伍詠成,陳自力，季近健

(1.陸軍工程大學石家莊校區(qū)，石家莊 050003；2.中國人民解放軍66336部隊，河北 保定 074000)

傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機是把固定翼無人機與四旋翼無人機的特點結(jié)合起來的一種新型無人機。它既可以像四旋翼無人機一樣垂直起降與懸停，也可以像固定翼無人機一樣擁有較快的巡航速度以及較長的航程[1]，相對于傾轉(zhuǎn)雙旋翼無人機，它具有更強的運載能力以及更快的飛行速度。

由于傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機同時存在旋翼和機翼兩種升力裝置，且二者之間存在氣動干擾，這使得該種無人機的氣動特性較為復雜。當前針對無人機的氣動特性研究主要有實驗研究和數(shù)值模擬兩大類方法。實驗研究多采用風洞的方法來分析氣動特性，但這種方法需要建立專門的實驗室，具有成本高、實驗周期長的缺點，多用于戰(zhàn)斗機、客機的設(shè)計和制造等工業(yè)過程中。

隨著數(shù)值計算理論的發(fā)展和計算機性能的提升，計算流體力學(CFD)方法逐漸成為無人機氣動特性研究的重要方法[2-4]。CFD方法利用數(shù)值計算方法的理論，通過計算機計算，得到流體控制方程的近似解，極大地節(jié)省了實驗成本以及科研工作者的時間。

目前對于傾轉(zhuǎn)旋翼機的氣動分析主要以傾轉(zhuǎn)雙旋翼機為研究對象進行分析[5-7]，而對于傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機的氣動分析研究成果還比較少。本研究以一種X型架構(gòu)的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機為研究對象，用CFD方法進行數(shù)值模擬，分析了該種無人機的升力特性。針對垂直模式和過渡模式兩種飛行模式，分析了旋翼對機翼的氣動作用影響，為傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機的設(shè)計和控制理論研究提供了借鑒和參考。

1 傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機

本文研究的傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機采用前翼加后翼的兩副機翼來為無人機提供氣動升力，在機翼的翼展末端，掛有可以傾轉(zhuǎn)的旋翼短艙?；谝陨显O(shè)計，利用Solidworks繪制了無人機的三維物理模型，如圖1所示。

圖1 傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機三維模型示意圖

傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機有3種飛行模式：

1)垂直模式。當旋翼短艙傾轉(zhuǎn)角度為0°，與機翼面垂直時，主要由旋翼拉力為無人機提供升力。此模式下的飛行速度較低，升降舵面對縱向姿態(tài)幾乎無控制效果。

2)水平模式。當旋翼短艙傾轉(zhuǎn)90°，與機翼面水平時，主要由氣動力為無人機提供升力，旋翼拉力此時為無人機提供推力，此模式的飛行速度較快，可以實現(xiàn)高速巡航。

3)過渡模式。當旋翼短艙傾轉(zhuǎn)角度在0°～90°時，無人機的升力由旋翼拉力以及氣動力共同提供，在由垂直模式過渡為水平模式的過程中，無人機的飛行速度不斷增大，升降舵面對縱向姿態(tài)的控制效果逐漸增強。

通過旋翼短艙傾轉(zhuǎn)不同的角度，可以實現(xiàn)無人機在水平模式、垂直模式與過渡模式3種飛行模式之間的切換。無人機的重心配置在前后兩副機翼之間，以保持飛行過程中的力矩穩(wěn)定性。前后機翼的翼型均取自NACA標準翼型庫。

2 基于CFD方法的流場求解

2.1 控制方程

流體運動的基本規(guī)律為物理學上的三大守恒定律，即質(zhì)量守恒定律、動量守恒定律以及能量守恒定律[8]。這三大定律結(jié)合起來，就組成了描述流體運動特征的基本控制方程，即Navier-Stokes(N-S)方程[9]。

目前研究旋翼的氣動特性有很多種方法，比如動量源法，滑移網(wǎng)格法以及運動嵌套網(wǎng)格等方法。其中動量源法具有網(wǎng)格生成難度小，網(wǎng)格數(shù)量少，數(shù)值解計算快的優(yōu)點，本研究采用動量源法模擬旋翼對流場的作用。動量源法的基本思想是以等效盤代替旋翼，把螺旋槳對流場的作用以動量源的形式添加到N-S控制方程中。添加了動量源項的N-S控制方程如下[10]：

(1)

2.2 網(wǎng)格劃分

CFD方法是基于對流場進行離散化，采用數(shù)值計算的方法進行控制方程的求解。按照一定規(guī)律分布在流場中的離散點的集合就是網(wǎng)格。網(wǎng)格的生成是進行CFD計算的重要步驟也是工作量最大的步驟，生成的網(wǎng)格質(zhì)量決定了數(shù)值計算的精度以及計算的效率。

計算網(wǎng)格主要分為結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格與混合網(wǎng)格3種[11]。隨著非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)不斷發(fā)展，其網(wǎng)格質(zhì)量已經(jīng)滿足精確求解的需求。非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格技術(shù)尤其適用于復雜形狀和多部件裝配體網(wǎng)格的自動化生成。本研究采用Fluent Meshing軟件中的Poly算法，生成符合計算精度要求的多面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。在靠近壁面的部分，采用了棱柱邊界層網(wǎng)格，提高數(shù)值計算精度。由于旋翼短艙的形狀不規(guī)則，并且與機翼存在縫隙，不易生成高質(zhì)量網(wǎng)格，因此在建模過程中忽略了旋翼短艙的部分，只保留了旋翼的等效盤作用面，生成的流場網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格數(shù)量為35萬，網(wǎng)格的最大Skewiness為0.4，可以用于數(shù)值計算。

圖2 網(wǎng)格結(jié)構(gòu)示意圖

2.3 計算方法驗證

為了驗證動量源法模擬旋翼氣動結(jié)果的正確性和準確型，設(shè)計了旋翼拉力實驗與仿真結(jié)果進行對比。旋翼參數(shù)如表1所示。

表1 旋翼參數(shù)

計算此旋翼流場所使用的網(wǎng)格如圖3所示：

圖3 計算旋翼流場網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

計算此旋翼流場所使用的湍流模型為SSTk-ω模型，經(jīng)過對比，SSTk-ω模型能夠得到較為準確的數(shù)值解。

實驗裝置為無刷電機拉力轉(zhuǎn)速測試臺，將電子調(diào)速器和帶有旋翼的無刷電機安裝在測試臺上，獲得拉力與轉(zhuǎn)速的實驗數(shù)據(jù)。

數(shù)值計算得到的結(jié)果與實驗結(jié)果如圖4所示。

圖4 旋翼拉力計算值與實驗值

由圖可知，使用動量源方法對旋翼流場進行模擬在低速情況下可以獲得與實驗值接近的結(jié)果，滿足數(shù)值模擬的計算精度要求。

3 氣動特性分析

將建立的用于傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機流場計算的網(wǎng)格文件導入求解器，設(shè)置相關(guān)參數(shù)，壁面的邊界條件，選擇求解方法，即可開始迭代計算流場的數(shù)值解。由于無人機為對稱結(jié)構(gòu)且流場分布均勻，為了減少計算量，只對無人機的半模型進行氣動分析，同時將對稱面設(shè)置為symmetry邊界條件。無人機垂直模式下的壓力云圖如圖5。

圖5 垂直模式壓力云圖

由壓力云圖可知，旋翼產(chǎn)生的下洗流打在了機翼的上表面，形成了高壓區(qū)，并且氣流會沿著翼展方向擴散。為了研究旋翼下洗流對氣動特性的影響，繪制出有旋翼和無旋翼兩種狀態(tài)下的無人機升力特性曲線，如圖6。

圖6 兩種狀態(tài)下無人機的升力特性曲線

由圖6可知，旋翼產(chǎn)生的下洗流會對無人機的升力產(chǎn)生負面影響，應盡量減少下洗載荷對機翼的影響，可以考慮更改旋翼與機翼的相對位置，如布置在機翼的尾緣。在過渡模式下，由于旋翼傾轉(zhuǎn)角度的變化，旋翼的下洗流方向也會發(fā)生較大變化，為了區(qū)分于水平模式和垂直模式，本研究選取了過渡過程中最為典型的旋翼傾轉(zhuǎn)角度為45°的情形進行了氣動分析。在過渡過程中，旋翼的拉力方向發(fā)生了變化，旋翼對無人機俯仰力矩的控制作用逐漸減弱，旋翼由一種控制機構(gòu)逐漸切換為一種動力裝置。設(shè)置速度入口的邊界條件為5 m/s，壓力云圖如圖7。

由圖7可知，由于過渡模式旋翼產(chǎn)生的下洗流方向發(fā)生了變化，旋翼對機翼的影響作用有所減少，并且下洗流產(chǎn)生的高壓區(qū)主要在后翼的部分，此狀態(tài)下對應的速度矢量如圖8。

圖7 速度為5 m/s時過渡模式壓力云圖

圖8 速度為5 m/s時過渡模式速度矢量圖

當飛行速度增加到10 m/s時，無人機的壓力云圖如圖9。

圖9 速度為10 m/s時過渡模式壓力云圖

當飛行速度繼續(xù)增加到15 m/s時，無人機的壓力云圖如圖10。

圖10 速度為15 m/s時過渡模式壓力云圖

由壓力云圖可知，隨著飛行速度的增加，旋翼對機翼的影響越來越弱，此時傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機與固定翼無人機的氣動特性相近。因此，在設(shè)計過渡模式的操縱策略時，應合理的設(shè)計飛行速度與旋翼短艙傾轉(zhuǎn)角度的配合關(guān)系，以達到較高的飛行氣動效率，提高無人機的操縱穩(wěn)定性。

4 結(jié)論

傾轉(zhuǎn)四旋翼無人機旋翼和機翼兩種升力機構(gòu)存在相互作用。采用動量源法對流場進行了數(shù)值仿真計算。在垂直模式下，旋翼產(chǎn)生的下洗流會損失無人機的升力。設(shè)計無人機時，應增大旋翼與機翼的距離，減小下洗載荷。在過渡模式下，由于前旋翼的存在，后旋翼對機翼的影響更為強烈，隨著飛行速度的增加，旋翼對機翼的影響逐漸減小。在設(shè)計過渡模式的操縱策略時，可以采用目標優(yōu)化等方法，合理設(shè)置飛行速度與短艙傾轉(zhuǎn)角度的配合關(guān)系，以達到較高的飛行效率及穩(wěn)定性。