一种小型筒射无人机外形设计与气动分析

杨磊松，李松超

(中国电子科技集团公司 第27研究所， 郑州 450047)

在近20年来世界范围内的高科技局部战争中，无人驾驶飞行器发挥了越来越重要的作用，其在信息化战争中表现出的多用途能力和特种作战能力备受重视[1]。小型筒射无人机是一种可存储于发射筒中的无人机。作战使用时，筒式发射，无人机能够迅速抵达目标区域，执行侦察监视、毁伤评估及攻击目标等单一或多种作战任务。

20世纪90年代以来，美国、英国和俄罗斯等国相继开展了小型筒射无人机的研究工作。其中美国的“弹簧小折刀无人机”是比较有代表性的一款小型筒射无人机，飞行速度28～44 m/s，续航时间10 min，具有侦察打击一体化能力，已经正式步入实战阶段[2-3]。国内对小型筒射无人机的研究处于起步阶段，尚未出现成熟的产品。

小型筒射无人机飞行速度低，低雷诺数效应明显，并且在发射筒外形尺寸的约束下，要求具有较好的升阻特性，对相关气动设计构成了一定的挑战[4]。本研究根据某小型筒射无人机的特点，构造了具有串列翼特征的无人机气动布局，进行了数值仿真计算，分析了无人机的升阻特性、纵向静稳定性和横航向静稳定性；计算结果表明方案满足设计要求，可为小型筒射无人机总体设计及相关理论研究提供借鉴和参考。

1 气动布局设计

本研究要设计的小型筒射无人机是一种攻击型无人机，具有筒射起飞和末端攻击双重性能。无人机起飞时需要高的升力系数，而末端攻击时要求升力系数在一个有限的范围内，这两者对气动设计的要求互相矛盾，所以在选择翼型和设计机翼形状时需要综合考虑。

对于小型筒射无人机而言，其机翼面积与机翼厚度成反比，因此翼型以相对厚度较小的NACA某翼型为基础，后缘下弯修剪为等厚度曲面，形成后加载增大弯度提升了翼型的零迎角升力系数[5]，接近于复杂外形翼型的升阻特性，并能较好适应小型筒射无人机折叠展开要求。

在发射筒直径尺寸的约束下，为增大机翼面积，采用串列翼气动布局。前后机翼均为矩形机翼，V形尾翼气动布局、后推式动力系统，前后机翼可折叠于机身下部，V尾向前折叠与机身两侧。为最大利用发射筒空间，机身主体上半部采用圆形截面，下半部与机翼协调设计。无人机升力由前后机翼共同产生，重心居于两者之间，故易于在产生升力的同时维持全机力矩平衡，避免配平阻力产生[6]。无人机外形如图1和图2所示。

2 数值仿真计算

2.1 控制方程

计算流体力学分析基于质量守恒、动量守恒和能量守恒3个基本传递方程。对于小型筒射无人机而言，飞行速度较低，流过机体表面的空气密度不变，因此把空气看作不可压缩性流体，在笛卡尔坐标系(x1,x2,x3)中,定义速度分量(u1,u2,u3),采用求和约定惯例，基于雷诺平均的连续性方程和动量守恒方程分别具有如下形式[7]：

湍流模型采用SST剪应力模型，该模型能适应压力梯度变化的各种物理状况，可应用于黏性内层,通过壁面函数的应用,准确地模拟边界层的现象[8]。物面为无滑移条件,远场为自由流条件,采用二阶迎风差分格式进行推进求解,计算残差收敛精度为10-5。

2.2 网格结构

数值仿真计算需要离散流场空间，生成适于求解流场的计算网格。无人机近壁面附近的流场参数变化梯度比远场大得多，对于近壁面区域网格需要特别处理。计算流域采用非结构化四面体网格进行划分，以更好地适应机体不规则区域；同时在垂直于机体表面方向添加附面层，以适应附面层内法向速度梯度的剧烈变化[9]，附面层为结构化的三棱柱网格。整个流场的网格总数约为318万，网格密度合适，行列式determinant的值大于0.3，网格品质理想，如图3所示。

2.3 计算方法验证

为了验证计算方法的精度，对文献[10]中的低雷诺数翼型FX63-137升阻性能进行了对比计算，计算条件为马赫数Ma=0.1，雷诺数Re=5×105。对比计算所得数据如图4和图5所示。

本文计算结果与文献[10]中的实验结果能较好地吻合,说明本文采用的计算模型和方法有较高的精度,可以用来进行无人机的气动性能计算。

3 气动性能分析

针对所设计的小型筒射无人机，给定相关参数，分别进行纵向气动性能和横航向气动性能计算与分析，结果如图6～图11所示。

由图6可知，迎角从-4°到6°时，升力系数近似线性增长；迎角从6°到14°时，升力系数呈非线性增长，但增长率逐渐减小；迎角超过14°时，升力系数随着迎角的增大反而减小，这是由于机翼上表面产生气流分离，造成机翼失速的缘故；因此无人机失速迎角为14°，对应升力系数有最大值1.02。

由图7可知，阻力极曲线近似抛物线形状，随着迎角的增加，全机升阻比先增大后减小；升阻比最大值等于8.2，此时无人机处于有利巡航状态，对应巡航迎角为4°；全机最小阻力系数为0.04，近似等于零升阻力系数。

由图8可知，随着升力系数增加，俯仰力矩系数近似线性减小，其导数∂m/∂L=-0.12<0,可知无人机具有纵向静稳定性，静稳定裕度为12%；全机零升力矩系数等于0.15，此状态下无人机具有一定的抬头力矩；当迎角大于失速迎角14°时，无人机具有较大的低头力矩，表明气动焦点位置快速向后移动，前翼较后翼先失速，纵向静稳定裕度迅速增大，无人机具备从失速状态恢复的能力，符合串列式布局的设计要求。

由图9可知，随着侧滑角的增大，偏航力矩系数呈线性增长特点；此时无人机在平衡状态下受到外界非对称瞬时干扰，产生小量的侧滑角Δβ>0，根据曲线结果无人机将产生右偏航力矩，这个力矩有使机头向右偏，以减小Δβ的趋势，因此设计的无人机具有航向静稳定性。

由图10可知，随着侧滑角增大，滚转力矩系数具有线性负增长趋势；同样考虑无人机在平衡状态下受到外界非对称瞬时干扰，产生小量的右倾斜角，此时无人机将产生右侧滑角Δbeta>0，根据曲线结果无人机将产生左滚转力矩，这一力矩具有减小右倾斜角，使无人机具有保持机翼水平的倾向，因此设计的无人机具有横向静稳定性。

由图11可知，侧力系数随侧滑角近似线性变化；随着侧滑角增大，侧力系数具有负增长的特点。

4 结论

1) 小型筒射无人机飞行速度低，低雷诺数效应明显，在发射筒尺寸的制约下，要求具备良好的升阻特性，采用串列翼布局是一种较好的气动外形设计方案。

2) 对于串列翼布局的飞行器，前机翼应先于后机翼失速，保证残余升力位于重心后方，从而使飞行器在失速状态下能够维持纵向静稳定性并改出，以确保飞行安全。

3) 对于串列翼布局的小型筒射无人机，机翼翼型相对厚度较小，因此最大升力系数和升阻比受到限制，文中设计的无人机最大升力系数为1.02，最大升阻比为8.2，同时具有较好的纵向和横航向静稳定性，可以为总体设计和相关理论研究提供技术支持。

[1] 朱自强，王晓璐，陈泽民，等.无人驾驶飞行器的气动特点和设计[J].航空学报,2006(3):161-163.

[2] 庞艳珂，韩磊，张民权，等.攻击型巡飞弹技术现状及发展趋势[J].兵工学报,2010(12):150-152.

[3] 宋怡然，陈英硕，蒋琪，等.国外典型巡飞弹发展动态与性能分析[J].情报交流,2013(2):37-39.

[4] 陶福兴，张恒，李杰.一种小型单兵巡飞弹的气动外形设计[J].弹箭与制导学报,2015(12):111-113.

[5] 吴书山，周洲，甘文彪，等.低雷诺数下翼型后缘变化的气动特性研究[J].飞行力学,2012(12):494-497.

[6] 唐胜景，刘真畅，周运强，等.后翼上反串置翼无人机气动特性研究[J].北京理工大学学报,2015(12)：1212-1216.

[7] 李凤蔚.空气与气体动力学引论[M].西安：西北工业大学出版社,2007:441-445.

[8] 邬明，孙善春.基于SST湍流模型的二维操纵面空化流场研究[J].空气动力学学报,2012(3):115-118.

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