邢文中,蔣 蓁

(上海大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院,上海 200072)

海空無人機(jī)的構(gòu)型設(shè)計(jì)與氣動(dòng)水動(dòng)分析*

邢文中,蔣 蓁

(上海大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院,上海 200072)

?？諆蓷珶o人機(jī)是一種既能在天上飛,又能在水下航行的新型航空航海器,具有很高的研究與應(yīng)用價(jià)值。設(shè)計(jì)了一種海空無人機(jī)的構(gòu)型,為了研究該構(gòu)型在飛行與潛水時(shí)的可行性,利用Fluent對(duì)?？諢o人機(jī)外部構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)和水動(dòng)特性計(jì)算分析。然后根據(jù)仿真與分析得到的氣動(dòng)系數(shù)與水動(dòng)力系數(shù)得出,所設(shè)計(jì)的?？諢o人機(jī)外形布局分別符合飛行與水下航行要求,確定了外形布局的可行性,為進(jìn)一步研究提供理論支持。

海空無人機(jī);構(gòu)型設(shè)計(jì);氣動(dòng)水動(dòng)特性;計(jì)算流體力學(xué)

0 引言

未來作戰(zhàn)空間將是一體、聯(lián)合、全維等特點(diǎn)的戰(zhàn)場,需要能多空間作戰(zhàn)的武器。如果能研制出既能在空中飛行,又能在水底潛行,必要時(shí)能迅速潛入水底躲避敵方并且可以突然從水底飛出攻擊敵方的武器,對(duì)未來的戰(zhàn)爭將具有重要意義[1-4]。?？諆蓷珶o人機(jī)是一種既能在天上飛,又能在水下航行的新型航空航海器。

我國對(duì)?？諆蓷珶o人機(jī)的研究較少,在國外研究較為成熟的是美國的潛射飛機(jī),需要借助發(fā)射裝置才能從水中進(jìn)人空中。文中設(shè)計(jì)的?？諆蓷珶o人機(jī)能夠從空中過渡到水面切換模式潛入海里,然后可以從海里上浮至水面切換模式起飛至空中。

文中先采用常規(guī)的飛機(jī)設(shè)計(jì)方法確定了無人機(jī)的相關(guān)參數(shù),然后再結(jié)合潛艇設(shè)計(jì)時(shí)涉及的主要參數(shù),確定了?？諢o人機(jī)的外形布局。設(shè)計(jì)了一種機(jī)翼變形機(jī)構(gòu),使得海空無人機(jī)能夠在飛行模式與潛水模式之間自由切換運(yùn)行。為了驗(yàn)證?？諢o人機(jī)外部構(gòu)型的可行性,文中利用商業(yè)CFD軟件Fluent對(duì)?？諢o人機(jī)外部構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)和水動(dòng)特性計(jì)算分析。

1 ?？諢o人機(jī)外形設(shè)計(jì)

本課題主要把設(shè)計(jì)的著重點(diǎn)放在飛行和潛水功能的實(shí)現(xiàn)上,對(duì)其他各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)不做過高的要求?？傮w構(gòu)型需要建立在保證飛行要求和潛水要求的基礎(chǔ)上,在潛水時(shí)需要有較小的阻力和較好的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度,在飛行時(shí)主要需要有足夠大的升力。?？諢o人機(jī)的飛行方式和普通飛機(jī)一樣是利用機(jī)翼來提供升力,水下航行方式是采用水翼提供向下升力的方式來保證它的潛水要求。

由于?？諢o人機(jī)主要活動(dòng)區(qū)域在空中,所以先采用常規(guī)的飛機(jī)設(shè)計(jì)方法確定海空無人機(jī)的各項(xiàng)與飛行相關(guān)的參數(shù),然后再確定潛水過程的各項(xiàng)參數(shù)。為了對(duì)?？諢o人機(jī)的外部構(gòu)型進(jìn)行定量描述,建立相應(yīng)的坐標(biāo)系:無人機(jī)頭部頂端作為坐標(biāo)原點(diǎn)O,無人機(jī)縱軸指向機(jī)尾方向?yàn)閄軸,無人機(jī)對(duì)稱面內(nèi)垂直X軸且指向無人機(jī)上方的為Y軸,垂直于對(duì)稱面且指向左方的為Z軸。

1.1 飛行模式的模型

相對(duì)于飛機(jī)外形設(shè)計(jì)來說,潛艇等水下航行體對(duì)外形的要求更高,由于水的密度遠(yuǎn)大于空氣的原因使得水下航行的阻力很大,所以阻力對(duì)潛水器的性能起主要限制作用,而限制飛機(jī)性能的很大一部分是升力。在潛水器的設(shè)計(jì)中主體外形有水滴形和過渡形艇型等流線型外形,所以機(jī)身選擇過渡形艇型外形,機(jī)身長11.6 m。

無人機(jī)的翼型是構(gòu)成機(jī)翼、尾翼的重要部分[5],它對(duì)無人機(jī)飛行質(zhì)量與性能起決定作用。在Profili2.15b經(jīng)過初步的篩選,選擇出小型無人機(jī)上比較常用的幾種翼型進(jìn)行對(duì)比分析。通過對(duì)比分析以上翼型數(shù)據(jù),結(jié)合潛水無人機(jī)水上起降要求以及機(jī)翼變形要求等特殊因素,最終選擇NACA4412低速高升力翼型。機(jī)翼形狀參數(shù):翼根弦長為3.2 m,翼尖弦長2.0 m,翼展為12.0 m。

因?yàn)橐碚棺兓^大,副翼效果較差,所以采用差動(dòng)平尾作為橫向操縱面。由于V形尾翼可以改善隱身性能與飛機(jī)浸潤面積[6],尾翼產(chǎn)生的干擾阻力小,而由于將垂尾和平尾合二為一,減輕了結(jié)構(gòu)重量,另外也比普通的垂尾加平尾的簡單。

潛水模式時(shí)需要采用水翼提供向下升力的方式來保證它的潛水要求,通過對(duì)比分析幾種翼型數(shù)據(jù),選擇NACA0012翼型。

1.2 機(jī)翼變形機(jī)構(gòu)

?？諢o人機(jī)在空氣中飛行時(shí)需要相對(duì)大的機(jī)翼來產(chǎn)生足夠大的升力保證飛機(jī)飛起來,而潛水時(shí)只需要相對(duì)很小的機(jī)翼就能使?？諢o人機(jī)潛下去。因此模式切換時(shí)必須改變機(jī)翼的形狀,考慮到飛機(jī)發(fā)展到現(xiàn)在也出現(xiàn)了多種機(jī)翼變形方案[7],主要有變后掠翼,伸縮機(jī)翼,還有充氣機(jī)翼。目前運(yùn)用較多的是變后掠翼機(jī)構(gòu)。后掠翼飛行器兩側(cè)機(jī)翼實(shí)現(xiàn)后掠的驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)很多,有連桿式,液壓式和曲柄滑塊式。連桿機(jī)構(gòu)、曲柄滑塊機(jī)構(gòu)因自身重量較輕等優(yōu)勢(shì)[8],適合應(yīng)用到無人機(jī)后掠翼的變形機(jī)構(gòu)中。

最終選擇滑塊搖桿機(jī)構(gòu),該驅(qū)動(dòng)方式為滑塊運(yùn)動(dòng),選擇絲杠和大力矩的電機(jī)來驅(qū)動(dòng)滑塊搖桿機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng),從而使機(jī)翼變后掠。

圖1 機(jī)翼變形機(jī)構(gòu)原理圖

圖2 機(jī)翼變形前后機(jī)構(gòu)簡圖

綜上建模方法,可以得到?？諢o人機(jī)兩種模式下的外部構(gòu)型。

圖3 飛行模式下幾何模型

圖4 潛水模式下幾何模型

2 無人機(jī)的氣動(dòng)特性計(jì)算與分析

2.1 ?？諢o人機(jī)氣動(dòng)性能計(jì)算

通過Fluent軟件對(duì)飛行模式下的?？諢o人機(jī)氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算,使用的網(wǎng)格劃分工具是Fluent里自帶的前處理軟件Gambit。由于只計(jì)算?？諢o人機(jī)的縱向特性,不分析側(cè)向特性,所以只計(jì)算一半模型,這樣可以減少計(jì)算量[9],提高運(yùn)算效率。

設(shè)置計(jì)算域?yàn)榘雸A柱體,縱向長度為無人機(jī)長度的10倍,截面半徑為無人機(jī)橫向的5倍,計(jì)算域盡可能設(shè)置較大,使得計(jì)算分析精準(zhǔn)。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格將流場空間離散化[10]。

圖5 計(jì)算域

圖6 網(wǎng)格化

將無人機(jī)的表面除了對(duì)稱面設(shè)置為壁面邊界;設(shè)置計(jì)算域內(nèi)除對(duì)稱面與無人機(jī)表面外的面為壓力遠(yuǎn)場;由于只計(jì)算分析了一半模型,因此對(duì)稱面為模型截面。

將無人機(jī)模型從Gambit導(dǎo)出的網(wǎng)格文件導(dǎo)入Fluent中,采用基于壓強(qiáng)的求解器,選用S-A湍流模型,根據(jù)飛行高度、速度等已知條件,設(shè)置邊界條件,選擇一階迎風(fēng)離散格式[11],設(shè)定相應(yīng)的參考值,計(jì)算分析阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù),機(jī)翼參考面積16.9 m2,平均氣動(dòng)弦長2.65 m,進(jìn)行迭代計(jì)算直至收斂到相應(yīng)的精度,完成流場計(jì)算,可以獲得?？諢o人機(jī)在相應(yīng)條件下的氣動(dòng)特性參數(shù)與外流場流動(dòng)物理量的分布。文中設(shè)計(jì)的?？諢o人機(jī)工作范圍屬于低空亞音速。在迎角從0°到30°范圍內(nèi)對(duì)?？諢o人機(jī)三維流場進(jìn)行了分析計(jì)算,根據(jù)前面對(duì)總體參數(shù)的估算設(shè)置,計(jì)算速度范圍選擇0.1～0.6Ma。

2.2 計(jì)算結(jié)果分析

經(jīng)過Fluent迭代計(jì)算,得到?？諢o人機(jī)在不同條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的變化,并求出了相應(yīng)條件下升阻比。

圖7 氣動(dòng)特性曲線

在攻角為5°、飛行馬赫數(shù)Ma=0.3時(shí),?？諢o人機(jī)上下表面壓強(qiáng)分布如圖8所示。

圖8 ?？諢o人機(jī)表面壓強(qiáng)分布

從氣動(dòng)特性曲線圖可知,海空無人機(jī)在飛行時(shí),隨著攻角的增大,升力系數(shù)平緩增大,慢慢趨于穩(wěn)定,與翼型NACA4412變化趨勢(shì)大致相同,而馬赫數(shù)的變化并沒有引起升力系數(shù)的明顯變化。攻角在10°以下時(shí),升力系數(shù)基本成線性增長,隨后攻角的不斷增大,升力系數(shù)斜率逐漸變小,在攻角為15°時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值,然后逐漸減小。在攻角較小時(shí),升力系數(shù)曲線基本重合,在攻角為15°左右時(shí)開始失速。

阻力系數(shù)隨著攻角增大而增大,在攻角較小時(shí)馬赫數(shù)的變化并沒有引起阻力系數(shù)的明顯變化,基本重合,攻角逐漸增大時(shí)阻力系數(shù)明顯增大。在整個(gè)攻角增大的過程中,阻力系數(shù)曲線斜率不斷增大。

升阻比是研究無人機(jī)空氣動(dòng)力性能的重要參數(shù),升阻比越大對(duì)飛行越有利,整個(gè)攻角變化過程中,升阻比曲線都比較平緩。在攻角為5°左右時(shí),升阻比都達(dá)到最大值;在0.3Ma時(shí),升阻比最大,約為8,滿足無人機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求。

無人機(jī)隨著攻角的變化,力矩也發(fā)生了變化,這對(duì)于無人機(jī)的穩(wěn)定性影響較大。而俯仰力矩系數(shù)與無人機(jī)的俯仰靜穩(wěn)定性有著密切的聯(lián)系,俯仰靜穩(wěn)定性是指無人機(jī)平衡飛行狀態(tài)受到擾動(dòng),攻角發(fā)生變化,擾動(dòng)消失瞬間飛行器恢復(fù)原平衡迎角的趨勢(shì),圖7在中小攻角下,無人機(jī)的俯仰力矩系數(shù)為負(fù)值且趨于穩(wěn)定,說明無人機(jī)在此條件下是靜穩(wěn)定的;當(dāng)無人機(jī)攻角大于18°時(shí),俯仰力矩系數(shù)變?yōu)檎?無人機(jī)則為靜不穩(wěn)定的。

圖8是在0.3Ma,攻角為10°時(shí)海空無人機(jī)上下表面壓強(qiáng)分布圖。機(jī)頭的頂部處于高壓區(qū)。隨著攻角的增大,機(jī)翼前緣為低壓區(qū),在攻角達(dá)到10°的時(shí)候,機(jī)翼前緣形成穩(wěn)定的低壓區(qū),機(jī)翼上表面處在低壓區(qū),下表面處于高壓區(qū),從而形成壓力差。

3 無人機(jī)的水動(dòng)特性計(jì)算與分析

3.1 ?？諢o人機(jī)的水動(dòng)特性計(jì)算

潛水模式的前處理與飛行模式下的前處理相似,只是邊界條件有所不同。

將無人機(jī)的表面除了對(duì)稱面設(shè)置為壁面邊界;計(jì)算域的左邊界為速度入口邊界;計(jì)算域的右邊界為壓力出口邊界。由于只計(jì)算分析了一半模型,因此對(duì)稱面為模型截面。

基于有限體積法控制方程的離散格式,采用RNGκ-ε湍流模型和標(biāo)準(zhǔn)的壁面函數(shù),運(yùn)用STMPLEC方法計(jì)算壓力速度關(guān)聯(lián)方程,離散的代數(shù)方程用逐點(diǎn)Gauss-Seidel迭代法求解。擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式離散,動(dòng)量運(yùn)用二階迎風(fēng)格式離散;湍動(dòng)能、湍動(dòng)耗散率和特殊耗散率運(yùn)用一階迎風(fēng)格式離散,壓力插值運(yùn)用標(biāo)準(zhǔn)方式。由于網(wǎng)格單元采用了四面體,網(wǎng)格化后顯示多數(shù)網(wǎng)格歪斜度在0.7以下,因此網(wǎng)格質(zhì)量較高,計(jì)算時(shí)可以設(shè)置較大的欠松弛因子提高運(yùn)算時(shí)間。

3.2 計(jì)算分析

經(jīng)過計(jì)算,得到無人飛行器在潛水模式下,在速度入口來流速度分別為1 m/s、3 m/s、5 m/s時(shí),在不同攻角下的升阻力系數(shù)及升阻比變化曲線如圖9所示。

圖9 水動(dòng)特性曲線

通過觀察阻力系數(shù)曲線可知,0到20°攻角的情況下,阻力系數(shù)可以近似為拋物線分布。攻角越大,則阻力系數(shù)越大。升力系數(shù)在小攻角的情況基本是線性增加的。在0°～10°攻角的范圍內(nèi),升阻比隨著攻角的增加逐漸增加。

通過對(duì)無人機(jī)潛水模式壁面壓力的數(shù)值預(yù)報(bào),可以發(fā)現(xiàn)在無人機(jī)的頭部、尾翼的前端面壓力均比較大,從而掌握了無人機(jī)上一些顯著地方的壁面壓力分布情況。

4 結(jié)論

文中完成了海空無人機(jī)構(gòu)型設(shè)計(jì)與一種能夠在兩種模式下自由切換的機(jī)翼變形機(jī)構(gòu),通過對(duì)簡化模型進(jìn)行氣動(dòng)、水動(dòng)特性計(jì)算分析,得出:

1)在?？諢o人機(jī)的概念設(shè)計(jì)階段中,對(duì)其構(gòu)型進(jìn)行了氣動(dòng)與水動(dòng)特性計(jì)算分析,能夠?yàn)橐院蟮脑O(shè)計(jì)方案選擇與論證提供有效的理論支持;

2)運(yùn)用CFD數(shù)值模擬技術(shù)很好的預(yù)報(bào)了無人機(jī)潛水時(shí)的阻力系數(shù),壁面壓力分布,而這些都為無人機(jī)潛水快速性和艇型優(yōu)化提供了非常好的參考。

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Configuration Design and Aerodynamic and Hydrodynamic Performance Analysis of Sea-air Unmanned Aerial Vehicle

XING Wenzhong,JIANG Zhen

(School of Mechatronic Engineering and Autonation, Shanghai University, Shanghai 200072, China)

Amphibious air-sea UAV is an aviation and navigation device which can not only fly in the sky, but also navigate under water, and it has great research significance and application value. A structure of amphibious air-sea UAV was designed. The aerodynamic and hydrodynamics performances of UAV were analyzed with Fluent software to prove its feasibility. As results were analyzed, the calculated data could show the aerodynamic and hydrodynamic coefficient. As a result, the configuration of UAV could satisfy flying and diving quality with favorable aerodynamic and hydrodynamic performances, and it is confirmed that the UAV’s shape structure is feasible and provides theoretical support for further research.

UAV; structural design; aerodynamic and hydrodynamic performance; CFD

2014-07-25

國家自然科學(xué)基金(61175092)資助

邢文中(1990-),男,江蘇濱海人,碩士研究生,研究方向:無人機(jī)概念設(shè)計(jì)與計(jì)算流體力學(xué)。

V211.5

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