郭衛(wèi)剛，張信明，康小偉

(1.海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系，山東 煙臺 264001;2.海軍旅順軍械技術(shù)保障大隊(duì)92819 部隊(duì)，遼寧 旅順 116041)

無人機(jī)具有載人機(jī)所不具有的優(yōu)勢，其空間利用率很高，并且可以重復(fù)使用。由于不受人生理特點(diǎn)的限制，可以研制出具有如長航時(shí)和高過載等特點(diǎn)的飛行器［1］。在此正是利用這一特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一款具有長航時(shí)，高高度巡航的大型聯(lián)接翼無人機(jī)，并對其氣動(dòng)特性和穩(wěn)定性進(jìn)行了分析。

聯(lián)接翼本質(zhì)上是一種氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)一體化布局概念，只有充分應(yīng)用氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)一體化分析與優(yōu)化技術(shù)才能獲得全局最優(yōu)方案［2-5］。研究表明聯(lián)接翼飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)相比具有如下這些優(yōu)點(diǎn):重量輕;強(qiáng)度大;氣動(dòng)阻力小;較大的升力線斜率;較大的最大升力系數(shù)等［6-8］。本文在聯(lián)接翼布局概念研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了無人機(jī)翼的分析模型，并用亞音速定常流的渦格法按聯(lián)接翼布局特點(diǎn)略作改進(jìn)進(jìn)行了計(jì)算［9，10］。

1 模型建立

設(shè)計(jì)的無人機(jī)總體翼展45 m，由前后兩個(gè)機(jī)翼、雙垂尾及位于機(jī)翼翼端的兩片翼梢小翼組成。前后翼呈水平和垂直交錯(cuò)布局，其目的是為增加無人機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性。前后機(jī)翼都安裝有開縫式襟翼，主翼襟翼為簡單襟翼，后翼襟翼為后退式襟翼。其前后機(jī)翼呈交錯(cuò)式布局，其目的是為了減少兩翼間產(chǎn)生的下洗渦流對機(jī)翼及副翼表面的氣流干擾。依據(jù)仿生學(xué)中鳥類翅膀的造型設(shè)計(jì)了無人機(jī)機(jī)翼的外形布局，目的是增加整體氣動(dòng)布局的美感與動(dòng)感。

主翼采用水平下單翼，變截面變后掠角設(shè)計(jì)。主翼根寬3.5 m，后掠角40°;主翼末端寬0.7 m，后掠角8°。

后翼寬1.0 m，前段上反18°，在離機(jī)體1/3 處下反18°。這種設(shè)計(jì)方式可使無人機(jī)具有更好的橫航向穩(wěn)定性。

翼梢小翼安裝在主翼末端，翼根寬1 m，翼尖寬0.2 m。翼梢小翼可以阻斷由機(jī)翼下面上繞的氣流，減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，從而提高無人機(jī)的升阻比，同時(shí)增加航向穩(wěn)定性，飛機(jī)整體布局如圖1 所示。

圖1 無人機(jī)整體布局

2 數(shù)值方法

渦格法亦稱旋渦網(wǎng)格法，它是用п 型馬蹄渦來模擬升力作用并將之迭加作為基本解。渦格法是升力面理論中比較實(shí)用的數(shù)值計(jì)算方法。其基本做法:把一個(gè)完整的平面用線條分成許多四方形的網(wǎng)格，在每個(gè)網(wǎng)格的1/4 弦線處布置馬蹄渦，在展向方向的中點(diǎn)處3/4 弦線位置布置控制點(diǎn)如圖2所示［11］。對所有機(jī)翼表面上的控制點(diǎn)完成求和后，便可以獲得一組滿足不穿透機(jī)翼表面邊界條件的有關(guān)馬蹄渦強(qiáng)度的線性代數(shù)方程。這些渦強(qiáng)度都和機(jī)翼的環(huán)量有關(guān)，因而和機(jī)翼下表面的壓強(qiáng)有關(guān)。對這些壓強(qiáng)差進(jìn)行積分，即可得到相應(yīng)的合力和合力矩。求解主控方程時(shí)，連續(xù)分布在機(jī)翼表面上的附著渦是用有限數(shù)目的離散馬蹄渦代替，各個(gè)馬蹄渦放置在梯形面元里［12］。計(jì)算結(jié)果表明，這樣選取控制點(diǎn)，后緣條件也能自動(dòng)滿足(圖2)。

圖2 馬蹄渦分布

分別用γ1，γ2，γ3，…，γn來表示n 個(gè)渦格上離散馬蹄渦的無量綱渦強(qiáng)Γ/lu∞。采用平面渦線的畢奧-薩瓦公式計(jì)算位于第j 個(gè)渦格上渦強(qiáng)為γj的馬蹄渦在第i 個(gè)渦格控制點(diǎn)i 處產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度uzij。很明顯，uzij是三段渦線作用結(jié)果的累加和，可用下列表達(dá)式計(jì)算

式(1)中Cij稱為影響系數(shù)，是γj=1 時(shí)在i 點(diǎn)產(chǎn)生的uZij/u∞值。Cij是一個(gè)無量綱幾何量，可由i 點(diǎn)和j 點(diǎn)渦格上馬蹄渦兩個(gè)角點(diǎn)的x 和y 坐標(biāo)計(jì)算而得。所在渦格上的馬蹄渦在i 渦格控制點(diǎn)處所產(chǎn)生的y 向無量綱誘導(dǎo)速度值

Cij可由畢奧-薩瓦公式和幾何關(guān)系求得。

將翼面線化邊界條件應(yīng)用于第i 個(gè)控制點(diǎn)上，得

n 個(gè)渦格上有n 個(gè)待定的γj，n 個(gè)控制點(diǎn)上有式(3)給出的n 個(gè)代數(shù)方程式，聯(lián)立求解可得n 個(gè)γj值。在求得各個(gè)渦格上馬蹄渦強(qiáng)γj后，機(jī)翼氣動(dòng)系數(shù)。

1)翼剖面的升力系數(shù)

式(4)中k 為渦格的行數(shù)。

2)機(jī)翼的升力系數(shù)

式(5)中m 為半翼渦格的列數(shù)。

3)翼剖面的俯仰力矩系數(shù)

式(6)中x'i為渦格附著渦線(1/4 弦線)中點(diǎn)的x 坐標(biāo)。

4)機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)

式(7)中bA為機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長。

在計(jì)算過程中，為減小計(jì)算的工作量和工作時(shí)間，無側(cè)滑情況下，可在其中的半個(gè)機(jī)翼上布置馬蹄渦和控制點(diǎn)，而另外的半個(gè)機(jī)翼可通過移動(dòng)控制點(diǎn)的方法來進(jìn)行計(jì)算。采取這種計(jì)算方式，可在不影響計(jì)算精度的前提下，使計(jì)算量減少一半，從而縮短了計(jì)算時(shí)間，增加了工作效率。

3 建模與網(wǎng)格劃分

利用Matlab 軟件，根據(jù)無人機(jī)外形參數(shù)進(jìn)行整體布局的建模并對整個(gè)機(jī)翼進(jìn)行了網(wǎng)格的劃分。網(wǎng)格劃分時(shí)，在滿足計(jì)算精度的同時(shí)計(jì)算時(shí)間又不能太長，如圖3 所示。控制點(diǎn)分布情況如圖4 所示。

圖3 機(jī)翼表面網(wǎng)格

圖4 控制點(diǎn)分布

4 計(jì)算結(jié)果與分析

由圖5 可以看出，隨迎角增大，升力系數(shù)逐漸增大，基本呈線性變化。圖6 顯示，阻力系數(shù)隨迎角的增加也是不斷增大的，通過計(jì)算可知，最大升阻比可達(dá)18.2，完全可以滿足設(shè)計(jì)要求。

圖5 升力系數(shù)隨迎角變化

圖6 阻力系數(shù)隨迎角變化

由圖7 可知，隨升力系數(shù)增加，俯仰力矩系數(shù)呈逐漸減少趨勢，其導(dǎo)數(shù)＜0，說明飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。同樣，由圖8 可知，隨側(cè)滑角增加，飛機(jī)的橫向力矩系數(shù)和航線力矩系數(shù)都呈減小趨勢，曲線基本呈線性變化規(guī)律，且各自導(dǎo)數(shù)＜0 和＜0，說明飛機(jī)具有橫航向靜穩(wěn)定性［7］。

圖7 俯仰力矩隨升力系數(shù)變化

圖8 橫航向力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化

4 結(jié)束語

根據(jù)無人機(jī)特點(diǎn)，考慮長航時(shí)和高度巡航的要求，設(shè)計(jì)了一種具有聯(lián)接翼氣動(dòng)布局的大型無人機(jī)。通過計(jì)算，其升力特性、阻力特性及穩(wěn)定性均滿足設(shè)計(jì)要求。其結(jié)果可為聯(lián)接翼布局的大型飛行器氣動(dòng)性能和飛行控制的科學(xué)研究提供理論支持。

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