长航时轻型固定翼农用遥感无人机设计与仿真

2021-04-13兰玉彬李珂宇

农业机械学报 2021年3期

朱航王月兰玉彬张萃李珂宇

(1.吉林大学机械与航空航天工程学院，长春 130025; 2.数控装备可靠性教育部重点实验室，长春 130025;3.国家精准农业航空施药技术国际联合研究中心，广州 510642)

0 引言

我国是农业大国,无人机遥感技术在农业监测中发挥了至关重要的作用[1]。遥感技术受分辨率、时间周期、地理、空域和气象条件等限制，作业成本高，在农业监测中具有很大的局限性[2-3]。采用小型无人机遥感信息平台获取信息，具有运行成本低、灵活性高以及获取数据实时快速等特点，是目前监测、快速获取农田信息的主要方法之一[4-6]。

小型无人机包括小型固定翼无人机、直升机和总质量在5 kg以下的多旋翼无人机[7]。无人机多采用电力驱动，也有少数无人机采用油动的方式[8]。相比于油动无人机，电动无人机体积小巧、成本较低、场地适应能力强，是遥感无人机发展的主流方向。

近年来，国外对农用遥感无人机的研究较多。德国MikroKopter公司开发的OktoKopter XL型电动八旋翼无人机可搭载2.5 kg光学载荷，续航时间最长可达到30 min[9]。Draganfly创新公司开发的Draganflyer X6型电动三轴六旋翼无人机的自身质量为1 kg，最大负载可达500 g，续航时间20 min[10]。瑞士SenseFly公司开发的EBEE型电动固定翼无人机采用翼身融合式布局，起飞质量700 g，续航时间可达到50 min[11]。美国ReadyMadeRC公司开发的Anaconda型电动固定翼无人机采用双尾撑V型尾翼的构型，最大负载4 kg，续航时间最长可达到45 min[12]。德国MAVinci公司开发的Sirius I型电动固定翼无人机采用常规式布局，自身质量2.3 kg，最大负载550 g，并巡航飞行40 min[13]。在国内，深圳大疆科技创新公司开发的Spreading Wing S1000+型电动八旋翼无人机有效载荷可达3 kg，续航时间为15 min[14]。张立元[15]设计的六旋翼电动无人机起飞质量4.5 kg，综合飞行时间可达19.2 min。杨贵军等[16]利用多旋翼无人机平台监测小麦育种信息，无人机有效载荷3.5 kg，续航时间15 min。尽管国内外研究者对小型遥感无人机进行了大量研究，但是载荷能力和续航时间等问题仍是小型电动遥感无人机目前急需解决的重点问题[17-19]。

国内目前对固定翼遥感无人机的研究还较少。相比于多旋翼无人机，固定翼无人机拥有更长的续航时间、更强的载荷能力和更优的飞行效率[20]，可以大大提高作业效率，节省时间成本。固定翼无人机气动布局影响其升阻比，进而影响无人机续航时间[21-22]，翼身融合布局结构的固定翼无人机的升阻比高、整体质量小，续航时间更长[23]，非常适合应用于农业遥感监测和军事侦察等领域。

为了解决电动无人机续航时间短的问题，本文结合农业遥感监测需求，设计一款翼身融合布局的电动轻型固定翼无人机，提出一种电动轻型固定翼无人机设计方法，并优化设计参数、分析仿真结果，旨在突破电动轻型固定翼无人机载荷与动力系统最优匹配和飞行稳定性等技术难点，为电动固定翼遥感无人机在农业领域的应用提供理论和技术支撑。

1 总体设计

根据农业遥感监测需求，电动轻型固定翼遥感无人机主要设计目标为：翼展小于1 m，采用电力驱动，搭载RedEdge-MX型多光谱相机，质量232 g，工作高度120 m时地物分辨率为8 cm，续航时间60 min，采用手抛式起飞，滑行降落。

1.1 设计参数确定

1.1.1起飞质量

质量分析是无人机性能分析的基础，无人机起飞质量计算式为[24]

WT=W1+W2+W3+W4

(1)

式中WT——飞机起飞质量

W1——结构质量

W2——动力装置质量

W3——电池质量

W4——机载电子与任务设备质量

机身材料使用EPP泡沫(发泡聚丙烯)，EPP材料密度小、抗震抗压、耐腐蚀性强，非常适合用作轻型固定翼无人机机体的材料，密度为31 kg/m3，无人机体积为0.005 m3，得到结构质量W1为0.2 kg。动力装置使用朗宇2212 KV2450型无刷电机，质量57 g，使用40 A电子调速器，质量39 g，桨叶使用6040桨，舵机质量为12 g，包括舵机拉杆等结构，W2定为0.2 kg。电池选用锂聚合电池(3S，11.1 V)，容量为3 300 mA·h的锂电池，W3为0.3 kg。机载电子与任务设备包括飞控和摄像头等，W4为0.8 kg。整机起飞质量WT定为1.5 kg。

1.1.2整机参考面积与翼载荷

对于普通固定翼无人机，翼载荷(飞机质量W除以整机参考面积S)一般为35～100 g/dm2[25],经过计算，满足起飞质量的参考面积为0.15～0.43 m2。本文参考面积选用除翼尖小翼外的全部投影面积，整机参考面积确定为0.22 m2，翼载荷为68 g/dm2。

1.1.3整机展弦比

较大的展弦比能降低翼尖涡产生的诱导阻力，增加升力曲线斜率，延长续航时间，但是过大的展弦比也会增加机翼的质量，增大弯矩，导致机翼变形，较小的展弦比使得结构紧凑，展弦比计算式为

(2)

式中b——机翼平均几何弦长

l——机翼展长

整机参考面积为0.22 m2，根据设计要求翼展长确定为0.9 m，展弦比λ=3.68。

1.1.4其他参数

对于低速飞机，后掠角可调节飞机重心位置以及改善飞机稳定性。初定前缘后掠角为30°，后缘后掠角为17°。翼尖小翼采用上小翼的形式。机翼扭转一定角度可以防止大攻角下的翼尖失速，改善机翼上的升力分布与巡航特性，为了简化制造工艺，取0°扭转。机翼安装角和上反角参考闵山山[26]所设计的翼身融合布局无人机，选取为0°。

1.2 几何模型建立

根据设计参数，将无人机平面形状划分为4个部件，分别为机身、内翼、外翼和翼尖小翼，外翼上设有副翼，如图1所示。利用三维建模软件CATIA，根据以上设计的各个参数建立无人机几何模型，如图2所示，整个模型长900 mm，宽520 mm，高110 mm。

1.3 飞行控制系统设计

飞行控制系统在无人机系统中起着关键作用，相当于无人机的大脑，进行决策和控制。飞行控制系统主要包括：主控制器、位姿估计模块、动力模块、通信模块和电源模块，结构框架如图3所示。本研究采用的动力模块包括1个电机和2个舵机，电机给尾部螺旋桨提供动力，2个舵机分别控制左右副翼，实现滚转和俯仰运动。电机输出巡航阶段螺旋桨所需转速，用于更精确的CFD仿真。

2 仿真计算

针对无人机的气动外形，基于ANSYS 15.0软件中Fluent模块利用CFD计算其气动特性，通过ANSYS 15.0软件中的流固耦合模块分析其受应力、应变情况。

2.1 CFD仿真

2.1.1三维网格划分

划分网格的目的是将流场区域离散化，将实际流场的物理域转换为形状便于计算的计算域，网格划分占据CFD周期60%～80%的时间，并且计算结果的精度和网格质量密切相关[27]。本文选取的计算域如图4所示，采用非结构网格，创建的网格数量为210万，内流域中旋转域单元尺寸采用4×10-3m，无人机表面边界层第1层厚度取2×10-5m，内流域尺寸最小为2×10-3m，外流域尺寸最小为0.1 m，生长率采用1.1，无人机划分的网格如图5所示。

划分的网格倾斜度为0.23，正交质量为0.85，网格倾斜度在0～0.25之间，正交质量在0.7～0.95之间，表示网格质量良好。

2.1.2边界条件和参数设置

对外流场进行数值模拟仿真时，利用有限体积法求解N-S方程计算空气动力学[28],在稳态计算模式下，选择SSTk-ω湍流模型[29-30]作为流体区域模型，其运输方程为

(3)

(4)

式中k——湍动能ω——比耗散率

ρ——空气密度

i、j——三维空间的自由度，取1、2、3

Gk——湍流动能

Gω——比耗散生成项

Dω——正交发散项

Γk、Γω——扩散率

Sk、Sω——用户自定义的源项

ui——流体流动速度

Yk、Yω——发散项

由于在标准大气压和正常温度下的空气密度变化量小于5%，并且空速不大，远小于0.3Ma，故将其视作不可压缩气体，并且考虑空气重力，选用基于压力的求解器类型，材料选用不可压缩气体，空气密度ρ=1.225 kg/m3，大气压为101.325 kPa，空气粘性系数μ=1.789 4×10-5Pa/s，温度为288.15 K。入口选用速度入口，速度为30 m/s，出口选用压力出口，上下面和飞机表面选用无滑移壁面，雷诺数Re约为4×105，桨叶旋转体的转速定为满足巡航要求时的10 000 r/min。求解算法为收敛速度快的SIMPLEC算法，根据无人机飞行过程中迎角的变化，计算迎角为0°～20°中的11个工况。

2.2 流固耦合

流固耦合分为直接耦合、单向流固耦合和双向流固耦合[31]。单向流固耦合过程简单，稳态求解快，单向流固耦合应力比双向流固耦合大，运算速度快，也更偏于设计安全[32],本文采用基于ANSYS的单向流固耦合。

2.2.1材料加载及网格划分

机体材料选用EPP泡沫，螺旋桨材料选用ABS塑料，EPP[33]和ABS[34]材料特性如表1所示，在Engineering Data中定义参数后，加载到机体上。利用四面体网格划分方法划分网格，网格数量接近13万。

表1 材料特性参数Tab.1 Material properties

2.2.2CFD数据导入

流固耦合面的数据通过压力数据的形式导入静力学分析，如图6所示，尾部设定为固定面，计算在此气动条件下的结构应力和变形量。

3 结果与分析

3.1 数值分析与参数优化

3.1.1模型优化

在展弦比、梢根比等参数确定的情况下，在初始模型的基础上，对无人机机身的后掠角和翼尖小翼的类型进行改进，得到相对优化的模型，提高升阻比，提升续航性能，并得到后掠角与翼尖小翼类型对无人机气动性能的影响。

目前已有的农用电动飞翼无人机一般采用中等后掠角[29]，结合本研究采用的初始结构，后掠角范围定为25°～40°。翼尖小翼能改善机身受到的诱导阻力，一般有上小翼、下小翼和翼梢端板3种形式。故后掠角与小翼类型各选用4个水平，如表2所示，利用CFD仿真进行16次的全面试验。

表2 因素水平Tab.2 Factors and levels

3.1.2参数优化结果分析

通过改变后掠角和翼尖小翼类型，阻力系数、升力系数和升阻比试验结果如图7～ 9所示。

如图7所示，阻力系数随着后掠角的升高大致呈下降趋势，后掠角的增大对减小飞行过程中产生的阻力有一定的作用。后掠角一定时，无小翼类型的阻力系数最小，上小翼的阻力系数最大。翼尖小翼结构的加入，会略微增大飞行过程中产生的阻力。

如图8所示，升力系数随着后掠角的增大基本呈下降趋势，后掠角的增大使得无人机在飞行过程中产生的升力减小。后掠角一定时，无小翼类型的升力系数最小，后掠角在30°～40°之间时，翼梢端板类型的升力系数最大。翼尖小翼结构的加入，会降低飞行过程中产生的诱导阻力，提高无人机的升力。

如图9所示，无人机的升阻比随着后掠角的增大先升高后降低，并在35°时达到最大值。后掠角一定时，无小翼类型的升阻比最小，翼梢端板类型的升阻比最大。可以看出，采用翼尖小翼尽管会增大一部分阻力系数，但对增大整机的升阻比贡献很大。

3.1.3最优模型

由全面试验的结果得出，后掠角为35°，采用翼梢端板类型的无人机升阻比最大。采用此结果作为优化后的模型，升阻比较初始模型提升了2.6%。优化后的模型如图10所示。

3.2 气动特性

3.2.1巡航时长

选用最优模型，改变迎角，设计的翼身融合布局无人机气动性能结果如图11～13所示。

如图11所示，升力系数随迎角增大而增大，在0°～16°升力系数近似线性变化，之后斜率越来越小，在迎角为0°时升力系数最小，为0.054，在迎角为20°时升力系数最大，为1.24，并且在20°时斜率趋于0，此时已经接近失速迎角。在小于16°均可作为巡航迎角。

飞机在飞行过程中，阻力来自摩擦阻力、诱导阻力和压差阻力，通常CFD软件计算所得阻力系数较真实值偏大[35]。由图12可知，阻力系数随迎角的增大而升高，且斜率越来越大，在迎角为0°时阻力系数最小，为0.02，在迎角为20°时阻力系数已达到0.175。无人机机翼的阻力系数在小迎角时起主导作用的是摩擦阻力，小迎角下压差阻力变化不大，在大迎角时，压差阻力与诱导阻力迅速增大，成为主导因素，使得阻力曲线的斜率越来越大。

如图13所示，随着迎角的增大，升阻比先增大再减小，在迎角6°～8°之间，升阻比最大，在迎角为6°时，升阻比为13。

无人机工作时，电池大部分能量用于巡航状态，在巡航状态无人机续航时间与升阻比有关，升阻比越大，续航时间越长，巡航范围也会提高。近似取迎角6°时为巡航迎角，在巡航时力平衡方程满足[26]

(5)

式中G——机体重力α——迎角

L——升力D——阻力

T——电机推力v——巡航速度

CL——升力系数CD——阻力系数

由式(5)可得无人机在迎角为6°时的巡航速度为15.5 m/s。对于电动无人机，其续航时间计算式为[36]

(6)

式中Qdc——电池储存能量

ηm——巡航状态电机效率

ηprop——螺旋桨效率

ηε——电子调速器效率

g——重力加速度

本研究动力系统所选取的电池电压为11.1 V，3 300 mA·h锂电池，电机效率ηm为0.8，螺旋桨效率ηprop为0.7，电子调速器效率ηε为0.95。因此，计算得到在此巡航状态下无人机飞行时间t为65 min，满足长航时设计要求。

3.2.2巡航状态气动特性分析

在迎角为6°、空速为15.5 m/s(巡航状态)条件下，无人机上下表面压力云图如图14所示，显示的压力范围为机身的压力范围。

由图14可知，无人机整体压力分布合理，压力最大值在机翼的前缘部分，为143 Pa，下表面压力普遍大于上表面，从而形成升力。同时上表面压力最小处在机翼前缘部分，上下压差的较大值也普遍集中在机翼前缘部分，说明升力主要来自于机翼前半段，后半段对升力贡献较小，符合一般规律。沿翼展方向截取离对称面100、200、280、350、420 mm处的翼剖面，测量5个部分机体表面的压力系数分布，图15为初始模型和优化模型这5个部分机体表面压力系数分布图。

如图15所示，机翼下表面压力系数基本大于上表面压力系数，并且在前缘部分上下表面的压力系数差值大于后缘部分，说明升力主要集中在机翼前缘部分。y=100 mm处为内翼压力系数分布，其余部分为外翼压力系数分布，机身由于需要给机载电子与任务设备提供足够的空间，独特的气动外形也使得提供的升力较小，内翼和外翼提供了大部分升力。通过初始模型与优化模型的压力系数对比，靠近机身的部分压力分布近似相同，在靠近翼梢的部分，优化方案的压力系数分布优于初始方案。说明改进后掠角和翼尖小翼类型对固定翼的影响主要集中在翼梢部分。

3.3 受力变形

在迎角为6°、空速为15.5 m/s(巡航状态)条件下，通过单向流固耦合，得到的总变形量和应力如图16所示。

如图16a所示，总变形量基本分布在机翼上，越靠近翼梢总变形量越大，最大值为0.288 38 mm，分布在翼梢的位置上，机身与桨叶的总变形量相对很小，总的来说，在巡航状态的气动载荷导致的总变形量很小，符合正常工作条件。由图16b可知，机身上的应力主要分布在机翼上，最大值分布在翼根处，为0.08 MPa，故无人机在巡航状态时，机翼承受了主要的升力，使得应力主要集中在机翼翼根的部分，EPP材料在成型条件合适时，拉伸强度最大能达到1.9 MPa[37]，机身能承受在此巡航状态的气动载荷。桨叶上的应力能达到6.251 8 MPa，远小于螺旋桨的弯曲屈服强度70 MPa[34]。该无人机结构的强度和刚度均满足设计和遥感领域使用要求。