楊嘉怡,謝昊偉,黃好,胡穎

（北京信息科技大學(xué)，北京，100096）

0 引言

翼型是機翼等翼面的二維截面，對于翼面乃至飛機氣動性能都有著重要影響，所以選擇翼型是翼面設(shè)計的基礎(chǔ)和重點。然而在翼型庫中每個翼型好像看起來都差不多，該如何選擇一個合適的翼型呢?本文將研究、尋找一種適合風(fēng)力發(fā)電無人機的翼型。

無人機風(fēng)力發(fā)電設(shè)備所用到的無人機在理論上屬于低空低速無人機，即飛行高度小于5000米，速度低于0.1馬赫的輕型無人機。與常規(guī)無人機相比，其在空氣動力學(xué)方面的設(shè)計具有特殊性。具體內(nèi)容如下：（1）此類無人機巡航速度小，因為雷諾數(shù)與速度成正比，其巡航雷諾數(shù)約為20-30萬左右。由于低雷諾數(shù)流動易引發(fā)層流負面分離等現(xiàn)象，導(dǎo)致無人機翼型升阻比極大降低。因此，其應(yīng)當(dāng)采用高升阻比的翼型設(shè)計以提升飛機性能。（2）此類無人機的機翼應(yīng)兼具優(yōu)良的氣動外形與較輕的結(jié)構(gòu)重量，以實現(xiàn)長時間的飛行發(fā)電任務(wù)。（3）在追求優(yōu)良氣動性的同時，為了減小全機的配平阻力，翼型的低頭力矩也要控制在合適的范圍內(nèi)。

為了分析各種翼型的數(shù)據(jù)，我們學(xué)習(xí)了xflr5這個軟件。XFLR5是一個在低雷諾數(shù)下翼型、機翼和飛機的分析工具。它包括:使用XFoil作為求解器,直接和逆向分析能力,基于升力線法、渦格法和3D面元法的機翼設(shè)計和分析。Xfoil是一個為設(shè)計和分析亞音速飛機獨立翼型編寫的互動式的程序,用于分析翼型（2D）和機翼、 甚至整個飛機（3D）氣動力的共享軟件。

通過資料查詢，適合低空低速無人機的翼型，其一般采用高升阻比薄翼型.因此我們選擇了最大厚度為弦長15%的翼型，即xflr5軟件編號0015。同時設(shè)置襟翼，在襟翼向下偏轉(zhuǎn)7°模擬無人機起飛時的襟翼偏轉(zhuǎn)角。設(shè)定迎角為±30°，通過改變襟翼占比來比較選擇適合作為無人機發(fā)電裝置的無人機翼型。

雷諾數(shù)（Re）是慣性力與粘性力的相對大小度量，雷諾數(shù)越小則空氣粘性力影響越大。航模的雷諾數(shù)普遍在10萬到100萬之間，這個區(qū)域雷諾數(shù)的變化對氣動力（尤其是阻力）影響很明顯，適當(dāng)增大雷諾數(shù)可以減小阻力系數(shù)。我們選擇了使用10萬的雷諾數(shù)來做基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

在分析翼型數(shù)據(jù)時，我們選擇運用控制變量法。

1 數(shù)據(jù)情況

NACA 0015 7 down，這個是基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。即在 0015 型號的翼型下，T.E.Flap 尾翼向下傾斜都為7°的情況下，分別在尾翼偏轉(zhuǎn)處占整體的60%、65%、70%、75%、80%、85%的情況下比較升阻比。具體數(shù)據(jù)如圖1。

圖1

由cl/cd—Alpha圖像，紅色曲線應(yīng)該更加適合輕型無人機。它對應(yīng)的是 NACA 0015 7 d 75% ；

其中代號0015的翼型如圖2。

圖2

2 設(shè)計優(yōu)點

該翼型前端采用類圓弧型的前緣設(shè)計，這可以增大其最大升力系數(shù)。實現(xiàn)大迎角時的機翼穩(wěn)定性。隨著迎角增大，機翼的失速分離逐漸向前移動，翼型上下表面變化平緩。同時，通過數(shù)據(jù)模擬，襟翼占比25%的翼型設(shè)計設(shè)計使得無人機的力矩特性優(yōu)良 ，根據(jù)cl/cd圖以及cl/cd/a圖的幾組翼型的對比可以看出NACA 0015 7 d 75%在低空低速的條件下，正負迎角30°范圍內(nèi)的升阻比最大，且升力系數(shù)到達臨界迎角時的變化幅度較小，不易失速，這些數(shù)據(jù)說明該翼型在低空低速條件下的氣動性相對優(yōu)秀，可作為無人機發(fā)電裝置所需要的輕型無人機的翼型設(shè)計模板。

經(jīng)過上面的介紹，我們可以總結(jié)出翼型選擇的基本流程：首先在翼型庫選擇基礎(chǔ)翼型，然后經(jīng)過修改/構(gòu)造/融合翼型和翼型氣動分析這兩個步驟的反復(fù)迭代，最終就能生成與我們的設(shè)計目標(biāo)契合最好的翼型。

機翼的形狀設(shè)計主要并不是要升力大，而是要阻力小，升力與阻力的比稱為升阻比，升阻比大的機翼才是氣動性能好的機翼。

3 優(yōu)勢與問題

優(yōu)勢：通過在xflr5對無人機各種翼型的分析，我們發(fā)現(xiàn) NACA 0015 7 d 75% 在低空低速的條件下，正負迎角 30°范圍內(nèi)的升阻比最大，即0015號翼型設(shè)置 Hinge（鉸鏈，指旋轉(zhuǎn)中心）的位置在 75%弦長，向下扭轉(zhuǎn)7°這個位置氣動性較好，可作為風(fēng)力發(fā)電裝置的模板。

問題：該翼型應(yīng)對高速氣流的能力較差，無法在極端天氣下使用，此外，無人機的理想重量設(shè)置較輕，雖能量轉(zhuǎn)換效率較高，但該無人機對于材料的要求較高，制作成本也較普通那個材料更高。最后，機翼展弦比較高，翼面較大，不易回收。

飛機模型如圖3和圖4。

圖3

圖4

4 氣動分析與參數(shù)

這兩張圖分別為無人機在迎角為-5°與5°時無人機的氣動分析。時速設(shè)置為15 m/s，以模擬低空低速時的空境?？梢钥闯鲈谟菫?5°時雖然水平尾翼開始提供負升力，但主翼面仍舊可以提供正升力，使飛機保持穩(wěn)定。在迎角為5°時，主翼與水平尾翼皆可提供較大升力。

圖5為無人機升阻比與攻角的比值，由y軸可以看出升阻比最大值超過了20。這說明該無人機空氣動力性能優(yōu)良。當(dāng)飛機以最大升阻比對應(yīng)的飛行時其氣動效率最高。由x軸分析可以看出其有利迎角約為3—4°。從有利迎角到達臨界迎角后，由于升力增長緩慢，阻力增長較快。超過臨界迎角后，壓差阻力會急劇增大，升阻比急劇減小，但由曲線最大值開始分析，會發(fā)現(xiàn)曲線后半段的下降趨勢較為平緩，這說明該無人機不易因為改變角度導(dǎo)致失速。

圖5

5 結(jié)語

該無人機氣動性能較為優(yōu)異，可作為低空低速無人機發(fā)電裝置。