張飛，王云，譚錕

(南昌航空大學 飛行器工程學院，南昌 330063)

0 引 言

垂直起降固定翼無人機兼具固定翼飛機速度快、航程遠和多旋翼無人機可垂直起降的優(yōu)點,大大擴展了無人機的應用范圍。國內外從20世紀60年代起就開始有垂直起降方面的研究[1]，其中一類為多旋翼和固定翼無人機相結合的復合式垂直起降固定翼無人機。在此類無人機中，對無人機垂直起降總體方案類的研究較多[2-4]，但對無人機旋翼的安裝方式及旋翼與機翼之間的氣動干擾分析研究較少，且復合式垂直起降固定翼無人機為一種較為特殊的機型，其旋翼與機翼之間的氣動干擾比較復雜，因此本文結合具體工程案例對復合式垂直起降固定翼無人機的旋翼和機翼之間的氣動干擾進行分析。

多旋翼部分作為無人機的重要結構之一，其參數的合理性直接影響到無人機在垂直起降狀態(tài)和平飛狀態(tài)的飛行品質[5]。提供無人機垂直起降動力的旋翼對機翼的吸抽效應，及其旋轉產生的下洗流都會對旋翼自身的流場和機翼的流場產生一定程度的干擾[6]。為此，本文在垂直起降固定翼無人機總體設計的基礎上，給出兩種旋翼安裝方案，并通過實驗和流體仿真兩種方法對旋翼與機翼之間不同距離下的氣動特性進行分析，得到相應的旋翼與機翼的合力，并結合無人機的平飛狀態(tài)進一步確定了旋翼的安裝距離。

1 無人機模型及旋翼的兩種安裝方式

垂直起降固定翼無人機的主要結構包括固定翼機體和四個單旋翼系統(tǒng)兩部分。旋翼和機翼的三維組合模型如圖1所示。安裝在機身尾部的旋翼為可傾轉旋翼，其余三個旋翼不可傾轉。該無人機在垂直起降狀態(tài)時，四個旋翼同時工作，旋翼面處于水平狀態(tài)以產生向上的升力。無人機在巡航狀態(tài)時，安裝在機身尾部的旋翼傾轉90°使旋翼面處于豎直狀態(tài)以產生向前的推力，其余三個旋翼停止工作。

圖1 旋翼和機翼組合模型Fig.1 Rotors and wing combined model

本文主要通過研究單旋翼和機翼組合的氣動特性來確定部分系統(tǒng)參數。無人機的主要幾何參數為：無人機機翼翼展2.4 m，弦長0.24 m；旋翼與機翼連接的支座距離為d；計算采用兩葉旋翼，直徑為610 mm；z軸為旋轉軸；xOy平面為旋轉平面。該旋翼已經進行過多次地面試驗，試驗數據較全面，便于開展分析研究。為便于計算，作如下假設：

(1) 只考慮旋翼和機翼之間的氣動流場，暫不考慮模型受其他部件的氣動影響[7](不考慮機身、尾撐桿等其他部件的氣動影響)；

(2) 流動是定常且穩(wěn)定的[8]；

(3) 在平飛狀態(tài)時，旋翼處于非旋轉狀態(tài)；

(4) 所有槳葉均是剛性元件，在氣動力作用下，都不發(fā)生任何彈性變形[9](扭轉、彎曲和拉伸)。

由于不同的旋翼安裝方式所產生的力的效果是不同的，機翼對其流場的干擾影響也是不同的。旋翼安裝在機翼下方如圖2(a)所示，旋翼安裝在機翼上方如圖2(b)所示，兩種方案下旋翼均產生向上的升力。

(a) 方案一 (b) 方案二

圖2 旋翼安裝方案

Fig.2 Rotor installation schemes

2 求解方法和邊界條件

通過眾多飛行實踐可知，當來流馬赫數Ma≤ 0.3時，空氣壓縮程度很小，可以忽略空氣的可壓縮性，將空氣當作不可壓流；當Ma>0.3時，則需要考慮空氣的可壓縮性[10]。由于本文旋翼轉速達到3 000 r/min，并未超過Ma=0.3的臨界值，故采用理想不可壓縮氣體模型。

本文所采用幾何模型如圖2所示，計算采用的湍流模型為壁面自適應局部渦粘大渦模擬模型，算法為格子-玻爾茲曼法(LBM-LES)算法[11-12]。采用LBM-LES方法的粒子分布網格如圖3(a)和(b)所示，圖中網格密的區(qū)域表示粒子的尺度小。根據每一個時間步計算得到的渦量然后對粒子分布進行自適應動態(tài)加密如圖3(b)所示，這樣在提高計算精度的同時沒有過大的增加計算量。本文算例邊界條件為：-x為速度入口邊界條件，其余均為周期性邊界條件。同時為了驗證所采用的螺旋槳和氣動力計算模型，在南昌航空大學無人機研究所進行了實驗驗證，實驗設備及實驗模型如圖3(c)所示。

(a) 局部粒子分布

(b) 自適應后粒子分布

(c) 實驗設備和實驗模型圖3 LBM-LES方法的粒子分布及實驗設備和實驗模型Fig.3 Particle distribution of LBM-LES method and experimental equipment and experimental model

3 數值模擬結果、實驗結果及分析

3.1 計算方法驗證

為保證本文計算方法的可靠性，對該旋翼模型分別進行不同轉速下的CFD靜拉力計算和經驗公式理論計算[13]及實驗，并將計算結果與其實驗數據進行對比。計算結果如圖4所示。

圖4 計算數據與實驗數據對比Fig.4 Comparison of the calculation data and experimental data

從圖4可以看出：計算數據與試驗數據結果吻合度良好。數據上存在的一些細微差別，主要是在仿真和實驗條件下，由密度或粘性系數略有不同導致的。同時由于實驗系統(tǒng)中，螺旋槳下游是實驗裝置結構，對滑流有遮蔽作用，因此實驗數據比理論計算數據略大。由此可以斷定，該計算方法正確可靠，可用于該無人機物理模型的氣動特性研究。

3.2 旋翼安裝在上下翼面的氣動特性分析

由于機翼會阻擋旋翼的氣流流動，在設計時需要充分考慮機翼對旋翼的氣動干擾[14]。因此，采用上述計算方法，在無來流速度、旋翼轉速NS=3 000 r/min條件下，分別對兩種旋翼安裝方案在不同旋翼與機翼間距下進行仿真分析，為明確最終方案和選擇適宜安裝距離d提供參考。仿真結果如圖5所示，可以看出：與孤立狀態(tài)下旋翼正轉產生的升力相比，兩種方案下旋翼自身的升力受機翼干擾造成的影響不大。當距離較小時，由于機翼對于旋翼的氣流干擾，旋翼的升力會出現小幅度的增長[15]。之后，隨著距離d的逐漸增大，氣流干擾逐漸消失，旋翼拉力逐漸趨于孤立狀態(tài)下的靜拉力值。

(a) 方案一

(b) 方案二圖5 旋翼升力及組合體合力隨旋翼與機翼間距的變化Fig.5 The rotor lift and the combined force varied with the distance between the rotor and the wing

從圖5可以看出：在兩種方案下，組合體整體的合力受氣流干擾影響很大。方案一中旋翼安裝在機翼下方，一方面由于旋翼的抽吸作用使得旋翼上方的氣流由上而下運動，致使機翼受到一個向下的力。隨著距離d的增加，機翼周圍的流場受旋翼氣流的干擾逐漸減弱。另一方面，旋翼和機翼之間的區(qū)域存在低壓區(qū)，當旋翼接近機翼時，機翼前后存在明顯的壓差阻力，隨著d的增加，壓差阻力逐漸減小，組合體整體合力增大。從圖5(a)可以看出，在d=200 mm之后，組合體效率損失已經縮小到15%以內。

對于方案二，旋翼安裝在機翼上方，由于旋翼下洗氣流增加了機翼上翼面的來流速度，造成了機翼上翼面壓力的增加，導致整體合力減小，即無人機懸停狀態(tài)動力減小，大大降低了無人機的懸停效率。隨著旋翼與機翼間距d的增大，整體合力逐漸增大，但由圖5(b)可以看出，直至d=300 mm處的效率損失仍大于30%。

3.3 上下翼面安裝距離為150 mm時的氣動特性對比

從圖5可以看出：當d=50 mm時，旋翼的升力變化最快；當d=300 mm時，旋翼的升力逐漸趨于穩(wěn)定。而d=150 mm時能夠更典型的體現安裝距離對氣動的影響，所以選擇d=150 mm來進行下一步的氣動特性對比。d=150 mm時，方案一和方案二的槳盤載荷與功率載荷變化對比圖如圖6所示。可以看出：隨著槳盤載荷的增加，方案一和方案二的功率載荷皆逐漸下降；在相同的槳盤載荷下，方案一的功率載荷優(yōu)于方案二的功率載荷，且方案一和方案二的功率載荷相差較大。

圖6 方案一和方案二的槳盤載荷與功率載荷變化Fig.6 Variation of the rotor disk loading and power loading of scheme 1 and scheme 2

d=150 mm，NS=3 000 r/min時，旋翼吸力面和壓力面的壓力分布對比圖如圖7所示。

(a) 吸力面壓力分布

(b) 壓力面壓力分布圖7 旋翼壓力分布云圖Fig.7 The pressure nephogram of the rotor

兩種不同安裝方式下的旋翼吸力面、壓力面壓力云圖基本一致，可見旋翼受機翼影響不大，圖5中的旋翼拉力變化曲線也證明了這一點。

d=150 mm處旋翼與機翼之間區(qū)域的壓力云圖對比如圖8所示?？梢钥闯觯盒淼某槲拖孪戳鲗α鲌龅母蓴_作用[16]主要集中在旋翼接近機翼部分的區(qū)域。在旋翼的下洗流區(qū)內，方案二的機翼上翼面受下洗流的沖擊作用，形成高壓區(qū)；方案一的安裝方式使得機翼下翼面的壓力分布相對均勻，形成低壓區(qū)，受旋翼影響較小，與方案二相比，明顯降低了機翼上下翼面的壓差阻力。

(a) 方案一

(b) 方案二圖8 旋翼與機翼之間區(qū)域壓力云圖Fig.8 The pressure nephogram of the area between rotor and wing

距離d=150 mm時兩方案氣流區(qū)的xOz平面速度圖如圖9所示。通過對比可以看出：對于方案一，機翼阻礙了旋翼上方的氣流流動，機翼上翼面基本無氣流流動，對旋翼的下洗流無影響，旋翼氣流前后流動方向一致，旋翼的氣流受機翼干擾較小；對于方案二，機翼嚴重阻礙了旋翼的下洗流流動，使機翼上下氣流不能形成一致的流動方向，且旋翼的下洗氣流較集中、速度較大，致使旋翼的氣流受機翼干擾很大。因此，本節(jié)證實了方案一的優(yōu)越性。

(a) 方案一

(b) 方案二圖9 旋翼與機翼之間區(qū)域速度云圖Fig.9 The velocity nephogram of the area between rotor and wing

3.4 確定機翼與旋翼之間的最佳安裝距離

上述計算均是在無人機處于懸停狀態(tài)進行的，旨在分析兩種方案的優(yōu)越性及對無人機整體的影響。結果證明方案一相對于方案二更好，且在懸停狀態(tài)下機翼與旋翼之間的安裝距離越大越好，但是機翼與旋翼之間的安裝距離同時影響無人機在平飛狀態(tài)時的平飛阻力和續(xù)航性能。故基于上述計算方法和已確定的參數，下面結合無人機的平飛狀態(tài)進一步確定機翼與旋翼之間的最佳安裝距離。

對于無人機的平飛狀態(tài)和懸停狀態(tài)，首先確定以下主要參數，具體參數如表1所示。

表1 無人機平飛狀態(tài)和懸停狀態(tài)主要參數Table 1 Main parameters of level flight status and hover status

無人機的基本飛行任務為懸停10 min，平飛60 min,平飛速度為20 m/s，無人機懸停狀態(tài)單個旋翼維持升力為30 N。機翼與旋翼之間的安裝距離會影響無人機在懸停狀態(tài)的懸停效率和平飛狀態(tài)的平飛阻力。當無人機完成整個飛行任務后，不同的安裝距離d會產生不同的總任務功耗W，最低的功耗即代表最佳的安裝距離。

機翼和旋翼不同安裝距離產生的無人機平飛阻力系數Cx如圖10所示，機翼和旋翼不同安裝距離產生的無人機懸停狀態(tài)功耗Wz、平飛狀態(tài)功耗Wx和總任務功耗W如圖11所示。其中，平飛阻力系數Cx為仿真計算值，懸停狀態(tài)功耗Wz為單個旋翼維持30 N升力懸停10 min的實驗測試功耗；平飛狀態(tài)功耗Wx為理論計算值；電機調速器效率ηd、電機效率ηm和螺旋槳效率ηp取值均為80%[17]。

圖10 不同安裝距離產生的平飛阻力系數CxFig.10 Level flying resistance coefficient Cxcaused by different installation distances

圖11 不同安裝距離產生的懸停狀態(tài)功耗Wz、 平飛狀態(tài)功耗Wx和總任務功耗WFig.11 Hover state power consumption Wz and level flight power consumption Wx and total task power consumption W caused by different installation distances

從圖10可以看出：隨著安裝距離d的逐漸增大，無人機的平飛阻力系數Cx逐漸增大,且當安裝距離d大于150 mm時平飛阻力系數Cx與安裝距離d呈線性關系。從圖11可以看出：隨著安裝距離d的逐漸增大，無人機的懸停狀態(tài)功耗Wz逐漸減小，平飛狀態(tài)功耗Wx逐漸增大，總任務功耗W呈現先減小后增大的趨勢。當安裝距離d=100 mm時，無人機的總任務功耗W最小，即d=100 mm為方案一的最佳安裝距離。

4 結 論

(1) 在機翼上安裝旋翼，旋翼安裝在下翼面時的整機懸停效率比安裝在上翼面時的整機懸停效率要高。

(2) 旋翼安裝在下翼面時，隨著安裝距離的增加，無人機整體在懸停狀態(tài)的氣動特性所受影響逐漸減小。

(3) 該無人機的平飛阻力隨旋翼與機翼之間安裝距離的增加而增大，結合無人機整體的懸停時間和平飛時間，旋翼與機翼之間的最佳安裝距離為100 mm。