華杰, 王曉璐, 馬震宇, 靳秋碩

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程系, 河南 鄭州 450015)

一種小型無人復(fù)合式升力飛艇的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

華杰, 王曉璐, 馬震宇, 靳秋碩

(鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程系, 河南 鄭州 450015)

摘要:提出一種小型無人復(fù)合式升力飛艇的設(shè)計(jì)方案,艇身為采用設(shè)計(jì)對(duì)稱翼型的升力體,橫截面呈橢圓形,艇翼面可傾轉(zhuǎn)至垂直狀態(tài)或水平狀態(tài),能夠滿足起飛或平飛需要。通過數(shù)值分析確定整體氣動(dòng)布局、升力體艇囊的設(shè)計(jì)及機(jī)翼與浮升體氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化。同時(shí)提出艇囊分割分塊設(shè)計(jì)制作方法,解決吊艙、機(jī)翼與艇身的連接。通過FLUENT軟件計(jì)算復(fù)合飛艇的氣動(dòng)特性,并與相同體積的傳統(tǒng)飛艇的氣動(dòng)特性進(jìn)行了比較。仿真結(jié)果表明:設(shè)計(jì)的復(fù)合飛艇飛行阻力小,升力性能優(yōu)越,最大升阻比迎角為8°,失速迎角可達(dá)16°,制作的縮比模型驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性。

關(guān)鍵詞:復(fù)合式升力飛艇; 布局設(shè)計(jì); 氣動(dòng)性能; 數(shù)值仿真; 縮比模型

0引言

飛艇是由動(dòng)力推進(jìn)并利用輕于空氣的氣體提供升力的航空器,也是浮空器的一種,現(xiàn)代飛艇分為傳統(tǒng)飛艇和復(fù)合式飛艇(混合式飛艇)。復(fù)合式飛艇是一種既有空氣動(dòng)力又有靜浮力的復(fù)合升力飛行器[1]。復(fù)合式飛艇將傳統(tǒng)飛艇和飛機(jī)、直升機(jī)三者的優(yōu)點(diǎn)組合起來,即將動(dòng)力飛行器和靜力飛行器的優(yōu)點(diǎn)組合在一起, 在幾何尺寸增加不多的情況下, 發(fā)揮出浮升體與氣動(dòng)體共同的優(yōu)勢(shì), 提供比常規(guī)飛艇高數(shù)倍至十幾倍的有效載荷。

復(fù)合式飛艇雖然有許多優(yōu)點(diǎn)但并未廣泛運(yùn)用,主要有以下幾個(gè)難題:(1)總體設(shè)計(jì)技術(shù),如浮力體與升力面結(jié)合的總體布局設(shè)計(jì)研究;(2)低阻力、靜升力綜合氣動(dòng)布局設(shè)計(jì),如機(jī)翼與浮升體氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì),適于浮升式飛行器的氣動(dòng)數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)方法研究;(3)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù),如吊艙、機(jī)翼與艇身的連接方式[2]。

本文提出一種小型無人復(fù)合式升力飛艇的設(shè)計(jì)方案,從以上3個(gè)難題出發(fā),通過數(shù)值分析確定整體氣動(dòng)布局、升力體艇囊的設(shè)計(jì)及機(jī)翼與浮升體氣動(dòng)設(shè)計(jì)優(yōu)化,并與普通艇囊氣動(dòng)性能進(jìn)行對(duì)比。采用艇囊分割分塊設(shè)計(jì)制作方法,解決吊艙、機(jī)翼與艇身的連接問題。通過CFD計(jì)算仿真分析了所設(shè)計(jì)的小型無人復(fù)合式升力飛艇升阻特性,最終制作縮比模型用于驗(yàn)證本方案的可行性。

1總體方案設(shè)計(jì)

本文提出的復(fù)合式小型無人飛艇布局如圖1所示。采用對(duì)稱翼型升力體艇身,橫截面為橢圓形狀;機(jī)翼為梯形翼減小縱向載荷集度,加橢圓翼尖改善翼梢處氣流狀況。全機(jī)為類飛翼,縱向靜不穩(wěn)定,所以機(jī)翼采用S形翼型。垂直飛行時(shí)為機(jī)翼傾轉(zhuǎn)方式,雙發(fā)布局,垂尾和升降副翼(混控)在螺旋槳滑流下,增加舵效;在水平飛行時(shí)提高了飛艇的性能,克服了飛艇轉(zhuǎn)彎上升不靈活的缺點(diǎn)。由于飛艇對(duì)于重量要求極高,而復(fù)合式飛艇的機(jī)翼占據(jù)一定比重,為合理控制重量,采用充氣式機(jī)翼。由文獻(xiàn)[3]可知,機(jī)翼為柔性機(jī)翼時(shí),其氣動(dòng)特性基本不變。

假設(shè)復(fù)合式小型無人飛艇駐空高度為1 km,任務(wù)載荷為8 kg。其總體參數(shù)為:艇身長4 m;艇寬1 m;艇囊體積7.125 m3;翼展2.75 m;翼面積2.25 m2;空重4 kg;設(shè)計(jì)最大起飛重量12 kg。

圖1　飛艇布局Fig.1　Airship layout

2艇身的設(shè)計(jì)

2.1艇身的氣動(dòng)設(shè)計(jì)

艇身的橫截面為橢圓,其控制方程為x2/a2+y2/b2=1,其中b是由中間的對(duì)稱翼型決定的。由于艇身體積較大,使用現(xiàn)有的對(duì)稱翼型不能滿足提出的設(shè)計(jì)方案的要求，需要設(shè)計(jì)出新的對(duì)稱翼型,根據(jù)所設(shè)計(jì)不同翼型的升阻特性選擇合適的翼型。

2.1.1翼型設(shè)計(jì)

翼型設(shè)計(jì)是氣動(dòng)設(shè)計(jì)中最重要的步驟,設(shè)計(jì)的翼型性能的好壞很大程度上決定了飛行器整體氣動(dòng)性能。翼型的外形描述通常用翼型參數(shù)化方法和內(nèi)切圓表示法。目前常用的翼型參數(shù)化方法有:形函數(shù)線性擾動(dòng)法、特征參數(shù)描述法、正交基函數(shù)法和CST方法[4]。選擇不同的參數(shù)法產(chǎn)生連續(xù)光滑的翼型幾何外形有所差異,同時(shí)還影響氣動(dòng)性能和設(shè)計(jì)時(shí)間。常規(guī)翼型都可以近似看作有無數(shù)個(gè)該翼型的內(nèi)切圓緊密排列在一起,這些內(nèi)切圓與上下翼面切點(diǎn)的連線剛好分別構(gòu)成翼型的上下表面[5],如圖2所示的低速翼型。

圖2　翼型的內(nèi)切圓表示Fig.2　Inscribed circle of airfoil

通過綜合考慮,本文采用內(nèi)切圓表示法。通過對(duì)NACA0020作內(nèi)切圓分析,得到比例修正產(chǎn)生本文所設(shè)計(jì)的對(duì)稱翼型內(nèi)切圓半徑數(shù)據(jù),連接順滑切線得到設(shè)計(jì)的翼型。設(shè)計(jì)最大厚度為50%弦長,最高點(diǎn)位置分別為30%,40%,50%弦長的三種不同對(duì)稱翼型，通過坐標(biāo)數(shù)據(jù)繪制出翼型進(jìn)行CFD計(jì)算仿真。

2.1.2控制方程及湍流模型

對(duì)于低速定常不可壓粘性繞流場(chǎng),在笛卡爾直角坐標(biāo)下,質(zhì)量連續(xù)方程表示為[6]:

(1)

動(dòng)量方程(N-S方程)表示為[6]:

(2)

(3)

(4)

對(duì)以上方程進(jìn)行雷諾時(shí)間平均化處理,得到粘湍流雷諾方程(RANS)。S-A粘湍流封閉模型主要用于恰當(dāng)求解邊界層受粘性影響的區(qū)域,對(duì)具有層流底層的固壁湍流流動(dòng)具有較好的收斂性。S-A湍流模型運(yùn)輸方程為[7]:

(5)

2.1.3網(wǎng)格劃分及計(jì)算

采用C型網(wǎng)格,按15倍弦長構(gòu)成流場(chǎng)外邊界網(wǎng)格,如圖3所示。C型邊界設(shè)為速度入口邊界,另一個(gè)邊界設(shè)為壓力出口邊界。來流速度取為 20 m/s,弦長1 m,Re=10×105,所以本流場(chǎng)為湍流流場(chǎng)。在標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣條件下,取迎角為0°,4°,8°共3種情況進(jìn)行計(jì)算。

圖3　翼型網(wǎng)格圖Fig.3　The grid of airfoil

2.1.4翼型選擇

圖4和圖5給出了不同翼型在不同迎角下升力系數(shù)和阻力系數(shù)的變化曲線。由圖可以得出:雖然最大厚度位置為30%時(shí)阻力最小,但是其升力系數(shù)也是最小的;在8°迎角時(shí)最大厚度位置為40%,阻力比30%的大55%,但升力系數(shù)比30%的大68%;對(duì)比最大厚度位置為40%與50%的升力系數(shù)和阻力系數(shù),最大厚度位置為40%的阻力系數(shù)小、升力系數(shù)大。

圖5　阻力系數(shù)曲線Fig.5　Curves of drag coefficient

表1為不同最大厚度位置翼型的升阻比。由表1可知,最大厚度位置為40%的升阻比始終最大,所以基于最小阻力系數(shù)和最大升力系數(shù)原則,綜合考慮選擇最大厚度位置為40%的翼型。

表1　不同最大厚度位置翼型的升阻比

2.2艇身的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

通過將艇身分割成3個(gè)部分,留出空隙使得剛性連接桿穿過艇身連接各部分,即將通過橫向截面橢圓的長軸所組成的平面分割成兩半,其中的一半將通過橫向截面橢圓的短軸所組成的平面分割成兩半,在重心位置設(shè)計(jì)空隙槽。這樣可以通過碳桿將艇身、機(jī)翼和下面吊艙進(jìn)行剛性連接,解決了復(fù)雜載荷環(huán)境下結(jié)構(gòu)整體及多種連接結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的高可靠性設(shè)計(jì)技術(shù),使得剛性的機(jī)翼、吊艙等能直接連接在柔性的艇身上。

3飛艇的氣動(dòng)特性分析

3.1分析模型的建立

3.1.1小型無人復(fù)合式升力飛艇模型

根據(jù)總體參數(shù)及細(xì)節(jié)參數(shù),利用得到艇身翼型和橢圓控制方程在CATIA中建立艇身模型,選擇合適S形翼型和對(duì)稱翼型建立機(jī)翼模型,并導(dǎo)入gambit中進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

3.1.2常規(guī)飛艇艇囊模型

3.2網(wǎng)格劃分及計(jì)算

飛艇流場(chǎng)計(jì)算要求在飛艇附近布置足夠密的網(wǎng)格,以準(zhǔn)確獲得阻力、升力及力矩?cái)?shù)據(jù),同時(shí)計(jì)算域也必須取得足夠大以適應(yīng)遠(yuǎn)場(chǎng)條件[9]。為此,將流場(chǎng)計(jì)算域分為兩個(gè)區(qū):以飛艇展長一半的15倍為半徑,艇長的15倍為高,做一個(gè)大圓柱體,其外表面作為計(jì)算流場(chǎng)的外界;用一個(gè)小的圓柱體包圍機(jī)翼附近流域,在此域內(nèi)進(jìn)行網(wǎng)格加密。同時(shí),根據(jù)流場(chǎng)相對(duì)飛艇縱剖面對(duì)稱的特點(diǎn),僅計(jì)算對(duì)稱面一側(cè)的半個(gè)流場(chǎng)區(qū)域即可,以減少計(jì)算工作量。

3.3計(jì)算結(jié)果分析

3.3.1艇囊氣動(dòng)特性對(duì)比

迎角8°時(shí)，常規(guī)飛艇艇囊與升力體艇囊的升阻對(duì)比如表2所示?？梢钥闯?在體積相同的條件下,與常規(guī)飛艇艇囊相比,盡管升力體艇囊表面積較大導(dǎo)致其阻力稍大,但其阻力系數(shù)較小,而且升力遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于常規(guī)飛艇艇囊,是其10倍多;所以在升力特性方面更具優(yōu)勢(shì),升力體艇囊將提供更大的動(dòng)升力。同時(shí)升力體艇囊的升阻比是其9倍,因此,在飛艇飛行迎角相同的條件下,升力體艇囊的升阻比也優(yōu)于常規(guī)飛艇艇囊。

表2　常規(guī)飛艇艇囊與升力體艇囊升阻數(shù)據(jù)

3.3.2飛艇巡航時(shí)的氣動(dòng)性能分析

圖7和圖8為小型無人復(fù)合式升力飛艇的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。圖9為升阻比曲線。圖10為迎角4°時(shí)的壓力云圖。

圖7　升力系數(shù)曲線Fig.7　Curve of total lift coefficient

圖8　阻力系數(shù)曲線Fig.8　Curve of drag coefficient

圖9　升阻比曲線Fig.9　Curve of lift-drag ratio

圖10　α=4°時(shí)的壓力云圖Fig.10　The pressure nephogram under α=4 °

由圖7～圖10可知,隨著迎角的增大,小型無人復(fù)合式升力飛艇阻力系數(shù)增大,升力系數(shù)先增大后減小,在迎角16°左右時(shí)升力系數(shù)最大,最大升阻比在迎角為8°時(shí)獲得。所以該小型復(fù)合式無人飛艇具有良好的氣動(dòng)性能,其阻力小、升力性能優(yōu)越,失速迎角可達(dá)16°以上,適合大部分情況下的飛行。

表3為不同迎角下的俯仰力矩系數(shù)。由表3可知,俯仰力矩系數(shù)隨迎角的增大而減小,系統(tǒng)是縱向穩(wěn)定的,而且雙垂尾布局在穩(wěn)定性方面優(yōu)于傳統(tǒng)飛艇的十字形尾舵布局。所以本設(shè)計(jì)布局升力體形狀加上雙垂尾,而且機(jī)翼翼型為S翼型,使復(fù)合式無人飛艇成為靜穩(wěn)定結(jié)構(gòu),降低了對(duì)控制系統(tǒng)的要求。

表3　不同迎角下的俯仰力矩系數(shù)

3.3.3垂直穩(wěn)定性分析

雖然飛艇水平飛行時(shí)翼型力矩系數(shù)小于0,為靜穩(wěn)定的。但是垂直上升時(shí)艇身的迎風(fēng)面積較大,艇身以傾轉(zhuǎn)軸處分割，左右兩邊受力不同對(duì)飛艇穩(wěn)定性有極大影響,所以要進(jìn)行氣動(dòng)分析,找到靜穩(wěn)定的傾轉(zhuǎn)軸位置。通過確定不同傾轉(zhuǎn)軸的位置,計(jì)算得到在40%處其俯仰力矩系數(shù)為-0.174 32,同時(shí)垂直時(shí)采用陀螺儀等設(shè)備可以修正不穩(wěn)定情況,所以小型無人復(fù)合式升力飛艇可以穩(wěn)定地垂直起降。

4模型的制作與試驗(yàn)

為了驗(yàn)證該布局的飛行方式,按照總體設(shè)計(jì)參數(shù)的比例制作小型樣機(jī)(見圖11),該模型為全泡沫結(jié)構(gòu),使用雙電機(jī)動(dòng)力系統(tǒng),在垂直起降階段通過陀螺儀進(jìn)行姿態(tài)糾正保證起飛的穩(wěn)定性。平飛時(shí)機(jī)翼傾轉(zhuǎn),進(jìn)入正常水平飛行狀態(tài),圖11(a)為模型垂直飛行時(shí)的示意圖。為了更好地驗(yàn)證該布局,同時(shí)設(shè)計(jì)制作了1∶2的模型,該模型采用全輕木式骨架和PVC飛艇專用艇膜,采用本文的艇身連接技術(shù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)連接,其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度完全滿足飛行需求。圖11(b)為1∶2飛艇樣機(jī)模型。

圖11　飛艇樣機(jī)Fig.11　Airship prototype model

5結(jié)論

(1)與常規(guī)飛艇的單囊體相比,升力體艇囊雖然阻力系數(shù)較大,但升力特性更優(yōu)越,后續(xù)工作中可進(jìn)一步改進(jìn)氣動(dòng)布局以降低艇囊阻力,同時(shí)可采用更先進(jìn)的能源和推進(jìn)技術(shù),使其飛行性能得到明顯改善。

(2)小型無人復(fù)合式升力飛艇氣動(dòng)性能優(yōu)越,失速迎角可以達(dá)到16°,且縱向是靜穩(wěn)定的。

(3)通過艇身的分割結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),解決了剛性與柔性之間的連接問題,其結(jié)構(gòu)性能良好。

(4)小型無人復(fù)合式升力飛艇可以垂直起降,相對(duì)場(chǎng)地的約束較小;同時(shí)由于飛艇艇身、機(jī)翼產(chǎn)生升力,艇囊提供浮力,有效載荷有巨大提高;其飛行穩(wěn)定性好,裝載燃油大、續(xù)航時(shí)間長,具有更廣闊的應(yīng)用市場(chǎng)。

由于條件的限制,不能進(jìn)行充分驗(yàn)證，下一步將完善氣動(dòng)布局,進(jìn)一步降低其阻力,并優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),制作全比例樣機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證飛行。

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(編輯：方春玲)

Design and verification of a small unmanned hybrid lift airship

HUA Jie, WANG Xiao-lu, MA Zhen-yu, JIN Qiu-shuo

(Department of Aeronautical Engineering, Zhengzhou Institute of Aeronautical Industry Management, Zhengzhou 450015, China)

Abstract:A design plan for a small unmanned hybrid lift airship is proposed in this paper. It is a lift body with a symmetrical airfoil, the cross-section is oval, and its wing can tilt to verticality or horizontality to meet requirements of takeoff or level flight. The overall aerodynamic configuration, lift body gasbag design and wings-buoyant body aerodynamic design optimization are determined through numerical analysis. A design and manufacture method of dividing block gasbag to solve the connection problem of pod, wings and body. The FLUENT software is used to analyze the aerodynamic characteristics of the hybrid airship, which are compared with traditional airship of the same volume. Analysis showed that the hybrid airship has low flight drag, excellent lift performance, 8° angle of attack at maximum lift-drag ratio, and up to 16 ° stall angle. Furthermore, a scale model has verified the feasibility of the design.

Key words:hybrid lift airship; layout design; aerodynamic performance; numerical simulation; scale model

收稿日期:2015-07-29;

修訂日期:2015-11-26; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:09

基金項(xiàng)目:航空科學(xué)基金資助(2014ZA55001)；河南省高等學(xué)校重點(diǎn)科研項(xiàng)目(15A590002)；國家級(jí)大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)訓(xùn)練計(jì)劃項(xiàng)目(201410485002)

作者簡介:華杰(1993-)，男，江蘇高郵人，本科生，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)與數(shù)值分析。

中圖分類號(hào)：V221

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)03-0021-05