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    一種大載荷量輕型無(wú)人機(jī)的總體方案設(shè)計(jì)與建模

    2019-06-21 07:14:00
    裝備制造技術(shù) 2019年4期
    關(guān)鍵詞:展弦比垂尾平尾

    黃 榮

    (廈門(mén)大學(xué)嘉庚學(xué)院機(jī)電工程學(xué)院,福建 漳州363105)

    0 前言

    飛控系統(tǒng)的研發(fā)過(guò)程需要一個(gè)安全可靠的飛行平臺(tái)來(lái)進(jìn)行飛行驗(yàn)證。而無(wú)人機(jī)由于沒(méi)有人的約束,所以不僅可以具備有人飛機(jī)的特點(diǎn)以外,還可得到比有人飛機(jī)更多的設(shè)計(jì)自由度,而且可以用于執(zhí)行人不便或不能完成的特殊任務(wù)。因此,設(shè)計(jì)一款適合于飛控研發(fā)試飛,且具有較大載荷量的輕型無(wú)人機(jī)具有很大應(yīng)用前景。

    1 總體設(shè)計(jì)

    1.1 性能要求

    綜合以往用于飛控研發(fā)的無(wú)人機(jī)性能,提出以下設(shè)計(jì)指標(biāo):

    靜穩(wěn)定飛機(jī)

    設(shè)計(jì)最大起飛重量≤20 kg

    設(shè)計(jì)空機(jī)質(zhì)量≤10 kg

    有效載荷≥3 kg

    巡航速度≤75 km/h

    最大平飛速度≤100 km/h

    降落速度≤55 km/h

    滿載起飛滑跑距離≤50 m

    巡航高度≤120 m(考慮到國(guó)內(nèi)無(wú)人機(jī)飛行安全法規(guī),不做大升限設(shè)計(jì))

    起降方式:滑跑/彈射起飛,滑跑/降落傘降落

    1.2 提出方案

    結(jié)合研究的基本要求和以上的性能指標(biāo),提出以下初步設(shè)計(jì)方案:

    (1)為了降低巡航速度和降落速度,需要提高整機(jī)的升阻比,優(yōu)選高升阻比翼型;

    (2)要降低飛機(jī)的起落距離就需要對(duì)機(jī)翼構(gòu)型進(jìn)行更為精細(xì)的設(shè)計(jì),優(yōu)化展弦比、機(jī)翼外形,使載荷分布更合理;

    (3)為增大飛機(jī)橫側(cè)向與航向穩(wěn)定性,選取較大的平垂尾尾容量;

    (4)為了增大機(jī)頭空間,將發(fā)動(dòng)機(jī)置于尾部或其他位置;

    (5)考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)后置以及垂尾尾容量加大,故采用雙尾撐布局;

    (6)為避免后置發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳滑流對(duì)平尾舵效的影響給飛控造成不必要的影響,故考慮移動(dòng)平尾位置或其他構(gòu)型尾翼。

    綜上所述,本文將對(duì)大展弦比,雙尾撐后推式輕型無(wú)人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)。

    1.3 基本飛行任務(wù)剖面

    飛行任務(wù)剖面,為完成某一特定飛行任務(wù)而繪制的飛機(jī)航跡圖形,是飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的組成部分和重要的設(shè)計(jì)依據(jù),也是形象地表達(dá)飛行任務(wù)的一種形式[1]。如圖1所示即為本文所設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)的基本飛行任務(wù)剖面。

    圖1 基本任務(wù)剖面

    圖1 中各個(gè)階段為:1為起飛段;2為加速爬升段;3為巡航階段;4為減速下降階段;5為著陸階段。

    1.4 總體布局

    由以上提出的方案對(duì)飛機(jī)總體布局進(jìn)行設(shè)計(jì),飛機(jī)采用正常雙尾撐布局形式,該布局與常規(guī)固定翼類(lèi)似,設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和試飛經(jīng)驗(yàn)較多,且飛機(jī)重心在氣動(dòng)焦點(diǎn)之前,符合靜穩(wěn)定特性。

    最終確定出本架輕型無(wú)人機(jī)的總體布局方案:

    (1)發(fā)動(dòng)機(jī)后置腰推形式,油/電兩用;

    (2)采用雙垂尾形式;

    (3)大展弦比平直、梯形機(jī)翼,綜合考慮當(dāng)?shù)仫w行場(chǎng)地、車(chē)輛運(yùn)輸以及國(guó)內(nèi)“低小慢”航空器大致尺寸,設(shè)定翼展I=4 m;

    (4)平尾位置布置于垂尾上部。

    1.5 展弦比估算

    本文所設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)屬于“低小慢”航空器范疇,飛行中的阻力主要來(lái)自壓差阻力和摩擦阻力,而摩擦阻力Cf與飛機(jī)外表面與氣流接觸的浸潤(rùn)面積Sjr有關(guān)。

    因?yàn)楸疚乃O(shè)計(jì)的飛機(jī)為常規(guī)雙尾撐布局,又因目前此類(lèi)“低小慢”航空器的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則不完備,故其浸潤(rùn)面積比可以參考通用航空飛行器設(shè)計(jì)。

    展弦比計(jì)算:取浸潤(rùn)面積比

    普通載荷量無(wú)人機(jī)等效展弦比λ=8,美軍“死神”無(wú)人機(jī)等效展弦比λ=20,展弦比太小會(huì)使得橫向穩(wěn)定性減弱,而“死神”無(wú)人機(jī)展弦比太大,致使機(jī)翼承受的彎矩過(guò)大,因此本文設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)展弦比先取兩者中間值14,故設(shè)等效展弦比

    則又有浸潤(rùn)展弦比

    1.6 翼型選擇

    翼型是構(gòu)成機(jī)翼、尾翼的重要部分,它直接影響到飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)[2]。

    巡航高度取定100 m,巡航速度75 km/h,參考同級(jí)別其他無(wú)人機(jī)平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)b≈0.35 m等參數(shù)下,此時(shí)雷諾數(shù)Re=500 000。

    通常情況下,大彎度翼型被稱(chēng)為高升力翼型,大彎度翼型擁有更大的最大升力系數(shù)[3]。根據(jù)以上數(shù)據(jù)和條件篩選翼型庫(kù),擬定選擇AH-79-100B翼型,通過(guò)翼型模擬軟件對(duì)該翼型的曲線進(jìn)行計(jì)算分析,結(jié)果如圖2、圖3所示。

    圖2 升力、阻力系數(shù)曲線

    圖3 升阻比、俯仰力矩系數(shù)曲線

    由圖3可知AH-79-100B翼型在Re=500 000情況下,總體上具有較高的升阻比和升力系數(shù),且全范圍內(nèi)曲線較平滑,無(wú)過(guò)大的激變,唯一的不足是俯仰力矩偏大,綜合考慮,決定選取AH-79-100B翼型。AH-79-100B翼型相對(duì)厚度為10.04%在30.9%的弦長(zhǎng)處,相對(duì)曲面為6.42%在50%的弦長(zhǎng)處。由圖2可知在迎角為13度時(shí)AH-79-100B翼型最大升力系數(shù)CLmax=1.76。

    1.7 翼載荷的估算

    飛機(jī)的翼載荷是指飛機(jī)重量m與機(jī)翼參考面積之比S,即m/S。通常重量都用正常起飛重量m0作為衡量的基準(zhǔn),而機(jī)翼參考面積S是指氣動(dòng)力系數(shù)CL、CD等時(shí)用的機(jī)翼參考面積[4]。

    (1)求失速速度

    等效展弦比

    機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)

    機(jī)翼展長(zhǎng)

    機(jī)翼面積

    飛機(jī)總重

    整機(jī)的最大升力系數(shù)一般為翼型最大升力系數(shù)的80%,則最大升力系數(shù)

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)應(yīng)用于航測(cè)、實(shí)驗(yàn)室飛控實(shí)驗(yàn)等領(lǐng)域,且考慮到航線問(wèn)題,一般飛行高度不超過(guò)300 m,則空氣密度ρ=1.29 kg/m3由升力公式。

    求出設(shè)計(jì)失速速度

    (2)設(shè)計(jì)最大翼載

    在輕型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)中,為使飛機(jī)易于操控且不至于速度過(guò)大,翼載荷一般不超多200 g/dm2,故以上設(shè)計(jì)最大翼載荷符合要求。

    2 無(wú)人機(jī)基本參數(shù)設(shè)計(jì)

    2.1 機(jī)翼外形參數(shù)設(shè)計(jì)

    對(duì)于輕型無(wú)人機(jī)而言,在設(shè)計(jì)機(jī)翼時(shí),首先要把滿足設(shè)計(jì)要求的飛行技術(shù)性能作為主要依據(jù),即應(yīng)保證:

    (1)在飛、著陸和空中機(jī)動(dòng)狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比;

    (2)在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動(dòng)阻力;

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的位置,采用中單翼,翼身干擾小,阻力小。為使飛機(jī)擁有更好的橫向穩(wěn)定性以及更小的渦阻,將機(jī)翼形狀設(shè)計(jì)為類(lèi)滑翔機(jī)狀態(tài)。得到:

    等效展弦比λ=14(第1章中已取定)

    機(jī)翼展長(zhǎng)l=4 m(第1章中已取定)

    機(jī)翼投影形狀設(shè)計(jì)為細(xì)長(zhǎng)梯形狀,屬于平直機(jī)翼的變種,擁有較優(yōu)良的氣動(dòng)特性,生產(chǎn)加工方便,但是需要選擇好合適的根梢比。

    由低速飛機(jī)根梢比取2.222…時(shí)有最小誘導(dǎo)阻力[5],且經(jīng)過(guò)驗(yàn)證飛行可知,根梢比2.222…左右梯形機(jī)翼?yè)碛凶詈侠淼妮d荷分布,故取根梢比

    在前文已經(jīng)取定平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)b=0.281 m,則根據(jù)根梢比η=2可得:

    翼根弦長(zhǎng)

    翼尖弦長(zhǎng)

    又根據(jù)翼展和平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)已知,可求得

    機(jī)翼面積

    AH-79-100B翼型升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線如圖4所示。

    圖4 翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)曲線

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)具有大載重量的特點(diǎn),因此機(jī)身橫截面積會(huì)相對(duì)較大,綜合參考以上升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線,為了使飛機(jī)盡可能減小阻力的同時(shí)又兼具較高升力,所以取定:

    機(jī)翼安裝角:

    上反角可提供橫向安定效應(yīng);對(duì)于有后掠角的機(jī)翼,因側(cè)滑而產(chǎn)生橫向安定性[6]。而本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)采用了大展弦比中單翼設(shè)計(jì),本身即具有很強(qiáng)的橫向穩(wěn)定性。為防止橫向穩(wěn)定過(guò)強(qiáng),故機(jī)翼不設(shè)計(jì)上反角和后掠角。

    由于設(shè)計(jì)采用的是根梢比為2的梯形機(jī)翼,綜合考慮氣流分量和后期制造難易程度,本文決定設(shè)計(jì)機(jī)翼前緣平直的直角梯形的機(jī)翼構(gòu)型。

    2.2 機(jī)身參數(shù)

    2.2.1 機(jī)身長(zhǎng)度

    飛機(jī)起飛總重確定后,就可由表1中的數(shù)據(jù)得到機(jī)身長(zhǎng)度的初值[1]。

    表1 機(jī)身長(zhǎng)度與起飛總重的關(guān)系

    由設(shè)計(jì)最大起飛重量 ≤ 20 kg(即W0≤ 20 kg),查表得:A=1.6,C=0.23。

    計(jì)算出機(jī)身設(shè)計(jì)長(zhǎng)度

    2.2.2 機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比

    由已知定義,機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比=機(jī)身長(zhǎng)度/最大當(dāng)量直徑,當(dāng)機(jī)身內(nèi)部體積一定,長(zhǎng)細(xì)比為3.0左右亞音速機(jī)身阻力最小,長(zhǎng)細(xì)比為14左右的超音速機(jī)身阻力最小,絕大多數(shù)的飛機(jī)機(jī)身的長(zhǎng)細(xì)比在兩者之間[7]。

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)屬于低空低速飛機(jī),無(wú)考慮超大長(zhǎng)細(xì)比,相反應(yīng)該考慮以大容積大載荷量為設(shè)計(jì)目標(biāo)。參考其他載運(yùn)量較大的無(wú)人機(jī)最大截面直徑為0.23 m,擬定本文設(shè)計(jì)最大截面直徑為0.25 m。綜合參考之后,本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)擬設(shè)定機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比為4.0,即

    則機(jī)身長(zhǎng)度:

    2.3 尾翼的布局及參數(shù)的選擇

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)的尾翼的布置采用固定尾撐雙垂尾形式,并且把平尾抬高,避開(kāi)了機(jī)翼尾流和螺旋槳滑流,使其效率提高,從而可以適當(dāng)減小平尾尺寸,也為之后的飛控控制減少控制難度[8]。垂尾、平尾等翼面要在正負(fù)迎角、正負(fù)側(cè)滑角下工作,因此這些翼面都要采用對(duì)稱(chēng)翼型[7]。

    2.3.1 垂尾參數(shù)設(shè)計(jì)

    飛機(jī)的航向安定性和操縱性是通過(guò)垂尾及方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)的[9]。為了達(dá)到更好的載荷分布效果,垂尾與主機(jī)翼一樣采用直角梯形外部形狀構(gòu)型,方便生產(chǎn)制造。

    尾翼的展弦比和尖削比參數(shù)如表2所示[1]。

    表2 尾翼的展弦比和尖削比

    上表中A為展弦比,λ尖削比(即為根梢比倒數(shù))。

    一般垂尾相對(duì)面積(SV/SW)大約為20%~25%,本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)將主要應(yīng)用于航測(cè)、實(shí)驗(yàn)室飛控實(shí)驗(yàn)等領(lǐng)域,需要要求飛機(jī)具有較高的航向穩(wěn)定性,所以設(shè)計(jì)取定:SV/SW=25%,則

    由于本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)展弦比為14,與一般滑翔機(jī)類(lèi)似,所以垂尾展弦比參考滑翔機(jī)范圍取值,兼顧尾撐式布局存在的扭轉(zhuǎn)風(fēng)險(xiǎn),所以垂尾不設(shè)計(jì)太高,則取

    本文設(shè)計(jì)的輕型無(wú)人機(jī)擬采用不小于23英寸(約0.6 m)的螺旋槳,為使平尾能夠有效脫離螺旋槳滑流的影響,則設(shè)計(jì)垂尾高度不小于0.45 m,兼顧考慮上文提到的不應(yīng)有太高大的垂尾,則取定

    較大的尖削比可是使平尾設(shè)計(jì)得更低矮但面積更大,同時(shí)小的尖削比可以提高翼面的失速角度范圍,使得垂尾工作在更廣闊的側(cè)滑角度里而不失速,且平尾高抬,類(lèi)似T尾設(shè)計(jì),所以參考數(shù)據(jù),取

    綜合以上數(shù)據(jù),可計(jì)算出垂尾的基本設(shè)計(jì)值:

    符合設(shè)計(jì)要求。

    2.3.2 平尾參數(shù)設(shè)計(jì)

    平尾的主要作用是平衡機(jī)翼產(chǎn)生的縱向力矩,它們所能提供的力矩效率與其產(chǎn)生的升力及力臂成正比,而升力與其面積成正比[9]。

    由表2可知,一般平尾相對(duì)面積(SH/S)大約為20%~25%,因?yàn)楸疚脑O(shè)計(jì)將平尾高抬離開(kāi)螺旋槳滑流區(qū)和機(jī)翼下洗區(qū),且垂于兩垂尾之間,具有端板效應(yīng),所以平尾效率較高,可以適當(dāng)采用較小面積的平尾設(shè)計(jì)。綜上所述,取定(SH/S)=20%

    平尾設(shè)計(jì)采用矩形外觀構(gòu)型,實(shí)用高效,便于安裝。

    由于平尾設(shè)計(jì)安裝于平尾接近尖端處,所以將平尾安裝處設(shè)計(jì)在垂尾弦長(zhǎng)0.25 m處,又因平尾為矩形構(gòu)造,為不造成不必要的干擾阻力,故綜合考慮將平尾弦長(zhǎng)設(shè)計(jì)定為0.25 m,即

    根據(jù)已定的平尾面積SH=0.22 m2,計(jì)算出平尾展長(zhǎng)lH≈0.9 m

    則平尾展弦比AH=0.9/0.25=3.6,在可用范圍內(nèi)。

    2.3.3 尾容量設(shè)定及尾力臂確定

    尾容量是衡量飛機(jī)尾翼對(duì)飛機(jī)俯仰、航向安定性的基本數(shù)值。尾力臂是指機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)前四分之一處到尾翼弦長(zhǎng)前四分之一處的距離,相當(dāng)于平垂尾為改變飛機(jī)姿態(tài)施力的力臂[10]。

    如表3所示[1],為經(jīng)典飛機(jī)尾容量參考值。

    表3 平垂尾經(jīng)典尾容量參考值

    垂尾尾容量

    參考噴氣運(yùn)輸機(jī)垂尾容量經(jīng)典值,取CVT=0.09

    則:

    平尾尾容量

    參考噴氣運(yùn)輸機(jī)垂尾容量經(jīng)典值,取CHT=1.00

    則:

    綜上,平尾力臂與垂尾力臂基本相等,則在具體設(shè)計(jì)當(dāng)中只需注意將平尾和垂尾四分之一弦長(zhǎng)點(diǎn)設(shè)計(jì)重合即可。

    2.4 三維建模

    利用航空工業(yè)中應(yīng)用最廣的三維建模軟件CATIA,根據(jù)以上設(shè)計(jì)出的參數(shù)進(jìn)行本文輕型無(wú)人機(jī)的三維建模工作。三視圖及等二軸測(cè)圖如圖5所示。

    圖5 三維模型的各個(gè)視圖

    3 總結(jié)與展望

    本文設(shè)計(jì)確定了一種大載荷量無(wú)人機(jī)的基本參數(shù),計(jì)算了基本飛行數(shù)據(jù),建立了該輕型無(wú)人機(jī)的三維氣動(dòng)外形模型。設(shè)計(jì)過(guò)程表明,該輕型無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案可行,為后續(xù)的研制工作做了較為充足的理論設(shè)計(jì)準(zhǔn)備。該輕型無(wú)人機(jī)主要適用于飛控驗(yàn)證飛行,也可適用于航空測(cè)繪、森林防火、國(guó)土資源調(diào)查等領(lǐng)域。

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