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标题

搜救长航时可空投固定翼无人机设计

范文

李炫君刘帅罗晓平

摘要：无人机在野外搜救领域可以起到重要作用，为实现户外搜救需要的大范围长航时的搜救能力，所设计的固定翼类型搜救无人机。系统搭载图象传输系统、红外线传感器等功能搜救系统，能够做到精准搜救，并到达搜救地点后进行空投救援物资，标记救援地点，有效提高搜救效率。

关键词：搜救;长航时;固定翼;可空投

中图分类号：G4? 文献标识码：A? 文章编号：（2021）-07-334

引言

户外运动，是一项在自然场地举行的一组运动项目群。在进行户外运动时难免遇到意外而遇险。目前市面上搜救无人机大多以多旋翼为主，多旋翼是依靠多个旋翼产生的升力来平衡飞行器的重力，让飞行器可以飞起来，通过改变每个旋翼的转速来控制飞行器的平稳和姿态。所以多旋翼飞行器可以悬停，在一定速度范围内以任意的速度飞行。但搜救多旋翼无人机有着机动性、稳定性和效率都比较差的缺点，而且多旋翼无人机续航时间短，所以通常只能小范围作业。与多旋翼不同，固定翼飞行器依靠螺旋桨或者涡轮发动机产生的推力作为飞机向前飞行的动力，主要的升力来自机翼与空气的相对运动。固定翼的优点是可以远程飞行，飞行速度快，可以远距离操纵，续航时间长。固定翼类型的搜救无人机目前在市面上还少有出现，所以目前的搜救无人机所具有的搜寻范围和搜救续航时间这两大关键搜救能力都远远不足，当需要较大范围的搜寻或被困人员距离较远时，固定翼无人机的救援能力便更加显得重要。

一、飞行平台的总体设计概述

设计需要在飞机整体只有1.15KG的基础上达到最大的载重量并成功起降精准投放物资。其中，投放物资需要飞控系统及算法来进行控制。而飞机结构强度部分则需要在飞行平台上下足功夫。同时在优化结构以及性能的前提下，对于飞机的组件尺寸设计还要考虑到飞机各组件，折叠拆分能够完全放置在长宽高之和不大于1800mm的长方体箱子内，方便携带，能够快速组装并投入工作。

图1 无人机总体结构形式

（一）飞机总体设计

1.飞机的机翼设计

飞机需要依靠依靠总重1KG的飞机载重远远大于本身的载荷。所以飞机的机翼所能给予飞机的升力便十分重要。我们选用了 MH 115 矩形翼型配合能有 4.8KG 拉力的双发动力组。通过Profili软件对 MH 115 翼型进行分析绘制，设定当飞机主要的工作高度为20m，速度10m/s，初期翼弦长度设计为250mm时，得到机翼雷诺数为169809。以及XFLR5对此翼型升阻比等数据分析，最终设计机翼弦长度为360mm，翼展长度为2500mm。

为符合简便可拆装的目标，将机翼设计为可拆分为三段。分别为左端外段机翼、右端外段机翼和中段机翼。因为双发发动机装载在中段机翼，考虑到飞机发动机产生的主扭矩在中段，设计中段机翼为矩，长度为830mm。左右两外段机翼为了减少诱导阻力设计为渐变梯形翼形，设计跟梢比为η=1.44，长度为835mm。

将每一片翼肋都近似地类比为一根梁，那么每根翼肋的翼梁处限制挠度，在前缘处限制转角。将翼肋比作梁系那么机翼上便是一个存在大量平行梁的梁系，故可不必考虑翼肋的抗扭问题，可以仅考虑抗弯。为了减重与保证翼肋的形状在飞行中不受形变，我们在飞机翼肋前端与后端掏空并设计斜撑。在翼肋镂空，使用斜撑结构承载翼肋受力，使飞机的质量尽可能轻。

飞机主梁除了连接部分受集中力外，其余均受分布力。出于弯矩考虑，设计变截面，靠近根部截面积变大，使梁的高度和宽度均变大。飛机设计机翼分为三段，分别为左端外段机翼、右端外段机翼与中段机翼。

机翼主要结构由主梁、翼肋、前墙、后墙及蒙版组成。由于翼梁比较靠前，为保证飞机机翼整体的结构强度，在后部开副翼的位置增设一道后墙。为保证通过比赛的静载规则，在中外段连接处加强强度设置一段前墙并与主梁形成箱型梁结构再加强机翼强度。在飞机前缘加一条3mm直径的轻圆木条定位，再放置蒙版，前缘形成D型闭式合围结构，抵消前缘与中段产生的扭矩，减少中段的产生桡度角以及扰度变形。

2.飞机的机身的设计

机身主要是为飞机电子设备、任务载荷和起落架提供安装空间，同时对飞机的总装起到连接作用。我们设计的机身是适合低速重载的矩形的渐变机身。长度尺寸以合理的尾容量联合尾翼面积设计确定机身长度为1220mm，高度为46mm，宽度为48mm，以轻量化，高强度化为设计目标，飞机机身设计格框、斜撑与横梁。在综合分析下，设定前段机身长为555mm，后段机身长为665mm。

机身分两段，前段与机翼相连，后段装配尾组，前后两段机身再靠插销连接件相连。我们知道，飞机载荷不能受力于机身。否则机身的强度要求就会陡升，传力路径变长，结构重量也会变大。所以，前半段机身主要受拉力。双发设计区别于单发飞机，双发的设计将发动机设计在了机翼中段上，避免了电机给机身的横力弯曲、电机的反扭。后半段主要受尾组的扭转和横力弯曲。机身除了连接部分受集中力外，其余均受分布力。若机身内没有支撑，就会容易造成失稳，所以在机身框架内添加隔框。

3.飞机的尾组设计

尾组由平尾与垂尾组成，为了得到更大的舵效，我们的尾组都设计为全动的运动模式。尾容量的设计值，由表1给出，通过对比，可以将限距载重飞机归类为一种ISR （Intelligence， Sureillance & Reconnaissance）无人机和电动滑翔机之间，即长时间飞行的监视无人机。这种无人机一般垂尾尾容量Cr为0.014，平尾尾容量CHT为0.34。平尾的面积和它离开机翼的距离，将决定平尾对飞机俯仰稳定性的作用效果。根据平尾的尾容量值，通过平尾容量公式：

CHT=LHTSHTbSref

计算得到平尾面积经过Profili软件对平尾的 NACA 0010 翼型进行设计以及XFLR5软件对升力系数等计算，确定平尾平均弦长长为185mm，平尾展长为636mm，安装角为0°。

垂直尾翼的面积和它离开机翼的距离，是决定垂尾对飞机的航向稳定性作用效果的两个关键因数。这两个参数的取值由尾容量确定，同样可以利用尾容量公式计算得到，垂尾翼形设计也是 NACA 0010 翼型，垂尾平均弦长为172mm，垂尾高度为308mm。通过对此滑翔机和ISR的尾容量数值，得出设计的垂尾容量和平尾容量符合设计要求。

4.投放机构与起落装置的设计

飞机的投水是由通道控制一个通过舵机操控的对称式投放机构，由机身为支撑座，舵机为旋转盘，舵臂作为连接杆，凯夫拉绳作为机械套。通过舵机转动，凯夫拉绳由于水带重力影响从舵臂脱落，完成投放救援物资。

飞机的起落架采用的是前三点式的设计。由于机身下方安置投放物，前起落架需要距离投水装置一段距离才能保证投水时水袋不会打到起落架或卡住。

（二）动力方案

设定飞机载重量为6kg，空机质量为1.15kg。根据设计要求推重比不能过大，预取推重比为根据机体宽度以及对公式 L=CL12ρV2S的逆解算，确定升力系数为2.1。预取推重比为0.4，保持飞行拉力t至少需要保持于3.25-3.8kgf之间。

两个电机装配着同尺寸的减速齿轮保证减速比，同时穿越的电机本身也有相似性能保证两螺旋桨转速相同。发动机动力由左右各一个的穿越机电机给予。使用单发双电机动力系统，桨与电机之间通过斜齿齿轮传动，斜齿齿轮比直齿齿轮咬合力更高，传动效率高出20%。再配上12寸正反桨叶。通过公式F=tanr×d×dO×n×P×exp测得计算拉力为单发达2.5kg，双发拉力达5kg。通过拉力测试机测试，实际单发拉力为2.4kg，得到双发拉力共计可达4.8kg，双发可以有效增加飞机的载重量，也增加了飞行稳定性。

采用从机翼前缘到尾缘铺设四组太阳能片，3.7w发电效率的sunpower太阳能片的大小是125×125mm，考虑到翼型前缘弧度过大，尾缘翼型较薄，取机翼翼肋弦长260mm。取翼肋间隔约130mm，翼肋厚度2mm。太阳能电池片数量计算，机翼面积减去副翼面积，能摆放太阳能片18片，平尾摆放太阳能片2片，一片的质量为6.5g，加上焊接线等，平均一片7.5g，一共20片，太阳能电池片一共总重150g，理论上可增加飞机飞行时长6h。

二、长航时的实现

要保证飞机的长航时，我们最主要可以从飞机的有利气动和动力续航下手。

我们设计的飞机气动既要保证飞机的载重又要保证飞机的续航，用简易拆装的常规气动布局，既可以满足在细节侦查或准备进行投放时5m/s的超低速飞行需要，也可以满足在紧急救援时15m/s的飞行速度快速赶往指定区域。同时固定翼具有静稳定性可以在常规巡逻飞行时进行无动力滑翔，有效提高无人机的滞空时间，能够加大航程约20km，扩大监控面约15km2，延长监控时间约40min。无人机良好的气动布局增大了单次起落能够搜救的区域面积，有效提高模块化智能便捷多功能无人机的任务完成效率，更加符合当今任务型无人机的需求。

选用的小太阳能板太阳能发电功率测试，首先测試60片太阳能片的发电功率，在光照为70000Lux（±500）光强，太阳能片水平摆放，发电平均功率为75w。飞机设计能够摆放20片太阳能板，理论上可增加飞机飞行时长6h，大大增加了无人机航时及救援面积。

三、总结

综上所述，固定翼的救援无人机依靠气动设计及太阳能技术可以有效提高无人机飞行航时进而扩大救援面积，有效提高救援成功几率。研究结果可以为无人机救援的发展提供一定的参考与借鉴意义。

参考文献

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[2]高性能材料“凯夫拉”[J].广东塑料，2005（ZI）：20

[3]王家杰.无人机低空摄影测量系统研究[D].哈尔滨工业大学，2016

[4]李延平.太阳能/氢能混合动力小型无人机总体设计[D].北京理工大学，2014

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