王 芳， 余春錦

（南昌航空大學 飛行器工程學院，南昌 330063）

引言

MAV（Micro Aerial Vehicle微型飛行器）是20世紀90年代中期源自軍事目的而發(fā)展起來的一種新型飛行器[1]，至今方興未艾[2]。1992年，美國蘭德公司在提交給美國DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency國防高級研究計劃局）的一份關于未來科技與軍事的研究報告中第一次提出了MAV的概念。此后，麻省理工學院的林肯實驗室和美國海軍研究實驗室對MAV的可行性進行了更加深入的評估，并制定了一項旨在發(fā)展微型飛行器的計劃。根據(jù)DARPA提出的要求，一般認為微型飛行器的基本指標是[3-4]：飛行器各項最大尺寸不超過15 cm，最大航程1～10 km，續(xù)航時間20～60 min，質量10～100 g，巡航速度約30～60 km/h。在DARPA的資助下，美國Aero Environment（航空環(huán)境）公司研制的“黑寡婦”微型飛行器[5]為滿足飛行器尺寸限制在15 cm的要求選擇了盤形布局，使其機翼面積最大；其形狀象個圓盤，飛行速度為48 km/h，飛行時間為22 min。真正可以適合于軍用系統(tǒng)的微型飛行器應該具有下述要求[6]：首先能攜帶全天候的近距離成像系統(tǒng)，且發(fā)送目標區(qū)域內的重要細節(jié)且能讓操縱人員分辨；其次具有準確定位能力；再次能夠放在士兵的背包里，以便攜帶，故要求重量輕、堅固耐用；最后不易被敵人發(fā)現(xiàn)，造價得到控制。

許多單位的研究者在固定翼微型飛行器的布局研究方面也做了不少工作，取得了一定的研究成果。西北工業(yè)大學李占科教授[7]在柔性翼抗風能力，增加飛行器穩(wěn)定性、固定翼的布局研究等方面進行了相當?shù)难芯抗ぷ?。南京航空航天大學[8]、上海大學[9-10]近些年也對微型飛行器做了大量的研究工作，固定翼方面也取得了相當?shù)某删?。比如采用梯形為平面形狀加下置翼尖端板的“翠鳥”MAV，反齊莫曼為平面形狀上置翼尖端板的“云雀”MAV。但是專注于研究升力體展弦比對MAV氣動特性影響的工作比較少見，本文主要致力于分析MAV展弦比對其氣動特性與操縱性的研究工作。

1 計算方法

對飛行器氣動外形進行設計時，需要精確的計算飛行器所在流場的流動特性。與高雷諾數(shù)常規(guī)飛行器相比，MAV在該雷諾數(shù)范圍內氣動特性和流場結構明顯不同。隨著Horton[11]、Mueller[12-14]、Selig[15]對低雷諾數(shù)范圍內翼型氣特性和流場機理的一系列相關試驗研究，人們對低雷諾數(shù)氣動特性有了初步的認識和掌握。對低雷諾數(shù)來說，即使在不強的逆壓梯度作用下，流動也會發(fā)生層流分離并轉捩至湍流形成層流分離泡。文中的計算網(wǎng)格都是采用了點對點對接的結構塊網(wǎng)格形式和求解耦合S-A湍流模型的雷諾平均N-S方程的方法，同時分析了不同網(wǎng)格疏密程度對計算精度的影響。

對于粘性繞流，物面邊界條件的處理相對簡單，僅要求各速度分量在物面上都為零。對于粘性繞流，在物面處，數(shù)值計算中使用無滑移、絕熱壁條件：

其中，xt,yt,zt為物面運動速度，由物體運動規(guī)律給定，當研究定常繞流時，xt=yt=zt=0。邊界上的壓強通過從計算域線性插值給出?？紤]到理想氣體狀態(tài)方程p=ρRT，壓力和溫度均滿足法向零梯度的條件，因此，密度在物面也滿足法向零梯度條件：

2 計算模型

MAV翼面形狀以目前國內外普遍使用的反齊莫曼形為本文研究基礎。根據(jù)微型飛行器的調研結果，總結歸納出國內外絕大多弦長是15 cm的微型飛行器的展弦比都在0.5～2之間，故將展弦比分為0.5、1、1.5、2四種進行分別對比分析研究，翼型采用NACA4415。本文涉及的網(wǎng)格均為結構網(wǎng)格轉換成非結構網(wǎng)格進行計算，拓撲結構是“O”型。網(wǎng)格的大小是120*100*57，共計網(wǎng)格有684 000個單元。網(wǎng)格示意圖如下圖1所示（以AR = 1.5為例）。計算條件是飛行速度為10 m/s，無限遠處的壓強為標準大氣壓，雷諾數(shù)為1.02 × 105。

圖1 展弦比是1.5的反齊莫曼形網(wǎng)格圖

圖1為展弦比是1.5的反齊莫曼形的氣動網(wǎng)格的對稱面和機體表面的網(wǎng)格，能夠較為清晰的反映網(wǎng)格疏密程度。

將上述4種展弦比的幾何模型按上圖所示進行網(wǎng)格劃分，分別計算攻角?4°～22°，中間以2°作為梯度。

3 計算結果

展弦比對于微型飛行器來說比對常規(guī)飛行器的影響更大，也更復雜。這主要是由于展弦比直接影響翼尖渦的大小及作用范圍。經(jīng)計算得出下面四種展弦比的氣動特性曲線，如圖2～圖4所示。

圖2 升力特性曲線

從圖2可以看出，在小攻角的情況下，展弦比大具有絕對優(yōu)異的升力性能；但是在大攻角下，AR=2模型升力性能就下降得比較明顯。在攻角為10°到22°，AR= 2模型升力系數(shù)就開始低于AR=1.5模型，甚至比AR= 1模型還要差。AR= 0.5模型升力特性雖然一直在增加但是其升力系數(shù)始終沒能大于其他構型?？傮w看來，AR= 1.5模型既能保持大展弦比的高升力又能較好地避免大攻角時的氣流分離帶來的不利影響。圖3中可以看出AR=1.5和AR= 2的模型在攻角小于10°時，升阻比相當，但到大攻角時，AR= 2的氣動性能下降明顯，而AR= 1.5的模型就有大的優(yōu)勢。從圖4中知道，縱向力矩系數(shù)的絕對值和升力系數(shù)成正比，并且斜率大代表縱向力矩系數(shù)隨著攻角變化明顯，即對攻角變化較為敏感，舵面的靈敏度較高。

圖3 升阻比特性曲線

圖4 縱向力矩特性曲線

圖5～圖8為4種展弦比在攻角為8°時上翼面壓力云圖。

從圖5～圖8可以看出：展弦比小的構型上翼面高壓區(qū)所占比例較大，不適合作為MAV設計選擇；展弦比較大構型的上翼面低壓區(qū)較大，高壓區(qū)相對較小，從而有利于升力特性。展弦比較小還會因機翼面積過小導致翼尖渦影響太大，從而降低氣動特性。為了得出翼尖渦的影響范圍，同時為了進一步驗證得出的結論，圖9～圖12顯示了4種展弦比的翼尖截面速度矢量圖。

圖5 AR = 0.5模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖6 AR = 1模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖7 AR = 1.5模型上翼面壓力分布圖(α = 8°）

圖8 AR = 2模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖9 AR = 0.5模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

圖10 AR = 1模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

從圖9～圖12而得知展弦比為0.5和1時在翼尖處產(chǎn)生的渦強度較強，影響范圍很大。而到了AR= 2時，就可以明顯看出，翼尖渦影響的范圍就減少了許多；展弦比小，翼尖渦影響較大。

AR= 0.5模型被翼尖渦影響較大，致使下翼面出現(xiàn)大面積低壓區(qū)。展弦比較大，影響的范圍較小。從而可知展弦比對微型飛行器來說較為敏感，主要是由于展弦比雖然不能完全決定翼尖渦的大小，但是可以影響翼尖渦作用的范圍。

圖11 AR = 1.5模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

圖12 AR = 2模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

4 網(wǎng)格疏密對計算結果的影響

考慮到網(wǎng)格疏密程度與網(wǎng)格質量對計算結果精度的影響，最后從15 cm固定翼微型飛行器氣動分析常用的網(wǎng)格數(shù)量范圍50～100萬數(shù)量級區(qū)間中選出50萬、70萬與100萬3種網(wǎng)格數(shù)量分析同一飛行器升力體的升力系數(shù)、升阻比以及俯仰力矩系數(shù)的區(qū)別。網(wǎng)格質量主要是Skewness等參數(shù)，劃分網(wǎng)格時基本保證在同一水平，網(wǎng)格數(shù)量對計算精度的影響如圖13所示。

圖13 三種網(wǎng)格數(shù)量對升力系數(shù)的影響

由圖13可見網(wǎng)格數(shù)量對升力系數(shù)的影響基本隨著迎角的增加而加大，50萬網(wǎng)格計算結果較70萬偏小，100萬網(wǎng)格數(shù)值較70萬偏大，常用仰角范圍內誤差最大不超過0.01。由此可見網(wǎng)格數(shù)量對該雷諾數(shù)下的固定翼微型飛行器影響不大。

5 結論

1）AR= 1.5模型是本文最適合的選擇。AR=0.5和AR= 1模型的升力面積太小，升力系數(shù)太??；AR= 2模型在大攻角時翼面失速太嚴重，升力系數(shù)下降太大。

2）展弦比較小模型產(chǎn)生的翼尖渦強度較大，影響區(qū)域也較大，大展弦比模型強度較小，受影響的區(qū)域也不大。但是AR= 2的模型由于展向尺寸大、橫向氣流速度較小在高攻角時出現(xiàn)嚴重的氣流分離。

3）AR= 1.5模型雖受翼尖渦的影響沒有小展弦比大，但是也存在一定的不利影響，下一步可以在翼尖增加翼尖端板，探索翼尖端板對上表面的氣流特性的改善。