譯文--外文翻譯--無人機系統(tǒng)的設(shè)計、開發(fā)和應(yīng)用(節(jié)選自書籍）

1、<p><b>　　中文11500字</b></p><p>　　本科畢業(yè)設(shè)計（論文）外文翻譯</p><p>　　題 目：__高精度低空三維傾斜攝影測量___</p><p>　　_ _無人機的設(shè)計____________</p><p>　　學(xué)生姓名：___________ _________

2、_______</p><p>　　院 （系）：________飛行器學(xué)院_____________</p><p>　　專業(yè)班級：_____飛行器制造1603班_________</p><p>　　指導(dǎo)教師：_________ ____________</p><p>　　完成時間：______2016年3月15日__________

3、</p><p>　　文獻名稱（Unmanned Aircraft Systems UVAS Design, Development and Deployment ）</p><p>　　文獻中文名稱（無人機系統(tǒng)的設(shè)計、開發(fā)和應(yīng)用）</p><p>　　作者： Reg Austin</p><p>　　起止頁碼：91頁～112頁 127頁～

4、136頁</p><p>　　出版日期（期刊號）：2010 ISBN (978-7-118-08093-3)</p><p>　　出版單位：A John Wiley and Sons, Ltd., Publication</p><p>　　Unmanned Aircraft Systems UVAS Design, Development and Deploym

5、ent</p><p>　　1.無人機機體設(shè)計（文獻第6章）</p><p>　　無人機系統(tǒng)設(shè)計，尤其是空中部分與有人機一樣有相似目標，即達到所要求的性能，并具有完整性和可靠性，食全壽命費用（即最初的采購費用加上使用費用）最低。因此，設(shè)計研制的程序步驟基本相似，總體上使用類似的技術(shù)。但是兩者之間存在差異，主要體現(xiàn)在：</p><p>　　電子飛行控制系統(tǒng)更輕，需要的

6、空間更?。粺o人機的電子飛行控制系統(tǒng)能夠接受遙控指令；按照預(yù)先規(guī)劃的飛行剖獲資助的進行飛行控制。</p><p>　　無人機主要攜帶偵察任務(wù)載荷，而不是較重的武器、乘客或貨物等載荷。</p><p>　　小的結(jié)構(gòu)和機械裝置具有明顯的尺度效應(yīng)優(yōu)勢，如果將該特點應(yīng)用與無人機設(shè)計中，可以設(shè)計出更輕的飛機。</p><p><b>　　1.1尺度效應(yīng)</b&g

7、t;</p><p>　　迄今為止，無人機相對于有人機來說重量更輕一些，相關(guān)情況如圖6.1所示。</p><p>　　根據(jù)起飛總重量（AUM），有人急大小變化從最小的340kg的Titan Tornado單座飛機，到590000kg的空客A380和640000kg的安特諾夫·安225。</p><p>　　無人機系統(tǒng)中的飛機具有較小的重量，從6kg的Rap

8、hael Skylight 飛機到12000kg的諾斯羅普·格魯曼的“全球鷹”無人機（見第4章）。根據(jù)重量，最小的固定翼無人機比相應(yīng)的最小的有人機要請兩個數(shù)量級。</p><p>　　旋翼飛機也有類似的情況，有人旋翼飛機的質(zhì)量從623kg的Robinson R22 到97000kg的米12直升機；對應(yīng)的無人旋翼飛機，其重量變化從EADS Scorio 的20kg的到Schiebel Camcopter的

9、200kg。</p><p>　　圖6.1也給出了較重的無人直升機，它是最早的無人直升機。Gyrodyne DASH海軍無人機（途中沒有給出）重達1430kg。但是，后兩種無人直升機，最初的設(shè)計是為了搭載乘客，后來改造成無人機，用于攜帶輕型武器。</p><p>　　圖中也沒有包括總起飛重量為1364kg的Bell Aerosystens公司的“鷹眼“無人機（見4.2.2節(jié)和圖4.14），

10、它是一種傾轉(zhuǎn)旋翼機布局。就重量而言，飛機為了獲得垂直和水平飛行能力，額外承載了一些設(shè)備。</p><p>　　可以看出，與固定翼無人機一樣，最輕的無人直升飛機相對于有人直升飛機而言，也輕兩個數(shù)量級。但是，與固定疑問及不同，最重的無人直升機也無法與有人直升機重量相比。</p><p>　　當然，還有更輕的固定翼和旋翼無人機在開發(fā)中，重量可達0.5kg甚至更輕。但是，必須關(guān)注如此輕型飛機帶來的

11、尺度效應(yīng)，因為他們采用了與主流飛機不一樣的的技術(shù)與結(jié)構(gòu)布局。例如一些微型無人機（MAV）使用柔韌的薄膜機翼。</p><p>　　一般情況下，在無人機設(shè)計中，可以通過使用“弗魯?shù)卤刃?yīng)”原理來確定不同尺寸大小飛機的效果。</p><p><b>　　弗魯?shù)卤刃?yīng)</b></p><p>　　例如，觀察者可以比較大象和老鼠或者天鵝和鷦鷯，魅族動物

12、之間具有相同的基本構(gòu)造和運動器官。但是，叫小動物的肢體或翅膀運動頻率要大得多，大動物的骨骼密度要比小動物密度高，這些變化趨勢可通過一下邏輯的尺度分析來解釋。</p><p>　　定義：線性尺度比率La /Lm, = n（比例因子），其中a代表實際物體，m代表模型。對于一個模型系統(tǒng)，n=10代表了線性尺寸10倍、面積100倍于模型的全尺寸飛機。同時，實際系統(tǒng)與模型一樣工作與空氣密度為ρ、重力系數(shù)為g的環(huán)境中。<

13、;/p><p>　　由于加速度的數(shù)值為Lt^2，加速度g為常數(shù)，則t隨L^1/2而變化，根據(jù)以上分析，可以得到如下關(guān)系。</p><p>　　根據(jù)表中院子，對于中小型飛機，它與比其尺寸大10倍的飛機具有同樣的結(jié)構(gòu)布局，當小飛機飛行速度為31.6m/s時，等效于大飛機以100m/s的速度飛行。</p><p>　　正如第4章所提及的，利用該原則，可以通過對小尺寸模型的全面

14、試驗，有效確定實際全尺寸飛機的飛行特性，小尺寸模型通常采用無人的，低速飛行模式。利用模型飛機對后續(xù)改進的飛機進行飛行試驗，相對于直接對新飛機進行初始階段的真實飛行試驗而言，費用要低很多，風(fēng)險也很小。這也是無人機技術(shù)拓展應(yīng)用的實例（圖4.29）。</p><p><b>　　1.2安裝密度</b></p><p>　　相對于具有同樣用途的有人機，無人機通過高密度的安裝（

15、飛機重量/體積），利用結(jié)構(gòu)和空氣動力學(xué)的優(yōu)勢，使其尺寸和質(zhì)量明顯減少。</p><p>　　人的密度比飛機系統(tǒng)要小，但為人員提供活動和工作空間去卻較大，結(jié)果降低了大多數(shù)輕型有人機的有效密度，使全系統(tǒng)總密度為0.1（即約為100kg/m^3）或更小。相比而言，無人機的電子和光學(xué)設(shè)備比整體系統(tǒng)的密度高，并能緊密安裝，僅需一些冷卻空間。電視成像系統(tǒng)或其他光電設(shè)備（類似眼睛），自動飛行控制系統(tǒng)（類似大腦）無線電和動力設(shè)備

16、（通信等），以及無人機的輔助設(shè)備等,它們的密度約為0.7（700kg/m^3）。</p><p>　　發(fā)動機，傳動，舵機，發(fā)電機等設(shè)備，雖然尺寸大小不一，但對有人機和無人機而言是相同的，密度為5-6（5000 kg/m^3-6000 kg/m^3），當然還需一些空間用于冷卻和操作等。著陸裝置隨飛機類型的不同而不同，有固定的或可收回的，輪式的或滑撬式的。垂直起降飛機的著陸裝置要輕于水平起降飛機。因此，對于著陸裝置，

17、沒有統(tǒng)一的結(jié)論。</p><p>　　像機翼、尾撐和尾翼等部件密度小，如典型的輕型飛機機翼，重量只占總重量的10%，其安裝密度低達25kg/m^3，該值隨飛機尺寸的增加而緩慢增加。與之相反，直升機選一系統(tǒng)也只占飛機總重量的10%，但其安裝密度從小型無人直升機的1200kg/m^3到大型有人直升機的4000kg/m^3。</p><p>　　燃油裝于軟性變形的郵箱內(nèi)，當有相撞滿時，供油系統(tǒng)的

18、安裝密度為900 kg/m^3-1000 kg/m^3。它的承載將會增加包括機翼或機身在內(nèi)的總安裝密度。</p><p>　　飛機的實際安裝密度取決于其尺寸大小的結(jié)構(gòu)布局。以兩座Cessna 152輕型有人飛機為例，總起飛重量為700kg，總安裝密度約為120 kg/m^3。固定翼無人機如：“觀察者”，總起飛重量只有36kg，裝載有類似電視監(jiān)視成像設(shè)備，其安裝密度約為200 kg/m^3。小型共軸旋翼無人機如“小

19、精靈”，其質(zhì)量為36kg，安裝密度約為600 kg/m^3。</p><p><b>　　1.3 空氣動力學(xué)</b></p><p>　　飛機對氣流干擾的影響，以及飛機空氣動力效率可以用飛機表面積與質(zhì)量的比率Λ來度量。飛機表面積越大，受到空氣動力的干擾越大；飛機的質(zhì)量越大，其對施加力的慣性（反作用）越大。</p><p>　　利用比例定律可知，

20、表面積與質(zhì)量的比率Λ隨n/ρD 而變化，即線性尺度比率n除以安裝密度ρD 。也就是說比率Λ將隨飛機尺寸減小而增大，隨安裝密度的增大而減小。因為無人機一般比有人機小，在擾流中比大型有人機承受更嚴重的氣流干擾，但其不足可以通過提高無人機的安裝密度來補償。</p><p>　　通過減小機體和機翼的摩擦阻力，使翼型阻力達到最小值，就可以提高氣動效率（利用飛機的阻力/重量之比來定量衡量，比值小、效率高，通常以空速為30m/

21、s時的阻力為參考）。另外，安裝密度低，飛機的氣動效率高。</p><p>　　相對于同樣形狀的大型飛機，在低雷諾數(shù)NR 情況下，小型飛機的機翼和機體的摩擦阻力、翼型阻力較大。雷諾數(shù)是一個無量綱參數(shù)，是流體慣性力和粘性力之比，常常用來定量衡量給定流體中兩種力的相對重要性。慣性力指更大量的下行流體會議更高的速度流過更長的表面，在高NR 時，它是主要作用力。</p><p><b>　

22、　NR 的計算公式為</b></p><p>　　NR = λl /ν</p><p>　　式中：λ為氣流速度；l為特征長度（即翼弦）；v為氣流的運動黏性，在標準狀態(tài)下其值為1.47 × 10^?5 m2 /s（更多信息可參考文獻[1，2]等空氣動力學(xué)書籍）。</p><p>　　低NR的表面啟動阻力要大于高NR 的情況。無人機一般比有人機要小

23、，飛行速度較慢，因此無人機工作在低NR 狀態(tài)，受到的阻力較大。</p><p>　　流線型翼剖面的厚度與弦長之比為15%的情況下，依據(jù)表面積，阻力系數(shù)隨雷諾數(shù)NR 變化曲線如圖6.2所示。途中數(shù)據(jù)來源于參考文獻6.2，它給出了變化趨勢的典型實例，原則上也適用于所有外表面。</p><p>　　大多數(shù)在產(chǎn)的無人機，從最大、對快的（“全球鷹”）無人機到最小的無人機（“黃蜂”Ⅲ），基于翼弦長度和

24、近似最小功率，與個子的雷諾數(shù)NR是對應(yīng)的。最小無人機重量僅有0.43kg，其阻力系數(shù)為最大無人機（“全球鷹”重量約為12000kg）的3倍。</p><p>　　對于較小的微型飛機，相對于飛機質(zhì)量，其產(chǎn)生的阻力較大（即5kg/m^2非常小的機翼載荷是必需的，以便手拋發(fā)射時獲得最小的飛行速度）。不好的方面是：在低NR時，獲得的最大升力系數(shù)比NR取通常值時或等的最大升力系數(shù)要小得多。</p><p

25、>　　微型無人機設(shè)計者面臨一個挑戰(zhàn)：在獲得滿意的空氣動力特性的同時，把負面影響降低。其手段是通過以下工作的最大化來緩解不利的形式。</p><p><b>　　最大化安裝密度</b></p><p><b>　　最佳氣動外形</b></p><p>　　針對更小的無人機，如質(zhì)量為100g微型無人機，建議對其空氣動力學(xué)

26、進行進一步研究，以克服低雷諾數(shù)時飛機應(yīng)存在的問題。</p><p>　　1.4結(jié)構(gòu)與機械裝置</p><p>　　對于小型無人機，通過充分的設(shè)計獲得較高的空氣動力效率有一定的挑戰(zhàn)性，而有利的方面是小尺寸結(jié)構(gòu)和機械裝置實現(xiàn)容易。大型飛機的載荷比對應(yīng)的小型飛機高很多，要求采用大強度、高硬度的制作材料，遠距離承受這些載荷，而不會出現(xiàn)彎曲、變形等承載問題。</p><p>

27、　　當輕型有人駕駛飛行結(jié)構(gòu)設(shè)計從覆蓋纖維材料管狀結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)換到基于輕型合金材料的硬殼式結(jié)構(gòu)時，承受作用在表層的直接載荷只要求使用非常薄的材料。為了阻止框架件表面的局部變形，增加了橫梁。有時，這樣的措施也不夠，為了應(yīng)對表面凹進，有必要采用較厚的表層結(jié)構(gòu)材料，以抑制彎曲變形，但這將導(dǎo)致重量的增加。</p><p>　　低密度復(fù)合材料的出現(xiàn)緩和了該問題，這種材料可以制作得較厚，但又不會增加飛機的重量。雖然最初的材料（如玻璃

28、纖維環(huán)氧樹脂蜂窩結(jié)構(gòu)）的硬度較小，橫截面的附加厚度足以彌補該缺陷，從而解決了表面變形的問題。</p><p>　　這種技術(shù)可直接用于無人機，除了在有限空間中要承受較大的載荷的區(qū)域外，復(fù)合材料已經(jīng)在無人機構(gòu)造中成為主流。上述區(qū)域如起落架，通常有必要采用輕型合金或鋼材料。隨著材料的發(fā)展，例如碳纖維預(yù)侵料高溫熱壓成型材料、塑料盒鋁合金的合成材料等的出現(xiàn)，上述部件使用的材料也將改變。</p><p&g

29、t;　　多數(shù)無人機得益于飛機載荷小，承受在和飛行距離短。這就減小了變形的概率，但仍然需要注意該問題，以確保飛機具有足夠的結(jié)構(gòu)強度能承受人力搬動。</p><p>　　在起飛重量一定的條件下，飛機部件重量的減小，意味著可以攜帶更多的任務(wù)載荷或燃油（電池容量），也就是說，相關(guān)任務(wù)可以有輕型、小型飛機完成。</p><p>　　一個飛機中幾個部件的相對重量可以通過比值來表示。</p>

30、<p>　　1.4.1 部件重量/起飛總重</p><p>　　這就是所謂的部件“重量比例”?！爸亓勘壤北磉_式由比例法則衍生而來，如下所示，它說明飛機尺寸小，安裝密度高的優(yōu)點。</p><p>　　式中：σ為安裝密度比（密度/小密度）；</p><p>　?。诪轱w機總重（N）；</p><p>　　KT 為由機翼幾何結(jié)構(gòu)確定的

31、常值，如機翼梯形度；</p><p><b>　　AR為機翼展弦比；</b></p><p>　　ρm為機翼材料密度；</p><p>　　fc為機翼材料可承受的直接壓力（N/m^2）；</p><p>　　t/c為機翼厚度與弦長之比；</p><p>　　ω為機翼載荷（N/m^2）；</p

32、><p>　　VT為旋翼端點速度（m/s）；</p><p>　　p為旋翼的槳盤載荷（N/m^2）；</p><p>　　β0為旋翼槳片的椎旋角（rad）。</p><p>　　對于輕小型的飛機，這些表達式表明了結(jié)構(gòu)和機械中糧比例帶來的有點，以及如何使無人機的安裝密度更改，這些取決于材料的正確選擇和良好的設(shè)計。</p><p&

33、gt;　　1.4.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計</p><p>　　在許多書中都對結(jié)構(gòu)設(shè)計有詳細描述，雖然它們都可用于無人機和有人機，但應(yīng)用中還是存在一點差異。無人機在設(shè)計時要考慮多方面的要求，不僅僅是易于初始生產(chǎn)、費用、壽命、可靠性、可達性和維修性等基本要求。</p><p>　　對于有人機，一些輔助設(shè)備必須具有可達性，要從機上實現(xiàn)科大，其余設(shè)備可通過飛機外部結(jié)構(gòu)上的分離面板實現(xiàn)可達性。但是，對結(jié)構(gòu)的強

34、度，硬度和氣動潔度等影響要降到最低。對于無人機，尤其是較小的無人機，機上可達是不可行的。由于飛機結(jié)構(gòu)比較小，通過外部可以動的蓋板實現(xiàn)可達也有某些限制。為了實現(xiàn)手的可達性，面板的大小要與周圍的結(jié)構(gòu)成比例，這將削弱結(jié)構(gòu)強度，因此需要進行結(jié)構(gòu)加強。對于有人機，解決方法是利用可以動的承力表層式面板，這種封閉結(jié)構(gòu)可有效傳遞壓力，但對于小尺寸的面板，很難獲得這樣的效果。因此，除了較大型的無人機之外，一種更有效的方法是利用合適的復(fù)合材料和可自分離的模

35、塊構(gòu)建機體。</p><p>　　圖6.3給出了小型和中型無人機機身常用的模塊化構(gòu)建方法。玻璃纖維和適量的樹脂作為主材料，加強的部分采用硬塑料泡沫填充，并用碳纖維條包裹。</p><p>　　用碳制作蒙皮非常貴，并且碳的固有阻尼小，受突然撞擊容易破碎。與玻璃按一定比例混合，將會使其具有一定的阻尼，是一種實用可行的解決方法。盡管碳織物昂貴，但碳纖維條相對便宜，利用該方法制作的輕質(zhì)、高硬度、耐

36、用、便宜的結(jié)構(gòu)模塊，適合規(guī)模生產(chǎn)。</p><p>　　另一種材料的密度為碳/玻璃混合物的1/2，但硬度基本類似，這就是由玻璃纖維或碳纖維加強的聚碳酸酯。它可以熱塑成型，制作結(jié)構(gòu)件的勞動強度低于利用成型材料，該方法可用于升力面的制作。</p><p>　　內(nèi)部結(jié)構(gòu)連接件要求能夠?qū)⑤d荷分散到承力墊片或插口上，這些部件一般用輕質(zhì)合金，甚至鋼材料制成，具體材料根據(jù)連接處的受力情況確定。</

37、p><p>　　以上大多數(shù)方法可用于大型的HALE和MALE飛機的制造，但是，由于結(jié)構(gòu)面積大，載荷密度大，機翼和機身的蒙皮多采用較硬的碳化合物材料。為了獲得更大的硬度和柔韌度，可采用分層構(gòu)造法，即在兩層碳纖維或碳纖維和玻璃纖維混合物之間夾一層蜂窩狀尼龍。</p><p>　　新材料的不斷發(fā)展，給無人機的設(shè)計和制造帶來了好處。對于新型無人機設(shè)計，合適的材料選擇是一個首先要面對的問題，可從專業(yè)出版

38、物和材料生產(chǎn)者那里獲得一些有益的建議（見參考文獻[5,6]）。</p><p>　　1.4.3 機械設(shè)計</p><p>　　依據(jù)硬度要求，一般小尺寸的效果要好，但其負面效果是保持精確地匹配公差比較困難。由于接合處的應(yīng)力提高，需要采取謹慎的疲勞處理措施；同時由于拐角處的半徑小，承力件安裝更為關(guān)鍵。建議連接件采用強東儲備系數(shù)高的材料，拐角處的半徑要比單純縮比尺寸大一些。</p>

39、<p>　　如圖6.4（a）所示，標準小型滾柱承力件的邊緣半徑的拐角處為0.5mm，相對于大半徑的類似裝置，其局部應(yīng)力要大。一個可行的解決方法是使在拐角軸處的內(nèi)半徑取較大的值，并在承力件和軸套之間加一個墊塊，如圖6.4（b）所示。另一種方法是專門設(shè)計和制作大邊緣半徑的承力件，但這將會導(dǎo)致部件重量增加，造價提高。</p><p>　　1.4.4 磨損與疲勞</p><p>　　無

40、論設(shè)計中的機械系統(tǒng)是一種結(jié)構(gòu)件還是機械裝置，系統(tǒng)不僅要求能夠充分有效地完成賦予的功能，而且要在規(guī)定的時間內(nèi)可靠、連續(xù)地耕作，具體的時間長短取決于工作要求，在設(shè)計之初就應(yīng)明確。</p><p>　　設(shè)計的部件要通過計算，確定其使用壽命、部件更換之前的使用時間，通常以磨損與疲勞小時來衡量。</p><p>　　受力表面的磨損率通?？梢愿鶕?jù)載荷-速度曲線進行估計，部件在研發(fā)階段進行測試，以確定其

41、使用壽命。在部件疲勞損壞之前，計算部件疲勞失效前的工作周期變化數(shù)，并給部件工作壽命估計增加適當?shù)膬湟蜃樱ㄒ妳⒖嘉墨I[1,2]）</p><p>　　正如前面提到的縮比效應(yīng)，隨著無人機和部件尺寸的減小，其壽命周期會增加。對于小型無人機，由失效前的工作周期數(shù)決定的疲勞壽命比以小時衡量的工作壽命會早達到。但是在相同的比例效應(yīng)下，如果材料的載荷和壓力都較小，這種變化會反過來。</p><p>　

42、　選擇合適的材料是減少疲勞失效的一種重要手段。復(fù)合材料具有高的抗疲勞強度，用它代替輕型合金材料可以延長機身的疲勞壽命。</p><p>　　某些部件完全棄用金屬材料可能還需要些時間，這些部件包括，發(fā)動機、旋翼槳轂和傳動系統(tǒng)等。因為這些部件除了載荷密度高外，還有高溫和高磨損等因素。</p><p>　　隨著小型飛機單位時間內(nèi)盈利的逐漸增大，如果這些飛機的疲勞壽命要求與大型飛機相當，一些應(yīng)用就

43、應(yīng)該考慮使用鋼材料而不是輕質(zhì)合金，對于旋翼飛機更是如此。大多數(shù)鋼材料有一個受力極限，低于這個值，鐵質(zhì)材料就會有無限的疲勞壽命。采用輕合金材料不可能獲得這樣的效果。為了從輕質(zhì)合金材料上獲得較長的疲勞時間（不是無限的），可在低承力的條件下應(yīng)用，如果采用鐵質(zhì)材料，部件會比較重。</p><p>　　在開發(fā)階段，對于易磨損和疲勞的部件要進行充分的測試，以確定其使用壽命。</p><p>　　1.4

44、.5 起落架設(shè)計（此部分主要介紹軍用無人機，因此譯文略）</p><p><b>　　1.4.6旋翼設(shè)計</b></p><p>　　由前面的討論可知，無人機部件設(shè)計與有人機在細節(jié)上是不同的，尤其當無人機部件小于有人機的對應(yīng)部件時，特別是比例效應(yīng)的影響。尺寸大小的差異會導(dǎo)致飛機設(shè)計參數(shù)明顯不同。</p><p>　　直升機旋翼有關(guān)參數(shù)的比例就是

45、一個很好的例子。有前面提到的重量比例方程可知，直升機旋翼和傳統(tǒng)系統(tǒng)中元部件重量比例隨飛機設(shè)計總重（DGM）的平方根的不同而不同。通過分系統(tǒng)之間重量的折中，實現(xiàn)飛機全系統(tǒng)優(yōu)化。</p><p>　　直升機旋翼的重量比例隨其直徑的增大而急劇增加 ，主要是由于大多機械部件要承受轉(zhuǎn)矩。旋翼翼尖速度受空氣動力學(xué)因素限制，各種尺寸的旋翼其結(jié)構(gòu)想死。因此，單位功率產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩會隨旋翼尺寸的增加而增加，同時，旋翼重量也比例增加。&

46、lt;/p><p>　　當飛機的設(shè)計總重增加時，設(shè)計者會選擇限制旋翼直徑的增加以減少重量。但是，那將增加旋翼的槳盤載荷p，需求更大的動力，進而求一個更大更重的發(fā)動機。旋翼重量隨尺寸大小的增加比率遠大于發(fā)動機重量隨功率增加的比率，因此發(fā)動機與旋翼之間存在重量平衡。</p><p>　　最終，設(shè)計者為了使飛機的續(xù)航時間蠻子要求，選擇合適的槳盤載荷，并使旋翼和發(fā)動機總重量最小。由圖6.13可知，有這

47、個趨勢：槳盤 載荷隨飛機總重的增加而增加，但長航時飛機會低于這種變化趨勢。</p><p>　　1.5 發(fā)動機的選擇</p><p>　　正如一首老歌所唱“生命離不開音樂”，還應(yīng)加一句“飛機離不開發(fā)動機”。</p><p>　　這種聲音預(yù)示著高技術(shù)的魅力，發(fā)動機技術(shù)還不能滿足要求。飛機設(shè)計者已經(jīng)意識到發(fā)動機而不是別的技術(shù)原因造成一些無人機新項目拖延、預(yù)算超值或被迫取

48、消。新型發(fā)動機的設(shè)計和研發(fā)，再集成為一個可用動力裝置要比機體的研發(fā)會費更多的時間。</p><p>　　如果新型飛機和新發(fā)動機同時平行研發(fā)，最終發(fā)動機會后完成，還有可能不滿足期望的的性能和可靠性。發(fā)動機設(shè)計者為了使其能夠工作，會改變發(fā)動機結(jié)構(gòu)或使其輸出特性發(fā)生變化，而飛機是基于原來確定的發(fā)動機性能設(shè)計的，這樣就會造成新型發(fā)動機與飛機不匹配。</p><p>　　雖然飛機設(shè)計者很想嘗試在飛機

49、上使用最新技術(shù)的發(fā)動機，但是必須考慮新型發(fā)動機是否能夠按時提供，是否能達到指標要求。除非新型發(fā)動機在測試臺上成功運行100h以上，否則考慮使用這種新型發(fā)動機是不明智的。</p><p>　　如同其他飛機，無人機的動力系統(tǒng)包括動力、將其轉(zhuǎn)換為機械能、再轉(zhuǎn)換為升力或推力的裝置等，如圖6.5所示。</p><p>　　動力裝置包括發(fā)動機速度控制和（或）功率輸出控制、發(fā)動機溫度控制等裝置，對于共定

50、義無人機，通常還包括發(fā)電機（旋翼飛機的發(fā)電機驅(qū)動用旋翼系統(tǒng)驅(qū)動代替，這樣確保即使在發(fā)動機出現(xiàn)故障時，仍有可能可用）。</p><p>　　現(xiàn)絕大多數(shù)無人機由內(nèi)燃發(fā)動機驅(qū)動，其中多數(shù)為活塞式發(fā)動機。</p><p>　　1.5.1 活塞式發(fā)動機（譯文略）</p><p>　　1.5.2 燃氣渦輪發(fā)動機（譯文略）</p><p>　　1.5.3

51、電動發(fā)動機</p><p>　　電動機將電能轉(zhuǎn)換為機械能，驅(qū)動推進裝置、風(fēng)扇或旋翼。電能可由蓄電池、太陽能光伏電池或燃料電池等提供。它們的突出優(yōu)點是：噪聲是發(fā)動機中最低的，熱特征也是最小的。</p><p>　　當前，只有微型和小型無人機由電池和電動機提供動力。典型的例子由“沙漠鷹”無人機和“空中閃電”無人機，如第四章的圖4.23所示。</p><p>　　盡管電池

52、的設(shè)計和生產(chǎn)已有了相當大的進步，對電池的供電要求不但由驅(qū)動電動機，而且還有任務(wù)載荷和通信系統(tǒng)。因此，無人機系統(tǒng)的續(xù)航時間，飛行速度以及任務(wù)載荷和通信系統(tǒng)的能力都受到了限制。系統(tǒng)小而輕，能夠背負式運輸，能夠在相對溫和的環(huán)境下工作。為了保證電力供應(yīng)，短距離使用，要攜帶必須的備份電池，并定期充電。</p><p>　　為了獲得持續(xù)的電力供應(yīng)，擴展電驅(qū)動飛機的航程和能力，人們正在尋找其他方法。為了達到這個目的，并間隔無人

53、機系統(tǒng)的要求，正在研究開發(fā)太陽能光伏電池和燃料電池。這兩種電池在無人機上都進行了實驗，但任然處于早起的試驗階段，第27章將作進一步的討論。</p><p>　　當選擇發(fā)動機時，由于沒有豐富資料可供參考，無人機設(shè)計者需要參考多種因素。為了了解發(fā)動機產(chǎn)品的適用性，有必要與多個發(fā)動機制造商保持聯(lián)系，以便評估其產(chǎn)品的適用性。</p><p>　　1.5.4 動力系統(tǒng)集成</p>&l

54、t;p>　　發(fā)動機僅是動力系統(tǒng)的一部分，必須合理的安裝于靈活的基座上，方便調(diào)整。動力系統(tǒng)包括啟動裝置、供油、供電、控制、冷卻、還包括電量檢測、亞索、排氣系統(tǒng)、消聲系統(tǒng)（若需要）。發(fā)動機的特性無疑確定了系統(tǒng)及其子系統(tǒng)的復(fù)雜程度，將會影響發(fā)動機的選擇。</p><p>　　另外，無人機中由動力驅(qū)動的功能部件，如交流發(fā)電機、吹風(fēng)機等，也安裝在動力系統(tǒng)中。</p><p>　　針對大型無人機

55、的大型發(fā)動機，在很多情況下都伴隨配置有很多部件；而對于小型無人機的小型發(fā)動機，就不是這樣，它的部件來源分散。對于小型無人機，啟動電動機、交流發(fā)電機和化油器等一般不滿足小尺寸要求。。在20世紀80年代，ML航空公司被迫為其無人機設(shè)計和制造交流發(fā)電機和冷卻風(fēng)扇。但是這種狀況已經(jīng)由了改善，出現(xiàn)了分公司，可以提供合適的產(chǎn)品。</p><p><b>　　1.6 模塊化結(jié)構(gòu)</b></p>

56、<p>　　正如已經(jīng)討論的那樣，除了現(xiàn)成的可使用的部件外，模塊化結(jié)構(gòu)可使各個獨立的制造商和部門可以單獨檢驗其模塊，這樣可以節(jié)約工廠的空間。根據(jù)工人的標準，由不同國家、不同提供商完成各自模塊的生產(chǎn)和測試，系統(tǒng)最終裝備由主承包商完成，整個無人機系統(tǒng)集成一體，在交付用戶之前，完成地面和空中飛行測試。</p><p>　　不同模塊的特性和詳細技術(shù)參數(shù)包含在其他章節(jié)，但他們必須在結(jié)構(gòu)上能夠集成一體。</

57、p><p>　　圖6.7給出了中程或近程固定翼無人機（HTOL）模塊的可能配置。模塊化結(jié)構(gòu)的優(yōu)點已經(jīng)介紹，該圖解釋了在這樣的飛機上如何實現(xiàn)模塊化。</p><p>　　觀察飛機的結(jié)構(gòu)布局可以看出，在飛機前段的主任務(wù)載荷上由一個可移動的蓋子。不同類型的任務(wù)載荷，或者發(fā)上故障時通過后面的固定裝置，可以完整的更換。所用結(jié)構(gòu)連接器插拔方便，電器連接件方便適用。機內(nèi)測試設(shè)備在控制站內(nèi)的監(jiān)視器上給出某些機

58、械連接和電器連接件是否正常。每個可更換的任務(wù)相對飛機質(zhì)心具有同樣的重力力矩，這樣人物載荷的更換對飛機質(zhì)心帶來的影響很小。</p><p>　　拆除任務(wù)設(shè)備或?qū)⑵渫袄?，就會看到電子模塊，電子部件也可以拆裝，如果要在測試臺上進行測試，可將其整體搬出。類似的，如果需要，通過拆卸結(jié)構(gòu)連接件、供油和控制連接件等，可拆卸動力模塊。通過拆除結(jié)構(gòu)上的連接和控制連接，升力面模塊也是可更換的。由于翼尖部分在著陸或發(fā)射時易受到損壞，

59、因此建議外翼設(shè)計為單獨的模塊，與內(nèi)部其他模塊連接的電纜也是模塊的一部分。</p><p>　　對于大型無人機需要攜帶更多任務(wù)載荷如MALE型無人機，模塊化結(jié)構(gòu)不容易實現(xiàn)。典型MALE無人機內(nèi)部視圖如圖6.8所示。</p><p>　　圖6.10所示是“小精靈”無人機的實際模塊化結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)已經(jīng)經(jīng)過廣泛的應(yīng)用驗證，其模塊化結(jié)構(gòu)的價值已得到認可。在所有類型飛機中，同軸旋翼直升機最容易實現(xiàn)模塊

60、化的結(jié)構(gòu)和應(yīng)用。</p><p>　　根據(jù)示意圖可知，飛機包括四大模塊：</p><p><b>　　機體模塊</b></p><p><b>　　機械模塊</b></p><p><b>　　電子模塊</b></p><p>　　可更換的任務(wù)載荷模塊&

61、lt;/p><p>　　機體完全由復(fù)合材料構(gòu)造，它是一種樹脂增強的歐力纖維和碳纖維的混合物。目前，是四個模塊中最便宜的，它本質(zhì)上為龍骨結(jié)構(gòu)中間為一四角帶立柱的箱體結(jié)構(gòu)。機械模塊與每一個垂直支柱的上端相連，而四腿式著陸裝置的每一個支架插入每個垂直支柱的下端。</p><p>　　圓形機體的任務(wù)空間被四塊垂直分隔板分為4艙段，隔板作為安裝電子模塊和任務(wù)載荷模塊的支架，并將分別安裝一臺發(fā)動機的另外兩

62、個艙段隔離開。由于飛機的俯視圖是對稱的，因此飛機無前后之分，能夠超人和一個方向飛行。單位了描述簡單，常將裝載可更換任務(wù)載荷的段稱為“前端”。</p><p>　　為了平衡重量，任務(wù)載荷的對面是電子模塊。而機械模塊的變速箱占據(jù)中間箱體部分，旋翼傳動軸從變速箱的中心上方伸出，兩臺發(fā)動機分別占據(jù)了橫向兩個艙段。機體上表變完全由四塊可拆卸的蓋子覆蓋，這些蓋子構(gòu)成了機體的上表面，在狀態(tài)檢查或更換模塊時，取開上蓋即可實現(xiàn)。&

63、lt;/p><p>　　這樣的結(jié)構(gòu)安排使機械模塊能夠承載機體的重量以及飛行中放置在箱-柱結(jié)構(gòu)頂部的部件，同時還能承載飛機降落時整個飛機通過立柱傳導(dǎo)給起落架的重量。這樣的設(shè)計理念使飛機具有重量輕、結(jié)構(gòu)費用低、緊湊等特點，并且部件安裝密度相對較大。正事由于這些特性，在給定載荷和性能的條件下，相對于固定翼小型飛機來說，無人直升機具有更小的尺寸。由于電子部件將會越來越小，未來這種趨勢還將繼續(xù)。</p><

64、p>　　2.無人機任務(wù)載荷（文獻第8章）</p><p>　　2.1. 吊艙光電系統(tǒng)集成</p><p><b>　　2.1.1.安裝</b></p><p>　　光電系統(tǒng)可以按照以下三種方式中的一種或多種方式進行安裝：</p><p>　　安裝在飛機前端的前視光電成像設(shè)備主要用于防撞，前向攝像頭及其驅(qū)動模塊安裝在

65、轉(zhuǎn)臺上，轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動完成對地面的觀察。觀察范圍用視場仰角來描述，垂直向下為仰角起始角，朝前、朝上的變化，甚至達到水平線以上，有時鏡頭還可以朝上、朝后（為負值）變化。為了完成占察監(jiān)視任務(wù)，轉(zhuǎn)臺在方位上有一個變化范圍，并具有滾轉(zhuǎn)能力，以保持圖像穩(wěn)定。</p><p>　　一個可旋轉(zhuǎn)的吊艙安裝在機腹下面，以實現(xiàn)對地面方位360°范圍的偵查監(jiān)視，將俯仰和滾轉(zhuǎn)可變化的攝像頭及其驅(qū)動模塊安裝在吊艙內(nèi)。</p>

66、;<p>　　一些系統(tǒng)只適用于特定旋翼飛機，如坎蒂爾CL84、ML航空公司的“小精靈”，它們可以均勻的進行水平觀測，這類飛機本身就是飛行的轉(zhuǎn)臺，通過飛機本身的旋轉(zhuǎn)，可以獲得方位360°的觀測，其上再裝載俯仰、滾轉(zhuǎn)可變化的攝像頭。</p><p>　　有些任務(wù)要求飛機同時采用（1）和（2）兩種安裝方式，但是平滑對稱的直升機（PSH）一般很少采用這兩種安裝模式，不過未來有可能出現(xiàn)這兩種安裝模式

67、。</p><p><b>　　2.1.2集成</b></p><p>　　傳感系統(tǒng)除了在物理上集成以外，任務(wù)載荷設(shè)計和集成還要滿足處理功能的需要，以檢測和發(fā)現(xiàn)目標。大多數(shù)情況下，要求與飛機自動飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)集成在一起，以實現(xiàn)飛機運動時，保持傳感器現(xiàn)場軸線對準目標；在軍事應(yīng)用或手機法律證據(jù)等應(yīng)用過程中，需要將圖像與地圖信息進行并聯(lián)，并在記錄的圖像上添加位置、時

68、間信息。</p><p>　　圖8.2給出了模式（1）的安裝實例，他是航空航天軌道器公司無人機承載的Controp任務(wù)載荷，它采用前端安裝，并在感知偵查的圖像上疊加了位置、時間信息。</p><p>　　目前有一些生產(chǎn)商可以提供多種不同類型的光電任務(wù)在和系統(tǒng)，本書不可能逐一詳細介紹這些系統(tǒng)，這些信息可從生產(chǎn)廠家那里獲得，圖8.3給出了一小部分帶有吊艙的光電任務(wù)載荷系統(tǒng)，包括其尺寸，它們可用

69、于小型，中近程無人機上。</p><p>　　與這些系統(tǒng)相關(guān)的數(shù)據(jù)見下表：</p><p>　　Controp公司提供了多種單傳感器、輕型任務(wù)載荷，可以分別進行替換，D系列可以用U系列，以及U-Z系列中的熱成像傳感器替換。所以傳感器可采用前端安裝或腹部安裝。</p><p>　　兩種用于中高空長航時無人機的任務(wù)載荷如圖8.4所示。</p><p&

70、gt;　　這些載荷功能多，重量也較大，其相關(guān)數(shù)據(jù)見下表。</p><p>　　這兩種吊艙提供了許多可供選擇的設(shè)備，給出的這些數(shù)據(jù)只是一個例子，圖8.4給出了一種典型的Wescan吊艙，安裝在通用原子公司“捕食者”無人機的下部。</p><p>　　作為（3）模式安裝平滑對稱直升機（PSH）的例子，圖8.5給出了一種ML航空公司的“小精靈”無人機。去掉罩子和屏蔽窗，“小精靈”無人機任務(wù)載荷內(nèi)

71、部的組成結(jié)構(gòu)如圖8.6所示。</p><p><b>　　2.1.3穩(wěn)定性</b></p><p>　　無論什么類型的成像設(shè)備，采取前端安裝還是吊艙安裝模式，為了獲得高質(zhì)量圖像，視場軸線都要求在一定的視場角范圍指向要求的區(qū)域，并保持穩(wěn)定，實現(xiàn)的方法是在穩(wěn)定系統(tǒng)控制下，驅(qū)動吊艙或轉(zhuǎn)臺進行適當?shù)霓D(zhuǎn)動。</p><p>　　視場越小，要求視場軸保持穩(wěn)

72、定的精度也越高，視場軸的穩(wěn)定要求能夠補償飛機機動和空氣擾流對飛機的擾動，最好保持三軸穩(wěn)定。</p><p>　　保持視場軸線穩(wěn)定的基本方法由兩種：</p><p>　?。?）成像組件安裝在帶有姿態(tài)和速率傳感器的穩(wěn)定平臺上。</p><p>　?。?）成像組件個安裝在轉(zhuǎn)臺上，并受姿態(tài)傳感器遙控。</p><p>　　在方法（1）中，成像載荷及其

73、轉(zhuǎn)向機構(gòu)安裝在一個平臺上，平臺利用陀螺保持水平穩(wěn)定，偏離水平方向的任何運動都能快速地被驅(qū)動機構(gòu)修正。成像設(shè)備的視場由驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動，以水平方向為基準，保持要求的指向。</p><p>　　該系統(tǒng)的不足之處是在更換任務(wù)載荷時，需要更換穩(wěn)定平臺，或者要求對每一種任務(wù)載荷的不同質(zhì)量進行有效控制，以確保平臺在不用狀態(tài)下，都具備正確的功能。對于后一種方法，更換載荷花費的時間要遠大于方法（2），而且這兩種方法的成本都比方法（2

74、）高。</p><p>　　方法（2）中所有系統(tǒng)都包含在可更換的，帶有轉(zhuǎn)向的任務(wù)載荷模塊，并固定基座模塊上，如果系統(tǒng)俯仰和方位的支點合適，該支點可用于驅(qū)動這兩個方向的視場軸，并保持穩(wěn)定，以獲取穩(wěn)定的“水平”圖像。來自于飛機穩(wěn)定控制系統(tǒng)的姿態(tài)數(shù)據(jù)用于驅(qū)動轉(zhuǎn)臺。</p><p>　　方法（2）的優(yōu)點是可以快速更換任務(wù)載荷，比方法（1）的造價低，但是，它適合用于抗擾流能力強的飛機上，這是因為飛機

75、在飛行過程中遇到大的擾動或突然的偏離航線，該類任務(wù)載荷系統(tǒng)的反應(yīng)有一個滯后。</p><p><b>　　2.1.4圖像傳輸</b></p><p>　　如在第9章討論的那樣，來自各種任務(wù)載荷的桐鄉(xiāng)或數(shù)據(jù)必須發(fā)送到控制站或網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)的其他地方，一般采用無線電傳輸方法。任務(wù)載荷中各種不同傳感器輸出的數(shù)據(jù)需要進行處理，并轉(zhuǎn)換為無線電信號。不同的傳感器要求無線電傳輸?shù)膸挷煌?/p>

76、，數(shù)據(jù)通信速率也不同。隨著無人機系統(tǒng)應(yīng)用的增長，需要更多可用的無線電頻帶，它是一種稀缺資源。因此，根據(jù)實際可能，應(yīng)在無人機上對信號作盡可能多的處理，以減小對通信系統(tǒng)的要求。</p><p><b>　　3.參考文獻</b></p><p>　　1.1. J. H. Faupel and F. E. Fisher, Engineering Design. Wiley-I

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