一種可折疊巡檢與救援無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

楊 超 侯擇堯 田 桐

（北京科技大學(xué)天津?qū)W院，天津 301830）

在現(xiàn)代無(wú)人機(jī)發(fā)展中，無(wú)人機(jī)技術(shù)與應(yīng)急巡檢、應(yīng)急救援融合已經(jīng)成為大的發(fā)展趨勢(shì)。以應(yīng)急救援為例，隨著科技的不斷革新和發(fā)展，無(wú)人機(jī)在救援任務(wù)中扮演了越來(lái)越重要的角色。在自然災(zāi)害、人為災(zāi)害等應(yīng)急救援場(chǎng)景中，無(wú)人機(jī)有快速響應(yīng)、高效率、高精度、低成本的優(yōu)勢(shì)。首先，自然災(zāi)害救援是無(wú)人機(jī)在救援任務(wù)中的重要應(yīng)用場(chǎng)景。當(dāng)?shù)卣?、山體滑坡、洪水等自然災(zāi)害發(fā)生時(shí)，無(wú)人機(jī)能夠提供空中監(jiān)測(cè)和圖像傳輸功能，幫助救援人員快速了解災(zāi)情，指導(dǎo)救援行動(dòng)。其次，人為災(zāi)害救援是無(wú)人機(jī)在救援任務(wù)中的重要應(yīng)用場(chǎng)景之一。比如，在發(fā)生火災(zāi)和爆炸事故等，無(wú)人機(jī)可以在危險(xiǎn)區(qū)域進(jìn)行空中監(jiān)測(cè)，防止出現(xiàn)二次災(zāi)害。再次，無(wú)人機(jī)能夠搭載光學(xué)和紅外相機(jī)提供第一手信息，有利于決策者準(zhǔn)確定位受災(zāi)點(diǎn)和辨別災(zāi)情。最后，無(wú)人機(jī)還有其他應(yīng)急救援場(chǎng)景，如森林火災(zāi)控制等。可見(jiàn)，無(wú)人機(jī)在救援任務(wù)中的應(yīng)用場(chǎng)景廣泛，可以滿(mǎn)足各種應(yīng)急救援的需求[1]。

然而，對(duì)于從事巡檢和救援任務(wù)的一線無(wú)人機(jī)使用者而言，運(yùn)輸和攜帶一直是一個(gè)挑戰(zhàn)，影響無(wú)人機(jī)滿(mǎn)足現(xiàn)代巡檢和救援任務(wù)的需求。針對(duì)這一挑戰(zhàn)，可將高升阻比、低阻力系數(shù)、長(zhǎng)航時(shí)以及方便攜帶等特點(diǎn)作為首要的設(shè)計(jì)考慮因素。

1 無(wú)人機(jī)總體布局設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)總體布局指的是無(wú)人機(jī)外形設(shè)計(jì)及構(gòu)造，包括機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)等組件的布局和安裝位置。在無(wú)人機(jī)的總體布局設(shè)計(jì)中，首要決策是選擇合適的氣動(dòng)布局。這決定了各組件之間的相對(duì)位置，直接影響著無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)性能，如飛行速度、穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)性以及燃油效率等。因此，無(wú)人機(jī)總體布局設(shè)計(jì)對(duì)于無(wú)人機(jī)在各種飛行條件下的綜合性能影響極大。

1.1 無(wú)人機(jī)折疊設(shè)計(jì)

巡檢與救援無(wú)人機(jī)的可折疊化是一種廣泛采用的技術(shù)手段，一般稱(chēng)這種可折疊的機(jī)翼為折疊翼。在不影響任務(wù)性能的前提下縮小無(wú)人機(jī)的翼展，實(shí)現(xiàn)了折疊后便攜狀態(tài)下外形尺寸的顯著減小，提高了運(yùn)輸階段的儲(chǔ)存效率。在使用階段，將折疊后的機(jī)翼裝入彈射裝置內(nèi)進(jìn)行彈射起飛，可有效減小無(wú)人機(jī)起飛時(shí)所需的助跑距離，降低了對(duì)起飛場(chǎng)地的限制，提升了巡檢與救援無(wú)人機(jī)在任務(wù)場(chǎng)景中的機(jī)動(dòng)性和適應(yīng)性。折疊翼的結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，質(zhì)量較輕，因此適用于一些小型無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)，如圖1 所示。

圖1 折疊翼折疊后的封裝狀態(tài)

1.2 無(wú)人機(jī)布局設(shè)計(jì)

目前，無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)布局主要有常規(guī)式布局和鴨翼布局等。其中，串列式無(wú)人機(jī)布局是一種獨(dú)特的布局，特點(diǎn)是采用了兩個(gè)相互平行的機(jī)翼。與一般的鴨翼布局不同，串列式無(wú)人機(jī)的前翼通常更加靠前。

雙機(jī)翼的設(shè)計(jì)使得飛機(jī)能夠在較低速度下進(jìn)行巡航，非常適用于巡檢與救援。這種設(shè)計(jì)可以降低飛機(jī)的最小起飛速度，增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性和操縱性，同時(shí)減小起降距離，降低燃料消耗，顯著提高了無(wú)人機(jī)的續(xù)航性能，如圖2 所示。

圖2 雙機(jī)翼串聯(lián)翼布局

串列翼布局的機(jī)翼由前翼和后翼組成，無(wú)水平尾翼。與傳統(tǒng)布局相比，該方案在等翼面積條件下具有較大的機(jī)翼展弦比。這種布局具有諸多優(yōu)點(diǎn)，適用于低速和長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)。首先，較大的展弦比可以提供更高的升力系數(shù)，使無(wú)人機(jī)在低速飛行時(shí)更穩(wěn)定。其次，較大的展弦比能降低阻力，提高燃油效率和續(xù)航能力。最后，無(wú)水平尾翼的設(shè)計(jì)減少了尾翼的阻力和質(zhì)量，進(jìn)一步提高了整體性能。

最終布局方案草圖如圖3 所示。

圖3 最終布局方案草圖

2 無(wú)人機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)

2.1 展弦比與平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)

折疊式彈翼無(wú)人機(jī)的主要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能為巡飛時(shí)間一般在0.25～12.00 h，巡飛高度一般在100～1 000 m，巡飛彈道段的飛行速度一般為30～100 m·s-1，彈體直徑一般為80～330 mm，長(zhǎng)度為0.5～1.5 m[2]。

這里根據(jù)該機(jī)型的特點(diǎn)，結(jié)合自身設(shè)計(jì)需求和對(duì)應(yīng)的技術(shù)要求，設(shè)計(jì)飛機(jī)的巡航速度為15 m·s-1，巡飛時(shí)間為90 min，巡飛高度為100 m，飛機(jī)總質(zhì)量為5 kg。

考慮該機(jī)型的便攜能力，機(jī)身直徑取10～20 cm較為合適。本文中的無(wú)人機(jī)需要提供更優(yōu)的便攜能力，因此機(jī)身直徑取10 cm。

平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)C為

式中：croot為機(jī)翼翼根弦長(zhǎng)；λ為根梢比。根梢比λ為1，翼根與翼尖的弦長(zhǎng)均為13 cm，代入到式（1）得出平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)C為13 cm。

2.2 機(jī)翼翼型的初步選取

鑒于無(wú)人機(jī)采用機(jī)翼可折疊的雙機(jī)翼串列式布局，需要綜合考慮折疊后的尺寸和特殊結(jié)構(gòu)。由于此布局帶來(lái)了低速飛行和對(duì)較高升力的設(shè)計(jì)需求，該機(jī)型需要具有適應(yīng)低雷諾數(shù)飛行環(huán)境的翼型。

在低雷諾數(shù)下，空氣動(dòng)力特性與高雷諾數(shù)時(shí)存在明顯不同，主要表現(xiàn)為失速速度較低，難以達(dá)到高雷諾數(shù)下的升力系數(shù)水平。因此，適用于低雷諾數(shù)巡檢與救援無(wú)人機(jī)的翼型需具備以下特點(diǎn)：首先，需要具備較大的升阻比，以在低速飛行時(shí)產(chǎn)生足夠的升力；其次，必須能夠在低雷諾數(shù)下保持各姿態(tài)方向上的穩(wěn)定性；最后，翼型應(yīng)具有較小的相對(duì)厚度，以降低飛行時(shí)的空氣阻力[3]。因此，為了提升折疊式彈翼無(wú)人機(jī)的性能，本文選取3 種不同的翼型進(jìn)行比較，分別為NACA 0012、NACA 2412、和Eppler 387 翼型，如圖4 所示。

圖4 二維翼型刨面形狀

NACA 0012 翼型是一種對(duì)稱(chēng)翼型，適用于需要對(duì)稱(chēng)升力分布的飛行條件，常見(jiàn)于模型飛機(jī)和低速無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)。NACA 2412 翼型表現(xiàn)出較高的升力和相對(duì)較小的阻力，為一種理想選擇，特別適用于需要較大升力的應(yīng)用，如輕型無(wú)人機(jī)。Eppler 387 翼型專(zhuān)注于低雷諾數(shù)條件下的性能，具有良好的升阻比和穩(wěn)定的空氣動(dòng)力學(xué)特性[4]。

3 機(jī)翼翼型的分析與驗(yàn)證

在研發(fā)高效便攜的無(wú)人機(jī)時(shí)，翼型設(shè)計(jì)的選擇與分析顯得尤為重要。翼型的氣動(dòng)特性直接影響著無(wú)人機(jī)的飛行性能、操縱性以及在巡檢與救援任務(wù)中的整體效能[5]。采用先進(jìn)的數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)多種翼型進(jìn)行深入分析，獲取其精準(zhǔn)的氣動(dòng)特性和性能指標(biāo)。

3.1 3 種翼型計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析

雷諾數(shù)是流體力學(xué)中用于描述流動(dòng)狀態(tài)的一個(gè)重要無(wú)量綱參數(shù)，通常用Re表示，計(jì)算公式為

式中：ρ為流體密度；V為流體流速；L為特征長(zhǎng)度，通常取物體的最大線度，如圓柱體的直徑或者飛機(jī)機(jī)翼的弦長(zhǎng)；μ為流體的動(dòng)力黏度。通過(guò)式（2）能夠比較慣性力和黏性力的相對(duì)大小，從而判斷流動(dòng)的性質(zhì)。

根據(jù)已知的高度100 m、速度15 m·s-1、弦長(zhǎng)13 cm等信息，計(jì)算得雷諾數(shù)為132 451。

將得到的雷諾數(shù)作為不變的參考條件，對(duì)NACA 0012、NACA 2412 和Eppler 387 翼型進(jìn)行分析處理，最終得到的分析結(jié)果如圖5 和圖6 所示。

圖5 相同雷諾數(shù)下的極曲線

圖6 雷諾數(shù)下的升力系數(shù)曲線與阻力系數(shù)曲線

3.2 升力系數(shù)、阻力系數(shù)與升阻比的比較

通過(guò)升力系數(shù)和阻力系數(shù)的特征，描述翼型在氣體流動(dòng)中產(chǎn)生升力和阻力的大小以及變化趨勢(shì)，有助于深入了解翼型在不同氣動(dòng)工況下升力的變化規(guī)律。這種研究方式為翼型設(shè)計(jì)和無(wú)人機(jī)性能優(yōu)化提供了關(guān)鍵信息。在不同攻角等因素的調(diào)節(jié)下，升力系數(shù)表征了翼型在特定工況下的升力和阻力與氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)的關(guān)系。

升力系數(shù)Cy為

式中：Y為升力；ρ為空氣密度；V為飛行速度；S為翼面積。

阻力系數(shù)Cd為

式中：D為阻力；S為參考面積。

如表1 所示，通過(guò)比較3 種翼型的升力系數(shù)隨攻角變化的情況，發(fā)現(xiàn)隨著攻角的增加，三者都呈現(xiàn)上升趨勢(shì)。然而，在超過(guò)一定攻角后，升力系數(shù)開(kāi)始下降，這是由失速現(xiàn)象引起的。在正常飛行中，隨著攻角的增加，初始階段升力隨之增加。然而，當(dāng)攻角進(jìn)一步增大達(dá)到臨界值時(shí)，會(huì)出現(xiàn)流動(dòng)分離，導(dǎo)致升力急劇減小即失速。臨界攻角是即將失速時(shí)的攻角，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)為最大升力系數(shù)。

表1 3 種翼型在不同攻角下的升力系數(shù)數(shù)據(jù)對(duì)比

NACA 2412 與Eppler 387 翼型均在10°攻角后升力系數(shù)開(kāi)始下降，最大升力系數(shù)分別為0.977 4 與1.194 8，而NACA 2412 在12°的攻角下升力系數(shù)達(dá)到最大1.230 6。在適合巡航狀態(tài)下的小攻角范圍以?xún)?nèi)，Eppler 387 的升力系數(shù)整體高于其余兩種翼型，證明Eppler 387 在巡航平飛狀態(tài)下的性能表現(xiàn)更加突出。而在阻力系數(shù)方面，在適合巡航狀態(tài)下的小攻角范圍以?xún)?nèi)，可以看出NACA 0012 的最小阻力系數(shù)小于其他兩種翼型，但差異并沒(méi)有升力系數(shù)的差異明顯，如表2所示。

表2 3 種翼型在不同攻角下的阻力系數(shù)數(shù)據(jù)對(duì)比

從表3 可以分別找到NACA 0012、NACA 2412、Eppler 387 這3 種翼型的最大升阻比。經(jīng)過(guò)對(duì)比可以明顯看出：Eppler 387 翼型在最大升阻比的比較中性能最突出，達(dá)到了61.410 6，遠(yuǎn)高于其余兩種翼型，而其對(duì)應(yīng)的攻角恰好靠近巡航時(shí)的攻角范圍?？紤]該無(wú)人機(jī)的性能特點(diǎn)，最終選擇升阻比特性更符合設(shè)計(jì)需求的Eppler 387 翼型。

表3 3 種翼型在不同攻角下的升阻比數(shù)據(jù)對(duì)比

究其原因，以攻角為4°時(shí)3 種翼型的壓強(qiáng)分布圖為例，Eppler 387 翼型上表面的形狀更突出，流管受擠壓程度更加明顯，流速較快壓強(qiáng)較小，吸力峰更加突出，而NACA 0012 和NACA 2412 翼型由于上表面較為扁平，在中小攻角下上表面所產(chǎn)生的吸力較小，無(wú)法產(chǎn)生足夠大的升力系數(shù)，如圖7 所示。

圖7 不同翼型在攻角4°時(shí)的壓強(qiáng)分布

4 結(jié)語(yǔ)

在飛機(jī)的布局形式中，考慮該無(wú)人機(jī)高升阻比、低阻力系數(shù)、長(zhǎng)航時(shí)以及方便攜帶等使用特點(diǎn)進(jìn)行了分析比較。結(jié)果顯示，相對(duì)于其他布局形式的無(wú)人機(jī)，該設(shè)計(jì)采用的翼展更小，飛機(jī)的總尺寸減小、質(zhì)量降低，同時(shí)提供了可靠的穩(wěn)定性和更高的升阻比。

通過(guò)對(duì)不同翼型的比較研究發(fā)現(xiàn)，Eppler 387 翼型在各種飛行條件下能夠產(chǎn)生相對(duì)較高的升力系數(shù)，表明它能夠有效提供無(wú)人機(jī)所需的升力支持。在阻力系數(shù)分析中，Eppler 387 翼型阻力系數(shù)并非最低，但與其他翼型相比，在各個(gè)飛行速度范圍內(nèi)都能夠產(chǎn)生較低的阻力系數(shù)。這意味著無(wú)人機(jī)所受到的阻力相對(duì)較小，有助于降低能量損失和燃料消耗，從而提高無(wú)人機(jī)的經(jīng)濟(jì)性和效率。在升阻比分析中，Eppler 387 翼型更優(yōu)越，且最大升阻比更接近巡航狀態(tài)下的攻角，使得無(wú)人機(jī)在巡航狀態(tài)下具有卓越的飛行性能，符合人們對(duì)其性能的期望。