方偉邏 劉瑞航 閆晨曦

摘要：飛行器的減阻問題是現(xiàn)今的重點研究對象，而作為增升減阻的重點，翼梢小翼的功效從誕生至今頗受業(yè)界的認(rèn)可。翼梢小翼可以有效地降低干擾阻力，在民用客機(jī)上的應(yīng)用大大的提高了長航程飛行的經(jīng)濟(jì)效益。而在國內(nèi)的的無人機(jī)設(shè)計大賽中，超輕型大載荷無人機(jī)上加裝翼梢小翼并未得到充分的應(yīng)用，本文使用基于xfoil的無人機(jī)設(shè)計軟件計算翼梢小翼對升阻比的影響，分析給超輕型大載荷無人機(jī)加裝小翼的利與弊與飛機(jī)整體設(shè)計。

關(guān)鍵詞：超輕載重?zé)o人飛行器；翼梢小翼；增升減阻

1.新型翼梢小翼載體無人機(jī)的設(shè)計

1.1動力選用

本次設(shè)計的翼梢小翼實驗載體無人機(jī)機(jī)體自身質(zhì)量限制在1KG范圍以內(nèi)，載重量設(shè)計為7KG，起飛重量達(dá)到8KG。本次選用電機(jī)為兩個老虎動力的全新產(chǎn)品F60PROII作為動力，KV值選用2700，兩個電機(jī)組成減速組，減速比取3.8，小齒輪采用0.5模20齒鋁合金齒輪，大齒采用0.5模76齒POM齒輪，螺旋槳采用獵鷹18*12金標(biāo)螺旋槳。經(jīng)過計算與實驗，使用英菲尼迪2200mah100C石墨烯電池能夠提供4.0KG的強(qiáng)大拉力，使用銀燕45A電調(diào)，全新版本的電調(diào)重量僅僅為4g一個，而全套動力重量僅為150g，電池經(jīng)過減重把XT60頭替換為香蕉頭并稍微減重后重量為190g，是目前市面能買到的性價比較高的動力組合，相比傳達(dá)到0.5，保證了足夠大的拉力，在極限情況下，使飛機(jī)有更好的應(yīng)急能力。

1.2結(jié)構(gòu)設(shè)計

由于本文討論超輕型載重飛機(jī)，飛機(jī)重量限制1KG，為了保證足夠的翼面積，在此我們僅考慮了輕木蒙皮結(jié)構(gòu)，主梁位置設(shè)在機(jī)翼弦長1/4位置，采用輕木、碳纖維方管，碳纖維片、凱夫拉原絲材料作為承力主梁，不設(shè)前墻，D盒采用全輕木蒙版不掏空，3mm厚度的橫紋輕木作為主體，掏空減重并設(shè)翼肋卡槽，上表面覆上3mm*3mm圓心方管，下覆3*1mm碳片，使用1500目凱夫拉原絲纏繞主梁，翼肋采用2mm輕木鏤空減重。載機(jī)自身采用了開縫襟翼設(shè)計，襟翼亦采用輕木蒙皮結(jié)構(gòu)，在未加裝翼梢小翼前，起飛重量為6KG，飛機(jī)自重達(dá)到950g，也就是說，只有50g的重量要完成機(jī)翼兩端的翼梢小翼的主體加上連接結(jié)構(gòu)，顯然較難達(dá)到，所以在保證電池提供足夠的放電電流（1800mah 75c電池重量140g，放電電流達(dá)到135a，由于采用雙穿越機(jī)電機(jī)，兩個電機(jī)需要的電流保守計算約為100a）。情況下，我們又多處了50g的重量加以利用，整個外段機(jī)翼重量也只在105g范圍內(nèi)，在100g內(nèi)設(shè)計需要的小翼可謂游刃有余。機(jī)翼連接與小翼的連接采用航空層板與輕木重疊成3mm復(fù)合板上下在覆上0.5*3碳片作為插銷。機(jī)身采用輕木鏤空蒙皮結(jié)構(gòu)，在足夠剛度的前提下盡量減重即可，方向舵升降舵使用全動設(shè)計提升大載荷下的機(jī)動性。

1.3氣動設(shè)計

考慮到整機(jī)重量必須在1KG內(nèi)，為了防止在總體設(shè)計與制作完成后再進(jìn)行過多的減重，以至于出現(xiàn)不必要的結(jié)構(gòu)缺陷，我們在設(shè)計之初則采用保守的大小。在此我們選擇翼展為3m，三段機(jī)翼，中段矩形，外段梯形，翼根現(xiàn)弦長為390mm，翼尖弦長250mm的設(shè)計，除副翼以外的其他機(jī)翼部分采用在原S1223翼型上進(jìn)行開縫，增加固有彎度，長度并盡量延遲氣流在機(jī)翼表面的分離。S1223翼型升力原本就高，增加開縫襟翼后，機(jī)翼的升力系數(shù)更加上了一層樓，使用改設(shè)計的原因在于此機(jī)為我們已經(jīng)投入使用的成熟機(jī)型之一。再者，小翼的作用主要是減少誘導(dǎo)阻力，誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生，在升力曲線的前半段就是還沒有到達(dá)失速迎角的前半段升力隨迎角增大而增大，而升力的本質(zhì)是上下表面的壓力差，而引起誘導(dǎo)阻力的大小關(guān)系是壓力差導(dǎo)致的下洗流壓力差越大，升力越大壓力差越大下洗流越大誘導(dǎo)阻力越大， 由于壓力差的存在，機(jī)翼下表面的壓力比機(jī)翼上表面的壓力大，導(dǎo)致空氣從機(jī)翼下表面繞過翼尖翻到機(jī)翼上表面，而小翼的存在則是為了一定程度的阻隔機(jī)翼的上表面與下表面，減少空氣向上翻產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力。同時，翼型升力系數(shù)越高，機(jī)翼上下表面壓力差越大，由之產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力也越高，本文在此主要討論翼梢小翼對此類超輕型大載荷無人機(jī)的增益作用，增加翼梢小翼后，效果也會得到更加顯著的體現(xiàn)。翼梢小翼在此選取主機(jī)翼翼展的12%，330mm高度向上安裝的s1210翼型小翼，由于小翼的作用是阻隔空氣從機(jī)翼下表面向上表面翻，理論上小翼的高度自然是高度足夠高為佳，但是考慮到重量的限制，小翼自身對阻力的貢獻(xiàn)，在此選擇高度為330mm，計算后可得誘導(dǎo)阻力因子為1.15。翼尖小翼的仿真分析使用了具有友好操作界面的xfoil軟件，XFLR5，在該軟件中把最外端的一截機(jī)翼設(shè)置為小翼即可，可以調(diào)整該段機(jī)翼的翼型，平面形狀，安裝角以及扭轉(zhuǎn)角，選擇適當(dāng)?shù)膮?shù)。在確定翼尖小翼參數(shù)的最佳組合時 ，除應(yīng)使其 獲得的升阻比增加為最大外 ，還應(yīng)注意不使翼尖小 翼產(chǎn)生過大的翼根彎矩 ，給結(jié)構(gòu)和重量帶來不利。影 響翼尖小翼特性的幾何參數(shù)有 [1]： 小翼的高度 （展 長 ）、弦長、傾斜角、安裝角、前緣后掠角、尖削比、面 積和翼型等。 根據(jù)翼尖小翼減阻的基本原理 ，小翼阻力系數(shù) 減小量 （ΔCD ）的粗略估算 [5]公式為： ΔCD = - Sw S 2π Aw Aw + 2 2 K2C2 L - CD0w 式中 ， Sw /S為小翼相對面積； Aw 為小翼的展弦比； CL 為機(jī)翼的升力系數(shù)； CD0w為小翼的零升阻力系數(shù)。 由上式可見 ，加大小翼展弦比 （即增加小翼高 度 ）和增加小翼面積 ，可增強(qiáng)小翼的減阻效果。但為 使翼根彎矩的增加較少 ，一般小翼的高度不超過半 翼展的 10% ，小翼的相對面積亦不超過 1%～ 2% 。

主機(jī)翼失速前，小翼不會失速即可。本次使用S1210翼型這樣的高升力翼型作為小翼翼型非常的有違常識，但在軟件仿真計算中，我們可以發(fā)現(xiàn)如果小翼自身升力不足，則小翼自身會很容易失速，這是因為超輕型大載荷無人機(jī)在載重飛行的情況下，氣動載荷非常之大，機(jī)翼的翼尖渦實在太強(qiáng)，有別于我們平時看到的其他小翼，所以我們采用了這種新型的翼梢小翼。小翼的安裝角以及扭轉(zhuǎn)角我們都選擇默認(rèn)的0度，這對氣動的影響幾乎可以忽略不計，考慮到制作與裝配難度，此處不做更改。此外，小翼與主機(jī)翼的夾角為70度，主要是怕機(jī)翼（主要是連接處）有撓度后翼稍小翼向內(nèi)傾斜。 原則上，小翼的最大厚度應(yīng)該正對著機(jī)翼翼型的最大厚度之后，否則兩個壓力恢復(fù)區(qū)重疊的話會導(dǎo)致不必要的氣流分離。但這次，小翼相對于主翼的位置主要是考慮到結(jié)構(gòu)上連接方便。最終計算結(jié)果，本次設(shè)計的小翼使主機(jī)翼誘導(dǎo)阻力降低30%，總體阻力降低20%。

2.結(jié)論

此次設(shè)計的新型翼梢小翼明顯的增大了超輕型大載荷無人機(jī)的升阻比，在翼尖渦流強(qiáng)大的其他飛機(jī)設(shè)計中具有參考意義。然而在實際飛行中發(fā)現(xiàn)，由于超大超高翼尖小翼的存在，飛機(jī)橫向受風(fēng)面積增大，在復(fù)雜的飛行環(huán)境中對連接結(jié)構(gòu)與飛行器的操控存在著新的挑戰(zhàn)，后期可通過改用強(qiáng)度更高的連接機(jī)構(gòu)，用3K紋碳纖維板代替木材復(fù)合板，增加上反角或者飛控等方法改善現(xiàn)有狀況。

參考文獻(xiàn)：

[1]錢煒祺 ，汪 清 ，王文正等.遺傳算法在氣動力參數(shù)辨 識中的應(yīng)用 [ J].空氣動力學(xué)學(xué)報 ， 2003， 21（ 2）： 196201.