李 源，曹啟武，2，盧 翔，龍澤翔，陳克儉

(1. 中國民航大學航空工程學院 天津300300；2. 上海飛機客戶服務(wù)有限公司 上海200241)

一種便攜式快速拆裝超輕無人機的設(shè)計與實現(xiàn)

李 源1，曹啟武1，2，盧 翔1，龍澤翔1，陳克儉1

(1. 中國民航大學航空工程學院 天津300300；2. 上海飛機客戶服務(wù)有限公司 上海200241)

針對傳統(tǒng)小型無人飛行器的自重大、單人攜帶不便、外場組裝和拆卸耗費時間過長等問題，設(shè)計和實現(xiàn)了一種便攜式快速拆裝超輕無人機。該款無人機解決了傳統(tǒng)無人機有效裝載量小和便攜性不好等問題，能夠?qū)崿F(xiàn)外場快速拆裝，大大提高了工作效率。設(shè)計制作及飛行試驗結(jié)果驗證了設(shè)計方案的可行性與實用性。

無人機 便攜 快速拆裝 設(shè)計

傳統(tǒng)小型無人飛行器的自重占最大起飛重量的比例較大，導(dǎo)致單機有效裝載量下降，除傘降方式之外需要較大的進近空域和較長的降落跑道，單人攜帶不便，外場組裝和拆卸耗費時間過長。如果設(shè)計一種自重超輕，可拆卸裝箱，利用快速連接方式進行組裝的無人飛行器，既可以解決傳統(tǒng)無人機的有效裝載量較小的問題和便攜性問題，還能夠?qū)崿F(xiàn)快速拆裝，進而提高在外場工作環(huán)境下的工作效率。為了實現(xiàn)上述功能特點，基于無人機及其制造技術(shù)設(shè)計與制作了一種便攜式快速拆裝超輕無人機。

1 整機技術(shù)方案

在便攜式快速拆裝超輕無人機中，機翼分為可拆卸的三段，即左段翼、中央翼和右段翼；機身分為前機身、垂尾段機身和平尾段機身，其中前機身和中央翼組合成中央翼盒，并集成起落架。將垂尾與垂尾段機身進行組合，將平尾和平尾段機身進行組合。將所有的機體部件進行空間排布之后，正好可裝進一個外部尺寸為1000mm×400mm×400mm的收納箱中。此箱尺寸正好適合大多數(shù)私家車的后排座位和后備箱尺寸，外加背帶更便于單人攜帶，故具有較好的便攜性。

整機制造材料采用低密度巴爾沙木，采用碳纖維與凱夫拉纖維加強的方式制成復(fù)合材料。在各連接處預(yù)埋鋁片并在鋁片上打鉚釘孔，利用拉鉚方式進行連接。飛機設(shè)計自重800g，最大設(shè)計起飛重量5kg。

1.1 機翼設(shè)計

1.1.1 機翼的平面形狀及幾何參數(shù)

梯形機翼能兼顧橢圓形機翼的氣動性和矩形機翼的工藝。飛機拆卸后可裝進外部尺寸為1000mm×400mm× 400mm的收納箱中。據(jù)以上兩點初步確定機翼平面形狀。翼根弦長cr為363mm，翼尖弦長ct為226mm，機翼平面形狀為各翼肋1 4弦長處連線為一條直線的梯形；翼展l為2280mm，分為左段翼、中央翼、右段翼，長度分別為950mm、380mm、950mm。

1.1.2 翼型選擇

此無人機主要用途為航拍測繪、偵查搜尋和空對地物資投放，需具有一定的裝載能力及低空低速巡航能力，翼型選擇方向為彎度較大的低速翼型。設(shè)定常用巡航高度為20m，巡航速度為11m/s。

計算雷諾數(shù)為225411，選出CLARK Y、MH112、MH113、MH114、MH116幾種翼型進行分析(見圖1)，雷諾數(shù)取225000。在不同迎角下，MH114表現(xiàn)出的升阻比最佳(見圖2)，故選擇MH114作為大翼的翼型。

圖1 初步選出的翼型Fig.1 Preliminary selected airfoils

圖2 各翼型升阻比的比較Fig.2 Airfoil lift-drag ratio comparison

1.1.3 機翼焦點

翼型有焦點，機翼也有焦點，作用在機翼上的氣動力對該點的力矩不隨迎角變化。低速時機翼焦點的位置取決于機翼的平面形狀和剖面形狀。對于展弦比λ≥4、后掠角χ1/4≤30°的無扭轉(zhuǎn)機翼，其焦點F大約在1 4平均氣動弦長處。此無人機機翼的后掠角χ1/4=0°，其1 4平均氣動弦長點在機體中軸線上的投影即為1 4翼根弦長點，即機翼的焦點在1 4翼根弦長處。

1.1.4 機翼的升力系數(shù)展弦比修正

有限翼展機翼，由于上下翼面壓力差，會產(chǎn)生翼尖渦流。翼尖渦流對整個機翼氣流流動影響主要表現(xiàn)為：減少了上下翼面的壓力差，使升力減小；減小機翼各部分實際迎角，使機翼產(chǎn)生的總升力系數(shù)減小，機翼迎角減小的數(shù)值稱為誘導(dǎo)迎角Δα；使機翼后的氣流向下傾斜(所謂下洗流)，增加了阻力。

在本文中，機翼的升力系數(shù)用CL表示，翼型的升力系數(shù)用Cl表示。機翼產(chǎn)生的升力系數(shù)在小迎角時與絕對迎角成正比，所以升力系數(shù)曲線開頭是一條近似的直線，且認為在不同迎角下升力線斜率不相等。理論上誘導(dǎo)迎角的大小等于下洗角的一半，即：

式中：CLα——在迎角為α時機翼的升力系數(shù)。

設(shè)翼型的升力系數(shù)曲線已知，可求出翼型升力曲線的斜率dCldα。有時可以認為升力線斜率等于翼型迎角為α時翼型的升力系數(shù)Clα與翼型絕對迎角αabs(絕對迎角即翼型零升力迎角0α與翼型迎角α數(shù)值之和)的比值，并用Bα表示

如果機翼展弦比是λ(不是無窮大)，那么機翼升力系數(shù)曲線斜率受誘導(dǎo)迎角的影響也將改變，機翼升力系數(shù)要達與Clα相同的值，機翼迎角需加上誘導(dǎo)迎角Δα。則機翼升力線斜率是：

式中：CLλ——在機翼迎角為α、展弦比為λ時的機翼升力系數(shù)；Bα——翼型迎角為α時翼型升力系數(shù)曲線斜率。

在迎角為5°時，翼型升力系數(shù)Cl為1.32，翼型的零升迎角α0為-7°。由式(1)～(5)計算分別得到：誘導(dǎo)迎角Δα= 2.4710°；翼型升力線斜率Bα=0.11；機翼升力線斜率Bλα= 0.0912；5°迎角下機翼升力系數(shù)CLλ=1.0482；對?5～10°迎角下的機翼升力系數(shù)進行修正，結(jié)果略。

1.1.5 機翼的阻力系數(shù)展弦比修正

機翼阻力系數(shù)除了翼型阻力系數(shù)(稱為廢阻力系數(shù))CD0外還應(yīng)包括誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi，即：

λ——機翼展弦比；

π——圓周率；

ki——機翼平面形狀修正系數(shù)，與機翼后掠角有很大關(guān)系，平直機翼或后掠角小于30°機翼約等于1.05～1.30，后掠角增大則ki值變大，三角翼約為1.55～1.57。

所以機翼阻力系數(shù)：

在5°迎角時，翼型阻力系數(shù)CD為0.014。由于本設(shè)計機翼平面形狀為梯形，且焦點連線后掠角χ1/4為0°，故取機翼平面修正系數(shù)ki為1.05。

由式(6)和式(7)計算分別得到誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi=0.0752；機翼阻力系數(shù)CD=0.089 2；對?5～10°迎角下的機翼阻力系數(shù)進行修正，結(jié)果略。

1.1.6 機翼安裝角設(shè)計

氣流以一定的角度流經(jīng)翼型時會出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致翼型前方的上洗和后方的下洗。流線的運動就好像在原本機翼的位置放置一團旋轉(zhuǎn)的空氣柱，即附著渦。此附著渦使機翼前方氣流存在上洗，上洗氣流會減小迎角。故在設(shè)計時，安裝角θ應(yīng)該是取得最大升阻比的迎角αm加上上洗角。而上洗角即為誘導(dǎo)迎角，故上洗角表達式為：

式中：θ——機翼安裝角；αm——取得最大升阻比的迎角；Δα為上洗角。由式(8)和式(9)計算得到上洗角Δα=1.5233；機翼安裝角θ=1.5233。為制作簡便，安裝角取1.5°。

1.2 平尾設(shè)計

1.2.1 平尾的平面形狀及幾何參數(shù)

為保證平尾不比機翼先失速，平尾展弦比較小，對于大展弦比機翼飛機：平尾展弦比λ≈3～5。設(shè)定平尾翼根弦長chr為198mm，翼尖弦長cht為158mm，展長lh為760mm，尾翼的平面形狀為后緣在一條直線上的直角梯形。

1.2.2 平尾翼型選擇

對于正常布局的平尾，翼型大多采用對稱翼型或反彎翼型。對于低速飛機，翼型的相對厚度約為10%～15%。本設(shè)計案例選擇平尾翼型為NACA0010，是一個無彎度，厚10%的翼型。

1.2.3 幾何法確定平尾平均氣動弦及焦點

對于平直的帶有梯度的機翼，可以采用圖3的方法確定焦點?？傻闷轿驳钠骄鶜鈩酉议L為178.750mm，平尾焦點的位置為翼根弦距前緣63.9400mm處。即平尾焦點與平尾翼根弦前緣距離lh1為63.9400mm。

圖3 幾何法確定平尾焦點Fig.3 Using geometry method to determine horizontal tail aerodynamic center

1.2.4 平尾尾力臂及尾容量

本設(shè)計案例中，取平尾尾力臂為平尾焦點到機翼焦點的距離。在平尾與平尾段機身進行組裝時，平尾前緣桁條與平尾段機身上的定位孔進行配合，定位孔前端距機翼焦點的距離lh2為1018.2100mm。

平尾尾力臂為：

平尾尾容量為：

式中：L平尾——平尾尾力臂；S平尾——平尾面積；S——機翼面積；cA——平均氣動弦長。

由式(10)和式(11)計算得到：

1.2.5 平尾安裝角設(shè)計

所有水平尾翼的設(shè)計和安裝都必須考慮水平尾翼處機翼對氣流的下洗效應(yīng)。機翼的展弦比越小，機身越短，下洗效應(yīng)就越強。結(jié)果是水平尾翼的實際迎角常常比設(shè)計的幾何迎角小得多。在機翼后的下洗角近似由下面的公式給出：

式中：CL——機翼升力系數(shù)；λ——展弦比。

由式(12)計算得到下洗角ε(°)=2.9215。對于正常式布局，在水平尾翼處翼尖渦已經(jīng)幾乎完成了“卷起”，就形成了單一的大的翼尖渦，平尾前的幾何迎角進一步減小。如果將平尾設(shè)計成零升平尾，則來流角即為機翼后的下洗角，能消除平尾的翼尖渦阻。由于平尾翼型為對稱翼型，故只需平尾處來流迎角為0°，就能實現(xiàn)零升，故安裝角取2.9°。

1.3 垂尾設(shè)計

1.3.1 垂尾的平面形狀及幾何參數(shù)

垂尾翼根弦長cvr為337mm，翼尖弦長cvt為203mm，展長lh為331mm，尾翼的平面形狀為翼弦1 4連線的后掠角為19°的梯形。

1.3.2 幾何法確定垂尾焦點

垂尾與機翼和平尾的不同點在于垂尾是個半翼，其焦點仍可使用幾何法進行確定(見圖4)。

圖4 幾何法確定垂尾焦點Fig.4Using geometry method to determine vertical tail aerodynamic center

可得垂尾的平均氣動弦長為275.54mm，垂尾焦點的位置為翼根弦距前緣136.97mm處。即垂尾焦點與垂尾翼根弦前緣距離lv1為136.97mm。

1.3.3 垂尾尾力臂及尾容量

尾力臂為垂尾平均氣動弦1 4弦點至機翼平均氣動弦1 4弦點之距離，在垂尾與垂尾段機身進行組裝時，垂尾前緣桁條與垂尾段機身上的定位孔進行配合，定位孔前端距機翼焦點的距離lv2為890.5600mm。

垂尾尾力臂：

垂尾尾容量：

式中：L垂尾——垂尾尾力臂；S垂尾——垂尾面積；S——機翼面積；L——機翼展長。

2 整機參數(shù)

2.1 整機焦點確定

無人飛機的水平尾翼也有自己的焦點。當迎角變化時，水平尾翼的升力對其焦點的力矩不變，所以同樣可以把水平尾翼的焦點看成是迎角變化時水平尾翼升力增量的作用點。如果將作用在機翼焦點上的機翼升力增量(ΔLW)和作用在水平尾翼焦點上的平尾升力增量(ΔLH)的合力作用點求出來，這個點就是整架無人飛機的焦點。當迎角變化時，整架無人飛機的升力增量也可以認為是作用在整架無人飛機的焦點上。

大多數(shù)無人飛機機翼的焦點在0.25弦長處。整架無人飛機的焦點位置可以近似用下式進行計算：

式中：XF——焦點離機翼前緣的距離，用機翼平均氣動弦長度百分數(shù)表示；kF——考慮平尾受機翼后洗流等因素影響的修正系數(shù)(約0.7～0.8)；SW——機翼面積；SH——平尾面積；lH——平尾尾力臂，即從重心到平尾焦點的距離；c——機翼弦長。

由式(13)得整機焦點XF=0.7956。即焦點離機翼前緣的距離為238.53mm處。

2.2 整機重心確定

飛機平尾設(shè)計為零升平尾，故在機翼上的力矩值應(yīng)設(shè)計為零。根據(jù)機翼升力對焦點產(chǎn)生的力矩大小不隨迎角改變而改變的這個性質(zhì)，可以設(shè)想升力作用在焦點上，升力的力矩可用焦點力矩代替。若機翼上的力矩值為零，則升力對重心產(chǎn)生的力矩ML，阻力對重心產(chǎn)生的力矩MD與焦點力矩值M0之和應(yīng)為零。

式中：ρ——空氣密度，20℃時，取1.205kg m3；V——飛行速度；S——機翼面積；CL——機翼升力系數(shù)；X——重心距機翼焦點的前后距離。

式中：CD——機翼阻力系數(shù)；Y——重心距機翼焦點的上下距離。

式中：c——機翼平均氣動弦長；mz0——焦點力矩系數(shù)，MH114翼型在0°迎角時，力矩系數(shù)為－0.1856。

由式(17)焦點力矩M0=-2.724 N·m，其中負號表示焦點力矩為低頭力矩，將重心的上下位置設(shè)計在機翼焦點同一高度上，要確定重心的前后位置，只需要升力對重心的力矩和焦點力矩平衡即可。由式(15)可知升力對重心力矩ML=0.5× 1.205× 112×0.6715× 0.646 2×X；由式(16)可知阻力對重心力矩MD=0.5× 1.205× 112×0.0309× 0.646 2×Y ；取Y=0，得X=0.0861m。故重心位置位于焦點后86.1096mm處，即距離機翼前緣的176.8596mm處。

2.3 機體結(jié)構(gòu)及連接方案

機翼分為3段，分別為左段翼、中央翼、右段翼。左端機翼，中央翼盒和右段機翼通過邊翼翼緣連接鋁片上的鉚釘孔和中央翼緣連接鋁片上的鉚釘孔以拉鉚的方式進行快速連接。左端機翼和右段機翼通過外伸出的邊翼后墻插銷和中央翼盒上的中央翼后墻插孔相配合作為提高機翼扭轉(zhuǎn)剛度的機構(gòu)。

3 結(jié) 論

運用小型低速無人機氣動設(shè)計和結(jié)構(gòu)設(shè)計方法，利用碳纖維復(fù)合材料成型技術(shù)及凱夫拉纖維加強技術(shù)，研發(fā)了一款便攜式快速拆裝超輕無人機。對該無人機總體布局、機翼、尾翼、機體結(jié)構(gòu)和連接方式進行設(shè)計及試驗驗證，結(jié)果表明各項性能滿足設(shè)計要求。

此無人機較傳統(tǒng)小型無人機的主要優(yōu)勢在于：①整機制造材料采用低密度巴爾沙木，采用碳纖維與凱夫拉纖維加強的方式制成復(fù)合材料，使飛機在具有較大的承力能力的同時具有超輕的自重；②將所有的機身部件進行空間排布之后，正好可以裝進一個尺寸為1000mm×400mm×400mm的收納箱中，可以很輕松地放入普通家用轎車的后排，在箱子上加上背帶后可以由單人進行攜帶，提高了飛機的便攜性；③飛機在幾分鐘之內(nèi)便可以完成開箱、組裝和調(diào)試，大大縮短了各類任務(wù)的反應(yīng)時間，極大地提高了工作效率。

該設(shè)計方案可為航拍測繪、偵查搜尋和空對地物資投放的無人機提供理論依據(jù)和工程應(yīng)用指導(dǎo)。

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A Portable Fast Assembly and Disassembly Lightweight UAV：Design and Realization

LI Yuan1，CAO Qiwu1，2，LU Xiang1，LONG Zexiang1，CHEN Kejian1
(1. College of Aeronautical Engineering，CAUC，Tianjin 300300，China；2．Shanghai Aircraft Customer Service Co.，Ltd.，Shanghai 200241，China)

As traditional small-scale UAVs have the shortcomings of heavy deadweight，carrying inconvenience，outfield assembly and long disassembling time，a portable，rapidly unassembled，ultra light UAV was designed and realized in this paper．This ultra light UAV overcomes the shortcomings of traditional UAVs，such as small valid loading capacity and inconvenience of carrying，achieves rapid assembly and disassembly at external work environments．Production and experiment on physical object proved the feasibility of this design.

UAV；portable；rapid assembly and disassembly；design

V221+.8

：A

：1006-8945(2015)08-0047-04

2015-07-08