本书以混合动力尾坐式垂直起降飞行器的飞推综合设计与控制为主线。全书共7章，主要内容包括：绪论、混合动力尾坐式垂直起降飞行器飞推耦合动力学建模、混合动力尾坐式垂直起降飞行器飞推综合优化设计、电动螺旋桨模型及设计、尾坐式垂直起降飞行器起降阶段稳定性分析、尾坐式垂直起降飞行器飞推综合控制以及总结与展望。本书各章节连接紧密，提出了尾坐式垂直起降飞行器本体耦合动力学及其混合动力电推进系统的综合设计、建模及控制方法，并在此基础上给出了相关试验验证方法与结论，使读者能够从原理到设计应用，更加直观全面地了解混合动力尾坐式垂直起降飞行器系统，以便未来进行相关项目研究时，能够在本书的基础上灵活变通，提出更多满足实际需求的垂直起降飞行器的设计方法。 本书适用对象是相关领域的工程技术人员以及相关专业的本科生、研究生；同时也可供广大的爱好者学习。

第1章绪论
　　1.1研究背景及意义
　　尾坐式垂直起降固定翼飞行器（也有学者称之为“尾座式飞行器”，本书简称“尾坐式飞行器”）是一种发展中的新型飞行器。如图1.1所示，尾坐式飞行器机头竖直向上，通过尾部的起落架“坐”在地面上，起飞时通过发动机推力平衡飞行器重力，机体前倾逐渐加速直到转换为水平飞行状态；降落前，尾坐式飞行器重新转换至机头竖直向上状态，*终以垂直方式降落。尾坐式飞行器兼具固定翼飞行器高速巡航和旋翼飞行器垂直起降能力，相对于倾转旋翼、倾转机翼等垂直起降固定翼飞行器，尾坐式飞行器具有结构简单、携带废重少等优点。
　　长航程的大、中型尾坐式无人机（起飞重量超过200kg）可在驱逐舰等中小型舰艇起降，用于执行侦察监视、空袭、干扰破坏敌方通信指挥系统、空中预警和协调指挥等多种作战任务。20世纪50年代，美国海军提出一种能够在军舰小型甲板上垂直起降的战斗机需求，康维尔公司、洛克西德 马丁公司分别研制了XFY-1和XFV-1尾坐式战斗机，受限于当时的控制技术，这一时期的尾坐式飞行器在飞行中均不稳定，且飞行员操纵不方便，没有继续发展。随着主动控制和无人机技术的进步，尾坐式飞行器稳定性弱、起降时视野较差的问题逐渐有了解决方案。
　　20世纪90年代，美国军方投资研制了Heliwing、Sky-Tote和Golden-Eye尾坐式无人机，并进行了较为成功的起降及飞行模式转换试验，但起降及转换飞行过程不够可靠。在美国国防部先进研究项目局（DARPA）发起的“垂直起降飞行器研究计划”项目支持下，2014年西科斯基公司提出了双旋翼尾坐式概念机，如图1.2（a）所示；在美国海军的“战术侦察节点”项目中，2016年诺格公司提出了共轴双旋翼尾坐式概念机，如图1.2（b）所示。
　　高速（超过300km/h）、长航时（超过12h）、抗侧风能力强（超过14m/s）的尾坐式无人机是我国急需的新型装备。2014年航空工业成都飞机研究所提出了起飞重量a200kg的多功能尾坐式无人机概念方案（如图1.2（c）所示）；2017年西安希德电子信息技术股份有限公司提出“朱雀”尾坐式无人机概念方案（如图1.2（d）所示），并开展了小型电动尾坐式飞行器原理验证。尾坐式飞行器在国内外已经引起了足够的重视，但仍有飞行器设计、动力系统及控制等关键问题尚未解决，因此尚未形成成熟的型号。
　　尾坐式飞行器在军事及民用领域均有广泛的应用前景。小型尾坐式无人机可以在城市、山区和岛礁起降，作为现有多旋翼无人机和无人直升机的升级版，可执行航拍、测绘和紧急物资投送等任务。近年来，MEMS（微机电系统）传感器、锂电池技术和飞行控制等技术的进步，促成了一批小型尾坐式无人机的发展，包括双螺旋桨电动尾坐式飞行器以及以谷歌Project Wing为代表的多旋翼尾坐式无人机。然而，尾坐式飞行器起降过程中迎风面积大，受侧风、突变风影响产生较大的姿态和位置扰动，当前尾坐式飞行器需要在微风天气且平整的地面上起降，使用场景受到较大限制。
　　通过研究尾坐式飞行器在强侧风影响下的动力学耦合机理，设计抗风控制器，可提高尾坐式飞行器起降可靠性及控制性能，为尾坐式飞行器在强侧风复杂干扰环境下可靠起降提供技术支持。
　　垂直起降飞行器有着可观的应用前景，但其在推进系统的设计上面临巨大的挑战。垂直起降飞行器起飞和巡航时功率需求差异过大，在起飞阶段螺旋桨需要克服自身重力，对升力需求高，推进系统需求功率大，一般垂直起降飞行器起降阶段的推重比可达1.15～1.5[5]；而在平飞阶段推进系统主要克服阻力，所需功率小。垂直起降飞行器的推进系统对重量限制要求高，必须实现高比功率，若推进系统重量过高会导致整机重量增加，使功率需求再次提高，造成恶性循环。垂直起降飞行器的推进系统还要求高效率，高的能量利用率既可以减少能源系统重量，又可以响应国家节能减排的号召。为满足起降阶段的功率需求，可考虑采用大功率的内燃机，但其重量比较大，同时其*佳工作点并非巡航状态，发动机长时间处于较低效率的工作状态，是对能源的极大浪费，因此传统内燃机不适合作为垂直起降飞行器的动力源。
　　目前很多垂直起降飞行器都使用电机作为动力装置。电动力系统具有控制响应迅速、效率高等优势，使用电传动可以取代传统飞行器复杂的液压、机械等传动装置，可以使飞行器有更多布局方式，减轻传动装置的重量，并且内燃机由于燃料的不充分燃烧以及气体热量的流失会造成极大的能量损失，而电动机只有转子和电路发热产生的热量损失，效率远高于传统发动机。使用纯电动的系统效率可达约73％[6]，而内燃机的系统效率仅有20％～35％[7]。但电动力系统的发展受到电池技术的限制，电池的能量密度只能达到300W h/kg[8]，过低的电池能量密度导致纯电动飞行器重量大，续航时间短。目前传统发动机仍具有不可替代的优势，其能源系统的能量密度高，燃油的能量密度可达12700W h/kg[7]，可支持长航程飞行。
　　结合传统发动机和电动推进的优势，作为向纯电动飞行器的过渡，人们提出混合动力推进系统（Hybrid Electric Propulsion System，HEPS）的概念。混合动力推进系统是指将传统发动机与电动力装置相结合，共同驱动螺旋桨等推进装置。
　　发动机的设计和*佳工作点的选取可以依据巡航阶段功率需求，很大程度减小发动机尺寸和重量，进而减轻整机重量；发动机的设计限制更少，设计和制造难度相应降低，可以追求更高的效率[9]，让内燃机的高能量密度优势得到*充分的利用[10]；而起飞阶段短时大功率需求可由电池驱动电动机来补充提供，除了实现功率匹配外，如果飞行器低功率状态发动机提供的功率仍有剩余，还可以利用发电机给电池充电，让发动机处于*佳工作状态，储存多余能量，减少能量损失[11]。
　　混合动力系统是解决尾坐式垂直起降飞行器推进系统设计问题的有效方法，但其在系统设计方法、控制策略选择、试验验证等方面还存在困难。
　　1.2国内外研究现状
　　1.2.1航空混合动力电推进技术研究现状
　　航空混合动力电推进技术是当前航空推进技术的发展趋势之一。混合动力系统由航空发动机、发电机、电池组和能源管理系统等组成，涡轮发动机带动电机发电，通过能源管理技术与电池组组合，形成油电混动动力系统，为高能武器动力与飞行器提供所需电能源。针对混合动力系统这一新型动力源，从发动机、电机、电池等动力系统设计，到飞行器布置和重量优化，再到多能源带来的功率分配等问题亟待解决。
　　国外对小型飞行混动系统的研究开始于2000年左右，并在2010年后实现了小型汽油活塞机混动系统的试验飞行。而从2010年开始，相关国际研究机构逐步开展涡轮风扇/涡轴混动系统的定型计算和优化模拟，比如Boeing、RR、UTRC等均在美国国家航空航天局（NASA）的EPA项目框架下展开涡电混动系统的构型计算等。
　　电动推进系统按照动力来源和布置方案可以分为六种构型，如图1.3所示，其中包括五种混合动力系统。串联混合动力系统主要通过涡轴发动机驱动发电机给电池充电，而后电池向电机供能进而驱动风扇产生动力；并联混合动力系统则是在传统涡轮风扇发动机基础上增设电力系统，电池驱动电动机作用于发动机轴上，同发动机一起带动风扇旋转；串/并联混合动力系统则既有风扇直接被发动机驱动，同时又有其他风扇被电动机驱动，而电动机动力源来自电池或发动机驱动的发电机。除了上述三种构型外，还有两种涡电混动系统，其所有动力均源自发动机，全涡电系统由发动机带动发电机，进而驱动电动机和风扇实现分布式动力；部分涡电系统中发动机除了提供分布式动力外，还需要直驱风扇，保持原有涡轮风扇发动机的部分功能。
　　表1.1总结了目前国际上涡轮发动机混动系统的相关研究。这些研究均为零维模拟计算，对发动机的模拟主要使用NPSS、Gasturb、GSP、MATLAB等软件平台，同时搭建电机、电池模型实现混合动力系统的计算。
　　NASA单通道涡轮电动飞行器STARC-ABL研究采用部分涡电系统，主要由机翼下两个涡轮风扇发动机驱动发电机组成，产生的电能传递至机身尾部的对称边界层抽吸扇。结果表明该系统比传统结构能降低油耗7％～12％。初始研究巡航速度为马赫数0.7，目前希望增加至马赫数0.8。NASAN3-X采用一体化机身机翼和全涡轮发电分布式驱动系统，计算表明同777-200LR级别飞行器相比，N3-X可以节能达70％，其中全涡轮发电分布式驱动以及边界层抽吸扇可实现33％的节能效果，机身机翼设计可节能14％。在NASA所有混动项目中，该技术效果*显著，但是也*激进，不过相关简化假设需要进一步完善来评估其准确性。波音公司SUGARVolt采用并联混动构型，在巡航时使用电动助力，系统包括桁架支撑翼和电动助力涡轮风扇。
　　桁架支撑翼结构自身可在900nmile（1667km）的飞行任务中相比波音737-800省油53％。此外，对室温条件下采用1.3MW和5.3MW两种超导电机的混动系统进行的性能评价发现，1.3MW系统可在桁架支撑翼基础上额外节油7％，但是增加的混动系统重量抵消了这部分收益；而5.3MW系统可以使涡轮风扇发动机巡航时工作在怠速状态，从而节油10％，但是增加的电机和电池重量又会额外消耗8％的能量，总体而言，整个系统的效率并没有显著改善。罗尔斯罗伊斯（RR）公司的EVE项目采用并联式混动系统，主要在飞行器地面滑行、怠速下降和起飞时电动助力。研究均在*大起飞重量（MTOW）条件下优化燃料和电池的能量，因此短途飞行任务能*大化地利用电池。对1～2.6MW的电机研究表明900nmile的飞行任务可节油28％，而500nmile的飞行任务可节能10％。但是节油、节能、减少CO2和成本是无法同时实现的，比如*节油时，总耗能增加4.1％，成本增加1.8％，CO2增加11.3％。美国联合技术研究中心（UTRC）采用并联构型，包括提供24000lbf（1lbf=4.44822N）推力的齿轮传统涡轮风扇和一个2.1MW电机。这样电机和发动机可同时作用，起飞和爬升时电机助力可减少所需发动机的功率，因此巡航时能节油2.3％。
　　利用波音发动机模型计算表明，如果采用1000W h/kg的电池，在900nmile的飞行任务中可以获得7％～9％的节油和3％～5％整体能量的节约。ESAeroECO-150针对单通道直线飞行器，设计采用全涡轮发电和分体式机翼。ECO-150论证了一系列电子系统，包括传统电机和超导液氢冷却电机，同时开发了能准确预测系统气动、动力、结构、电力和热力特性的计算工具。总体来说，ECO-150采用了近期较为可行的技术，其整体性能和目前的飞行器相当。
　　国外在中小型飞行器混合电推进系统的主要进展包括：2015年，NASA启动了高效垂直起降飞行器计划，在该计划的支持下开展了GL-10等分布式电推进垂直起降概念机研制，目前正在开展百公斤级（200～300kg起飞重量）样机研制与试验。同时，支持Lunchpoint公司开展了高功率密度机载混合系统研究，启动了6kW、20kW和45kW三个等级的机载发电机系统研制。
　　2016年，在DARPA的支持下，极光公司开展了“雷击”垂直起降试验飞行器项目，这是迄今*大的混电动力垂直起降飞行器项目。无人机采用一台RR公司的AE1107C涡轴发动机驱动，通过其驱动3台霍尼韦尔公司的发电机来产生电力，并将电力分配至全机24个涵道式风扇上，形成分布式混合电推进系统。项目由于兆瓦级电机热管理等技术问题暂停，但其垂直起降无人机上应用混合电推进系统的技术路线还在持续推进。
　　2019年，RR公司完成了基于M250发动机改装的混合动力系统的地面试验。
　　RR公司计划集成M250发动机、高能量密度的电池系统、发电机、电能转换器和先进电力管理和控制系统，应用于包括电动垂直起降飞行器、通用飞行器和混合动力直升机等飞行平台。
　　2014年，NASA与ESAero公司合作开展了电推进技术研究（SCEPTOR）计划，建立了200kW级混合动力电推进集成测试平台（HEIST），利用HEIST

目录
“博士后文库”序言
序
前言
第1章 绪论 1
1.1 研究背景及意义 1
1.2 国内外研究现状 4
1.2.1 航空混合动力电推进技术研究现状 4
1.2.2 混合动力垂直起降飞行器飞推优化设计研究现状 8
1.2.3 尾坐式垂直起降飞行器动力学建模及控制研究现状 11
1.3 本书主要研究内容 16
第2章 混合动力尾坐式垂直起降飞行器飞推耦合动力学建模 18
2.1 引言 18
2.2 典型尾坐式无人机简介.18
2.3 尾坐式垂直起降飞行器耦合动力学建模 20
2.3.1 水平飞行阶段动力学模型.20
2.3.2 悬停阶段动力学模型 23
2.3.3 滑流–来流–机体耦合动力学建模 24
2.4 混合动力系统架构 28
2.5 混合动力系统模型及设计方法 31
2.5.1 功耗模型 31
2.5.2 重量及效率模型 33
2.5.3 功率分配策略 34
2.5.4 设计方法 35
2.6 小结 36
第3章 混合动力尾坐式垂直起降飞行器飞推综合优化设计 38
3.1 引言 38
3.2 飞行器*大航时和航程性能影响分析 38
3.2.1 纯电动构型 39
3.2.2 串联混合构型 40
3.2.3 电池与发电系统替换关系分析 43
3.3 优化设计和验证 44
3.3.1 纯电动推进系统设计 46
3.3.2 混合动力推进系统设计 47
3.3.3 典型混合动力尾坐式垂直起降飞行器设计验证 49
3.4 小结 51
第4章 电动螺旋桨模型及设计 52
4.1 引言 52
4.2 螺旋桨气动模型表征 52
4.2.1 **叶素动量法 52
4.2.2 适用于优化设计的叶素动量法 54
4.2.3 适用于斜向来流的叶素动量法 57
4.2.4 叶素动量法修正模型 61
4.2.5 电动螺旋桨气动模型实现 63
4.3 电动螺旋桨优化设计 66
4.3.1 单*电动螺旋桨优化设计 66
4.3.2 电动螺旋桨系统协同优化设计 68
4.4 优化设计初步验证 83
4.4.1 试验装置 83
4.4.2 BEM模型预测的*优电动螺旋桨性能与试验数据的比较 84
4.5 小结 85
第5章 尾坐式垂直起降飞行器起降阶段稳定性分析 86
5.1 引言 86
5.2 起落架触地阶段动力学模型 87
5.3 开环控制起降稳定性分析 88
5.3.1 高摩擦地面时稳定性分析 88
5.3.2 低摩擦地面时稳定性分析.90
5.4 闭环控制起降稳定性分析 92
5.4.1 推力矢量控制时的稳定性分析 93
5.4.2 高摩擦地面有舵面反馈时的稳定性分析 93
5.4.3 低摩擦地面有舵面反馈时的稳定性分析 93
5.5 仿真及试验结果 95
5.5.1 仿真结果 95
5.5.2 试验结果 98
5.6 小结 102
第6章 尾坐式垂直起降飞行器飞推综合控制 103
6.1 引言 103
6.2 基于特征模型与动态逆的鲁棒飞行控制方法 103
6.3 尾坐式垂直起降飞行器控制策略 106
6.3.1 尾坐式垂直起降飞行器飞行模式转换控制策略 107
6.3.2 尾坐式垂直起降飞行器抗风控制策略 108
6.4 尾坐式垂直起降飞行器飞行试验 109
6.4.1 无人机低速前飞试验 110
6.4.2 尾坐式无人机悬停转水平飞行试验 112
6.4.3 尾坐式无人机平飞转悬停飞行试验 115
6.5 小结 117
第7章 总结与展望 118
7.1 总结.118
7.2 展望.119
参考文献 121
编后记 126