基于常规气动布局无人机设计优化

2020-07-20陈文会吕羿良李勇霖乔治林涌鑫吴德炜

中国信息化 2020年6期

陈文会吕羿良李勇霖乔治林涌鑫吴德炜

现如今对“低慢小”型无人机的主流气动布局为多旋翼布局，也有少数选择旋翼布局等。但多旋翼无人机的载重能力、飞行速度、续航半径、安全性以及能源利用率普遍偏低。其在出现例如单发失效等特殊险情下，多旋翼无人机的可控性几乎为零。旋翼布局无人机在遇到强气流的影响时其安全性能会明显下降。本文采用的常规布局固定翼无人机则在特种飞行、续航时间、能源利用率等问题上有明显优势。

固定翼无人机相比较多旋翼无人机具有着例如小推重比、滑翔性能、可控性能等有着不可磨灭的先天优势。常规布局无人机最小推重比普遍低于旋翼无人机与多旋翼无人机，同时固定翼无人机的续航半径、滞空时间、任务半径等，普遍高于多旋翼无人机。

固定翼无人机但也具有着起飞不便、控制难度过大以及其转向半径较大等缺陷。本文通过对常规布局固定翼无人机进行优化设计，飞行控制方式进行优化处理，以及其机械结构的优化与材料加工工艺等方面进行重新设计，对重量与结构进行严格要求。

一、设计思路及方法

常規布局无人机是目前最为成熟的固定翼飞行器气动布局，其在航空理论领域有着最为完整的知识体系，同时在各大航空器上，该气动布局被广泛应用。但其相较于其它气动布局飞行器的飞行阻力偏大，同时常规布局飞行器的机动布局普遍偏低。

为改善常规气动布局飞行阻力较大，机动性能较差等问题，同时提升其滑翔性能，使固定翼无人机的应用范围进一步扩大。

本文采用雷诺N-S方程作为基础方程，用3D-Panel对飞行器在流场中的气动特性进行计算，并以XLFR-5软件进行辅助。其中3D-Panel是对涡格法（VLM）与升力线法（LLT）的结果进行细化。再利用Re=ρvL/μ对飞行所需雷诺数进行初步计算。其中ρ为流体密度，μ为动力粘性系数，v为流场的特征速度，L特征长度。

该款无人飞行器为低空低速飞行器，最大飞行速度为20米每秒，最大升限为1000米。在此飞行速度及飞行高度的区间内，我们将大气视为理想流体进行计算。飞行阻力则着重考虑诱导阻力、干扰阻力及粘性阻力。

二、无人机性能参数的确定

目前国内外小型无人机市场中，多旋翼无人机的巡行速度为6-8m/s，续航时间为21分钟，实际飞行半径为300米。外挂载重约为200g。固定翼小型无人机的翼展为1200mm，最大飞行速度约80km/h，起飞重量约为1kg，理论飞行时间为45min。

本文所设计的常规气动布局无人机，翼展为1200mm，机长约为600mm。最小飞行速度4m/s，巡航速度15m/s，理论升限3000m。其最大起飞重量3kg，有效载荷1.7kg，转场半径10km，最小转弯半径1.5m。

三、飞行器几何参数的选取

该型无人机的几何参数的确定需要考虑翼型的优化设计、机翼展弦比的选择、机翼根梢比的选择、水平尾翼位置的确定、重心位置的设计、静裕度及安全裕度等问题。

（一）翼型的设计

常规布局无人机的升力是由机翼产生，对于部分加有翼身融合技术设计的常规布局飞行器，机身将附加提供7%-13%的总升力，同时整机阻力也有相对应的下降，飞行器的升阻比会有显著提升。对于“低慢小”型常规布局无人机，在目前较为成熟的设计理念下，对其气动外形优化工作中，翼型的设计尤为重要。

本文中将采用NACA五位数字系列翼型，针对“低慢小”型常规布局无人机进行优化。

利用NACA标准公式对翼型中弧线进行设计计算，其中k1参照表1。通过改变中弧线的相对弧度及位置，使最后翼型的最大升力系数、临界迎角、升阻比、零升力迎角等重要参数。对于本文所涉及的常规布局无人机飞行器，其需满足较高的升阻比以及较大的临界迎角。通过减小中弧线的相对弧度，可使临界迎角产生后移。

翼型厚度对翼型的升阻比也起着重要影响。

利用上述公式对该无人机翼型进行设计，改变翼型厚度可直接减小翼型曲线长度，将直接降低机翼的摩擦阻力。

表1 NACA五位数字翼型族第一组中弧线常数

（二）飞机展弦比的选取

无人机展弦比的选取尤为关键，更高的展弦比可直接减小无人机的诱导阻力以及配平阻力，同时增加飞行器的纵向稳定性。但整块机翼的加工工艺难度、结构重量以及对结构强度设计的要求将有所上升。小的展弦比虽具有着更为简单的加工工艺及更低的结构强度需求，但较大的翼载荷对整机的稳定性及飞行阻力存在着不利因素。

通过对材料加工工艺及大数据的检索分析，由图一不难看出，在展弦比为8时，其阻力有着明显突变，其阻力系数大于展弦比为7时与展弦比为9时，但展弦比的整体曲线依旧呈上升趋势，升力与展弦比的关系与阻力相同，如图2所示。因此本文所设计优化的常规布局无人飞行器的展弦比将设定为8。

图1 展弦比与阻力系数关系

图2 展弦比与升力系数关系

（三）飞机根梢比的确定

飞机根梢比决定飞行器主机翼的平面形状，当根梢比为1时其机翼平面形状为长方形，当根梢比加大后飞机机翼的平面形状则变成梯型。相比较长方形机翼而言，梯型机翼所产生的诱导阻力则有相对应的减小。但机翼的整体加工难度也会有所上升。

（四）飞机水平尾翼位置的确定

众所周知，尾翼是为整架飞机提供配平气动力及俯仰與滚转的操作力矩。其中水平尾翼与主机翼间的相对位置是至关重要的。当水平尾翼距离主机翼过近时，主机翼所产生的下洗气流将会对水平尾翼产生影响，使水平尾翼的迎角发生改变，产生过大的上仰力矩使飞机过于抬头。当水平尾翼位置过于远离主机翼时，虽避开主机翼的气流，使水平尾翼受主机翼的影响减小。但使机身的设计难度增加，机体结构质量增加，整机性能有明显的下降。

（五）飞机静裕度及安全裕度的选择

飞行器设计中，静裕度及安全裕度的设定尤为重要。增加安全裕度可使飞行器的整体强度，使其受过载能力得以增加。但同时要面临着更大的结构重量以及更大的能耗，使整机的机动性能呈指数倍下降。因此通过多方考虑，本文所涉及的飞行器安全裕度为150%。

静裕度问题将直接影响到飞行器在空中的稳定性，通常通过改变重心至主机翼焦点的距离来更改飞行器静裕度。当重心远离主机翼焦点飞机将趋于稳定状态，当重心靠近焦点或处于主机翼与平尾焦点之间时，飞行器将处于不稳定状态，同时伴随着机动性能的大幅度提升。