我如何评价腾盾的四发大型无人机-双尾蝎D

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新闻背景

由四川腾盾科创股份有限公司自主研发，并拥有完全知识产权的大型四发无人机10月25日在四川自贡凤鸣通航机场成功首飞。12点23分，自贡凤鸣通航机场，一架代号为“双尾蝎D”的大型四发无人机自主驶入跑道并顺利升空，飞行18分钟后，于12点41分平稳着陆，全程无故障，全球首款大型四发无人机首飞圆满完成。
背景见腾盾科创官网的官方新闻链接：
要闻丨全球首款！国产大型四发无人机成功首飞
气动布局

飞机总体布局形式

由腾盾科创官网发布的新闻图片可以看出：该机的总体布局形式为双尾撑常规布局，传承了双尾蝎家族独特的“廿”式布局形式。



如图为双尾蝎D地面滑行照片

机翼

• 机翼布局形式
  

机翼采用带翼稍小翼的大展弦比悬臂式上单翼布局。



如图为双尾蝎D无人机空中飞行时仰拍

• 机翼平面几何参数测量推算
  

如图为对仰拍照片的机翼部分截图进行标注

由腾盾科创发布的新闻可知该机翼展为20m，上图标注测量半展长相对尺寸为100，则可知图中标注比例为10m/100=0.1m故可推测出以下尺寸参数（注：上图由于飞行姿态和拍照角度的原因，测量标注的参数可能与真是飞机存在误差，此处仅用来参考）：
机翼根弦长 C_{r}≈12.3\times0.1m=1.23m
机翼稍弦长 C_{t}≈6.352\times0.1m=0.635m
机翼平均气动弦长 MAC=\frac{2}{S}\int_{0}^{b/2}C(z)²dz=1.06m
中段翼半展长为 22.744\times0.1m=2.275m
外段半翼展长为 10m-2.275m=7.725m
则机翼面积 S≈2\times\left[ （1.23+0.635）\times7.725/2+2.275\times1.23\right]=10㎡
由起飞重量和翼面积可知最大起飞重量对应翼载荷 \frac{W}{S}≈4.35\times1000\times9.8/20=2131.5N/㎡=217.5kg/㎡
展弦比 AR=b²/S=（20\times20）/20=20
根稍比 TR=1.23/0.635=1.94
机翼上反角 Γw=0°

• 机翼几何参数和外形特点分析
  

翼展20m，翼面积约为20 m² ，最大起飞重量对应翼载荷 W/S 为217.5kg/ m² 。
展弦比 AR（aspect \ ratio） 约为20，对比常见的23部和25部飞机来讲，该机的AR较大，由诱导阻力系数公式 C_{di}=\frac{CL²}{πeAR} （式中e为奥斯瓦尔德效率因子，其为诱导阻力的量度）可知，采用较大的展弦比可降低机翼的诱导阻力，可增加机翼的升力线斜率 C_{L}^{\alpha} ，增加机翼气动效率，还可减小机翼的零升阻力系数 C_{d0} ，但展弦比较大则更容易引起大迎角时翼尖失速，故结合经验推测其采用了负的机翼扭转角 \varepsilon_{t} ，一般来讲约为-2°左右，此外展弦比较大则会引起机翼根部弯矩增大。同时较大的展弦比还可增强飞机的滚转阻尼特性，增强了飞机的滚转模态动稳定性。
上单翼布局则可以使机翼不用穿过机身结构，增加了机身内部容积和货物的装载能力，同时也增加了飞机的横向静稳定性。
另外该机属于低速载重型飞机，要稳定平飞则需要较大的升力系数，同时为了满足起降性能，尤其在起飞和进场着陆阶段其飞行速度进一步降低，需要更大的升力系数，由诱导阻力系数公式可知此时诱导阻力将大幅度增加，翼尖将产生较强的内洗翼尖涡流，所以该机设计有翼稍小翼来阻止或减弱翼尖涡流，减小诱导阻力。
机翼的根稍比 TR（taper\ ratio） 约为1.94，由飞行力学可知当根稍比为2.5时机翼的气动载荷分布接近椭圆，此时下洗速度大大降低，此时诱导阻力系数最小，故根稍比接近2.5可进一步降低诱导阻力系数。
机翼上反角 \Gamma_{w}=0°，该机为下单翼大展弦比的货运飞机，故其横向静稳定性足够，同时应该是考虑到横向的操纵性和制造工艺以及发动机的地面维护等因素，上反角取0°。
参考同类型飞机，考虑到飞机的起降性能和巡航俯仰姿态角，推测机翼安装角 i_{w} 为2°~3°。
参考同类型飞机，综合气动和结构的要求，推测该机翼型的相对厚度 t/c ≈10%~12%，推测巡航雷诺数 Re=\rho Vd/\mu ≈2600000，故该机选择的翼型应该为在巡航 Re 下，设计 CL 下拥有较低阻力系数和焦点力矩的翼型。
副翼的相对面积 \frac{S_{a}}{S} 约为0.04，副翼相对展长 \frac{b_{a}}{b} 约为0.25，副翼相对弦长 \frac{C_{a}}{C} 约为0.25，推测其副翼偏角 \delta_{a} 约为-25°（上偏）~+15°（下偏）。猜测该机采用了差动副翼，防止机翼迎角较大时副翼下偏角过大造成副翼失效或反效。以上横向操纵面的几何参数中相对面积和相对展长对比23部或25部常规布局飞机稍小。（货运飞机，就应该四平八稳，要那么大的横向操纵性能是要与CADC的三公斤一决高下吗   ）


襟翼形式为简单襟翼，襟翼的相对展长 \frac{b_{f}}{b} 约为0.5，襟翼相对弦长 \frac{C_{f}}{C} 约为0.25，由于襟翼布局形式为简单襟翼，且机翼的绝对厚度不大，故推测其偏角范围为：0°~35°。襟翼的相对弦长对于其他飞机来讲较小，推测应该是考虑到机翼的结构高度，操纵机构和增升效率后综合决定。
机身

• 机身布局形式
  

机身采用较大细长比的梨形截面布局。

• 机身几何参数测量推算
  

如图为对仰拍照片的机身部分截图进行标注

机身长度 l_{f}≈8.75m
机身最大宽度 d_{f}≈1.23m
机身长径比 \frac{l_{f}}{d_{f}}≈7.1
等直段中机身长度 5.18m
机身等直段容积 ≈5m³

• 机身几何参数和外形特点分析
  

先请上大型运输机界的三巨头上场镇贴：大哥AN-225、二哥AN124与三哥C-5。
可惜大哥AN-225“玛利亚”命途多舛，已葬身于战火，估计乌克兰已经既无力也无心维修。



如图左侧为美国C5“银河”运输机，右侧为AN225大型运输机



如图为AN124运输机

再有请我们这次的主角四发大蝎登场。



如图为腾盾双尾蝎D型无人机地面停放

从这几组对比照可以看出，大型运输机的机身从正面看都有点像梨的形状，即“梨”形截面机身，这是因为大型运输机一般起飞重量巨大，其关键承力部件——中央翼盒，为了能够承受巨大的载荷，其结构高度和体积均设计的较大，所以需要较大的安装空间，且机身内部载荷大，机身纵向需要承受较大的弯矩。采用“梨”形机身不仅可以为大体积的中央翼盒提供安装空间，且机身上部隆起的空间可以布置更加粗壮的机身的纵向承力构件，而且还不影响机身容积。
但是这双尾蝎D，你既然都吃了梨，但却不张嘴，你这个操作确实够骚。从目前已公布的信息来看，该机货舱采用机身侧面开门方式，没有用到机头上翻的舱门开启和货物装载方式，这样就限制了部分大尺寸货物的装载，无法充分利用贯通式货舱。或者因翼身连接处结构传力限制，采用了较大尺寸的加强格框，导致货舱前后不贯通，那就没有必要设计机头上翻舱门。
另外经过上面的测绘推算，该机的机身最大宽度1.23m，中机身等直段长度5.18m，故考虑到蒙皮和结构，机身地板等结构件后，机身的最大容积至少应该能够达到新闻上所说的5m³，看起来数据应该没有水分，这波反向虚标可以，无人机届的BYD。
后机身两侧从头至尾逐步向内收敛，机身下方逐步向上收敛，这样设计一来是外形光滑过渡，尾部锥形部分有效填补了机身尾部的逆压区域，减小压差阻力，二来是扩大了飞机的起降姿态角限制范围。
其他的机身的设计几何参数均中规中矩，没有什么较大的优缺点。
尾翼

整个尾翼布局呈“Π”形布局。

• 平尾布局形式
  

水平尾翼布置在两个垂尾之间，位于翼稍附近，根稍比为1的平直翼布局。

• 平尾平面几何参数测量推算
  

如图为对仰拍照片的平尾部分截图进行标注

平尾尾力臂 L_{h}≈4.86m
平尾展长 b_{h}≈3.4m
平尾弦长 c_{h}≈0.62m
平尾面积 S_{h}=3.4\times0.62=2.11㎡
则平尾尾容量 K_{h}≈S_{h}\times L_{h}/S\times MAC=2.11\times4.86/20\times1.06=0.5
平尾根稍比 TR=1
平尾展弦比 AR≈5.5
平尾 \frac{1}{4} 弦线后掠角 \Lambda_{\frac{1}{4}} 为0
平尾安装角推测在-2°~0°
升降舵相对弦长 \frac{C_{e}}{C_{h}}=0.31
升降舵相对展长为 \frac{b_{e}}{b_{h}}=1
升降舵相对面积 \frac{S_{e}}{S_{h}}=0.31

• 平尾几何参数和外形布局特点分析
  

平尾布置在两侧垂尾翼稍之间，首先是因为平尾位置较高避开了螺旋桨滑流，这样做主要是有两个好处：一是可减小水平尾翼的震动，防止早期结构疲劳，二是避免了在发动机快速的推力变化时因平尾上的滑流增速快速变化引起较大的配平变化。
其次是平尾两侧的垂尾相当于平尾的翼稍端板，阻止产生翼尖内洗涡流，减小诱导阻力，增大平尾气动效率，在相同的配平与稳定性需求下可适当减小平尾面积以减轻机体结构重量。
平尾的尾容量为0.5，对于该机来讲，其重心变化范围不大，不需要较大的配平能力范围，该数值较为合适。
平尾的其他几何设计参数也对于此类飞机较为合适，没有较大优缺点。
此外考虑到该机的主要大质量点均集中在飞机重心附近，如四台发动机及其附件，燃油，货物，起落架等，所以结合尾容量参数推测其纵向动稳定性应该较好，具体的质量分布未知，此处仅为对其进行的定性推测。

• 垂尾布局形式
  

这架飞机采用双垂尾布局，垂尾和尾撑一体成型。

• 垂尾平面几何参数测量推算
  

垂尾尾力臂 l_{v}≈4.7m
垂尾展长 b_{v}≈1.95m
垂尾稍弦长 c_{vt}≈0.62m
垂尾根弦长 c_{vr}≈1m
垂尾面积 S_{v}=（1.95+0.62）\times1.95/2=2.5㎡
垂尾尾容量 k_{v}≈\frac{S_{v}\times l_{v}}{S\times b}=\frac{2.5\times2*4.7}{20\times20}=0.058
垂尾展弦比 AR≈1.95\times1.95/2.5=1.52
垂尾根稍比 TR=1/0.62=1.61
方向舵相对弦长 \frac{c_{v}}{c_{h}}=0.3
方向舵相对展长为 \frac{b_{e}}{b_{h}}=0.9

• 平尾几何参数和外形布局特点分析
  

垂直尾翼的翼稍部位布置有水平尾翼，其可以看做是垂尾的单侧翼稍端板，可以提高垂尾的气动效率；垂尾与尾撑一体成型可以省去垂尾的制造和装配工艺，且可以增加垂尾刚度。

• 起落架布局形式
  

该机采用带油气式减震支柱的可收放式前三点起落架。起落架舱位于内侧发动机短舱的后下方，共用该部分的结构空间，结构布置紧凑，且安装时可借助发动机舱的相应结构。

• 起落架几何参数测量推算
  

如图为对仰拍照片的起落架部分截图进行标注

前主轮距 b≈3.56m
主轮距 B≈3.4m



如图为双尾蝎D无人机地面停机时的姿态

停机角 ψ≈0°
着地角 φ≈arctan（1.05/4.5）=13°

• 起落架布局形式特点分析
  

前三点式布局的起落架有如下优点：首先是其在地面滑跑时具有方向稳定性，因为当飞机滑跑遇到侧风时到侧风时，机体将侧向受力，机轮上会产生与风向相对的摩擦力，因为主起落架位于重心之后，所以摩擦力对飞机重心产生的偏航力矩将阻止飞机向风的来向偏航，如下图。



如图为前三点式起落架地面滑行时稳定力矩的形成

其次是前三点式起落架可以扩大飞机起降速度使用范围，最后是飞机着陆时主起落架接地后迎面力和地面对主起落架的冲击载荷对飞机重心产生的力矩均为低头力矩，不易出现弹跳现象。
但前三点式起落架其前起轮可能会在高速滑跑时产生摆阵现象，故需要加装减摆器，另外前轮的转向操纵机构也需要和其连接。
动力装置

• 发动机布置
  

这架飞机的最独特之处，同时也是笔者认为的最“尴尬”之处。
独特之处在于其确实是全球首款采用四发布局的大型无人机，但尴尬之处在于其为了满足设计的载荷和飞行性能，同时经过对涡桨发动机较高的费用和较强的功重比之间的艰难抉择之后，一定程度上是不得已而为之的结果。
但四发当然也有四发的好处，比如更强的动力系统可靠性，停一发嘛，无所谓，继续飞就完了（开玩笑哈，肯定设计有对应的应急控制逻辑）。而且机翼吊挂的四发布置可以降低飞机飞行时的机翼根部弯矩，这一点对该机来讲相当重要，大展弦比，大载重，所以说一定意义上只有这样的四发布局才有可能实现这么大的载重和这么大的展弦比。
但对于该机来讲，从机尾向机头方向看，其螺旋桨均为右旋螺旋桨，即均是顺时针转动，那么一旦左侧的两个发动机均停车，那可能会遇到非常危险的情况，飞机的滚转力矩和偏航力矩均向左侧，飞机很有可能快速进入螺旋状态。当然这是极端的小概率事件（比较好奇腾盾的飞控工程师对该故障设计的应急处置逻辑）。

• 螺旋桨
  

从机翼平面几何参数标注那张图上我们可以看出该机的螺旋桨直径 D_{p}≈1.66m 。
但比较奇怪的是机身同一侧的两个发动机的螺旋桨竟然不一样，难道飞机用了两种不同的发动机，不太可能吧，这。。。。。。，，，就不太懂了，大家有谁明白的欢迎评论区留言指点。



如图可看出机身同侧的两个螺旋桨不一样

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