一种小型无人复合式升力飞艇的设计与验证

华杰, 王晓璐, 马震宇, 靳秋硕

(郑州航空工业管理学院 航空工程系, 河南 郑州 450015)

一种小型无人复合式升力飞艇的设计与验证

华杰, 王晓璐, 马震宇, 靳秋硕

(郑州航空工业管理学院 航空工程系, 河南 郑州 450015)

摘要:提出一种小型无人复合式升力飞艇的设计方案,艇身为采用设计对称翼型的升力体,横截面呈椭圆形,艇翼面可倾转至垂直状态或水平状态,能够满足起飞或平飞需要。通过数值分析确定整体气动布局、升力体艇囊的设计及机翼与浮升体气动设计优化。同时提出艇囊分割分块设计制作方法,解决吊舱、机翼与艇身的连接。通过FLUENT软件计算复合飞艇的气动特性,并与相同体积的传统飞艇的气动特性进行了比较。仿真结果表明:设计的复合飞艇飞行阻力小,升力性能优越,最大升阻比迎角为8°,失速迎角可达16°,制作的缩比模型验证了设计方案的可行性。

关键词:复合式升力飞艇; 布局设计; 气动性能; 数值仿真; 缩比模型

0引言

飞艇是由动力推进并利用轻于空气的气体提供升力的航空器,也是浮空器的一种,现代飞艇分为传统飞艇和复合式飞艇(混合式飞艇)。复合式飞艇是一种既有空气动力又有静浮力的复合升力飞行器[1]。复合式飞艇将传统飞艇和飞机、直升机三者的优点组合起来,即将动力飞行器和静力飞行器的优点组合在一起, 在几何尺寸增加不多的情况下, 发挥出浮升体与气动体共同的优势, 提供比常规飞艇高数倍至十几倍的有效载荷。

复合式飞艇虽然有许多优点但并未广泛运用,主要有以下几个难题:(1)总体设计技术,如浮力体与升力面结合的总体布局设计研究;(2)低阻力、静升力综合气动布局设计,如机翼与浮升体气动优化设计,适于浮升式飞行器的气动数值模拟及实验方法研究;(3)结构设计技术,如吊舱、机翼与艇身的连接方式[2]。

本文提出一种小型无人复合式升力飞艇的设计方案,从以上3个难题出发,通过数值分析确定整体气动布局、升力体艇囊的设计及机翼与浮升体气动设计优化,并与普通艇囊气动性能进行对比。采用艇囊分割分块设计制作方法,解决吊舱、机翼与艇身的连接问题。通过CFD计算仿真分析了所设计的小型无人复合式升力飞艇升阻特性,最终制作缩比模型用于验证本方案的可行性。

1总体方案设计

本文提出的复合式小型无人飞艇布局如图1所示。采用对称翼型升力体艇身,横截面为椭圆形状;机翼为梯形翼减小纵向载荷集度,加椭圆翼尖改善翼梢处气流状况。全机为类飞翼,纵向静不稳定,所以机翼采用S形翼型。垂直飞行时为机翼倾转方式,双发布局,垂尾和升降副翼(混控)在螺旋桨滑流下,增加舵效;在水平飞行时提高了飞艇的性能,克服了飞艇转弯上升不灵活的缺点。由于飞艇对于重量要求极高,而复合式飞艇的机翼占据一定比重,为合理控制重量,采用充气式机翼。由文献[3]可知,机翼为柔性机翼时,其气动特性基本不变。

假设复合式小型无人飞艇驻空高度为1 km,任务载荷为8 kg。其总体参数为:艇身长4 m;艇宽1 m;艇囊体积7.125 m3;翼展2.75 m;翼面积2.25 m2;空重4 kg;设计最大起飞重量12 kg。

图1　飞艇布局Fig.1　Airship layout

2艇身的设计

2.1艇身的气动设计

艇身的横截面为椭圆,其控制方程为x2/a2+y2/b2=1,其中b是由中间的对称翼型决定的。由于艇身体积较大,使用现有的对称翼型不能满足提出的设计方案的要求，需要设计出新的对称翼型,根据所设计不同翼型的升阻特性选择合适的翼型。

2.1.1翼型设计

翼型设计是气动设计中最重要的步骤,设计的翼型性能的好坏很大程度上决定了飞行器整体气动性能。翼型的外形描述通常用翼型参数化方法和内切圆表示法。目前常用的翼型参数化方法有:形函数线性扰动法、特征参数描述法、正交基函数法和CST方法[4]。选择不同的参数法产生连续光滑的翼型几何外形有所差异,同时还影响气动性能和设计时间。常规翼型都可以近似看作有无数个该翼型的内切圆紧密排列在一起,这些内切圆与上下翼面切点的连线刚好分别构成翼型的上下表面[5],如图2所示的低速翼型。

图2　翼型的内切圆表示Fig.2　Inscribed circle of airfoil

通过综合考虑,本文采用内切圆表示法。通过对NACA0020作内切圆分析,得到比例修正产生本文所设计的对称翼型内切圆半径数据,连接顺滑切线得到设计的翼型。设计最大厚度为50%弦长,最高点位置分别为30%,40%,50%弦长的三种不同对称翼型，通过坐标数据绘制出翼型进行CFD计算仿真。

2.1.2控制方程及湍流模型

对于低速定常不可压粘性绕流场,在笛卡尔直角坐标下,质量连续方程表示为[6]:

(1)

动量方程(N-S方程)表示为[6]:

(2)

(3)

(4)

对以上方程进行雷诺时间平均化处理,得到粘湍流雷诺方程(RANS)。S-A粘湍流封闭模型主要用于恰当求解边界层受粘性影响的区域,对具有层流底层的固壁湍流流动具有较好的收敛性。S-A湍流模型运输方程为[7]:

(5)

2.1.3网格划分及计算

采用C型网格,按15倍弦长构成流场外边界网格,如图3所示。C型边界设为速度入口边界,另一个边界设为压力出口边界。来流速度取为 20 m/s,弦长1 m,Re=10×105,所以本流场为湍流流场。在标准海平面大气条件下,取迎角为0°,4°,8°共3种情况进行计算。

图3　翼型网格图Fig.3　The grid of airfoil

2.1.4翼型选择

图4和图5给出了不同翼型在不同迎角下升力系数和阻力系数的变化曲线。由图可以得出:虽然最大厚度位置为30%时阻力最小,但是其升力系数也是最小的;在8°迎角时最大厚度位置为40%,阻力比30%的大55%,但升力系数比30%的大68%;对比最大厚度位置为40%与50%的升力系数和阻力系数,最大厚度位置为40%的阻力系数小、升力系数大。

图5　阻力系数曲线Fig.5　Curves of drag coefficient

表1为不同最大厚度位置翼型的升阻比。由表1可知,最大厚度位置为40%的升阻比始终最大,所以基于最小阻力系数和最大升力系数原则,综合考虑选择最大厚度位置为40%的翼型。

表1　不同最大厚度位置翼型的升阻比

2.2艇身的结构设计

通过将艇身分割成3个部分,留出空隙使得刚性连接杆穿过艇身连接各部分,即将通过横向截面椭圆的长轴所组成的平面分割成两半,其中的一半将通过横向截面椭圆的短轴所组成的平面分割成两半,在重心位置设计空隙槽。这样可以通过碳杆将艇身、机翼和下面吊舱进行刚性连接,解决了复杂载荷环境下结构整体及多种连接结构细节的高可靠性设计技术,使得刚性的机翼、吊舱等能直接连接在柔性的艇身上。

3飞艇的气动特性分析

3.1分析模型的建立

3.1.1小型无人复合式升力飞艇模型

根据总体参数及细节参数,利用得到艇身翼型和椭圆控制方程在CATIA中建立艇身模型,选择合适S形翼型和对称翼型建立机翼模型,并导入gambit中进行网格划分。

3.1.2常规飞艇艇囊模型

3.2网格划分及计算

飞艇流场计算要求在飞艇附近布置足够密的网格,以准确获得阻力、升力及力矩数据,同时计算域也必须取得足够大以适应远场条件[9]。为此,将流场计算域分为两个区:以飞艇展长一半的15倍为半径,艇长的15倍为高,做一个大圆柱体,其外表面作为计算流场的外界;用一个小的圆柱体包围机翼附近流域,在此域内进行网格加密。同时,根据流场相对飞艇纵剖面对称的特点,仅计算对称面一侧的半个流场区域即可,以减少计算工作量。

3.3计算结果分析

3.3.1艇囊气动特性对比

迎角8°时，常规飞艇艇囊与升力体艇囊的升阻对比如表2所示。可以看出,在体积相同的条件下,与常规飞艇艇囊相比,尽管升力体艇囊表面积较大导致其阻力稍大,但其阻力系数较小,而且升力远远大于常规飞艇艇囊,是其10倍多;所以在升力特性方面更具优势,升力体艇囊将提供更大的动升力。同时升力体艇囊的升阻比是其9倍,因此,在飞艇飞行迎角相同的条件下,升力体艇囊的升阻比也优于常规飞艇艇囊。

表2　常规飞艇艇囊与升力体艇囊升阻数据

3.3.2飞艇巡航时的气动性能分析

图7和图8为小型无人复合式升力飞艇的升力系数和阻力系数曲线。图9为升阻比曲线。图10为迎角4°时的压力云图。

图7　升力系数曲线Fig.7　Curve of total lift coefficient

图8　阻力系数曲线Fig.8　Curve of drag coefficient

图9　升阻比曲线Fig.9　Curve of lift-drag ratio

图10　α=4°时的压力云图Fig.10　The pressure nephogram under α=4 °

由图7～图10可知,随着迎角的增大,小型无人复合式升力飞艇阻力系数增大,升力系数先增大后减小,在迎角16°左右时升力系数最大,最大升阻比在迎角为8°时获得。所以该小型复合式无人飞艇具有良好的气动性能,其阻力小、升力性能优越,失速迎角可达16°以上,适合大部分情况下的飞行。

表3为不同迎角下的俯仰力矩系数。由表3可知,俯仰力矩系数随迎角的增大而减小,系统是纵向稳定的,而且双垂尾布局在稳定性方面优于传统飞艇的十字形尾舵布局。所以本设计布局升力体形状加上双垂尾,而且机翼翼型为S翼型,使复合式无人飞艇成为静稳定结构,降低了对控制系统的要求。

表3　不同迎角下的俯仰力矩系数

3.3.3垂直稳定性分析

虽然飞艇水平飞行时翼型力矩系数小于0,为静稳定的。但是垂直上升时艇身的迎风面积较大,艇身以倾转轴处分割，左右两边受力不同对飞艇稳定性有极大影响,所以要进行气动分析,找到静稳定的倾转轴位置。通过确定不同倾转轴的位置,计算得到在40%处其俯仰力矩系数为-0.174 32,同时垂直时采用陀螺仪等设备可以修正不稳定情况,所以小型无人复合式升力飞艇可以稳定地垂直起降。

4模型的制作与试验

为了验证该布局的飞行方式,按照总体设计参数的比例制作小型样机(见图11),该模型为全泡沫结构,使用双电机动力系统,在垂直起降阶段通过陀螺仪进行姿态纠正保证起飞的稳定性。平飞时机翼倾转,进入正常水平飞行状态,图11(a)为模型垂直飞行时的示意图。为了更好地验证该布局,同时设计制作了1∶2的模型,该模型采用全轻木式骨架和PVC飞艇专用艇膜,采用本文的艇身连接技术进行结构连接,其结构强度完全满足飞行需求。图11(b)为1∶2飞艇样机模型。

图11　飞艇样机Fig.11　Airship prototype model

5结论

(1)与常规飞艇的单囊体相比,升力体艇囊虽然阻力系数较大,但升力特性更优越,后续工作中可进一步改进气动布局以降低艇囊阻力,同时可采用更先进的能源和推进技术,使其飞行性能得到明显改善。

(2)小型无人复合式升力飞艇气动性能优越,失速迎角可以达到16°,且纵向是静稳定的。

(3)通过艇身的分割结构设计,解决了刚性与柔性之间的连接问题,其结构性能良好。

(4)小型无人复合式升力飞艇可以垂直起降,相对场地的约束较小;同时由于飞艇艇身、机翼产生升力,艇囊提供浮力,有效载荷有巨大提高;其飞行稳定性好,装载燃油大、续航时间长,具有更广阔的应用市场。

由于条件的限制,不能进行充分验证，下一步将完善气动布局,进一步降低其阻力,并优化结构设计,制作全比例样机进行验证飞行。

参考文献：

[1]Body R R.Performance of hybrid air vehicles[R].AIAA-2002-0388, 2002.

[2]杨秋萍,席德科.飞艇技术发展现状与趋势[J].航空制造技术,2010(19):78-81.

[3]王永超,董强.充气式机翼设计分析[J].航空科学技术,2014(2):28-33.

[4]廖炎平,刘莉,龙腾.几种翼型参数化方法研究[J].弹箭与制导学报,2011,31(3):160-164.

[5]朱亮亮,叶正寅.充气式机翼的通用设计方法[J].空军工程大学学报(自然科学版),2009,10(5):16-21.

[6]钱翼稷.空气动力学[M].北京:北京航天航空大学出版社,2004:35-38.

[7]金安帆,宋文萍.基于阻力气动特性计算的飞艇艇身外形研究[J].航空计算技术,2006,36(2):100-103.

[8]Dorrington G E.Some general remarks on the design of airships[R].AIAA-99-3915,1999.

[9]韩占忠,王敬,兰小平.FLUENT:流体工程仿真计算实例与应用[M].北京: 北京理工大学出版社,2008:1-26.

(编辑：方春玲)

Design and verification of a small unmanned hybrid lift airship

HUA Jie, WANG Xiao-lu, MA Zhen-yu, JIN Qiu-shuo

(Department of Aeronautical Engineering, Zhengzhou Institute of Aeronautical Industry Management, Zhengzhou 450015, China)

Abstract:A design plan for a small unmanned hybrid lift airship is proposed in this paper. It is a lift body with a symmetrical airfoil, the cross-section is oval, and its wing can tilt to verticality or horizontality to meet requirements of takeoff or level flight. The overall aerodynamic configuration, lift body gasbag design and wings-buoyant body aerodynamic design optimization are determined through numerical analysis. A design and manufacture method of dividing block gasbag to solve the connection problem of pod, wings and body. The FLUENT software is used to analyze the aerodynamic characteristics of the hybrid airship, which are compared with traditional airship of the same volume. Analysis showed that the hybrid airship has low flight drag, excellent lift performance, 8° angle of attack at maximum lift-drag ratio, and up to 16 ° stall angle. Furthermore, a scale model has verified the feasibility of the design.

Key words:hybrid lift airship; layout design; aerodynamic performance; numerical simulation; scale model

收稿日期:2015-07-29;

修订日期:2015-11-26; 网络出版时间:2016-01-10 14:09

基金项目:航空科学基金资助(2014ZA55001)；河南省高等学校重点科研项目(15A590002)；国家级大学生创新创业训练计划项目(201410485002)

作者简介:华杰(1993-)，男，江苏高邮人，本科生，研究方向为飞行器设计与数值分析。

中图分类号：V221

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)03-0021-05