超轻型大载荷无人机的设计与实现

黄嘉豪+陈子杰+黄科超

摘 要：本文以超轻型载重无人机作为研究重点。分析行业研究文献与固定翼无人机行业，对固定翼无人机的结构展开多角度探讨，包括无人机材料、受力、装配方式等方面。以“减轻每一克重量”为核心思想，使用高弹性轻质工程木质为主体材料，提出高韧性碳纤维复合材料和凯夫拉原丝复合材料进行缠扰补强的方案，设计一款翼展达3.1m，机身1.8m长，整机重量仅970g，电机拉力峰值达4.3kg，载荷比达到5以上的固定翼无人机。该飞行器采用了S1223高升力翼型为飞机提供足够的升力。经测试，该固定翼无人机飞行效率好、性价比高，给未来固定翼大载荷的无人机设计带来一个新方向。

关键词：无人机 超轻型 大载荷 碳纤维复合材料 凯夫拉复合材料

中图分类号：V279 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）11（b）-0012-02

1 无人机轻型结构具体设计

1.1 动力方面的设计

第一步对各个参量进行设置，设载重量W1=6kg，空机质量Wa=1kg，按设计规定推重比一定要适当，预取推重比Kf=T/W1+Wa=0.4，知拉力T应保持在2.8～3kgf这个范围内。

常规翼型其升阻比最好保持在50以上，通常情况下这个参量不会考虑诱导阻力这方面的影响，但是却在这种高升力飞机上占比相当大。除此之外，如果翼型精确度不高同样会使升阻比低于预计值。就算是把对机翼有影响的所有阻力都考虑到，其他部位还是会构成阻力，比如机身下面水袋构成的压差阻力等。还有一个要点必须注意：飞机不会一直处于平行飞行状态。如果遇到下降气流这种情况，抛开其他因素和情况，只在爬升这个过程中就要借助巨大的升力，不然便不能达到起飞距离ld≤25m这个要求。拉力产生的加速度，总加速度a=dv/dt，这里的Kd不是通过机翼参数算出来的，它是由方程计算，这里的代表阻力占重力之比，属于推重比中一个重要组成部分，估算得出大概为0.3，也就是说平飞油门保持75%（）。d代表起飞速度，条件不足暂时定为d。因此。

总而言之就是有直驱和减速这两个思路。大家都清楚，拉力只与螺旋桨尺寸以及转速相关联（准确地说还与浆型有关），我们设定16×7.5桨，随意选取一种电机，只要这个电机的转速可以达到5700rpm，那么这时拉力为2.7kgf。其实电机作用就是能够确保在这一载荷下完成事前规定的转速。电压以及KV值直接决定了电机空载转速，根据上面所陈述可得此电机的空载转速为rpm，实际转速由载荷以及转子尺寸所决定。绝大部分电机处于正常工作状态时，就可以将其作为预估电机KV值和螺旋桨尺寸配比时的参考。

一提到减速马上就会想到单电机减速。高KV电机蝎子电机2221，处在稍微有些超载情况下，减速比就可以定为5， KV值定为3595，同时使用15×7.5螺旋桨，便可达到要求。把减速组以及电调都算在其中，大概也可以保持在160g左右。

1.2 气动方面的设计

因为飞机重量有着非常严格的规定，每个部位结构都十分有限，最终总体重量是800g还是1200g属于同一问题，我们把翼展尺寸规定为3m，从刚刚开始着手画图一直到实际制作，整个过程减重问题十分困难。

我们的任务就是在目前工艺水平下，找到尺寸、重量、结构与载荷的一个平衡点。展弦比若过于大，翼面积便过于小；若展弦比太小，那么升力损失便会过大。因此展弦比为8最适宜，但是还要将翼载计算出来然后进行判定。平均弦长：Ca=A/8=309mm，翼面积：Sw=A2/8=76.5dm2，翼载：Lw=W/Sw=7000/76.5=91.5<100，在合理范围内。

机翼形状可分为3种：矩形翼、梯形翼以及椭圆翼。对于椭圆机翼而言，翼稍处弦长相对较小，就会使翼型在翼稍处与设计存在一些偏差，同时也会对翼稍失速产生安全隐患。针对载重飞机这种动力欠佳且飞行高度低于30m的飞机来说，如果产生翼稍失速就不能够改出。然而矩形机翼的翼稍就非常安全，与椭圆机翼相比有很大优势。然而矩形翼也有很多问题，清华的解决方案就是加装翼梢小翼。但在笔者看来，加装了翼梢小翼之后能够增加升力并不现实。因为它只是使一部分本该获得的升力重新得到利用而已，而自身并未提供升力。除去翼梢小翼本身重量不说，它本身还会受到无法想象的横力。大多数学校会选择分段近似的梯形翼，与矩形翼相比较，不仅对结构的气动利用率更高，还完成了梁的渐变，与受力分布更相符。

飞机的雷诺数可用公式来体现：Re，它们依次代表的是空气密度、气流速度、气流流经物体的距离以及粘度，使用的单位也都是ISO国际单位制。对一般航模进行分析时，如果飞行高度处在海平面时，通过公式表示为：RecA，这里的cA代表平均气动弦长，在矩形翼里其实就是弦长。但是我们希望获得所有剖面的气动性能，因此在前文基础上，根据平均弦长和三段近似，大致估算出翼根弦长会在400mm以下。速度需要回代，预测在12m/s以下（前文预测期望是10m/s）。那么雷诺数最高值就是330000。

对翼尖进行设计时必须注意要避开临界雷诺数这个问题。根据图我们能够发现，如果Re>120000时，曲线一般都比较正常。这就说明翼尖最短也要超过150mm。但如果从实际出发，只考虑雷诺数，这个值越大才越好。现在假设Re进行计算，这样能够预防因为对速度估算不准而带来更多麻烦。那么弦长就是220mm。根据三段机翼的长度和翼面积，很容易得到矩形翼弦长为360mm。

因为制作时必然存在一些偏差，比如蒙皮塌陷等，我们还是假定KL=0.8，那么。根据升力公式：，以及平飞时受力平衡L=G，计算出。这时Re=279000。因为计算过程中只考虑了升力系数这个方面，所以差别不会太明显，大可将其忽略。

1.3 翼梁结构方面设计

第一，做实心梁时拒绝使用相同材料。主要是因为正应力离中心层越远反而增大，中间部位使用的材料没有必要与翼缘处使用的材料相同。第二，不管是哪种梁，腹板处所使用的材料也不要与翼缘处使用的相同，对正应力进行分析时根本不用考虑。如此一来也能提高一些冗余度。第三，正應力分配时可以不考虑梁的厚度，可以认为梁截面上每个地方的正应力都相等。

计算得出正应力，若暂取b，d，W=2I/h=4.6×10-7m3此时σ=38MPa，这个值并不算太大。然而这只是处于没过载情况下，而实际上根本不可能忽略这个因素。

假定过载系数SG=2.0，与气动力相乘，得到正应力为76MPa。木材的许用应力一般在5～7MPa之间，明显不足。而碳纤维许用应力一般在2～7GPa之间，完全充足。另外碳纤维比强度很高，适合运用在重量极限的飞机上。尽管此次试验并未使用碳纤维，然而其缘条尺寸更小，厚度更薄，只有1mm。即便梁和翼肋之间结合紧密，两端都取固定情况下，肋间距取小值0.1m，碳纤维的弹性模量E=200GPa，但是缘条的惯性积很小，。综合得N

。

在之前计算出来的正应力基础上，根部所受压力大概为，也就是说过载系数为2这种情况下，梁依然会失稳。预防失稳效果最显著的方法就是对支撑条件进行改善，做到极致就是实心梁。如此一来，便不会有失稳情况产生。填芯所用材料一般就是泡沫，它与轻木、碳板之间利用泡沫胶结合。如果机翼挠度过大，会产生很多危害，比如：（1）蒙皮褶皱，气动性能降低；（2）木结构应力增大，容易断裂，特别是蒙版；（3）造成不必要的上反，可能造成未预见的气动效应；4、副翼转向不灵活，容易造成舵机短路引起掉电。

2 结论

本文通过具体分析，对各种方案进行多项测试，同时在满足结构要求的情况下，尽可能地采用新型材料，该机架优点如下：（1）与同重量飞机相比翼展增加60%，飞行器极限载运重量增加100%；（2）定点续航时间比同类飞行器增加16%，在电池12.6V情况下，电机与减速组拉力峰值达到4.3kg，是同类的1.6倍，另外飞机器的总运载量增加20%以上。

参考文献

[1] 马远超.多旋翼飞行器导航及控制技术研究[D].哈尔滨工程大学，2013.endprint