李繼廣，李嘉興，嚴(yán)天建,2，閆 朋，劉天棟，王 科

(1. 西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院, 西安 710077;2. 西安恒翔控制技術(shù)有限公司，西安 710000)

0 引言

我國(guó)擁有300萬(wàn)平方公里海洋面積，6 500多個(gè)沿海島嶼[1],面臨著海島后勤補(bǔ)給、海上巡邏、海上通信保障等實(shí)際需求。常規(guī)無人機(jī)、有人機(jī)在遠(yuǎn)離本土的島礁上應(yīng)用面臨海上島礁大都不具備建設(shè)常規(guī)固定翼起降要求的跑道，垂直起降、旋翼飛行器航程、航時(shí)不足，維護(hù)保障簡(jiǎn)陋，飛行器難以長(zhǎng)期部署等實(shí)際問題[2-5]。針對(duì)島礁實(shí)際需求，以及島礁的特殊使用環(huán)境，本文設(shè)計(jì)了一款基于傾轉(zhuǎn)矢量技術(shù)的長(zhǎng)航時(shí)、大載重?zé)o人機(jī)。

1 總體設(shè)計(jì)性能指標(biāo)、特點(diǎn)和方案

1.1 性能指標(biāo)

根據(jù)島礁應(yīng)用的實(shí)際需求，設(shè)計(jì)的無人機(jī)應(yīng)滿足：(1)最大起飛重量為150 kg；(2)航程大于1 600 km；(3)最大平飛速度不低于150 km/h；(4)巡航速度為100～120 km/h；(5)起飛距離小于200 m。

1.2 設(shè)計(jì)特點(diǎn)

根據(jù)島礁特定的使用環(huán)境，設(shè)計(jì)特點(diǎn)如下：

(1)傾轉(zhuǎn)矢量設(shè)計(jì)。島礁條件下的短距起降是設(shè)計(jì)的側(cè)重點(diǎn)，為實(shí)現(xiàn)優(yōu)良的短距起降性能，綜合考慮傾轉(zhuǎn)旋翼布局優(yōu)良的短距起降能力和常規(guī)布局優(yōu)良的續(xù)航能力，提出了一種兼顧這兩種布局優(yōu)點(diǎn)的傾轉(zhuǎn)動(dòng)力矢量推進(jìn)方案。同時(shí)，推力矢量技術(shù)也可擴(kuò)展無人機(jī)的飛行包線、改善無人機(jī)的飛行性能和飛行品質(zhì)，提高其安全性。

(2)油電混合能源供應(yīng)方案。油電混合能源供應(yīng)方案可以滿足高海拔的飛行的需求，且采用電機(jī)作為動(dòng)力源也便于布置矢量推進(jìn)系統(tǒng)。

(3)以巡航性能和制造成本為約束的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。為了達(dá)到最佳的經(jīng)濟(jì)性，設(shè)計(jì)采用了具有高升阻比的V型尾翼翼身融合體總體氣動(dòng)布局方案，可降低油耗，提高經(jīng)濟(jì)性。為降低制造成本，對(duì)翼型進(jìn)行了以結(jié)構(gòu)和制造成本為約束條件的氣動(dòng)優(yōu)化。

(4)低成本設(shè)計(jì)理念。設(shè)計(jì)采用了模塊化與便捷化設(shè)計(jì)，部件與部件之間采用快拆結(jié)構(gòu)進(jìn)行連接，保證飛機(jī)的快速組裝、拆卸與轉(zhuǎn)運(yùn)等任務(wù)需求。

1.3 總體設(shè)計(jì)方案

根據(jù)性能指標(biāo)和確定的設(shè)計(jì)原則，該設(shè)計(jì)方案采用如下關(guān)鍵技術(shù)：

(1)大展弦比上單翼與V型尾翼的氣動(dòng)布局方案。上單翼布局可以為無人機(jī)內(nèi)部貨艙提供更大的載貨空間，可以保證機(jī)身內(nèi)部的有效容積；同時(shí)，上單翼的布局保證了機(jī)翼間主梁間傳力的完整性，可以減輕對(duì)結(jié)構(gòu)方面的要求；V型尾翼的使用進(jìn)一步減輕了所需的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，根據(jù)V型尾翼的設(shè)計(jì)方法，在保證了原有所需的平尾尾容量與垂尾尾容量的前提下減小了尾部結(jié)構(gòu)尺寸[6]。

(2)低位單尾撐布局。設(shè)計(jì)這種布局具有簡(jiǎn)單、亂離路徑少、結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕等特點(diǎn)，同時(shí)這種布局氣動(dòng)構(gòu)型較為簡(jiǎn)單、飛機(jī)的氣動(dòng)特性分析較為容易，設(shè)計(jì)成本低[7]。選擇較低位置布置尾撐桿可以減少隔框傳力、增加機(jī)身容積；整機(jī)結(jié)構(gòu)采用模塊化設(shè)計(jì)方便安裝、制作與維護(hù)。

(3)傾轉(zhuǎn)動(dòng)力矢量推進(jìn)設(shè)計(jì)。推進(jìn)系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)可以極大的提高無人機(jī)的起降性能，但是，動(dòng)力系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)、傾轉(zhuǎn)角度的選擇等問題，都給設(shè)計(jì)方案的確定帶來挑戰(zhàn)。該方案根據(jù)起飛距離估算公式可以建立電機(jī)傾轉(zhuǎn)角度與起飛滑跑距離比值的曲線，并精心設(shè)計(jì)了傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，極大地提高了無人機(jī)的起降性能。

2 性能計(jì)算分析

2.1 總體設(shè)計(jì)和矢量動(dòng)力設(shè)計(jì)

傾轉(zhuǎn)矢量無人機(jī)的整體設(shè)計(jì)效果如圖1所示。

圖1 傾轉(zhuǎn)矢量無人機(jī)總體設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)效果圖

該機(jī)的總體設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

表1 總體設(shè)計(jì)參數(shù)

為滿足設(shè)計(jì)需求，此無人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)采用油電混合的動(dòng)力系統(tǒng)。油電混合系統(tǒng)相對(duì)純電動(dòng)系統(tǒng)而言在同等重量下無人機(jī)續(xù)航時(shí)間更長(zhǎng)；相較于純油動(dòng)系統(tǒng)，混合系統(tǒng)工作效率更高(純油動(dòng)系統(tǒng)燃油燃燒不充分)。同時(shí)，電機(jī)相對(duì)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)重量更輕，且可對(duì)電機(jī)進(jìn)行矢量控制，在起飛階段使電機(jī)傾轉(zhuǎn)縮短起飛距離。

傾轉(zhuǎn)矢量無人機(jī)地面加速滑跑距離s為：

(1)

式中：g為重力加速度；v為無人機(jī)的速度；vt為無人機(jī)起飛時(shí)的速度；T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力，θ為發(fā)動(dòng)機(jī)矢量?jī)A角，G為飛機(jī)的重量；F為地面摩擦力；ρ為流體密度；A為機(jī)翼面積；cd為阻力系數(shù)；c1為升力系數(shù)。

圖2所示為根據(jù)式(1)計(jì)算所得電機(jī)傾角與起飛滑跑距離比值的關(guān)系曲線。由圖2可知，在最佳狀態(tài)下起飛距離可縮減到原本的75%左右，且無人機(jī)起飛重量越大，最短起飛距離對(duì)應(yīng)的電機(jī)傾轉(zhuǎn)角越小，起飛距離越長(zhǎng)。

圖2 起飛距離與電機(jī)傾角的關(guān)系

2.2 氣動(dòng)性能計(jì)算

2.2.1 計(jì)算網(wǎng)格繪制

無人機(jī)氣動(dòng)性能計(jì)算使用網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)性多面體網(wǎng)格，該網(wǎng)格具有多個(gè)相鄰單元、較高的近似梯度，可合理地預(yù)測(cè)梯度和當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)的分布。對(duì)于擠壓、拉伸等引起的網(wǎng)格變形，多面體網(wǎng)格可以通過增加新的節(jié)點(diǎn)、單元或面進(jìn)行自動(dòng)結(jié)合、分裂或修型，對(duì)于結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格的生成效率與非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格的計(jì)算效率，多面體網(wǎng)格能夠很好的平衡。

為保證精確求解粘性子層，通常y+取值接近1。根據(jù)航空業(yè)通用計(jì)算方式，壁面y+取1.2。雷諾數(shù)(Re)及y+的計(jì)算公式為

(2)

(3)

式中：ρ為流體密度；vf為流體流速；l為特征長(zhǎng)度；μ為動(dòng)力粘性系數(shù)；Δy為網(wǎng)格長(zhǎng)度；L為模型特征長(zhǎng)度。

計(jì)算得Re為1.014×106，第一層網(wǎng)格高度為1.378×10-5m。附面層增長(zhǎng)率通常選為1.1～1.2。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，附面層厚度通常為3～5 mm。取增長(zhǎng)率為1.2，附面層厚度為3.5 mm，據(jù)此可以確定所需加密層數(shù)為30層。根據(jù)計(jì)算結(jié)果對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，節(jié)點(diǎn)和網(wǎng)格數(shù)如表2所示，劃分的網(wǎng)格如圖3～圖5所示。

表2 氣動(dòng)性能計(jì)算節(jié)點(diǎn)及網(wǎng)格數(shù)

圖3 機(jī)身網(wǎng)格

圖4 連接處網(wǎng)格

圖5 全機(jī)網(wǎng)格

2.2.2 計(jì)算邊界條件設(shè)定

計(jì)算采用SSTκ-ω湍流模型。該模型在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，有大量可參考的研究和計(jì)算案例[8-9]。SSTκ-ω湍流模型計(jì)算工況如表3所示。

表3 計(jì)算工況

2.2.3 氣動(dòng)數(shù)據(jù)匯總

設(shè)計(jì)無人機(jī)的氣動(dòng)性能計(jì)算結(jié)果如圖6和圖7所示。

圖6 整機(jī)升力/阻力系數(shù)曲線圖

圖7 整機(jī)升阻比曲線

由圖6和圖7可知，迎角為0°時(shí)，飛機(jī)的整機(jī)升力系數(shù)為0.475 9，產(chǎn)生的升力為127.48 kg；當(dāng)迎角為4°時(shí)整機(jī)最大升阻比最大，可達(dá)19.5，指標(biāo)均滿足初始設(shè)計(jì)的要求。根據(jù)升力系數(shù)曲線可以看出，該機(jī)在大迎角下具有較好的升力特性，表明該翼型具有良好的低速性能。由阻力系數(shù)曲線與升阻比曲線還可看出，迎角在10°以內(nèi)時(shí)升阻比較高，阻力系數(shù)較小，因此該翼型適用迎角范圍應(yīng)不大于10°。此外，從升力系數(shù)曲線還可看出，迎角為6°時(shí)整機(jī)升力系數(shù)的增長(zhǎng)速度開始下降。迎角為15°時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值，之后進(jìn)入平穩(wěn)階段，當(dāng)迎角達(dá)18°時(shí)升力系數(shù)開始下降。

圖8所示為設(shè)計(jì)無人機(jī)的力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。由圖8可知，迎角大于6°，無人機(jī)的低頭力矩開始增加。這是因?yàn)槲惨碓谝砀簿壧庨_始發(fā)生小范圍氣流分離，使得升力的斜率減小。這是由于V尾在翼根處的特殊連接形成了通道效應(yīng)，氣流在流經(jīng)尾翼根部處會(huì)經(jīng)歷先加速過程，這會(huì)降低尾翼表面壓力系數(shù)從而提高尾翼所產(chǎn)生的升力；氣流加速后流經(jīng)尾翼后緣，由于尾翼所使用翼型對(duì)翼型厚度進(jìn)行過優(yōu)化處理，所以在尾翼尾部通道擴(kuò)張會(huì)比較劇烈，導(dǎo)致尾緣氣流發(fā)生小范圍分離。在8°迎角下尾翼根部后緣壓力系數(shù)明顯低于尾翼后緣中上部壓力系數(shù)，這種氣流分離可以增加尾翼后緣處的升力。隨著迎角增大，這種分離并未出現(xiàn)明顯的大范圍擴(kuò)散。

圖8 力矩系數(shù)曲線

3 樣機(jī)制造和性能驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)樣機(jī)

傾轉(zhuǎn)矢量無人機(jī)設(shè)計(jì)為模塊化設(shè)計(jì)，整機(jī)分為11個(gè)模塊，模塊與模塊之間采用較為簡(jiǎn)單的連接方式進(jìn)行連接，以保證無人機(jī)組裝迅速、拆卸與轉(zhuǎn)運(yùn)方便。該機(jī)模塊劃分如圖9所示。

圖9 模塊劃分示意圖

設(shè)計(jì)無人機(jī)采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合體氣動(dòng)布局方案，很好地兼容了巡航經(jīng)濟(jì)性和載重能力。氣動(dòng)驗(yàn)證試驗(yàn)樣機(jī)如圖10所示。

圖10 氣動(dòng)驗(yàn)證機(jī)：前視圖(左)和側(cè)視圖(右)

3.2 實(shí)時(shí)仿真飛行驗(yàn)證

為了驗(yàn)證該無人機(jī)的設(shè)計(jì)性能，這里采用全實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)對(duì)該機(jī)進(jìn)行全過程自動(dòng)飛行仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果如圖11和圖12所示。

圖11 實(shí)時(shí)仿真飛行畫面

圖12 飛行軌跡

從圖11和12可知，該無人機(jī)具有良好的飛行性能，滿足總體設(shè)計(jì)性能指標(biāo)要求。

4 結(jié)論

(1)采用傾轉(zhuǎn)動(dòng)力矢量推進(jìn)方案，設(shè)計(jì)一款適于島礁使用的無人機(jī)。該無人機(jī)滑跑距離小于200 m，且可在簡(jiǎn)易跑道上完成起降任務(wù)。

(2)設(shè)計(jì)無人機(jī)采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合體氣動(dòng)布局方案，很好地兼容了巡航經(jīng)濟(jì)性和載重能力。

(3)該無人機(jī)采用油電混合雙發(fā)推進(jìn)設(shè)計(jì)方案，很好的保證了高海拔條件下的動(dòng)力需求，擴(kuò)展了無人機(jī)的高度使用飛行包線。