呂 佳，劉知杰，林尤鑫，魏 玉，李繼宇

(1 華南農(nóng)業(yè)大學(xué) 工程學(xué)院, 廣東 廣州 510642； 2 華南農(nóng)業(yè)大學(xué) 電子工程學(xué)院, 廣東 廣州 510642)

應(yīng)用農(nóng)業(yè)航空植保技術(shù)對提高中國農(nóng)作物病蟲害防治機(jī)械化水平、實(shí)行統(tǒng)防統(tǒng)治的專業(yè)化服務(wù)、提高農(nóng)業(yè)資源的利用率、增強(qiáng)農(nóng)業(yè)抗風(fēng)險(xiǎn)能力、保障國家糧食安全和生態(tài)安全、實(shí)現(xiàn)農(nóng)業(yè)可持續(xù)發(fā)展具有十分重要的意義[1]。

目前植保無人機(jī)以電動多旋翼和直升機(jī)為主要機(jī)型，相比作為通用航空主力機(jī)型的固定翼機(jī)型，旋翼機(jī)型的優(yōu)勢包括能在農(nóng)田地頭復(fù)雜環(huán)境中垂直起降和懸停、高度可調(diào)、霧流上下穿透力強(qiáng)[2]，保證了植保低速巡航及懸停噴施的作業(yè)效果。旋翼機(jī)型劣勢則是受限于飛行原理，相同條件下作業(yè)能耗較高，航時較短，難以保證植保噴施作業(yè)大負(fù)載、長航時的作業(yè)效率。而當(dāng)前農(nóng)業(yè)航空技術(shù)的發(fā)展對植保無人機(jī)提出了更高的性能要求，如何既能保障低速巡航帶來的作業(yè)效果，又能具備高升力長航時的作業(yè)效率，是植保無人機(jī)未來需要解決的重要問題之一。

飛行機(jī)理表明，固定翼機(jī)翼在水平方向上與空氣互相作用產(chǎn)生升力，旋翼機(jī)的旋翼在垂直方向上與空氣互相作用產(chǎn)生升力，兩者分別是保證無人機(jī)高速和低速作業(yè)的特征結(jié)構(gòu)。如果在一架無人機(jī)上同時安裝機(jī)翼與旋翼，在高速作業(yè)階段使用機(jī)翼，低速作業(yè)階段使用旋翼，并且在低速、高速轉(zhuǎn)換階段實(shí)現(xiàn)旋翼的傾轉(zhuǎn)，則可以將二者功能有效融合在一起，有望滿足未來植保無人機(jī)的發(fā)展要求。高速階段水平飛行時，旋翼由垂直方向狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)樗椒较驙顟B(tài)，根據(jù)飛行原理，此時整機(jī)的升力源自于固定翼與空氣的相互作用，水平方向時旋翼的輸出功率僅僅用以支持前向飛行，無人機(jī)的載重功率則完全來自于機(jī)翼對空氣做功。故相比低速階段飛行，旋翼的輸出功率大大降低，整機(jī)的續(xù)航能力得到原理上的提升。

固定機(jī)翼帶來的升力增加了原多旋翼的載重能力，提高了單次作業(yè)能力，起到了植保無人機(jī)增加載重的增升效果[3]。傾轉(zhuǎn)功能的實(shí)現(xiàn)使得無人機(jī)傾轉(zhuǎn)前可使用多旋翼直接起飛，不需要跑道，傾轉(zhuǎn)后可使用固定翼飛行，速度快，起到了提高作業(yè)效率的增速效果。本文所設(shè)計(jì)的這款增升增速傾轉(zhuǎn)翼農(nóng)用植保無人機(jī)其結(jié)構(gòu)具有更良好的懸停和低速巡航性能，可有效降低多旋翼農(nóng)用植保無人機(jī)在農(nóng)田飛防過程中的能量消耗，提高農(nóng)用無人機(jī)在高荷載作業(yè)情況下的飛行穩(wěn)定性和續(xù)航能力[4]。

國外對于傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的研究起步較早[5]。1955年，美國研發(fā)世界第一架 XV-3傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，并在試驗(yàn)中完成對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)垂直起降的功能檢測[6]，并研制出V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)為在機(jī)翼兩端安裝可傾轉(zhuǎn)的旋翼發(fā)動機(jī)艙。日本在串列式機(jī)翼布局基礎(chǔ)上加裝了4個具有傾轉(zhuǎn)功能的發(fā)動機(jī)艙，此結(jié)構(gòu)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)垂直懸停時能更好地穩(wěn)定和控制機(jī)體姿態(tài)[7]。馬里蘭大學(xué)航空工程系的Radhakrishnan 等[8]制作了四傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的模型UM QTR，并主要研究四傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)地面效應(yīng)的空氣動力學(xué)問題。但是上述機(jī)型均未從植保作業(yè)角度進(jìn)行有效設(shè)計(jì)，難以滿足農(nóng)業(yè)航空無人機(jī)機(jī)型的使用需求[9]。

國內(nèi)的許多高校和科研機(jī)構(gòu)也對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行性能等方面開展了大量的研究，獲得了豐富的研究成果。程尚[10]建立了傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器非線性模型，在MATLAB/Simulink 仿真環(huán)境中計(jì)算傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的非線性仿真模型，借助于MATLAB相關(guān)指令進(jìn)行配平計(jì)算。董凌華[11]研究了旋翼傾轉(zhuǎn)過程中對機(jī)翼產(chǎn)生的氣彈耦合現(xiàn)象，開發(fā)了適用于機(jī)翼螺旋槳?dú)鈴梽恿W(xué)的軟件，填補(bǔ)了我國在這方面研究的空缺。陳天予[12]利用Fluent軟件計(jì)算傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在懸停、前飛、過渡階段的工作狀態(tài)機(jī)翼所受到的氣動干擾特性并建立了計(jì)算傾轉(zhuǎn)旋翼的氣動模型。文程祥[13]研究四旋翼和固定翼的氣動耦合特性，采用CFD 仿真方法分析螺旋槳轉(zhuǎn)速對機(jī)翼的升阻力系數(shù)的影響，得到了螺旋槳轉(zhuǎn)速與機(jī)翼升力之間的對應(yīng)關(guān)系。沙虹偉[14]建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全量飛行動力學(xué)的數(shù)學(xué)模型。趙廣[15]使用動量源模型替代螺旋槳，通過時間平均的方法計(jì)算旋翼槳葉周圍空氣的周期性擾動，螺旋槳?dú)饬鬓D(zhuǎn)化為“準(zhǔn)定?！绷鲃?，用動量源模型計(jì)算螺旋槳?dú)饬鞯姆椒芙档凸ぷ髁?，減少計(jì)算過程，對于研究螺旋槳?dú)饬鲗C(jī)翼的氣動干擾和機(jī)翼的受力變化有重要幫助。

雖然國內(nèi)外的研究對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的升力、阻力等空氣動力學(xué)性能進(jìn)行了大量分析和優(yōu)化[16]，也獲得了較好的研究成果，但僅局限于對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的有限優(yōu)化，并沒有提出新型的植保作業(yè)無人機(jī)結(jié)構(gòu)，沒有擺脫此類飛行器的自身局限性。因此，必須針對植保無人機(jī)同時需求低速巡航與高速作業(yè)的特點(diǎn)，改進(jìn)基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)使其更適合大田作業(yè)，設(shè)計(jì)出一種具有良好的懸停和高、低速巡航性能的植保無人機(jī)。

1 傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)總體設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)的傾轉(zhuǎn)植保無人機(jī)以旋翼機(jī)體為主體，將固定翼的機(jī)翼安裝在旋翼機(jī)兩端，且機(jī)翼具有傾轉(zhuǎn)功能和可拆卸功能。

1.1 傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)的結(jié)構(gòu)構(gòu)型

該植保無人機(jī)的主體形狀由四旋翼和機(jī)翼組成。四旋翼的構(gòu)型為普通旋翼機(jī)構(gòu)型，呈X 字交叉布局形式，其機(jī)體結(jié)構(gòu)包括中心架、起落架、支撐臂[17]，如圖1所示。傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)設(shè)在中心架內(nèi)部與四旋翼機(jī)體固定，其內(nèi)部通過步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動傾轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)來控制機(jī)翼的傾轉(zhuǎn)，如圖2所示。機(jī)翼安裝方式為通過孔軸配合形式嵌入安裝，卡扣固定。

圖1 植保無人機(jī)的結(jié)構(gòu)構(gòu)型示意圖Fig. 1 Structural configuration diagram of plant protection UAV

圖2 植保無人機(jī)傾轉(zhuǎn)機(jī)翼示意圖Fig. 2 The diagram of tilting wing of plant protection UAV

1.2 植保無人機(jī)多旋翼設(shè)計(jì)

多旋翼主要由機(jī)體部分、動力部分、控制部分構(gòu)成。機(jī)體部分為多旋翼的機(jī)身構(gòu)型；動力部分包括螺旋槳、電動機(jī)、電子調(diào)速器、電源等；控制部分是飛行控制系統(tǒng)和傳感器部分。多旋翼的設(shè)計(jì)需要在作業(yè)方式、功能需求和性能指標(biāo)之間進(jìn)行綜合權(quán)衡，在給定的約束條件下獲得最優(yōu)設(shè)計(jì)方案[18]。

結(jié)合旋翼機(jī)的穩(wěn)定性和旋翼對機(jī)翼的氣動干擾，為保證機(jī)體的穩(wěn)定性和滿足飛機(jī)的升力同時減少對機(jī)翼的氣流干擾，飛機(jī)采用四旋翼設(shè)計(jì)，使用X型布局結(jié)構(gòu)，軸距800 mm，起飛質(zhì)量1.5～2.0 kg,空速不超過15 m/s，續(xù)航時間大于10 min，電機(jī)定子直徑22 mm，定子高度16 mm，KV值取1 250，螺旋槳直徑25.4 cm、螺距11.938 cm，單電機(jī)最大拉力9 N。此結(jié)構(gòu)有利于在機(jī)體左、右兩端安裝機(jī)翼，減少旋翼氣流對機(jī)翼的影響[19]。

植保無人機(jī)的動力系統(tǒng)主要有電池、電子調(diào)速器，電機(jī)和螺旋槳等部分。

為避免旋翼間的尾跡霧滴區(qū)的誘導(dǎo)氣流相互靠近使得螺旋槳葉的來流合速度降低，槳葉上下表面壓差減少，旋翼和機(jī)翼之間形成的“噴泉效應(yīng)”降低機(jī)翼上下表面壓差，造成升力損失，降低作業(yè)效率[20]。同時為了降低旋翼間產(chǎn)生的氣流干擾，旋翼間距應(yīng)大于2.9倍旋翼半徑[21]，所以選擇了1045型號螺旋槳。

傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)使用無刷直流電機(jī)，需確定電機(jī)的尺寸型號和KV值。根據(jù)螺旋槳型號和機(jī)架參數(shù)選擇了2216型無刷電機(jī)。同一型號的電機(jī)具有不同的KV值和扭矩。根據(jù)朗宇的廠家資料和多旋翼電機(jī)的拉力要求及考慮電機(jī)的效率，選取KV值為1 250的電機(jī)。

1.3 增升裝置機(jī)翼的設(shè)計(jì)

1.3.1 翼型選擇與參數(shù)分析 翼型是機(jī)翼形狀的基礎(chǔ)，對機(jī)翼的飛行性能有著重要的影響。同時考慮植保無人機(jī)的作業(yè)要求，傾轉(zhuǎn)翼增升機(jī)翼可在翼型庫中選取。MH114型號機(jī)翼屬于固定翼設(shè)計(jì)的常用經(jīng)典翼型，具有低雷諾數(shù)與高升力，適用于低速飛行狀態(tài)，依據(jù)飛行設(shè)計(jì)手冊資料，該型號滿足植保無人機(jī)飛行速度范圍與升力要求。

本文選用的翼型數(shù)據(jù)和詳細(xì)參數(shù)由Profili翼型軟件獲得[22]。機(jī)翼如圖3所示。

圖3 MH114翼型圖Fig. 3 Airfoil diagram of MH114

翼型的氣動參數(shù)分析需要確定雷諾數(shù)（Re）和空速的對應(yīng)關(guān)系。雷諾數(shù)公式表示為：

式中： ρ為空氣密度，kg/m3；va為空速，m/s；d為機(jī)翼弦長，m； μ為動力黏度，Pa·s； ν 為運(yùn)動黏度，m2/s。d為固定值，在低速條件下，ρ、ν為常數(shù)，雷諾數(shù)和空速成對應(yīng)的線性關(guān)系，取d為0.20 m，空速和對應(yīng)雷諾數(shù)見表1。

表1 空速和雷諾數(shù)對應(yīng)表Table 1 Corresponding table of airspeed and Reynolds number

由圖4可知，升力系數(shù)（Cl）隨著雷諾數(shù)增加而增加，雷諾數(shù)小于41 000，對應(yīng)空速小于3 m/s時，噴灑作業(yè)效果較好，Cl在負(fù)迎角出現(xiàn)負(fù)值；雷諾數(shù)大于96 000，對應(yīng)空速大于7 m/s時，噴灑作業(yè)效果下降，但效率上升，最大Cl在1.0以上。當(dāng)雷諾數(shù)大于137 000，對應(yīng)空速大于10 m/s，取得最大噴灑作業(yè)效率，在相同的迎角下，Cl隨著空速增加的變化不明顯。植保無人機(jī)的升力增加意味著可攜帶負(fù)載質(zhì)量的提升，而且引起噴灑作業(yè)效果和效率的變化，但同時又必須考慮增升裝置導(dǎo)致的阻力增加。

圖4 不同雷諾數(shù)下的升力系數(shù)(Cl)和阻力系數(shù)(Cd)與迎角關(guān)系Fig. 4 Relationship between the lift coefficient (Cl)，drag coefficient (Cd) and the attack angle under different Reynolds number

阻力系數(shù)（Cd）隨著雷諾數(shù)增加而減小，雷諾數(shù)小于55 000，對應(yīng)空速小于5 m/s時，Cd隨著迎角的增加變化劇烈，此時噴灑作業(yè)效果適合大田作物；當(dāng)雷諾數(shù)大于137 000，對應(yīng)空速大于10 m/s，Cd隨著迎角增加變化較為緩和，噴灑作業(yè)效率達(dá)到最佳；在相同的雷諾數(shù)下，Cd隨迎角的增加呈二次分布，迎角為0°時，Cd最小。

由圖5可知，在雷諾數(shù)小于55 000，對應(yīng)空速小于5 m/s，升阻比較低，且隨迎角變化不明顯；在雷諾數(shù)小于137 000，對應(yīng)空速小于10 m/s，最大升阻比的迎角有差別；而雷諾數(shù)大于137 000，最大升阻比的迎角穩(wěn)定在5°。扭矩系數(shù)（Cm）隨迎角變化不明顯，且大部分都為負(fù)值。負(fù)值表示機(jī)翼會產(chǎn)生低頭力矩，同時也會影響植保無人機(jī)的噴灑作業(yè)質(zhì)量。隨著雷諾數(shù)的增加，Cm降低，低頭力矩增加。而在迎角為10°，不同雷諾數(shù)下的Cm都穩(wěn)定在-0.14范圍，噴灑作業(yè)效果得到一定程度的保障。

圖5 不同雷諾數(shù)下的升阻比(Cl/Cd)和扭矩系數(shù)(Cm)與迎角關(guān)系Fig. 5 Relationship between lift drag ratio (Cl/Cd), torque coefficient (Cm) and attack angle under different Reynolds number

1.3.2 植保無人機(jī)機(jī)翼的幾何參數(shù)選擇 根據(jù)翼型的參數(shù)分析，綜合不同巡航速度下的較大升阻比值的迎角，選取5° 迎角為機(jī)翼安裝角。

機(jī)翼根梢比（η）為機(jī)翼翼根弦長和翼梢弦長的比值，當(dāng)η為2.2時，機(jī)翼翼梢處的誘導(dǎo)阻力最小[23]。根據(jù)四旋翼的結(jié)構(gòu)，選取機(jī)翼翼根弦長為25 cm，則翼梢弦長為11 cm。

機(jī)翼在為機(jī)體提供升力前必須先克服自身重力，因此需要按照最小空速計(jì)算機(jī)翼面積（S）。機(jī)翼增升裝置質(zhì)量為0.3 kg，升力系數(shù)由Profile計(jì)算得出，取5°迎角下升力系數(shù)的數(shù)值，密度 (ρ )取1.225㎏/m3。S的計(jì)算公式為：

式中：m為機(jī)翼增升裝置質(zhì)量，kg；g為重力加速度，9.8 m/s2。

得到翼面積后，根據(jù)翼根和翼梢弦長可計(jì)算出機(jī)翼展長（b）：

計(jì)算結(jié)果如表2所示。

表2 翼面積和機(jī)翼展長計(jì)算數(shù)據(jù)Table 2 Calculation data of wing area and span

根據(jù)四旋翼的總體尺寸，綜合經(jīng)驗(yàn)和機(jī)翼材料的質(zhì)量，選取5 m/s空速下的機(jī)翼展長。由于四旋翼產(chǎn)生的氣流除了影響霧滴的噴施效果外，該霧滴氣流同時會作用到機(jī)翼上，進(jìn)而影響植保機(jī)的升力效率，增加固定翼展長，機(jī)翼的弦長與寬度比值變大，飛機(jī)的升阻比變高，進(jìn)而達(dá)到提高升力效率的效果。減小霧滴氣流對機(jī)翼的不利影響，選取機(jī)翼展長(b)為1.4 m。進(jìn)而分析，一方面旋翼霧滴氣流作用在固定翼機(jī)翼會影響整機(jī)升力效率；另一方面，當(dāng)整機(jī)處于低速飛行時，固定翼機(jī)翼給整機(jī)帶來較大慣性，有利于機(jī)體的穩(wěn)定飛行。在發(fā)生較大側(cè)風(fēng)的情況下，通過調(diào)整固定翼的副翼舵面，能夠更好地維持機(jī)體姿態(tài)穩(wěn)定。機(jī)翼基本設(shè)計(jì)參數(shù)如下：展弦比為5.7，機(jī)翼展長1.2 m，翼載荷60 g/dm2，翼根弦長0.25 m，翼尖弦長0.18 m。

2 傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)的氣動仿真分析

2.1 模型網(wǎng)格劃分與計(jì)算參數(shù)的設(shè)置

本文使用Fluent軟件進(jìn)行流體仿真[24]。由于幾何模型為左右對稱模型，本文只對其中半邊模型進(jìn)行仿真。為了避免機(jī)體的縫隙對網(wǎng)格質(zhì)量的影響，本文對機(jī)器模型進(jìn)行簡化，將多余的結(jié)構(gòu)省略，只保留螺旋槳和機(jī)翼結(jié)構(gòu)。對簡化后的模型繪制流場域，本模型有2個計(jì)算域：遠(yuǎn)場域和旋轉(zhuǎn)域。旋轉(zhuǎn)域的直徑設(shè)為螺旋槳直徑的1.1倍，遠(yuǎn)場域的體積設(shè)為模型的50倍。將簡化后的模型導(dǎo)入Mesh 網(wǎng)格劃分軟件中進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

遠(yuǎn)場域體劃分網(wǎng)格設(shè)置為BOI 網(wǎng)格劃分方法，該方法可以將遠(yuǎn)場域網(wǎng)格向內(nèi)部逐漸加密。旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格尺寸設(shè)為5 mm。本模型需要模擬機(jī)翼表面流域流動情況，對于機(jī)翼表面需要設(shè)置邊界層。邊界層的層數(shù)設(shè)為10層，總厚度為5 mm。

本文采用 Spalart-Allmaras 湍流模型。為取得作業(yè)效果與作業(yè)效率的平衡，傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)模擬空速在5～15 m/s 之間，速度方向?yàn)榇怪比肟谶吔?。為了更?zhǔn)確地計(jì)算流場的壓力變化，壓力出口邊界的操作壓力設(shè)置為101 325 Pa。壁面邊界條件采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理，壁面類型為無滑移壁面。流體材料為常溫下的空氣，相關(guān)參數(shù)為：密度為1.225 kg/m3，動力黏度為 1 . 789 4×10-5Pa·s，其他的保持默認(rèn)值。

本次仿真包含螺旋槳流場旋轉(zhuǎn)區(qū)域和機(jī)翼外流場非旋轉(zhuǎn)區(qū)域。對機(jī)翼的流場域保持默認(rèn)值，設(shè)置螺旋槳旋轉(zhuǎn)域?yàn)镸RF 模型。

算例采用速度與壓力耦合方法，選擇SIMPLE算法；梯度項(xiàng)差分方法采用Green-Gauss cell Based方法；壓力項(xiàng)差分方法采用Standard ；動量項(xiàng)、湍動能項(xiàng)、湍流耗散項(xiàng)、能量項(xiàng)等設(shè)置為一階格式計(jì)算，計(jì)算收斂后換成二階格式。

2.2 機(jī)翼孤立模型的氣動分析

使用Fluent軟件進(jìn)行氣動分析，在迎角分別為0°、2°、4°、6°、8°時，空速為 5、7、9、11、13 和 15 m/s時，模擬機(jī)翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。仿真結(jié)果得到氣動數(shù)據(jù)如表3、表4所示。

表3 不同空速、迎角下的升力系數(shù)Table 3 Lift coefficient at different airspeed and attack angle

表4 不同空速、迎角下的阻力系數(shù)Table 4 Drag coefficient at different airspeed and attack angle

從表3可知，升力系數(shù)與迎角和空速均呈現(xiàn)出正相關(guān)，其中從4°到6°變化時迎角的影響較為強(qiáng)烈，此時噴灑作業(yè)效率會得到顯著提升。由表4可知，阻力系數(shù)隨著空速的增加而增加，且迎角越大，空速的影響越明顯，對應(yīng)作業(yè)效率減小。

2.3 螺旋槳與機(jī)翼組合模型的氣動分析

在機(jī)翼氣動性能的基礎(chǔ)上加入了螺旋槳模型構(gòu)建整個傾轉(zhuǎn)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行仿真，模擬螺旋槳產(chǎn)生的氣流與機(jī)翼前飛方向的氣流耦合情況下對機(jī)翼的氣動性能造成的影響。由于螺旋槳中軸線與機(jī)體相固定，跟隨機(jī)體姿態(tài)變化，故在機(jī)翼迎角為0°，螺旋槳轉(zhuǎn)速為8 000 r/min，螺旋槳前傾角分別為10°、20°、30°和 40°，空速為 5、7、9、11、13 和 15 m/s時，模擬機(jī)翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所得相關(guān)氣動數(shù)據(jù)如表5和表6所示。

表5 不同空速、螺旋槳前傾角下的升力系數(shù)Table 5 Lift coefficient at different airspeed and propeller tilt angle

表6 不同空速、螺旋槳前傾角下的阻力系數(shù)Table 6 Drag coefficient at different airspeed and propeller tilt angle

將獲得的不同空速、螺旋槳前傾角下升力系數(shù)、阻力系數(shù)的數(shù)據(jù)整理，同時以表3中分析機(jī)翼孤立狀態(tài)下、0°迎角時的升力系數(shù)的數(shù)據(jù)作為原始值。由表5可知，螺旋槳的氣流擾動會導(dǎo)致機(jī)翼損失部分升力，升力的損失會隨著前傾角和空速的增大而減少，此時作業(yè)效率有所減弱。綜合分析可知，螺旋槳和機(jī)翼組合狀態(tài)下機(jī)翼的升力系數(shù)都比孤立狀態(tài)下機(jī)翼的升力系數(shù)要小。

以表4中分析機(jī)翼孤立狀態(tài)下、0°迎角時的阻力系數(shù)的數(shù)據(jù)作為原始值。由表6可知，前傾角阻力系數(shù)曲線幾乎與原始值重合，螺旋槳對機(jī)翼的來流阻力影響較小，空速和前傾角的變化對阻力系數(shù)的影響不明顯，幾乎不影響植保機(jī)的作業(yè)效率。

2.4 作業(yè)效率優(yōu)化分析

為提高作業(yè)效率，加大機(jī)翼升力，滿足設(shè)計(jì)要求，需要增大機(jī)翼迎角以提升機(jī)翼的升力系數(shù)。根據(jù)圖4可知，為克服機(jī)翼的自身重力，需改變迎角使機(jī)翼的升力系數(shù)接近0.81。

螺旋槳前傾角的變化對機(jī)翼的升力系數(shù)影響較大，為了保持螺旋槳在前傾過渡過程中機(jī)翼升力的穩(wěn)定性，需要確定螺旋槳前傾角和迎角的關(guān)系，由控制系統(tǒng)動態(tài)調(diào)整機(jī)翼迎角使其升力系數(shù)穩(wěn)定在0.81左右。

本次仿真計(jì)算機(jī)翼在空速為5 m/s，螺旋槳轉(zhuǎn)速為8 000 r/min，螺旋槳前傾角分別為5°、10°、15°、20°、25°和 30°時，機(jī)翼迎角為 1°、2°、3°、4°、5°時機(jī)翼的升力系數(shù)。在計(jì)算得到在同一前傾角下升力系數(shù)接近0.81時即可停止計(jì)算。計(jì)算數(shù)據(jù)結(jié)果如表7所示。

表7 螺旋槳前傾角與迎角對應(yīng)升力系數(shù)Table 7 Propeller tilt angle and attack angle correspond to lift coefficient

根據(jù)升力系數(shù)接近0.81時的前傾角和迎角的數(shù)據(jù)，擬合得到的關(guān)系公式為：

在5 m/s的空速下，迎角和前傾角的關(guān)系幾乎呈線性分布。速度的增加會降低螺旋槳誘導(dǎo)機(jī)翼來流偏轉(zhuǎn)的作用，線性關(guān)系公式的斜率會逐漸降低，使得整體植保無人機(jī)的作業(yè)效率得到提升。

3 結(jié)論

1)從提升多旋翼的續(xù)航能力的意向出發(fā)，本文提出了一種具有多旋翼和固定翼優(yōu)點(diǎn)的、適用于低速巡航的新型傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)。對該模型進(jìn)行了總體設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)分析和氣動仿真。運(yùn)用 Profili 軟件和機(jī)翼升力公式初步計(jì)算在低速下機(jī)翼產(chǎn)生的升力，驗(yàn)證了機(jī)翼作為增升裝置提高續(xù)航能力的可行性。

2)利用Fluent 軟件模擬傾轉(zhuǎn)翼植保無人機(jī)螺旋槳和機(jī)翼的耦合流場，在充分考慮田間實(shí)際作業(yè)速度條件下，分析噴灑作業(yè)過程中傾轉(zhuǎn)螺旋槳對機(jī)翼升力的干擾特性。仿真發(fā)現(xiàn)升力系數(shù)與迎角、空速均呈正相關(guān)，其中，從4°到6°變化時迎角的影響較為強(qiáng)烈，此時噴灑作業(yè)效率會得到顯著提升。

3)為提高作業(yè)效率，加大機(jī)翼升力，運(yùn)用組合法找到升力系數(shù)為0.81時迎角對應(yīng)5°～30°前傾角，擬合各個數(shù)據(jù)點(diǎn)得到迎角對應(yīng)前傾角的關(guān)系公式。仿真結(jié)果得出在5 m/s的空速下，迎角和前傾角的關(guān)系幾乎呈線性分布，使得整體植保無人機(jī)的作業(yè)效率得到提升。該結(jié)論為今后設(shè)計(jì)植保無人機(jī)的機(jī)翼傾轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)提供了一定的參考。