小型长航时无人机总体性能仿真分析

2018-06-05谢奎许军张军红

科技创新与应用 2018年13期

谢奎许军张军红

摘要：小型长航时无人机技术处于快速发展阶段，文章针对小型无尾无人机，选择合适的自配平翼型，计算小型无尾无人机的气动特性，重点分析无尾无人机纵向俯仰力矩特性，然后计算小型无人机的续航时间、航程等特性，研究结果表明仿真结果能够满足小型长航时无人机设计指标要求，研究方法可为小型无尾无人机的研制提供参考。

关键词：无人机；长航时；性能；气动；重量重心

中图分类号：V279 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2018）13-0042-02

Abstract： The small long-endurance UAV technology is in the stage of rapid development. In this paper， a suitable self-leveling airfoil is selected to calculate the aerodynamic characteristics of the UAV， and the longitudinal pitching moment characteristics of the UAV are analyzed. The simulation results show that the simulation results can meet the requirements of the UAV design index， and the research method can provide a reference for the development of the small tailless UAV.

Keywords： UAV （unmanned aerial vehicle）； long-endurance； performance； aerodynamic； gravity center

引言

无人机的应用价值和发展前景已经成为国内外的研究热点。美国和以色列无人机技术起步比较早而且比较快，国内在无人机研究方面也取得了较大的进展[1-3]。

小型长航时无人机用途广泛，既可用于军事，又可用于观测、勘探等民用用途。在军事应用中，长航时小型无人机加载侦察设备或攻击系统成为实施侦察、监视或攻击的一种航空作战系统，兼有通信中继等能力，是侦察卫星和有人侦察机的重要补充和增强手段；同时，在作战系统、武器系统联调试验测试中，携带多种任务载荷设备，可以模拟敌方目标的电磁、光学或运动特性，或对落弹区进行监视及打击效果评估。

针对小型长航时无人机技术指标要求，设计一种适合于长航时的小型无尾无人机。针对长航时无人机研制特点，为确保飞行安全和可靠性，重点对小型长航时无人机的布局形式、平台结构、动力装置、燃油系统等进行介绍，最后计算小型无人机性能特性。

1 无人机外形

无人机采用圆柱形机身、上单翼布局、大展弦比后掠机翼、无起落架、模块化电子设备舱等，采用后置的汽油发动机和后置发动机推力浆的推进方式。无水平尾翼的无尾式布局形式，纵向力矩需要机翼自配平，采用大后掠角和特有的反弯机翼，改变焦点的位置，控制俯仰力矩的变化；左右机翼稍部采用大面积立尾控制小型无人机横航向稳定特性[4-6]；由地面控制站实时控制航路点。任务载荷安装位置在机头下方。其布局形式如图1所示。

无人机性能主要取决于总体参数，无人机起飞重量由空机重量、燃油重量和任务载荷的重量。小型无人机的最大起飞重量22kg；空机重量14kg；最大燃油重量7kg；任务载荷重量1kg。

2 气动仿真计算

小型长航时无人机的气动性能计算参数如下：H=3000m；Ma=0.1；T=268.659k；P=70121.2Pa；rho=0.909254；重心x=0.79m。采用Fluent计算小型无尾时无人机的气动特性，湍流模型采用SST湍流模型。

圖2为小型无尾无人机的升力系数随迎角变化曲线，从图中可看出随着迎角的增大，升力系数逐渐增大；且在12度左右逐渐降低；升力线斜率为0.0805。

图3为阻力系数随着迎角变化曲线。随着迎角的增大，阻力系数也增大；且在14度左右达到最大值。

图4为升阻比随着迎角变化曲线，从图中可看出最大升阻比在6度达到最大，为15.4839。

图5为俯仰力矩系数随迎角变化曲线。从图中可看出零升俯仰力矩系数大概在2度左右；俯仰力矩系数基本可以满足纵向稳定性的要求。

3 续航性能计算

根据气动计算结果和小型无人机的总体设计指标要求，无人机的巡航速度是150km/h，最大升阻比取14，巡航时螺旋浆效率取？浊？叟0.7，巡航时所需要的发动机推力T和发动机功率P计算如下：

通过负载计算（包括机载设备、舵机和小发电机）巡航时发电机所需要的功率是100W，发电机效率按照0.6计算，则需消耗发动机的功率是167W。

因此为了满足小型无人机动力推进与机载用电的需求，在巡航时所需要的发动机输出功率是1088.7W。

发动机的输出功率随着高度变化如下：

因此可以计算发动机地面的功率是：1588.2W。

在小型无人机动力系统空气螺旋桨的选型中，为了保证螺旋桨效率，要求螺旋桨的桨尖马赫数不大于0.75，考虑到小型无人机巡航高度为3000m，c=328.584m/s，则V临界=246.438m/s，由V临界≥，可得：螺旋桨直径D≤0.7735m。

燃油箱储存油量的容积校核以保证无人机连续续航10小时。因为小型无人机飞行剖面由发动机以巡航功率输出的巡航阶段、发动机输出接近最大功率的起飞爬升阶段和发动机降低输出功率以实现开伞回收的返航回收阶段共同组成，耗油率按照300g/hp/h（1hp=745.7w）计算，飞行10h需要耗油量是10*0.3*1588.2/745.7=6.3894kg。发动机使用的燃油位93#无铅汽油，其密度取0.73kg/dm3，燃油箱的最小体积为9.18L。

小型无尾无人机的续航性能主要取决于无人机升阻比，大多数小型无人机的设计目标是在给定巡航速度的前提下，尽可能实现大的航程或长的航时。对于螺旋桨型活塞式发动机驱动的小型无人机，Brequet给出了航程（L）与航时（T）公式如下：

上式中，为螺旋桨效率；C为单位燃料的消耗率；W0为总重；W1为不计算燃料的无人机净重。经过计算巡航为4度，螺旋桨效率为0.7，发动机的耗油率为300g/hp/h，计算得到无人机的耗油量是0.3*1588.2/745.7=0.6389kg/h，W1=16kg，W0=22kg，rho=0.909254，S=0.8215，航程L=1280km；航时：T=10.67h，因此设计能够满足小型无尾无人机总体设计指标的长航时要求。

4 结束语

本文以小型长航时为例，对小型无人机的总体气动特性及性能进行计算仿真，得到以下结论：

（1）续航时间和航程计算结果可以满足长航时指标要求。

（2）气动计算结果表明无尾式无人机纵向特性合理，反弯翼型能够满足无尾无人机纵向稳定性的设计要求。

（3）小型发动机功率特性能够满足无人机功率需求和发电机功率需求等。

参考文献：

[1]《世界无人机大全》编写组.世界无人机大全[M].北京：航空工业出版社，2004.

[2]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册第6册气动设计[M].北京：航空工业出版社，2002.

[3]祝小平，等.无人机设计手册[M].北京：国防工业出版社，2007：79-82.

[4]李珂.长航时无人机机翼平面参数及翼型选择分析[J].飞行力学，2007，25（3）：9-15.

[5]常志英，张彬乾.无尾飞机的高性能翼型设计研究[J].航空计算技术，2009，39（2）：33-36.

[6]林思伟，王正平，王磊.基于总体参数的无尾布局飞机零升力矩系数的估算[J].机械设计与制造，2008，8（8）：45-46.