基于常規(guī)氣動布局無人機(jī)設(shè)計優(yōu)化

陳文會 呂羿良 李勇霖 喬治 林涌鑫 吳德煒

現(xiàn)如今對“低慢小”型無人機(jī)的主流氣動布局為多旋翼布局，也有少數(shù)選擇旋翼布局等。但多旋翼無人機(jī)的載重能力、飛行速度、續(xù)航半徑、安全性以及能源利用率普遍偏低。其在出現(xiàn)例如單發(fā)失效等特殊險情下，多旋翼無人機(jī)的可控性幾乎為零。旋翼布局無人機(jī)在遇到強(qiáng)氣流的影響時其安全性能會明顯下降。本文采用的常規(guī)布局固定翼無人機(jī)則在特種飛行、續(xù)航時間、能源利用率等問題上有明顯優(yōu)勢。

固定翼無人機(jī)相比較多旋翼無人機(jī)具有著例如小推重比、滑翔性能、可控性能等有著不可磨滅的先天優(yōu)勢。常規(guī)布局無人機(jī)最小推重比普遍低于旋翼無人機(jī)與多旋翼無人機(jī)，同時固定翼無人機(jī)的續(xù)航半徑、滯空時間、任務(wù)半徑等，普遍高于多旋翼無人機(jī)。

固定翼無人機(jī)但也具有著起飛不便、控制難度過大以及其轉(zhuǎn)向半徑較大等缺陷。本文通過對常規(guī)布局固定翼無人機(jī)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，飛行控制方式進(jìn)行優(yōu)化處理，以及其機(jī)械結(jié)構(gòu)的優(yōu)化與材料加工工藝等方面進(jìn)行重新設(shè)計，對重量與結(jié)構(gòu)進(jìn)行嚴(yán)格要求。

一、設(shè)計思路及方法

常規(guī)布局無人機(jī)是目前最為成熟的固定翼飛行器氣動布局，其在航空理論領(lǐng)域有著最為完整的知識體系，同時在各大航空器上，該氣動布局被廣泛應(yīng)用。但其相較于其它氣動布局飛行器的飛行阻力偏大，同時常規(guī)布局飛行器的機(jī)動布局普遍偏低。

為改善常規(guī)氣動布局飛行阻力較大，機(jī)動性能較差等問題，同時提升其滑翔性能，使固定翼無人機(jī)的應(yīng)用范圍進(jìn)一步擴(kuò)大。

本文采用雷諾N-S方程作為基礎(chǔ)方程，用3D-Panel對飛行器在流場中的氣動特性進(jìn)行計算，并以XLFR-5軟件進(jìn)行輔助。其中3D-Panel是對渦格法（VLM）與升力線法（LLT）的結(jié)果進(jìn)行細(xì)化。再利用Re=ρvL/μ對飛行所需雷諾數(shù)進(jìn)行初步計算。其中ρ為流體密度，μ為動力粘性系數(shù)，v為流場的特征速度，L特征長度。

該款無人飛行器為低空低速飛行器，最大飛行速度為20米每秒，最大升限為1000米。在此飛行速度及飛行高度的區(qū)間內(nèi)，我們將大氣視為理想流體進(jìn)行計算。飛行阻力則著重考慮誘導(dǎo)阻力、干擾阻力及粘性阻力。

二、無人機(jī)性能參數(shù)的確定

目前國內(nèi)外小型無人機(jī)市場中，多旋翼無人機(jī)的巡行速度為6-8m/s，續(xù)航時間為21分鐘，實際飛行半徑為300米。外掛載重約為200g。固定翼小型無人機(jī)的翼展為1200mm，最大飛行速度約80km/h，起飛重量約為1kg，理論飛行時間為45min。

本文所設(shè)計的常規(guī)氣動布局無人機(jī)，翼展為1200mm，機(jī)長約為600mm。最小飛行速度4m/s，巡航速度15m/s，理論升限3000m。其最大起飛重量3kg，有效載荷1.7kg，轉(zhuǎn)場半徑10km，最小轉(zhuǎn)彎半徑1.5m。

三、飛行器幾何參數(shù)的選取

該型無人機(jī)的幾何參數(shù)的確定需要考慮翼型的優(yōu)化設(shè)計、機(jī)翼展弦比的選擇、機(jī)翼根梢比的選擇、水平尾翼位置的確定、重心位置的設(shè)計、靜裕度及安全裕度等問題。

（一） 翼型的設(shè)計

常規(guī)布局無人機(jī)的升力是由機(jī)翼產(chǎn)生，對于部分加有翼身融合技術(shù)設(shè)計的常規(guī)布局飛行器，機(jī)身將附加提供7%-13%的總升力，同時整機(jī)阻力也有相對應(yīng)的下降，飛行器的升阻比會有顯著提升。對于“低慢小”型常規(guī)布局無人機(jī)，在目前較為成熟的設(shè)計理念下，對其氣動外形優(yōu)化工作中，翼型的設(shè)計尤為重要。

本文中將采用NACA五位數(shù)字系列翼型，針對“低慢小”型常規(guī)布局無人機(jī)進(jìn)行優(yōu)化。

利用NACA標(biāo)準(zhǔn)公式對翼型中弧線進(jìn)行設(shè)計計算，其中k1參照表1。通過改變中弧線的相對弧度及位置，使最后翼型的最大升力系數(shù)、臨界迎角、升阻比、零升力迎角等重要參數(shù)。對于本文所涉及的常規(guī)布局無人機(jī)飛行器，其需滿足較高的升阻比以及較大的臨界迎角。通過減小中弧線的相對弧度，可使臨界迎角產(chǎn)生后移。

翼型厚度對翼型的升阻比也起著重要影響。

利用上述公式對該無人機(jī)翼型進(jìn)行設(shè)計，改變翼型厚度可直接減小翼型曲線長度，將直接降低機(jī)翼的摩擦阻力。

表1 NACA五位數(shù)字翼型族第一組中弧線常數(shù)

（二）飛機(jī)展弦比的選取

無人機(jī)展弦比的選取尤為關(guān)鍵，更高的展弦比可直接減小無人機(jī)的誘導(dǎo)阻力以及配平阻力，同時增加飛行器的縱向穩(wěn)定性。但整塊機(jī)翼的加工工藝難度、結(jié)構(gòu)重量以及對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計的要求將有所上升。小的展弦比雖具有著更為簡單的加工工藝及更低的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度需求，但較大的翼載荷對整機(jī)的穩(wěn)定性及飛行阻力存在著不利因素。

通過對材料加工工藝及大數(shù)據(jù)的檢索分析，由圖一不難看出，在展弦比為8時，其阻力有著明顯突變，其阻力系數(shù)大于展弦比為7時與展弦比為9時，但展弦比的整體曲線依舊呈上升趨勢，升力與展弦比的關(guān)系與阻力相同，如圖2所示。因此本文所設(shè)計優(yōu)化的常規(guī)布局無人飛行器的展弦比將設(shè)定為8。

圖1 展弦比與阻力系數(shù)關(guān)系

圖2 展弦比與升力系數(shù)關(guān)系

（三）飛機(jī)根梢比的確定

飛機(jī)根梢比決定飛行器主機(jī)翼的平面形狀，當(dāng)根梢比為1時其機(jī)翼平面形狀為長方形，當(dāng)根梢比加大后飛機(jī)機(jī)翼的平面形狀則變成梯型。相比較長方形機(jī)翼而言，梯型機(jī)翼所產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力則有相對應(yīng)的減小。但機(jī)翼的整體加工難度也會有所上升。

（四）飛機(jī)水平尾翼位置的確定

眾所周知，尾翼是為整架飛機(jī)提供配平氣動力及俯仰與滾轉(zhuǎn)的操作力矩。其中水平尾翼與主機(jī)翼間的相對位置是至關(guān)重要的。當(dāng)水平尾翼距離主機(jī)翼過近時，主機(jī)翼所產(chǎn)生的下洗氣流將會對水平尾翼產(chǎn)生影響，使水平尾翼的迎角發(fā)生改變，產(chǎn)生過大的上仰力矩使飛機(jī)過于抬頭。當(dāng)水平尾翼位置過于遠(yuǎn)離主機(jī)翼時，雖避開主機(jī)翼的氣流，使水平尾翼受主機(jī)翼的影響減小。但使機(jī)身的設(shè)計難度增加，機(jī)體結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，整機(jī)性能有明顯的下降。

（五）飛機(jī)靜裕度及安全裕度的選擇

飛行器設(shè)計中，靜裕度及安全裕度的設(shè)定尤為重要。增加安全裕度可使飛行器的整體強(qiáng)度，使其受過載能力得以增加。但同時要面臨著更大的結(jié)構(gòu)重量以及更大的能耗，使整機(jī)的機(jī)動性能呈指數(shù)倍下降。因此通過多方考慮，本文所涉及的飛行器安全裕度為150%。

靜裕度問題將直接影響到飛行器在空中的穩(wěn)定性，通常通過改變重心至主機(jī)翼焦點的距離來更改飛行器靜裕度。當(dāng)重心遠(yuǎn)離主機(jī)翼焦點飛機(jī)將趨于穩(wěn)定狀態(tài)，當(dāng)重心靠近焦點或處于主機(jī)翼與平尾焦點之間時，飛行器將處于不穩(wěn)定狀態(tài)，同時伴隨著機(jī)動性能的大幅度提升。

四、結(jié)論

翼型最大厚度位置前移可增加翼型的升力系數(shù)。

過小的相對彎度可加大飛機(jī)的失速迎角。

通過改變飛機(jī)的重心位置，可改變飛行器的靜裕度從而使飛行器處于穩(wěn)態(tài)及介穩(wěn)態(tài)。

作者單位：北京理工大學(xué)珠海學(xué)院航空學(xué)院