涵道无人机研究现状与结构设计
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
在美陆军和 DARPA 联合进行的项目之下 , 杭 尼韦尔公司研制了微型无人机 (M icro A ir Vehicle, MAV )先期概念技术验证机 。该验证机已经成为 FCS中的第 1级无人机 。该系统将装备美陆军 FCS 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。 MAV采用了与 228 mm i2STAR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
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 。
A llied Aerospace公司的 i2STAR[ 4, 5 ]涵道无人机 也参与了 OAV 的竞争 , i2STAR 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 。 i2STAR 包括了从 228 mm 到 1. 8 m 的多个 级别 , 质量从 1. 6 kg到 250 kg不等 。其中 , 737 mm 的 i2STAR 在 2003年还进行了从无人地面车 (UGV ) 上释放 和 回 收 的 技 术 验 证 试 验 , 而 228 mm的 i2 STAR 更是在 2000年就已经成功试飞 。
·12·
图 3 i2STAR结构示意图 [47 ]
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
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 i2STAR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 OS232 SX 单缸引擎 , 自 重 250 g (900 W ) , 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 228 mm , 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
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
无人机
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 。
杭尼韦尔公司的 Kestrel涵道无人机 , 是该公 司参与 OAV 竞标的早期方案 , 该方案将油箱布置
图 1 美国 Cypher垂直起降无人机
飞航导弹 2008年第 1期
图 2 三种不同尺寸的 i2STAR
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. 5 kg。
11 0. 7 3200 重油 活塞发动机
3 0. 29
1 2 ≥0. 5 2 混合燃料 活塞发动机
10 kg。 1. 5 扇尾鸽 ( Fantail)无人机
新加坡也推出了自己的涵道风扇无人机 Fan2 tail。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 。
1992年 , 美国启动了多用途安全与监视任务平 台 (M ultipurpose Security and Surveillance M ission Platform ) [ 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 Sikorsky公司 Cypher方 案 , 如图 1所示 。Cypher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 OAV
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
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 。
·11·
型号
质量 / kg 涵道外径 /m 有效载荷 / kg 作战半径 / km 续航时间 / h
升限 /m
发动机类型
Cyp he r
116 1. 98 20. 4
50 2 2 400 汽油 发动机
部分涵道无人机性能参数
i2STAR (1. 8 m )
250 1. 83 90. 7 450
5 3 350 混合燃料 活塞发动机
2001年 , 美国防高级研究计划局 (DARPA )启 动了建制无人机 (O rganic A ir Vehicle, OAV )计划 。 OAV 将作 为 FCS 的第 二级 UAV , 美陆 军 的 每 个 FCS旅级战斗单位都将装备 36 架二级 UAV。按照 DARPA 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 ( hover and stare)的能力 。
根据国外的研究经验 , 对于 3 kg以上实用的无 人机系统 , 应选择燃油发动机作为主要动力装置 。 同时需要考虑下面几点 :
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 。
美国 极 光 公 司 ( Aurora Flight Sciences) 也 是 OAV 的竞争者 , 其金眼 ( Golden eye) 2100涵道无人 机与上述两种 OAV 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 MAV 无人机 [ 6 ]
关键词 涵道无人机Biblioteka Baidu 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 2007206205收到 , 作者分别系北京理工大学博士研究生 、教授
·10·
飞航导弹 2008年第 1期
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 5 km。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 Cypher无人机
飞航导弹 2008年第 1期
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 (NACA )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
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 。
A llied Aerospace公司的 i2STAR[ 4, 5 ]涵道无人机 也参与了 OAV 的竞争 , i2STAR 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 。 i2STAR 包括了从 228 mm 到 1. 8 m 的多个 级别 , 质量从 1. 6 kg到 250 kg不等 。其中 , 737 mm 的 i2STAR 在 2003年还进行了从无人地面车 (UGV ) 上释放 和 回 收 的 技 术 验 证 试 验 , 而 228 mm的 i2 STAR 更是在 2000年就已经成功试飞 。
·12·
图 3 i2STAR结构示意图 [47 ]
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
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 i2STAR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 OS232 SX 单缸引擎 , 自 重 250 g (900 W ) , 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 228 mm , 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
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
无人机
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 。
杭尼韦尔公司的 Kestrel涵道无人机 , 是该公 司参与 OAV 竞标的早期方案 , 该方案将油箱布置
图 1 美国 Cypher垂直起降无人机
飞航导弹 2008年第 1期
图 2 三种不同尺寸的 i2STAR
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. 5 kg。
11 0. 7 3200 重油 活塞发动机
3 0. 29
1 2 ≥0. 5 2 混合燃料 活塞发动机
10 kg。 1. 5 扇尾鸽 ( Fantail)无人机
新加坡也推出了自己的涵道风扇无人机 Fan2 tail。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 。
1992年 , 美国启动了多用途安全与监视任务平 台 (M ultipurpose Security and Surveillance M ission Platform ) [ 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 Sikorsky公司 Cypher方 案 , 如图 1所示 。Cypher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 OAV
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
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 。
·11·
型号
质量 / kg 涵道外径 /m 有效载荷 / kg 作战半径 / km 续航时间 / h
升限 /m
发动机类型
Cyp he r
116 1. 98 20. 4
50 2 2 400 汽油 发动机
部分涵道无人机性能参数
i2STAR (1. 8 m )
250 1. 83 90. 7 450
5 3 350 混合燃料 活塞发动机
2001年 , 美国防高级研究计划局 (DARPA )启 动了建制无人机 (O rganic A ir Vehicle, OAV )计划 。 OAV 将作 为 FCS 的第 二级 UAV , 美陆 军 的 每 个 FCS旅级战斗单位都将装备 36 架二级 UAV。按照 DARPA 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 ( hover and stare)的能力 。
根据国外的研究经验 , 对于 3 kg以上实用的无 人机系统 , 应选择燃油发动机作为主要动力装置 。 同时需要考虑下面几点 :
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 。
美国 极 光 公 司 ( Aurora Flight Sciences) 也 是 OAV 的竞争者 , 其金眼 ( Golden eye) 2100涵道无人 机与上述两种 OAV 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 MAV 无人机 [ 6 ]
关键词 涵道无人机Biblioteka Baidu 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 2007206205收到 , 作者分别系北京理工大学博士研究生 、教授
·10·
飞航导弹 2008年第 1期
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 5 km。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 Cypher无人机
飞航导弹 2008年第 1期
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 (NACA )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