一种尾座式垂直起降无人机设计方法

1.本发明涉及飞行器设计领域，具体为一种尾座式垂直起降无人机设计方法。


背景技术：

2.垂直起降固定翼无人机在传统固定翼无人机的基础上，简化了起飞和降落过程，取消了起降过程中的滑跑阶段，使得无人机起降场地的要求不再苛刻，并且使固定翼无人机具有了定点悬停的功能。垂直起降固定翼无人机按照技术特点大致可以分为倾转动力式、复合式和尾座式三大类。倾转动力式垂直起降无人机通常设有复杂且笨重的倾转机构，并且在动力倾转过程中，动力装置与机身部件的气动干扰严重，大大增加无人机重量的同时，又降低了飞行器的安全性和可靠性。复合式垂直起降无人机由旋翼机和固定翼组合而成，虽然结构较简单，但在起降或水平飞行时，存在一种动力系统不工作，成为了机构废重并大大增加了飞行阻力，降低了飞行效率；尾座式垂直起降无人机结构简单，没有复杂的倾转机构，仅依靠自身气动布局产生的控制力矩达到不同飞行模式之间的转换，已经成为近些年新概念飞行器的研发热点。
3.尾座式垂直起降无人机保留了固定翼无人机与旋翼式无人机的构型优势。在进入巡航阶段后，尾座式垂直起降无人机能够像常规固定翼无人机一样，保持高巡航速度、长航程和高飞行效率；在起降阶段，尾座式垂直起降无人机保留了旋翼式无人机的起降优势，受起降环境的限制较小，能够在狭小复杂的场地内进行垂直起降。尾座式垂直起降无人机将固定翼无人机和旋翼式无人机的优势良好地结合在一起，不存在结构废重，使得尾座式垂直起降无人机在具有较高飞行速度的同时，又具有垂直起降、定点悬停、灵活机动等特点。
4.目前尾座式垂直起降无人机气动布局，特别是无尾式布局，普遍存在抗风能力差和控制效率低的缺点，常规固定翼无人机的设计方法在尾座式垂直起降无人机的设计过程中存在着较为明显的不足，不同机翼、控制舵面等部件的设计方法对于尾座式垂直起降无人机的气动特性、抗风能力等有着较为显著的影响，因此，需要开发一种尾座式垂直起降无人机设计方法，解决上述问题。


技术实现要素：

5.针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种尾座式垂直起降无人机设计方法，解决了尾座式垂直起降无人机抗风能力差和控制效率低的问题。
6.本发明是通过以下技术方案来实现：一种尾座式垂直起降无人机设计方法，包括以下步骤：机翼设计：根据无人机在基础参数工况下的机翼雷诺数，对多种s形翼型的气动特性进行对比，获取气动特性最优的s形翼型；根据最优的s形翼型的气动特性，并结合失速速度确定机翼的翼载，根据翼载和最大起飞重量确定机翼面积，根据机翼面积和机翼展长确定展弦比；对不同机翼上反角的无人机进行飞行过程的稳定性模拟，根据模拟的稳定性确定
机翼的最优机翼上反角；升降副翼设计：根据无人机的无尾式布局结构确定无人机的升降舵为升降副翼，根据机翼面积和机翼展长确定升降副翼的设计参数；机身设计：根据基础参数确定无人机的机身长度，根据机身长度确定无人机的机身直径和机身最大截面积；垂尾设计：根据机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，根据垂尾面积确定垂尾展长，根据垂尾展长确定垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长；方向舵设计：根据垂尾的翼根弦长和翼梢弦长确定方向舵的弦长，根据垂尾展长确定方向舵展长，根据垂尾面积确定方向舵的面积。
7.优选的，所述基础参数包括巡航速度、巡航高度和最大起飞重量。
8.优选的，所述最优机翼上反角的确定方法如下：构建多种不同机翼上反角的无人机模型，设定来流条件、迎角范围和侧滑角范围，每间隔设定角度进行稳定性模拟计算，根据最优的稳定性确定最优机翼上反角。
9.优选的，所述来流条件为均匀来流，迎角范围为-5
°‑
30
°
，侧滑角范围为0
°‑
30
°
，所述机翼的最优机翼上反角为15
°
。
10.优选的，所述升降副翼的设计参数包括升降副翼面积和升降副翼展长；根据机翼面积确定升降副翼面积，根据机翼展长确定升降副翼展长。
11.优选的，所述升降副翼包括内侧操纵面和外侧操纵面；根据机翼面积和机翼展长确定外操纵面的设计参数，外操纵面的设计参数包括外侧操纵面的面积、外侧操纵面的弦长、外侧操纵面的展长和外侧操纵面的展向位置；根据升降副翼的设计参数和外操纵面的设计参数确定内侧操纵面的设计参数，内侧操纵面的设计参数包括内侧操纵面的面积和内侧操纵面的展长。
12.优选的，所述机身长度的确定方法为，根据最大起飞重量并结合机身长度应用统计公式确定机身长度；根据机身长度以及机身的长细比确定机身直径和机身最大截面积。
13.优选的，根据设定的垂尾的尾力臂和尾容量，并结合机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，根据垂尾面积和设定的垂尾的展弦比确定垂尾展长，根据垂尾展长和设定的垂尾的梢根比确定垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长。
14.优选的，所述机翼的翼尖和垂尾的翼尖设置起落架。
15.与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：本发明提供了一种尾座式垂直起降无人机设计方法，根据机翼雷诺数确定最优s形翼型，并结合该s形翼型的气动特性确定展弦比，然后对无人机的飞行稳定性进行分析，确定最优机翼上反角，完成机翼设计，根据机翼确定升降副翼和垂尾的设计，进而完成整个尾座式垂直起降无人机的设计，该方法设计的尾座式垂直起降无人机不仅能够使无人机兼顾垂直起降和高速平飞性能，而且解决了垂直起降无人机平飞阶段飞行效率低，倾转机构设计复杂，结构废重多的问题。与现有技术相比，该设计方法能够显著提高尾座式垂直起降无人机的抗风能力，降低尾座式垂直起降无人机在起降阶段的平均油门量，提高了尾座式垂直起降无人机抗风控制的安全余量，减少了起降阶段的能量消耗，进一步提高了尾座式垂直起降无人机的续航能力，同时本发明的尾座式垂直起降无人机设计方法简单，有着较
高的工程应用价值。
附图说明
16.图1为本发明尾座式垂直起降无人机的结构示意图；图2为本发明不同机翼翼型的升力系数随迎角变化的曲线图；图3为本发明不同机翼翼型的阻力系数随迎角变化的曲线图；图4为本发明不同机翼翼型的升阻比随迎角变化的曲线图；图5为本发明不同机翼翼型的俯仰力矩系数随迎角变化的曲线图；图6为本发明机翼设计平面图；图7为本发明机翼翼型示意图；图8为本发明不同机翼上反角的机翼升力系数随迎角变化的曲线图；图9为本发明不同机翼上反角的机翼偏航力矩系数随侧滑角变化的曲线图；图10为本发明不同机翼上反角的机翼滚转力矩系数随侧滑角变化的曲线图；图11为本发明机身结构示意图；图12为本发明垂尾结构示意图；图13为本发明垂尾翼型示意图；图14为本发明尾座式垂直起降无人机各飞行阶段的示意图；图15为本发明尾座式垂直起降无人机在某一迎角的流场速度及压力分布云图；其中，图15a为流场速度分布云图，图15b为压力分布云图；图16为本发明尾座式垂直起降无人机的升阻力系数及升阻比随迎角变化曲线图；其中，图16a为升阻力系数随迎角变化曲线图，图16b为升阻比随迎角变化曲线图。
17.图中：1、机翼；2、机身；3、升降副翼；4、垂尾；5、方向舵；6、进排气系统；7、起落架；8、对转螺旋桨。
具体实施方式
18.下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。
19.一种尾座式垂直起降无人机设计方法，包括以下步骤：步骤1、根据需求设定尾座式垂直起降无人机的基础参数，基础参数包括巡航速度、巡航高度、最大起飞重量和机翼展长。
20.在本实施例中，为了便于描述，下述描述中将尾座式垂直起降无人机统称为无人机，所述无人机的基本构型为无尾式布局，无人机以活塞式发动机作为动力来源，巡航速度v
巡航
＞300km/h，巡航高度为2km，最大起飞重量500kg，机翼展长为bw=4.5m。
21.步骤2、确定无人机在基础参数工况下的机翼雷诺数，根据机翼雷诺数对多种s形翼型的气动特性进行对比，选择气动特性最优的s形翼型作为无人机的机翼，具体方法如下：首先，根据无人机的无尾式布局，机翼翼型在选择时需要考虑该无尾式布局具有纵向不稳定性的先天特性；然后，为了使无人机的重心位置趋于合理，并且尽可能地减少因保持纵向稳定性偏转副翼而产生额外的配平阻力，机翼翼型选择采用s形翼型。
22.其次，通过工程估算方法计算无人机在巡航工况下机翼雷诺数的量级范围，在该机翼雷诺数下对多种s形翼型的气动特性进行对比，如图2-5所示，比较各个s形翼型的气动特性，选择气动特性最优的s形翼型。
23.图2为不同机翼翼型的升力系数随迎角变化的曲线图；图3为不同机翼翼型的阻力系数随迎角变化的曲线图；图4为不同机翼翼型的升阻比随迎角变化的曲线图；图5为不同机翼翼型的俯仰力矩系数随迎角变化的曲线图。
24.在本实施例中，无人机的机翼翼型选择采用naca6-h-10翼型，该翼型如图7所示，最大弯度10.02%在40.0%弦线，最大曲面4.51%在40.0%弦线。
25.步骤3、根据步骤2得到的最优s形翼型的气动特性，并结合失速速度vs确定机翼的翼载，根据翼载和最大起飞重量w确定机翼面积sw，根据机翼面积和机翼展长确定展弦比；对不同机翼上反角的无人机进行飞行过程的稳定性模拟，根据稳定性确定最优机翼上反角，进而完成机翼设计。
26.本实施例中，机翼设计具体包括以下过程：s3.1、根据步骤2得到的最优s形翼型的气动特性可得，该最优s形翼型的最大升力系数c
lmax
=1.15，设定无人机的失速速度vs=0.54v
巡航
，根据最大升力系数和失速速度确定机翼的翼载，翼载j的计算方法如下：其中，ρ为巡航高度2km时的大气密度，求得翼载j=119.59kg/m2。
27.s3.2、根据机翼的翼载和最大起飞重量确定机翼面积sw，无人机的最大起飞重量w=500kg，求得机翼面积sw=4.18m2，机翼面积的计算方法如下：s3.3、根据机翼面积和机翼展长bw确定展弦比，得到机翼的展弦比a=4.84，展弦比的计算方法如下：其中，机翼展长bw=4.5m。
28.s3.4、根据机翼面积、机翼展长和设定的梢根比λ，确定机翼的翼根弦长和翼梢弦长。
29.翼根弦长的计算方法如下：翼梢弦长的计算方法如下：
无人机的梢根比为0.4-0.5时，机翼产生的诱导阻力最小，所以取机翼的梢根比λ=0.45，计算得到机翼的翼根弦长c
root
=1.28m，翼梢弦长c
tip
=0.576m。
30.s3.5、为防止机翼翼尖失速并修正机翼的升力分布，取机翼翼尖扭转角为-2
°
，且沿机翼展向线性分布。
31.s3.6、对不同机翼上反角的无人机进行飞行过程的稳定性模拟，根据稳定性确定最优机翼上反角，具体方法如下：参阅图6，由于无人机的起降形式，尾座式垂直起降无人机在起飞及降落的过程中抗风性能较差。为了提高无人机的抗风性能，增加无人机的横航向静稳定性，取机翼1/4弦线后掠角λ
1/4
=11.29
°
，并对机翼上反角γ分别为0
°
、5
°
、10
°
、15
°
和20
°
的五个不同状态下的无人机几何模型进行建模，并在均匀来流（v=80m/s）来流条件下，迎角范围在-5
°‑
30
°
，侧滑角范围在0
°‑
30
°
，每隔1
°
进行稳定性模拟计算。
32.机翼不同上反角的升力系数c
l
、偏航力矩系数cn以及滚转力矩系数c
l
随迎角α及侧滑角β变化数值计算结果如图8-10所示；无人机的航向稳定性要求可表示为；横向稳定性要求可表示为。
33.参阅图8-10，为不同机翼上反角对机翼气动特性的影响曲线图，随着机翼上反角的增加，无人机的航向稳定性和横向稳定性均有所提高，但相同迎角下，机翼上反角度越大，无人机的升力系数越小，为了保证无人机有足够的升力系数，且具有相当的横航向稳定性裕度，取无人机的迎角升力系数，侧滑角滚转力矩系数，侧滑角偏航力矩系数时的上反角为最优上反角，选择机翼上反角度γ=15
°
，至此得到无人机的机翼设计参数，根据设计参数完成机翼设计。
34.步骤4、根据无人机的无尾式布局结构确定无人机的升降舵为升降副翼，升降副翼包括内操纵面和外操纵面，根据机翼的设计参数确定升降副翼的设计参数，根据升降副翼的设计参数确定内操纵面和外操纵面的设计参数，具体包括以下步骤：s4.1、由于无人机的无尾式布局，升降舵无法布置于无人机水平尾翼的后缘，则采用升降副翼的形式，升降副翼包括内侧操纵面和外侧操纵面。
35.s4.2、根据机翼设计参数确定升降副翼的设计参数，升降副翼的设计参数包括升降副翼面积和升降副翼展长。
36.1、根据机翼面积确定升降副翼面积：升降副翼的相对面积为，优选的，，则升降副翼面积se=18.15%sw=18.15%*4.18=0.759m2。
37.2、根据机翼展长确定升降副翼展长；升降副翼的相对展长为机翼展长的30%-80%，优选的，升降副翼展长be为机翼展长
的66.54%。
38.s4.3、根据机翼设计参数确定外操纵面的设计参数，外操纵面的设计参数包括外侧操纵面的面积、外侧操纵面的弦长、外侧操纵面的展长和外侧操纵面的展向位置。
39.1、外侧操纵面的面积：外侧操纵面为无人机横向机动的主操作舵面，外侧操纵面的面积计算公式如下：其中，为外侧操纵面的相对面积，sw为机翼面积，，优选的，，则外侧操纵面的面积如下:sa=6.13%sw=6.13%*4.18=0.256m22、外侧操纵面的弦长；其中，外侧操纵面的相对弦长，为机翼弦长cw的20%-50%，优选的，ca=25%cw。
40.3、外侧操纵面的展长；其中，为外侧操纵面的相对展长，为机翼展长bw的30%-40%，优选的，ba=30%bw。
41.4、外侧操纵面的展向位置；外侧操纵面的展向位置为机翼展长bw的50%-90%，优选的，外侧操纵面的展向位置为机翼展长bw的60%-90%。
42.s4.4、根据升降副翼的设计参数和外操纵面的设计参数，确定内操纵面的设计参数，至此完成升降副翼的设计。
43.内操纵面的设计参数包括内侧操纵的面积和内侧操纵面的展长。
44.1、内侧操纵面的面积内侧操纵面为升降副翼面积与外侧操纵面的面积的差值，故内侧操纵面的面积s
in
=s
e-sa=0.759-0.256-0.503m2。
45.2、内侧操纵面的展长为升降副翼展长与外侧操纵面的展长的差值，故内侧操纵面的展长b
in
=b
e-ba=66.54%b
w-30% b
w=
36.54% bw。
46.步骤5、根据基础参数确定无人机的长度，根据无人机的长度确定无人机的机身直径和机身最大截面积，完成无人机的机身设计。
47.在本实施例中，具体包括以下过程：s5.1、如图11所示，机身的主要参数包括：机身长度lf、机身直径df、机身最大截面积s
mf
以及机身的长细比kf。
48.s5.2、根据机身长度应用统计公式并结合最大起飞重量确定机身长度。
49.其中，a、c为两个系数，两个系数的统计规律如表1所示，根据表1中的统计数据，a取0.15，c取0.43-0.5比较合理，因此选择a=0.15、c=0.45，代入最大起飞重量500kg，机身长度lf=2.46m。
50.表1s5.3、根据机身长度以及机身的长细比确定机身直径和机身最大截面积。
51.对于亚声速飞机机身的长细比kf主要从控制面积考虑，长细比增加，机身阻力减小，但会带来结构增重，故取机身的长细比kf=3.45。
52.机身的横截面形状以圆形为最优，则根据机身的几何关系式确定机身直径和机身最大截面积。
53.机身直径；机身最大截面积。
54.步骤6、根据机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，根据垂尾面积确定垂尾展长，根据垂尾展长确定垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长。
55.在本实施例中，具体包括以下步骤：s6.1、垂直尾翼的简称为垂尾，垂尾的效率与垂尾面积sv和尾力臂lv的几何尺寸有关，垂尾面积如图12的阴影线所示，尾力臂lv为垂尾平均气动弦1/4弦点至机翼平均气动弦1/4弦点之间的距离。
56.s6.2、根据机翼与机身的总体布置，设垂尾的尾力臂为l
v =0.53m，垂尾的尾容量，根据垂尾的尾力臂、垂尾的尾容量并结合机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，公式如下：
则垂尾面积。
57.s6.3、为了保证无人机无侧滑时垂尾不产生偏航力矩，垂尾翼型采用naca0018对称翼型，该垂尾翼型如图13所示，最大弯度18.01%在30.0%弦线；设垂尾的展弦比av、梢根比λv和1/4弦线后掠角分别为a
v =3.8，λ
v =0.64，λ
1/4
=10
°
，由几何关系式确定垂尾展长、垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长。
58.垂尾展长；垂尾的翼根弦长；垂尾的翼梢弦长。
59.步骤7、根据垂尾的翼根弦长和翼梢弦长确定方向舵弦长，根据垂尾展长确定方向舵展长，根据垂尾的面积确定方向舵面积。
60.本实施例中，具体包括以下步骤：s7.1、方向舵是垂尾中可操纵的翼面部分，其作用是对无人机进行偏航操纵，对于本发明中的无人机，方向舵弦长cr为垂尾弦长cv的20%-50%，本实施例中cr=40%cv。
61.s7.2、方向舵展长br为垂尾展长bv的80%-95%，本实施例中，方向舵展长br=85%bv=85%*1.76=1.496m。
62.s7.3、方向舵面积sr为30%-40%的垂尾面积，本实施例中，方向舵面积sr=34.8%sv=34.8%*0.815=0.284m2。
63.步骤8、在无人机的机身背部中央设定进气口，并确定进气口的进气面积。
64.无人机的机身背部中央进气口拥有较好的进口流场，能够提高无人机的机动性，不同进气口的进气面形状对进气道性能有较大的影响，对于侧面进气道的无人机大部分采用矩形进气面形状，而中央进气道的进气口外形则以半椭圆或多段圆弧形为主。
65.本实施例中，机身背部进气采用中央进气道形式，进气道的进气面形状采用多段圆弧形状。进气道的进气面积是进气道设计的另一个重要参数，进口速度比或流量系数的确定与进气口面积密切相关，直接影响进气道内部性能和外部性能，进口速度比大且进口面积大，则进气道内流速就较低，总压损失较小，总压恢复系数就较大，但进气道外部的外阻大，外部的流动性能就较差；反之亦然，故此处选取进气道的进气面积a
i =0.026m2。
66.步骤9、在无人机的机身上设置排气口，并确定排气口的排气面积。
67.对于涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机，排气喷管是无人机推进系统一个重要的部件，排气喷管的作用是增加喷管内燃气的排放速度，将燃气的可用热能转变为排气动能，排气喷管出口的压力决定了膨胀过程，当出口压力膨胀到等于外界环境压力时，发动机获得最大推力；而涡轮螺旋桨和活塞式发动机的排气系统相对简单，排气产生的动能较低，可忽略不计，故此类排气系统的设计多从发动机散热及排气系统对整机阻力影响方面考虑。排气口平面形状与进气道类似，选择采用多段圆弧形组成，排气口的排气面积a
e =0.001m2。
68.步骤10、在机翼翼尖和垂尾翼尖位置设置起落架。
69.起落架是无人机起飞降落过程中能够起到支撑作用的附件装置，常规固定翼无人
机起落架为了满足无人机起飞和着陆滑跑的需要，一般包括机轮、刹车装置、承力支柱、减震器、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。
70.尾座式垂直起降无人机由于特殊的起降方式，不需要进行地面滑跑，因此本发明中起落架的构型与常规飞机起落架略有不同，本发明中无人机起落架位于机翼翼尖和垂尾翼尖，四个支撑点共同构成无人机的起落架，使得无人机能够竖直停靠在水平地面上。为方便无人机进行地面移动，起落架的尾端保留机轮设计，减震机构布置于位于机翼翼尖和垂尾翼尖的整流罩中，且无人机在正常飞行时起落架不做回收。
71.参阅图1，根据上述尾座式垂直起降无人机设计方法设计的无人机，包括机身2，其两侧对称设置有机翼1，机翼1上设置有升降副翼3，机身2的尾端设置有垂直尾翼4，垂直尾翼4上设置方向舵5，机身2的前端设置对转螺旋桨8，机身2的顶部中央设置进排气系统6，机翼的翼尖和垂直尾翼4的翼尖均设置有起落架7。
72.仿真结果通过cfd数值模拟仿真计算技术，仿真结果参阅图15和图16，图15为本发明无人机在某一迎角下的流场速度和压力分布云图，图16为无人机的升阻力系数及升阻比随迎角变化曲线图，其中，图16a为升阻力系数随迎角变化曲线图，图16b为升阻比随迎角变化曲线图，本发明无人机的升阻力系数和升阻比随迎角变化曲线图，其中无量纲系数的参考面积均取1m2，从图中可以看到，当无人机的迎角在-8
°‑
12
°
范围内，无人机的升力系数随迎角变化呈线性增加，且在-12
°‑
18
°
迎角范围内，无人机没有出现明显失速现象。从无人机的升阻比随迎角变化的曲线图中可以看到，在正迎角范围内，无人机的升阻比始终保持在较高的水平，且当迎角为6
°
时，达到最大升阻比，此无人机在该状态下的最大升阻比为13，进一步说明了该尾座式垂直起降无人机具有垂直起降能力，同时又拥有着出色的飞行效率。本发明中无人机在巡航阶段6
°
迎角下数值仿真计算流场的压力分布云图和流场速度分布云图如图15所示，图15a为流场速度分布云图，图15b为压力分布云图。
73.本发明提供的尾座式垂直起降无人机，采用尾座式的布局结构，该无人机各飞行阶段的剖面图如图14所示，在起飞阶段的过程中，无人机首先机头向上竖直置于地面上，由机头高速旋转的对转螺旋桨提供升力，随着对转螺旋桨转速的不断提高，无人机的高度和速度也随之不断增加，实现垂直起飞；当达到一定的高度和速度时，无人机开始由起飞阶段向高速巡航阶段过渡，在起飞到巡航的过渡阶段，由于飞机具有了一定的速度，机翼后缘的升降副翼的舵面效率相较于起飞阶段初期有了显著的提高，在此过渡阶段中，无人机可通过向下偏转升降副翼，产生足够的低头力矩，以使无人机低头，从而完成由起飞阶段向高速巡航阶段的过渡。由于无人机在高速巡航时的飞行阻力小于无人机自身的自重，所以在此过渡阶段中还伴随着对转螺旋桨转速的下降。无人机在降落的过程中，首先要经历由高速巡航向垂直降落的巡航到降落的过渡阶段，在此过渡阶段中，无人机的飞行速度逐渐降低，升降副翼向上偏转产生足够的抬头力矩，以使无人机抬头，同时，由于飞行速度降低带来的升力减小，对转螺旋桨的转速开始提高以在竖直方向上提供足够向上的分力，在完成巡航至降落过渡阶段后，对转螺旋桨的转速逐渐下降，使无人机的速度和高度不断减小，最终实现无人机的垂直降落。
74.目前，垂直起降固定翼无人机以技术特点为依据可分为推力换向式、复合式和尾座式三大类。
75.推力换向式垂直起降固定翼无人机包括倾转旋翼和倾转涵道两种推力换向方式，这类无人机的结构布局通常采用常规的布局形式。在无人机起降阶段，无人机的旋翼或者涵道为无人机提供足够的升力以使无人机能够垂直起降。在平飞巡航阶段，无人机通过倾转旋翼或者涵道，使动力系统产生的力方向发生改变，为无人机的平飞巡航提供向前的推力或拉力。但是推力换向式垂直起降无人机需要设置动力系统的倾转机构，而这类倾转机构比较复杂且较为笨重，这无疑会大大增重无人机的结构重量。同时，由于倾转机构较为复杂，无人机的安全性和可靠性也会大大降低。
76.复合式垂直起降固定翼无人机是由旋翼机和固定翼无人机复合而成，这类无人机的结构相对来讲比较简单。在起降阶段，无人机与多旋翼机类似，通过旋翼旋转为无人机提供向上的升力。在平飞巡航阶段，旋翼停止工作，此时由位于机身上的螺旋桨或者其他动力装置为无人机提供向前的推力或拉力，使无人机进入固定翼模式。这类无人机虽然结构方式简单，但是在起降阶段或平飞巡航阶段，存在着一种动力系统不工作，在这种情况下，不工作的动力系统就成为了无人机的废重，并且会大大增加无人机的阻力。
77.本发明的尾座式垂直起降无人机很好的解决了上述两种垂直起降固定翼无人机的问题，尾座式垂直起降无人机使用一套动力系统为无人机提供动力来源，并且在无人机不同的飞行阶段无需倾转动力装置，不存在复杂的倾转机构和多余的结构废重。在不同的飞行阶段，尾座式垂直起降无人机利用自身的结构特点，依靠不同操纵面产生的气动力使无人机进行不同飞行模式的过渡。尾座式垂直起降无人机结构简单、利用率高，飞行效率高，巡航速度快，同时具有垂直起降能力，极大地增加了无人机的优势，拓展了无人机的应用范围。
78.以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。

技术特征：
1.一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，包括以下步骤：机翼设计：根据无人机在基础参数工况下的机翼雷诺数，对多种s形翼型的气动特性进行对比，获取气动特性最优的s形翼型；根据最优的s形翼型的气动特性，并结合失速速度确定机翼的翼载，根据翼载和最大起飞重量确定机翼面积，根据机翼面积和机翼展长确定展弦比；对不同机翼上反角的无人机进行飞行过程的稳定性模拟，根据模拟的稳定性确定机翼的最优机翼上反角；升降副翼设计：根据无人机的无尾式布局结构确定无人机的升降舵为升降副翼，根据机翼面积和机翼展长确定升降副翼的设计参数；机身设计：根据基础参数确定无人机的机身长度，根据机身长度确定无人机的机身直径和机身最大截面积；垂尾设计：根据机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，根据垂尾面积确定垂尾展长，根据垂尾展长确定垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长；方向舵设计：根据垂尾的翼根弦长和翼梢弦长确定方向舵的弦长，根据垂尾展长确定方向舵展长，根据垂尾面积确定方向舵的面积。2.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述基础参数包括巡航速度、巡航高度和最大起飞重量。3.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述最优机翼上反角的确定方法如下：构建多种不同机翼上反角的无人机模型，设定来流条件、迎角范围和侧滑角范围，每间隔设定角度进行稳定性模拟计算，根据最优的稳定性确定最优机翼上反角。4.根据权利要求3所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述来流条件为均匀来流，迎角范围为-5
°‑
30
°
，侧滑角范围为0
°‑
30
°
。5.根据权利要求3所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述机翼的最优机翼上反角为15
°
。6.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述升降副翼的设计参数包括升降副翼面积和升降副翼展长；根据机翼面积确定升降副翼面积，根据机翼展长确定升降副翼展长。7.根据权利要求6所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述升降副翼包括内侧操纵面和外侧操纵面；根据机翼面积和机翼展长确定外操纵面的设计参数，外操纵面的设计参数包括外侧操纵面的面积、外侧操纵面的弦长、外侧操纵面的展长和外侧操纵面的展向位置；根据升降副翼的设计参数和外操纵面的设计参数确定内侧操纵面的设计参数，内侧操纵面的设计参数包括内侧操纵面的面积和内侧操纵面的展长。8.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，所述机身长度的确定方法为，根据最大起飞重量并结合机身长度应用统计公式确定机身长度；根据机身长度以及机身的长细比确定机身直径和机身最大截面积。9.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，根据设定的垂尾的尾力臂和尾容量，并结合机翼面积和机翼展长确定垂尾面积，根据垂尾面积和设
定的垂尾的展弦比确定垂尾展长，根据垂尾展长和设定的垂尾的梢根比确定垂尾的翼根弦长和垂尾的翼梢弦长。10.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降无人机设计方法，其特征在于，机翼的翼尖和垂尾的翼尖设置起落架。

技术总结
本发明公开了一种尾座式垂直起降无人机设计方法，根据机翼雷诺数确定最优S形翼型，并结合该S形翼型的气动特性确定展弦比，然后对无人机的飞行稳定性进行分析，确定最优机翼上反角，完成机翼设计，根据机翼确定升降副翼和垂尾的设计，进而完成整个尾座式垂直起降无人机的设计，该尾座式垂直起降无人机使用一套动力系统为无人机提供动力来源，在不同的飞行阶段，尾座式垂直起降无人机利用自身的结构特点，依靠不同操纵面产生的气动力使无人机进行不同飞行模式的过渡，该尾座式垂直起降无人机结构简单、飞行效率高且巡航速度快，同时具有垂直起降能力，极大地增加了无人机的优势，拓展了无人机的应用范围。展了无人机的应用范围。展了无人机的应用范围。


技术研发人员：陈树生 李猛 杨华 王玉荣 高正红
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.01.06
技术公布日：2023/4/5