王鈺凱 康桂文

（1.沈陽航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，沈陽 110000；2.沈陽航空航天大學(xué)通用航空重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110000）

通過使用計算機(jī)設(shè)置控制程序或者操作者運(yùn)用無線設(shè)備對飛行器進(jìn)行遙控控制，不需要搭載駕駛?cè)藛T的飛行器統(tǒng)稱為無人駕駛飛行器（Unmanned Aerial Vehicle，UAV）。隨著航空航天事業(yè)的高速發(fā)展，無人機(jī)技術(shù)被廣泛應(yīng)用于通用航空領(lǐng)域和軍事領(lǐng)域[1-3]。與載人飛行器相比，無人機(jī)具有經(jīng)濟(jì)效益高、對環(huán)境適應(yīng)力強(qiáng)、體積小隱蔽性高以及可代替執(zhí)行高危險工作等優(yōu)點(diǎn)。因此，無人機(jī)的研究探討工作具有很好的發(fā)展前景，正逐漸成為一個新興的研究熱點(diǎn)。

我國自主研發(fā)的“翔龍”無人機(jī)，主要被用于海上巡邏任務(wù)。“翔龍”無人機(jī)具有高空、高速的優(yōu)點(diǎn)，但由于發(fā)動機(jī)性能還存在不足，導(dǎo)致其載荷能力較低且留空時間較短[4]。美國的“全球鷹”無人飛行器，是目前最先進(jìn)的無人機(jī)之一，擁有高空持久性先進(jìn)概念技術(shù)，可以完成對全球大部分地區(qū)的偵察工作[5]。以色列飛機(jī)工業(yè)公司研制的“蒼鷺”大型高空戰(zhàn)略長航時無人機(jī)，在軍用和民用兩方面都有所運(yùn)用，主要起到電子信息干擾和對抗、對目標(biāo)進(jìn)行監(jiān)控和探測識別等作用[6]。

目前，國內(nèi)外各大高校和研究機(jī)構(gòu)對旋翼飛行器氣動特性已經(jīng)進(jìn)行了一些研究，也取得了不少研究成果。其中：曹蕓蕓等針對旋翼飛行器在過渡飛行中飛行姿態(tài)的變化和飛行速度的改變，提出了一種確定傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器從直升機(jī)模式向固定翼飛機(jī)模式過渡的發(fā)動機(jī)短艙傾轉(zhuǎn)角度-速度包線的分析方法[7]；朱清華等研究旋翼機(jī)的穩(wěn)定自轉(zhuǎn)和跳躍飛行特性，分析了旋翼飛機(jī)實(shí)現(xiàn)跳躍飛行的旋翼設(shè)計參數(shù)和控制要求[8]；阮永井等對太陽能四旋翼無人機(jī)的整機(jī)流場進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，并分析該飛行器的氣動特性[9]；BARCELOS 等采用了一種先進(jìn)的勢流法對四旋翼飛行器的小旋翼間的氣動干擾及其對整體飛行性能的影響進(jìn)行研究[10]，通過將懸停和前飛時的推力和功率預(yù)測值與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，驗(yàn)證了氣動分析方法的有效性；MARCIN 等對旋翼機(jī)主旋翼對旋翼機(jī)機(jī)身和尾翼的靜穩(wěn)定性帶來的影響進(jìn)行了分析研究[11]。

但是，人們對于四旋翼無人機(jī)的氣動分析研究依然較少。本文采用數(shù)值模擬法，通過滑移網(wǎng)格和MRF 的組合模型，對某四旋翼無人機(jī)處于懸停狀態(tài)時的氣動特性進(jìn)行模擬仿真[12-13]，分析飛行器各部件間的相互干擾，討論各部件壓力、扭矩變化情況以及流場在飛行器周圍的變化等氣動數(shù)據(jù)，可以為四旋翼飛行器的設(shè)計和生產(chǎn)提供幫助。

1 基本理論

1.1 研究方法

與傳統(tǒng)的固定翼飛行器和雙旋翼飛行器相比，四旋翼無人機(jī)部件眾多，各部件之間會產(chǎn)生更多的氣動干擾。對于由此帶來的新難點(diǎn)，傳統(tǒng)的固定翼飛行器和雙旋翼飛行器的分析和研究方法已經(jīng)不能完全適用，因此對四旋翼飛行器進(jìn)行分析研究具有重要意義。

四旋翼飛行器研究方法主要分為理論研究法、數(shù)值模擬法和試驗(yàn)研究法。其中，理論研究法多用于研究的初始階段，無法對各部件之間的相互干擾進(jìn)行精確的計算。采用試驗(yàn)研究法，雖然可以通過反復(fù)試驗(yàn)得出精確的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，但是會花費(fèi)大量時間和造成材料浪費(fèi)。隨著計算機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，數(shù)值模擬法逐漸成熟。這種方法實(shí)驗(yàn)成本較低，通過對參數(shù)調(diào)整設(shè)置，可以完成對各種環(huán)境下飛行器的模擬仿真。

1.2 數(shù)值方法

選擇Navier-Stokes 方程作為流場的控制方程，N-S 方程表達(dá)形式如下：

2 實(shí)驗(yàn)方法

2.1 飛行器模型處理

四旋翼飛行器是一種多旋翼飛行器。飛行器整體采用對稱式布局設(shè)計，通過調(diào)節(jié)各個螺旋槳的轉(zhuǎn)速而獲得飛行器所需要的合力，從而完成對飛行器飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)換。

本文主要研究四旋翼飛行器的氣動特性。為研究方便，刪除對其氣動特性影響較小的攝像頭部件，對飛行器的起落架結(jié)構(gòu)進(jìn)行填充處理，對4 個電機(jī)進(jìn)行模型上的簡化處理，最終飛行器幾何模型優(yōu)化處理后的結(jié)構(gòu)如圖1 所示。

2.2 計算模型選擇

計算域模型包括MRF 模型、滑移網(wǎng)格模型和混合面模型等。其中，MRF 模型是最簡單的，也是最經(jīng)濟(jì)的模型[14]。本次模擬仿真過程中，穩(wěn)態(tài)選擇MRF 模型，旋態(tài)選擇滑移網(wǎng)格模型進(jìn)行計算。MRF模型將各個計算域相互隔離，對每個計算域內(nèi)的運(yùn)動情況進(jìn)行獨(dú)立求解分析，并通過在交接面處設(shè)置的兩層interface 面完成相鄰計算域之間的信息交換。

2.3 網(wǎng)格劃分

因?yàn)轱w行器的4 個旋翼進(jìn)行旋轉(zhuǎn)運(yùn)動，而飛行器的機(jī)身處于靜止?fàn)顟B(tài)，將整個流場分為包含機(jī)身在內(nèi)的1 個靜域和包含各個螺旋槳的4 個動域。為了降低計算要求，加密內(nèi)域（包含4 個螺旋槳的計算域）的網(wǎng)格，稀釋外域的網(wǎng)格，最終得到的飛行器網(wǎng)格總數(shù)為45 萬，滿足計算要求。

3 仿真結(jié)果分析

根據(jù)參數(shù)輸入設(shè)置，對該四旋翼無人機(jī)飛行器在旋翼轉(zhuǎn)速為6 000 r·min-1、無人機(jī)處于空中懸停狀態(tài)的流場進(jìn)行數(shù)值模擬分析，結(jié)果如圖2 ～圖6 所示。

數(shù)據(jù)迭代至1 400 步后，螺旋槳升力曲線趨于收斂，升力收斂至25 N，螺旋槳力矩曲線收斂至 10-3N·m，與實(shí)際值相一致。從數(shù)值模擬結(jié)果的速度云圖來看，各個旋翼上的速度分布從兩邊向中間逐漸遞減。整個無人機(jī)以對稱平面為截面劃開，可以看見在螺旋槳下方有兩個明顯的速度高速區(qū)形成，流線通過螺旋槳葉片后速度發(fā)生改變（流線顏色的改變）。

通過滑移網(wǎng)格對該無人機(jī)處于懸停狀態(tài)時進(jìn)行瞬態(tài)分析，可以看到在螺旋槳旋轉(zhuǎn)過程中無人機(jī)機(jī)身上的壓力分布呈現(xiàn)出周期性的變化規(guī)律。

4 結(jié)語

本文采用了一種基于滑移網(wǎng)格模型和MRF 模型的數(shù)值模擬方法，分析并計算了某四旋翼無人機(jī)處于空中懸停狀態(tài)下穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)時的速度和壓力分布，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論結(jié)果有較好的一致性，證明了采用基于滑移網(wǎng)格模型和MRF 模型的數(shù)值模擬方法的正確性，可以為該無人機(jī)的實(shí)際生產(chǎn)設(shè)計提供支持，并為四旋翼無人機(jī)前飛和起落等其他過程的實(shí)驗(yàn)?zāi)M提供新思路。