許 軍

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所,安徽 合肥 230088)

1 引 言

近年來,無人機(jī)因其無人化、滯空時(shí)間長等優(yōu)勢(shì)得到了廣泛應(yīng)用,特別是在戰(zhàn)場(chǎng)偵察監(jiān)視、預(yù)警偵察、察打一體、民用貨運(yùn)、遙感遙測(cè)等領(lǐng)域,其發(fā)展十分迅猛。隨著低速無人機(jī)任務(wù)載荷重量及功耗等要求的不斷提高,低速無人機(jī)規(guī)模也隨著增大,大功率的渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)類無人機(jī)逐漸成為無人機(jī)發(fā)展的重要方向。

無人機(jī)性能試飛是無人機(jī)飛行試驗(yàn)的一個(gè)重要試飛內(nèi)容,目的是通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證無人機(jī)的性能特性。發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性是無人機(jī)性能評(píng)估的基礎(chǔ),如何較好地結(jié)合地面推力測(cè)試試驗(yàn)、空中飛行試驗(yàn)等結(jié)果對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性進(jìn)行校準(zhǔn),這對(duì)無人機(jī)性能特性評(píng)估至關(guān)重要。無人機(jī)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析是無人機(jī)試驗(yàn)的重要部分,由于實(shí)際飛行過程中無法直接采集到無人機(jī)氣動(dòng)升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù),需要通過飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算出相關(guān)的氣動(dòng)性能參數(shù),并與計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比分析,為無人機(jī)改進(jìn)設(shè)計(jì)提供設(shè)計(jì)思路和方法。因此,對(duì)無人機(jī)系統(tǒng)理論設(shè)計(jì)研究和工程設(shè)計(jì)分析具有較好的指導(dǎo)意義[1,2]。

2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析方法

本文著重對(duì)飛行試驗(yàn)過程中無法直接采集的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、發(fā)動(dòng)機(jī)推力等參數(shù)進(jìn)行計(jì)算分析。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析方法流程如下:

(2)由飛行試驗(yàn)采集的重量、航跡角、飛行高度、速度等計(jì)算出升力系數(shù),并與仿真計(jì)算的升力系數(shù)進(jìn)行對(duì)比;

(3)由飛行試驗(yàn)采集的重量、航跡角、飛行高度、速度等計(jì)算出阻力系數(shù),并與仿真計(jì)算的阻力系數(shù)進(jìn)行對(duì)比;

(4)通過升力系數(shù)、阻力系數(shù)等計(jì)算出升阻比特性。

3 試驗(yàn)參數(shù)分析

3.1 推力計(jì)算分析

考慮到實(shí)際飛行過程中暫時(shí)無法直接采集到發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率,而發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率特性可以直接計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力,因此采用基于轉(zhuǎn)速和扭矩的計(jì)算方法進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率的計(jì)算[3-5],相關(guān)計(jì)算功率如下:

P=ρn3D5

以空中巡航階段某一過程相關(guān)轉(zhuǎn)速、扭矩等參數(shù)為基礎(chǔ),計(jì)算出某巡航階段的發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性,如圖1所示?？梢钥闯?在此過程中發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率約168～195kW。

圖1 巡航部分段發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率

圖2給出了巡航部分段發(fā)動(dòng)機(jī)推力特性計(jì)算結(jié)果。分別計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)功率參數(shù)Pr、推力參數(shù)Tr、螺旋槳前進(jìn)比λ、功率系數(shù)Cp及拉力系數(shù)Ct,最終計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。此階段過程中,λ大致在0.57～0.583之間變化,Cp大致在0.04～0.045之間變化,Ct大致在0.056～0.062之間變化,發(fā)動(dòng)機(jī)推力T大致在2430～2710N之間變化。

圖2 巡航部分段推力特性計(jì)算

3.2 升力系數(shù)分析

無人機(jī)航跡坐標(biāo)系下,任一時(shí)刻的法向動(dòng)力學(xué)方程[6-9]:

針對(duì)教學(xué)內(nèi)容中每一章節(jié)的知識(shí)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的趣味實(shí)例，如拼圖游戲、QQ虛擬服裝秀等真實(shí)的網(wǎng)站作品也放在課程網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)平臺(tái)上，讓學(xué)生可以對(duì)照瀏覽和操作，如圖3所示.

其中,α為迎角,θ為俯仰角,γ為航跡角,T為推力,L為升力,G為重力,m為質(zhì)量,V為飛行速度。

無人機(jī)在定常直線飛行,當(dāng)迎角α>0時(shí),因Tsinα為大于0的小量,cL由于省略Tsinα稍偏大,升力系數(shù)為:

其中航跡傾斜角為:

迎角α=θ-γ。

圖3-圖5所示為不同構(gòu)型下的升力系數(shù)飛行試驗(yàn)計(jì)算值與風(fēng)洞結(jié)果的對(duì)比。圖3給出了巡航構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升力系數(shù)比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果要偏大些。巡航構(gòu)型在2.5°迎角時(shí)升力系數(shù)基本在0.93左右,且巡航構(gòu)型下迎角基本穩(wěn)定在0°～5°之間。

圖3 巡航構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化

圖4給出了起飛構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升力系數(shù)比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果要偏大些,偏大幅度比巡航構(gòu)型更大。起飛構(gòu)型在1°迎角時(shí)升力系數(shù)基本在1.22左右,且起飛構(gòu)型下迎角基本穩(wěn)定在0°～2°之間。

圖4 起飛構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化

圖5給出了著陸構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構(gòu)型下基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升力系數(shù)比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果要偏大些,偏大幅度比巡航構(gòu)型更大。著陸構(gòu)型在2°迎角時(shí)升力系數(shù)基本在1.25左右,且著陸構(gòu)型下迎角基本穩(wěn)定在0°～4°之間。

圖5 著陸構(gòu)型升力系數(shù)隨迎角變化

3.3 阻力系數(shù)分析

無人機(jī)航跡坐標(biāo)系下,任一時(shí)刻的法向動(dòng)力學(xué)方程:

無人機(jī)在定常直線飛行時(shí)有:

則阻力系數(shù)為:

其中航跡傾斜角為:

迎角α=θ-γ。

考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)推力等會(huì)直接影響阻力系數(shù)計(jì)算,因此需要計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)推力。同時(shí),飛機(jī)導(dǎo)航等設(shè)備采集的相關(guān)參數(shù)需要轉(zhuǎn)換至航跡坐標(biāo)系,水平方向加速度ax、法向加速度g、發(fā)動(dòng)機(jī)推力的計(jì)算如圖6所示,最后,基于相關(guān)參數(shù)計(jì)算出阻力系數(shù)。從圖6中可以看出,阻力系數(shù)大致在0.04～0.066之間。

圖6 阻力系數(shù)計(jì)算參數(shù)

圖7-圖9所示為不同構(gòu)型下的阻力系數(shù)飛行試驗(yàn)計(jì)算值與風(fēng)洞結(jié)果的對(duì)比。其中,圖7給出了巡航構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的阻力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果要偏大些;巡航構(gòu)型阻力系數(shù)基本在0.03～0.07之間。

圖7 巡航構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化

圖8給出了起飛構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的阻力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果偏差較小,基本吻合;起飛構(gòu)型阻力系數(shù)基本在0.04～0.13之間。

圖8 起飛構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化

圖9給出了著陸構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的阻力系數(shù)比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果偏大;著陸構(gòu)型阻力系數(shù)基本在0.09～0.17之間。

圖9 著陸構(gòu)型阻力系數(shù)隨迎角變化

3.4 升阻比分析

圖10-圖12所示為不同構(gòu)型下的升阻比飛行試驗(yàn)計(jì)算值與風(fēng)洞結(jié)果的對(duì)比。其中,圖10給出了巡航構(gòu)型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升阻比比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果要偏小;巡航構(gòu)型升阻比基本在13～19之間。

圖10 巡航構(gòu)型升阻比隨迎角變化

圖11給出了起飛構(gòu)型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升阻比比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果稍微偏小;起飛構(gòu)型升阻比基本在11.5～14之間。

圖11 起飛構(gòu)型升阻比隨迎角變化

圖12給出了著陸構(gòu)型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構(gòu)型下,基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升阻比比風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果稍微偏大;著陸構(gòu)型升阻比基本在12～16之間。

圖12 著陸構(gòu)型升阻比隨迎角變化

4 結(jié) 論

基于飛行試驗(yàn)無法采集的發(fā)動(dòng)機(jī)推力、升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比等參數(shù),開展了基于飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)參數(shù)計(jì)算,主要結(jié)論如下:

(1)基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相比,巡航構(gòu)型、起飛構(gòu)型、著陸構(gòu)型均偏大,巡航構(gòu)型下的升力系數(shù)偏差相對(duì)較小。

(2)基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的阻力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相比,巡航構(gòu)型、著陸構(gòu)型偏大,起飛構(gòu)型阻力系數(shù)偏差較小,基本吻合。

(3)基于飛行試驗(yàn)計(jì)算出的升阻比與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相比,巡航構(gòu)型、起飛構(gòu)型下要偏小,而著陸構(gòu)型稍微偏大些。