一种可无动力滑翔的固定翼无人机设计

周涛

摘 要：固定翼飞行器主翼的展弦比是影响飞行性能的一项重要指标，大展弦比的固定翼飞行器具有良好的无动力滑翔性能，使用大展弦比固定翼无人机可在失去动力的条件下实现无动力滑翔，亦可使用较小动力进行低速巡航，是一种滞空时间较长，重复使用次数较多，且飞行稳定、安全系数较高的机型。此种机型大量用于航空摄像、灾害监测、空中监控等领域。该文介绍了一种可无动力滑翔且能携带一定载荷进行空中投放的双体式无人机的设计，并经过多次地面和空中测试证明了此种设计的可行性。

关键词：无动力滑翔 固定翼无人机 双体式

中图分类号：TM75 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2015）01（c）-0093-02

无人机是由航空模型飞机发展而来的一种不载人飞行器。依靠其体积小、重量轻、操纵方便等优势，在诸多领域得到了广泛应用。本文介绍了一种可携带一定量载荷进行空中投放，并且在失去动力后仍可保持滑翔并安全降落的双体式无人机的设计。

1 机型的选择

在进行飞行器外形设计时，如果要单独设计出一种新的机型，需要经过极其复杂的理论计算和反复的实验，耗费资源较多。因此大部分小型飞行器的外形设计多使用原准法，即以较成熟的小型飞行器机型为原型机进行设计，这样可以节省较多的设计资源。本次设计既是以某型较成熟的无人机作为原型机，根据设计任务，参考原准机的主要参数进行参数估算。而原准机的选择则主要考虑以下几点：一是原型机为典型的滑翔机机型，飞行稳定，巡航空速要求较低，能够保证试验和飞行的安全性；二是此种机型设计组人员有较好的操纵经验，有利于试飞工作的开展；三是此类机型无须使用副翼，在满足操纵需要的同时还可以留出控制通道加装其他控制设备。

根据以上情况，设计时可以依靠原型机设计出机翼面积、主翼的展弦比、飞机的尾力臂和机头的延伸长度；但机翼和机体就则需根据不同的任务需求进行重新设计。

2 计算总重量范围

此次设计要求搭载并投放质量不小于250g的载荷。考虑到投放装置的重量和所需预留的余量，可将负载值设定为500g，无动力滑翔机型所需载重比一般为1：5～1：6，由此得出飞机总重为2500g～3000g。

3 发动机的选择

选择发动机首先应考虑其气缸容积载荷比。若选用市场上较为成熟的容积载荷比为0.5～0.6kg/cc的两冲程发动机，则本次设计应选用的二冲程发动机气缸容积应为：

气缸容积为6cc的二冲程发动机为40级发动机，但对于40级的发动机，有另外一种型号为46级，其气缸容积为6.5cc，而6.5cc的发动机是以6cc的反动机为原型，其容积较大只是由于将后者气缸壁变薄所致，但其动力比6cc级更强，而且可靠性安全性也很稳定，甚至重量也比后者更轻，可以说6.5cc发动机是6cc发动机的改进型。考虑到以上因素，也为留出充足的动力余量，此次設计选用了46级发动机。此种发动机使用甲醇和蓖麻油的混合燃料，根据不同的任务需求可将二者体积比设为3：1～4：1，也可加入10%～20%的硝基甲烷作为助燃剂以提高发动机的动力。

4 机翼的设计

根据本次设计需求，机翼的设计是较为关键的一项。机翼的设计主要包括选择主翼翼型、主翼上反角设定、主翼与尾翼的设计等。

4.1 主翼翼型的选择

翼型的形状对飞机的性能有很大的影响。翼型截面一般是取同飞机对称平面相平行的截面，也有的取垂直于机翼的横截面，对于后掠翼的机翼两种取法是不同的，而对于此次设计使用的平直翼型，这两种取法是一样的。在此次设计中，发动机功率有一定的余量，且此次设计的机翼为展弦比较大的滑翔式机翼，所以平凸型翼型较为适合，为提高其升力，在机翼安装时可设计出3°的安装角。此次设计所选择的为克拉克Y12%的翼型。

4.2 主翼上反角设定

主翼的上反角可以提高飞机的横向稳定性，当飞机受外界因素影响下发生倾斜时，升力的方向也会发生倾斜，而重力仍然指向地面，飞机便会发生侧滑。在侧滑时，由于上反角的存在，下沉一侧的机翼同侧滑引起的相对气流的夹角大，升力较大大；上抬一侧的机翼同相对气流的夹角小，升力小；这两个升力差形成的力矩就会使飞机绕机身轴旋转恢复至水平位置，从而达到自身的水平稳定效果。上反角的选择可以使用原准法，即此次设计使用的上反角与原型机相同为8°。

4.3 主翼与尾翼的设计

主翼与尾翼面积的初步预估可以先给定机翼的翼载荷，根据翼载荷与飞机总重量计算出主翼面积，再根据原型机的主翼尾翼面积比计算出水平尾翼与垂直尾翼的面积，为使机翼不至于承载过度，翼载荷不宜过高，可预设为50g/dm2。则：

在各机翼面积确定后，即要考虑机翼的升力。可根据升力计算公式，其中Y为机翼的升力，单位为千克力（kgf）；p为空气密度，在海平面或低空飞行的情况下，p近似为1/8kgfs2/m4；v为机翼同气流的相对速度，单位为m/s；S为机翼面积，单位为m2，是指机翼的投影面积。CY为升力系数，没有单位，它与机翼的翼型、迎角等因素有关。其数值可用实验方法求出，计算时也可从机翼升力阻力系数曲线中查到。

当飞机起飞时速度大约为v=12m/s，此次设计的机翼面积为S=0.6m2，克拉克-Y型机翼，且在设计时为提高升力，使用了3的仰角，则升力系数CY=0.6，p近似为1/8kgfs2/m4，将以上数据代入升力计算公式则：

通过上述计算既能证明此次设计的机翼在载荷较小（仅为50g/dm2）且全负荷（3000g）的情况下，起飞速度为41.6km/h。经试验，本次选用的发动机可以轻易达到此起飞速度，即证明了设计出的机翼的可行性。

在得出升力余量较充足的结论后，为保证飞行时的滑翔性能，可选用较大的展弦比，此次设计将展弦比预设为6，则：

即主翼规格为1900*316mm。再根据原准法得出水平尾翼规格为70×22cm，垂尾面积为506cm2。

5 机身的设计

为减小机身重量和尺寸，本次设计使用了一种长条形夹层板材，并选用了双体式机身，以为增加载荷及后期的功能扩展留出足够的空间。同时机身长度的计算应保证使飞行时机翼压力中心位于翼前部1/3翼弦处。

6 结论

飞机制作时还应考虑材料、主翼框架、翼根、安装接口等因素。通过完成静态测试、无动力低空滑降测试、地面滑跑测试、无载荷试飞、有载荷试飞等多项测试，证明了此种无人机的设计满足了设计要求。

参考文献

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[2] 安佳宁，陈小昆.小型无人机平尾优化设计[J].宇航计测技术，2013（4）：62-64+78.

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