油活塞发动机混合燃料活塞发动机图3 i -S T A R 结构示意图[47]10k g 。
1.5 扇尾鸽(F a n t a i l )无人机新加坡也推出了自己的涵道风扇无人机F a n -t a i l 。
该机具有垂直起降以及水平高速飞行的能力。
在结构上,该无人机涵道长径比较小,涵道出口处周向布置了六片控制舵,用于转矩的平衡;在控制舵下方还安装有呈十字布放栅格尾翼,用于控制无人机的飞行姿态,之所以采用栅格翼是为了在较小的空间下最大限度的增加控制舵的气动面积,从而提高控制效率。
2 涵道无人机总体布局和结构特点2.1 涵道无人机的总体布局涵道无人机从结构上一般可以分为三大部分:涵道主体、旋翼(螺旋桨)和尾部导流板。
以较具代表性的i -S T A R 为例[7],如图3所示,全机分为四个部分:上部中间体、下部中间体、涵道壳体、起落架。
其中,上部中间体为圆柱形,以其为支撑结构,安装了活塞发动机、发动机控制器、螺旋桨及有效载荷等。
发动机采用O S -32S X 单缸引擎,自重250g (900W ),燃料为酒精、硝化甲烷和汽油的混合物。
螺旋桨为定距桨,由发动机直接驱动。
下部中间体由8个固定翼板固定在涵道中央,其内部装载了传感器板,包括3个压电陀螺、3个加速度计以及变压器和放大器。
数据通过固定翼板中的导线传递给涵道壳体中的控制计算机。
涵道外径为228m m ,其腔体有足够的空间,油箱、飞控计算机、变压器、电池、伺服电机以及指令接收器都包含在涵道壳体内。
涵道内部是周向分布的8个固定片,固定片有一定的转角,当气流通过固定片时产生反转运动,来克服发动机的转矩。
控制翼分布在固定片的下方,用来产生滚转、俯仰和偏航力矩。
其它类型的涵道无人机在总体上都采用了上述布置方式,不同点在于涵道结构、转矩抵消方式、姿态控制方式与机构等方面。
2.2 涵道结构的设计技术涵道可以看作是一种环形机翼,其气动特性具有以下几个优点:首先,在低空速下增加飞行器的推力;第二,在所有的飞行倾角下都可以提供气动升力;第三,将飞行器的升力系统和推进系统有效地结合起来。
与普通的旋翼相比,涵道式旋翼除了旋翼产生拉力外,涵道壁还产生附加升力。
普通螺旋桨产生的滑流会耗散相当一部分的功率,而涵道可有效地将螺旋桨滑流转换成推力,这是同等直径的涵道风扇效率大于螺旋桨的一个原因。
涵道气动结构设计的好坏决定了涵道升力系统图4 不同动力系统功重比[10]图5 共轴双桨涵道无人机的效率,影响涵道气动效率的结构参数主要有以下几点:1)涵道出口面积与螺旋桨桨盘面积之比;2)涵道剖面翼型的选择;3)涵道截面的长宽比。
目前在设计中较为普遍的做法是将传统的涵道发动机设计理论直接用于涵道无人机。
20世纪五六十年代,美国对涵道结构的气动特性进行了大量的实验研究,获得了许多有价值的实验数据[8,9],例如美国国家航空咨询委员会(N A C A )曾经分别对展弦比为1/3,2/3,1.0,1.5和3的涵道在0°到90°攻角范围内的气动特性进行了实验研究,其实验数据对于今天的涵道无人机设计具有较高的参考价值。
2.3 动力系统的选择由于对质量和续航时间的要求,绝大多数涵道风扇飞行器都采用了汽油或柴油发动机作为主要动力装置,部分使用电机的飞行器要么飞行时间很短,要么采用拖缆供电。