項(xiàng)松 趙倫 陳虹霖 陳剛 趙為平 王艷冰

摘要：為了提高多旋翼無人機(jī)的航時(shí)，本文提出了一種無人機(jī)旋翼設(shè)計(jì)方法。該方法根據(jù)給定的爬升速度、旋翼轉(zhuǎn)速、拉力、旋翼直徑、槳葉數(shù)、翼型，能夠計(jì)算出最大力效旋翼的幾何特性，包括弦長分布、槳葉角分布。利用該方法設(shè)計(jì)了某型無人機(jī)的旋翼，得到了槳葉角和弦長沿徑向的分布。制作了旋翼模型，并且開展了旋翼臺(tái)架試驗(yàn)。在不同轉(zhuǎn)速下，測(cè)量出拉力、扭矩、功率、力效等參數(shù)，根據(jù)計(jì)算出的旋翼數(shù)據(jù)建模，采用多重參考系模型進(jìn)行氣動(dòng)性能計(jì)算。經(jīng)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算吻合，并且旋翼具有較高力效。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；旋翼；設(shè)計(jì)方法；拉力；力效

中圖分類號(hào)：V211.44文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.001

基金項(xiàng)目：遼寧省教育廳重點(diǎn)攻關(guān)和服務(wù)地方項(xiàng)目（JYT19004，JYT19022，JYT2020161，JYT2020162）

20世紀(jì)30年代，英國研制出第一架可復(fù)用無人機(jī)“蜂王”，開啟了無人機(jī)研制的先河。經(jīng)過近90年的發(fā)展，無人機(jī)已經(jīng)成為一類專門的飛行器。無人機(jī)具有成本低、機(jī)動(dòng)性好、使用方便等優(yōu)點(diǎn)。在軍事領(lǐng)域，無人機(jī)成為新型的武器平臺(tái)，可以執(zhí)行武裝巡邏、電子干擾、偵察監(jiān)視、對(duì)地攻擊、通信中繼、目標(biāo)定位和攻擊評(píng)估等任務(wù)。在民用領(lǐng)域，無人機(jī)具有航空拍攝、農(nóng)業(yè)植保、航空物流、交通監(jiān)控、地貌測(cè)量和救災(zāi)防火等用途。旋翼無人機(jī)采用旋翼產(chǎn)生拉力，為了提高無人機(jī)的航時(shí)，必須設(shè)計(jì)出高效率的旋翼。

旋翼槳葉氣動(dòng)設(shè)計(jì)采用的基本理論包括動(dòng)量理論、葉素理論和渦流理論。國內(nèi)外很多學(xué)者開展了旋翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與性能分析研究。J. M. Grasmeyer等[1]以誘導(dǎo)損失最小為目標(biāo)設(shè)計(jì)了“黑寡婦”微型飛行器的旋翼，并且測(cè)試了旋翼的拉力和效率。H. I. Kwon等[2]采用可變信度氣動(dòng)分析和多級(jí)優(yōu)化方法設(shè)計(jì)了某型旋翼，并開展了計(jì)算流體力學(xué)（CFD）分析和風(fēng)洞試驗(yàn)。P. Hajela等[3]采用遺傳算法對(duì)旋翼槳葉進(jìn)行多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。J. Ahmad等[4]基于移動(dòng)重疊網(wǎng)格進(jìn)行了非定常旋翼葉片的氣動(dòng)計(jì)算。王立群等[5]采用有限體積法在槳葉固接坐標(biāo)系直接求解三維歐拉方程，不附加任何尾跡模型，計(jì)算了槳葉表面壓力系數(shù)和沿展向升力系數(shù)，將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。楊愛明等[6]采用運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格方法模擬了旋翼前飛非定常流場(chǎng)，計(jì)算了旋翼懸停流場(chǎng)，旋翼槳葉表面壓力分布的計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合很好。招啟軍等[7]充分考慮旋翼尾跡對(duì)流場(chǎng)的影響和減少尾跡的數(shù)值耗散，建立了一個(gè)基于Navier-Stokes方程/自由尾跡分析/全位勢(shì)方程的旋翼流場(chǎng)求解的混合方法，以兩葉的Caradorma&Tung模型旋翼和四葉的UH-60A直升機(jī)旋翼為算例，計(jì)算給出了旋翼槳葉表面的壓強(qiáng)分布以及槳尖渦的位置。陳平劍等[8]研究了槳葉氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)參數(shù)主要包括槳葉的弦長、扭轉(zhuǎn)角、翼型選擇和配置以及槳尖形狀，以此方法設(shè)計(jì)了某型直升機(jī)旋翼槳葉。謝輝等[9]針對(duì)低速中小型無人機(jī)，設(shè)計(jì)了一種矩形薄型直槳葉兩葉螺旋槳，該螺旋槳在靜拉力、功率、效率、拉力系數(shù)、功率系數(shù)等關(guān)鍵性指標(biāo)上均表現(xiàn)出優(yōu)異特性。臧士新[10]搭建了旋翼槳葉快速設(shè)計(jì)平臺(tái)，建立了氣動(dòng)設(shè)計(jì)模塊，輔以結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)模塊，編制了旋翼槳葉設(shè)計(jì)軟件，并用算例驗(yàn)證了平臺(tái)設(shè)計(jì)功能的有效性。招啟軍等[11]基于運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格技術(shù)建立了適用于共軸剛性雙旋翼懸停流場(chǎng)模擬的CFD方法，研究了槳葉平面外形參數(shù)對(duì)共軸剛性旋翼懸停性能的影響。葉靚等[12]將非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格方法和網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)相結(jié)合，發(fā)展了一套適合于共軸式雙旋翼流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算的求解器，應(yīng)用該求解器計(jì)算了共軸式雙旋翼的槳尖渦軌跡和拉力分布特性。唐正飛等[13]全面比較了共軸式雙旋翼與單旋翼尾跡流場(chǎng)中軸向、徑向和周向速度的特點(diǎn)與差異，研究結(jié)果表明，雙旋翼流場(chǎng)與單旋翼明顯不同，而這些不同沿各向異性，軸向最大，徑向次之，周向最小。童自力等[14]通過數(shù)值求解帶有動(dòng)量源項(xiàng)的三維不可壓縮N-S方程，模擬了共軸式雙旋翼的流動(dòng)，探討了兩旋翼間相互干擾的特性。童自力等[15]將N-S方程中加入動(dòng)量源項(xiàng)進(jìn)行共軸式雙旋翼的氣動(dòng)力計(jì)算，該方法能夠較好地預(yù)測(cè)雙旋翼的氣動(dòng)特性。許和勇等[16]對(duì)懸停共軸雙旋翼復(fù)雜流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，研究結(jié)果表明，雙旋翼之間的干擾使得兩者的拉力性能下降，上旋翼對(duì)下旋翼的干擾程度遠(yuǎn)大于下旋翼對(duì)上旋翼的影響，雙旋翼之間距離增加，則上旋翼拉力系數(shù)增加，下旋翼拉力系數(shù)減小，總拉力系數(shù)減小。張睿等[17]通過不同的網(wǎng)格模型用以優(yōu)化機(jī)翼外形，最終得出了理想的機(jī)翼。李春華等[18]闡述了共軸剛性旋翼的概念以及主要需要的技術(shù)，并且對(duì)技術(shù)的發(fā)展提出了建議。

本文提出了一種無人機(jī)旋翼設(shè)計(jì)方法，該方法使用弦長分布函數(shù)擬合旋翼弦長，利用高階面元法計(jì)算截面的最大升阻比迎角，最終獲得最高力效旋翼的弦長分布和槳葉角分布。加工了兩葉旋翼，并且進(jìn)行了性能測(cè)試，將性能試驗(yàn)結(jié)果與性能計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。由該方法設(shè)計(jì)出的旋翼在能滿足要求的同時(shí)，也能具有較高的力效，應(yīng)用價(jià)值較高。

1旋翼設(shè)計(jì)方法

在旋翼拉力、無人機(jī)爬升速度、旋翼轉(zhuǎn)速給定的情況下，最高力效旋翼的能量損失是最小的。當(dāng)槳葉所有截面都處于最大升阻比迎角時(shí)，旋翼的力效是最高的。旋翼槳葉的某一截面如圖1所示。

2某型無人機(jī)旋翼的設(shè)計(jì)

某型無人機(jī)采用兩葉旋翼，旋翼半徑R=0.279m，槳轂半徑Rh=0.045m，采用RAF6翼型，將槳葉劃分成6段（7個(gè)截面），無人機(jī)爬升速度1m/s，旋翼最大轉(zhuǎn)速5000r/min，需用拉力T=4kgf（1kgf≈0.98N）。根據(jù)上節(jié)所述的旋翼設(shè)計(jì)方法，對(duì)某型兩葉旋翼進(jìn)行了設(shè)計(jì)，得到的槳葉角分布如圖2所示，弦長分布如圖3所示。

從圖2可以看出，槳根槳葉角最大，槳尖槳葉角最小，從槳根到槳尖，槳葉角逐漸減小，75%半徑處的槳葉角為6.46°。

從圖3可以看出，從槳根到槳尖，弦長先增大然后減小，最大弦長位于第二個(gè)截面，為0.053m；槳尖弦長最小，為0.011m。根據(jù)槳葉角分布及弦長分布，建立了旋翼三維數(shù)模，如圖4所示。根據(jù)旋翼三維數(shù)模，在遼寧颶風(fēng)科技有限公司加工了兩葉旋翼，材料為德國櫸木，旋翼如圖5所示。

3旋翼氣動(dòng)性能計(jì)算與試驗(yàn)

本文采用MRF方法對(duì)旋翼氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算，其主要思想是在空間建立兩個(gè)流場(chǎng)域：一個(gè)是旋轉(zhuǎn)域，另一個(gè)是靜止域。旋轉(zhuǎn)域用來模擬旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，靜止域用來模擬空間流場(chǎng)，旋轉(zhuǎn)域和靜止域通過交界面建立流場(chǎng)間的聯(lián)系，旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格如圖6所示。

計(jì)算采用k -ωSST湍流模型，k -ωSST湍流模型具有較好的普適性，在工程上得到廣泛應(yīng)用。網(wǎng)格數(shù)量為593萬。邊界條件設(shè)置為：速度入口、壓力出口。將入口定義為速度入口，添加來流速度變量，出口定義為環(huán)境壓力101325Pa，流場(chǎng)域如圖7所示。

當(dāng)各項(xiàng)計(jì)算數(shù)值均收斂后，進(jìn)行數(shù)據(jù)的后處理。取轉(zhuǎn)速為1895r/min時(shí)的流場(chǎng)特性進(jìn)行分析，旋翼的壓力云圖以及流線圖如圖8、圖9所示。由圖8可知，旋翼壓力最小值出現(xiàn)在旋翼的尖端，從尖端到根部壓力逐漸增加，在r=0.65R～R上壓力變化趨勢(shì)較大，而后趨于平緩。

由圖9可知，靠近旋翼的部分流速較大，隨著與旋翼的距離逐漸增大，流速逐漸變小，且整個(gè)區(qū)域的流線沒有出現(xiàn)分離現(xiàn)象，證明此旋翼具有較高的力效。

試驗(yàn)臺(tái)測(cè)試旋翼的最大直徑為106.7cm，拉力傳感器量程為0～12kgf，轉(zhuǎn)速傳感器量程為1500～300000r/min，扭矩傳感器量程為0～8N·m。本文將拉力、扭矩以及旋翼吸收功率的試驗(yàn)結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，以此驗(yàn)證計(jì)算的精度，對(duì)比結(jié)果如圖10～圖12所示。

由圖10可知，隨著轉(zhuǎn)速增加，旋翼拉力的試驗(yàn)值與計(jì)算值差距逐漸增加，差距維持在10%以內(nèi)。

由圖11可知，旋翼扭矩的試驗(yàn)值與計(jì)算值始終相差不超過10%。由此可見，計(jì)算結(jié)果與實(shí)際結(jié)果相差不大，較為吻合。由圖12可知，旋翼吸收功率試驗(yàn)值與計(jì)算值十分接近，CFD計(jì)算得出的結(jié)果與實(shí)際相符，精度較高。

4結(jié)論

本文提出了一種無人機(jī)旋翼設(shè)計(jì)方法，該方法計(jì)算出槳葉所有截面最大升阻比迎角，使得旋翼具有較高力效。利用該方法設(shè)計(jì)了某型無人機(jī)的旋翼，采用MRF方法對(duì)旋翼進(jìn)行了CFD計(jì)算，并進(jìn)行了試驗(yàn)臺(tái)測(cè)試對(duì)比驗(yàn)證，得出以下結(jié)論：（1）本文方法設(shè)計(jì)的旋翼具有高的力效，能夠滿足某型無人機(jī)的拉力和力效需求；（2）CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果較為吻合，證明MRF方法可以為此類工程問題提供較為準(zhǔn)確的預(yù)估與計(jì)算；（3）本文提出的無人機(jī)旋翼設(shè)計(jì)方法具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

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A Design Method for Unmanned Aerial Vehicle Rotor

Xiang Song1，2，Zhao Lun1，Chen Honglin3，Chen Gang4，Zhao Weiping1，Wang Yanbing1

1. Liaoning Key Laboratory of General Aviation，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China

2. Liaoning General Aviation Academy，Shenyang 110136，China

3. Dalian University of Foreign Languages，Dalian 116044，China

4. Liaoning Hurricane Technology Co.，Ltd.，Dandong 118000，China

Abstract： In order to improve the endurance of the multi-rotor UAV， a design method of the UAV rotor is presented. The method can calculate the geometric characteristics of the most effective rotor， including the distribution of chord length and blade angle based on the given climbing velocity， rotation speed， thrust， rotor diameter， blade number and airfoil. The rotor of a kind of UAV is designed using this method. The radial distribution of blade angle and chord length is obtained. A rotor model is made， and the rotor ground test is carried out and the thrust， torque， power and force efficiency are measured under different rotational speeds. Based on the computed rotor data， the multireference frame model is used to calculate the aerodynamic performance. It is verified that the test results are in agreement with the calculation， and the rotor has high force efficiency.

Key Words： UAV； rotor； design method； thrust； force efficiency