某型无人机气动特性及稳定性分析

郭卫刚，康小伟

（海军航空大学，山东烟台264001）

某型无人机气动特性及稳定性分析

郭卫刚，康小伟

（海军航空大学，山东烟台264001）

长航时，无人机是一种新型的无人飞行器，在战场侦察和大气探测等方面有其特殊的用途。根据无人机特点，采用了正常式双尾撑气动布局，通过总体建模、网格划分、数值计算并应用Matlab软件编程仿真，分析了无人机升阻特性、纵向静稳定性和横航行静稳定性，计算结果达到设计要求，可为长航时无人机总体设计提供理论依据和技术支持。

无人机；长航时；稳定性

无人机具有载人机所不具有的优势，由于不考虑人的生理限制，可以研制出具有如长航时和高过载等特点的飞行器。根据无人机的这一特点，本文设计了一款长航时无人机的缩比验证机，并对其气动特性以及稳定性进行了计算分析。

根据相似性原理[1-2]，缩比机试飞时可实现完全相似条件下的流动模拟。由于大气密度随高度而变化，通过组合飞行高度、速度和缩尺比例可以实现与全尺寸真机相同的马赫数与雷诺数。在此基础上，通过分析飞行器运动方程可以确定缩比机达到真机飞行性能所需满足的条件。

本文在缩比无人机概念研究的基础上，设计了无人机的分析模型，并采用亚音速定常流的涡格法对缩比无人机气动性能和稳定性进行了计算分析[3-7]。

1 模型建立

无人机的总体布局采用正常式双尾撑设计方案。机翼为后掠、双梁、多肋式结构。尾翼由左垂直尾翼、右垂直尾翼、水平尾翼、下立尾和尾撑管等部件组成。

设计的无人机翼展长4.5 m，前缘后掠角12°，机翼安装角4°，翼尖扭转-1.5°，机翼安装有襟翼和副翼。襟翼位于机翼后缘内侧，弦向长度为机翼弦长的25%，以铰支形式固定在机翼上。副翼位于机翼后缘外侧，弦向长度为机翼弦长的25%，同样是以铰支形式固定在机翼上。

尾翼由左垂直尾翼、右垂直尾翼、水平尾翼和尾撑管等部件组成。尾翼布局为后置外倾双立尾，低置平尾形式。

水平尾翼由1个水平安定面、2个升降舵组成。平尾前掠为15°，上反角为-15°，前后梁两端铰支固定在尾撑管的末端。升降舵位于平尾后缘，分为左升降舵和右升降舵。

2个垂尾分别外倾20°，与尾撑管连为一体。方向舵占垂尾翼弦长的30%，偏转角±25°，各由1个舵机驱动。

2 数值方法

涡格法亦称旋涡网格法，既采用附着涡面来代替机翼。在实际的计算分析过程中，将机翼沿展向划分成多列，沿弦向划分成多行，这样机翼就被分成许多网格，如图1所示。若机翼的边缘为曲线，则用折线来代替，当网格取得足够多时，折线的形状就与原来机翼的曲线形状非常接近了。在每个网格中布置1个马蹄涡，其附着涡位于网格的1/4弦线处，2条自由涡沿x轴分别从1/4弦的2个端点伸向无穷远处。在网格3/4弦线的中点处布置1个控制点，用于计算其他各个网格马蹄涡对此网格的诱导速度[8-11]。

设将机翼划分为n个面元，这样便有了n条离散的马蹄涡以及n个控制点，马蹄涡的强度用γ1,γ2,…,γn分别来进行表示。设来流方向与X轴一致，根据毕奥-沙瓦定理，位于第j个面元上强度为γj的马蹄涡在第i个面元控制点处的诱导速度vyij为：

式（1）中：v∞为来流速度；cij为马蹄涡的影响系数在y轴分量。

cij是马蹄涡上3段涡线对i控制点的共同作用总和，因而它可以作为一个已知的无量纲的几何量。所有面元上的马蹄涡对i点所产生的y方向诱导速度Vyi表示为：

按薄翼线化边界条件可得：

将式（2）代入式（3）得：

βi在翼面方程中可作为已知量，i=1,2,3,…,n。因有n个控制点，所以可以得到一组n阶线性方程组，求解可得n个未知量γ1,γ2,…,γn，这样，机翼的气动特性便可求出。因此，机翼的升力特性和力矩特性可按式（5）～（8）求得。

1）机翼沿展向剖面的升力系数为

式中：l为机翼展长；b(z)为翼剖面弦长；k为翼剖面上所有面元数。

2）机翼的升力系数为

式中：s为机翼面积；m为半翼面上的面元数。

3）机翼剖面绕oz轴的俯仰力矩系数为

式中，xi为面元1/4弦线中点X的坐标。

4）机翼绕oz轴的俯仰力矩系数为

式中，bA为机翼的平均气动弦长。

实际计算中，如果没有侧滑，机翼上所受到的载荷要么是对称的，要么是反对称的。因此，在计算的过程中，可以仅在半个机翼上布置马蹄涡，另一半机翼可移动控制点来完成。通过这样处理，可以将未知数γj减小一半，计算量和计算时间也可大大减小。

3 建模与网格划分

根据无人机设计时的整体布局利用Matlab软件对其进行仿真建模并划分了计算网格，如图2所示。为了在保证计算精度的情况下计算时间又不能太长，因而网络的划分不能太粗亦不可太密。马蹄涡中控制点的分布情况如图3所示。

4 计算结果与分析

如图4所示，升力系数随机翼迎角增大基本呈线性趋势逐渐增加。由于采用大展弦比设计，此型无人机的升力相对较大，为实现长航时提供了支撑。并且由图5可以看出，无人机机翼和平尾的前中部压强系数较大，满足无人机压强分布的特点。随着迎角的增加无人机阻力系数也在不断增大，阻力系数变化规律如图6所示。通过计算分析可知，此型无人机最大升阻比[2，12-15]为13.1，完全可以满足设计要求。

随升力系数增加，俯仰力矩系数由正变负，呈递减趋势，如图7所示，并且其纵向稳定性导数，说明无人机具有较好的俯仰静稳定性。同样，无人机的横、航向力矩系数随侧滑角的增加也都呈现出了下降趋势，如图8所示，其导数和，说明此型无人机在横航向同样具有较好的静稳定性[16-18]。

5 结束语

根据无人机的功能和任务，考虑长航时和大高度巡航的要求，设计了一种某型无人机的缩比验证机。在考虑相似性原则的基础上，通过计算分析可知，此型无人机的升阻特性及俯仰和横航向静稳定性均满足设计要求。其气动布局及计算分析可为大型长航时无人机设计和飞行控制提供理论基础。

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Analysis on Aerodynamic Performance and Stability of one Certain UAV

GUO Weigang,KANG Xiaowei
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

The long-endurance UAV is a new unmanned aerial vehicle.In battlefield reconnaissance and high-altitude atmospheric sounding and so on has its special uses.According to the characteristics of UAV,double tail brace conventional configuration was constructed.Through modeling,meshing,numerical calculation and matlab software simulation,vortex lattice method was applied to analyze the UAV lift-drag characteristics,longitudinal static stability,lateral and directional static stability.The calculation results fulfilled design objectives and which could provide theoretical basis for long-endurance UAV conceptual and preliminary design.

UAV;long-endurance;stability

V279；V221

A

1673-1522（2017）05-0469-04

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.010

2017-02-16；

2017-07-22

郭卫刚（1976-），男，讲师，硕士。