郭衛(wèi)剛，康小偉

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

某型無人機氣動特性及穩(wěn)定性分析

郭衛(wèi)剛，康小偉

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

長航時，無人機是一種新型的無人飛行器，在戰(zhàn)場偵察和大氣探測等方面有其特殊的用途。根據(jù)無人機特點，采用了正常式雙尾撐氣動布局，通過總體建模、網(wǎng)格劃分、數(shù)值計算并應(yīng)用Matlab軟件編程仿真，分析了無人機升阻特性、縱向靜穩(wěn)定性和橫航行靜穩(wěn)定性，計算結(jié)果達(dá)到設(shè)計要求，可為長航時無人機總體設(shè)計提供理論依據(jù)和技術(shù)支持。

無人機；長航時；穩(wěn)定性

無人機具有載人機所不具有的優(yōu)勢，由于不考慮人的生理限制，可以研制出具有如長航時和高過載等特點的飛行器。根據(jù)無人機的這一特點，本文設(shè)計了一款長航時無人機的縮比驗證機，并對其氣動特性以及穩(wěn)定性進行了計算分析。

根據(jù)相似性原理[1-2]，縮比機試飛時可實現(xiàn)完全相似條件下的流動模擬。由于大氣密度隨高度而變化，通過組合飛行高度、速度和縮尺比例可以實現(xiàn)與全尺寸真機相同的馬赫數(shù)與雷諾數(shù)。在此基礎(chǔ)上，通過分析飛行器運動方程可以確定縮比機達(dá)到真機飛行性能所需滿足的條件。

本文在縮比無人機概念研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計了無人機的分析模型，并采用亞音速定常流的渦格法對縮比無人機氣動性能和穩(wěn)定性進行了計算分析[3-7]。

1 模型建立

無人機的總體布局采用正常式雙尾撐設(shè)計方案。機翼為后掠、雙梁、多肋式結(jié)構(gòu)。尾翼由左垂直尾翼、右垂直尾翼、水平尾翼、下立尾和尾撐管等部件組成。

設(shè)計的無人機翼展長4.5 m，前緣后掠角12°，機翼安裝角4°，翼尖扭轉(zhuǎn)-1.5°，機翼安裝有襟翼和副翼。襟翼位于機翼后緣內(nèi)側(cè)，弦向長度為機翼弦長的25%，以鉸支形式固定在機翼上。副翼位于機翼后緣外側(cè)，弦向長度為機翼弦長的25%，同樣是以鉸支形式固定在機翼上。

尾翼由左垂直尾翼、右垂直尾翼、水平尾翼和尾撐管等部件組成。尾翼布局為后置外傾雙立尾，低置平尾形式。

水平尾翼由1個水平安定面、2個升降舵組成。平尾前掠為15°，上反角為-15°，前后梁兩端鉸支固定在尾撐管的末端。升降舵位于平尾后緣，分為左升降舵和右升降舵。

2個垂尾分別外傾20°，與尾撐管連為一體。方向舵占垂尾翼弦長的30%，偏轉(zhuǎn)角±25°，各由1個舵機驅(qū)動。

2 數(shù)值方法

渦格法亦稱旋渦網(wǎng)格法，既采用附著渦面來代替機翼。在實際的計算分析過程中，將機翼沿展向劃分成多列，沿弦向劃分成多行，這樣機翼就被分成許多網(wǎng)格，如圖1所示。若機翼的邊緣為曲線，則用折線來代替，當(dāng)網(wǎng)格取得足夠多時，折線的形狀就與原來機翼的曲線形狀非常接近了。在每個網(wǎng)格中布置1個馬蹄渦，其附著渦位于網(wǎng)格的1/4弦線處，2條自由渦沿x軸分別從1/4弦的2個端點伸向無窮遠(yuǎn)處。在網(wǎng)格3/4弦線的中點處布置1個控制點，用于計算其他各個網(wǎng)格馬蹄渦對此網(wǎng)格的誘導(dǎo)速度[8-11]。

設(shè)將機翼劃分為n個面元，這樣便有了n條離散的馬蹄渦以及n個控制點，馬蹄渦的強度用γ1,γ2,…,γn分別來進行表示。設(shè)來流方向與X軸一致，根據(jù)畢奧-沙瓦定理，位于第j個面元上強度為γj的馬蹄渦在第i個面元控制點處的誘導(dǎo)速度vyij為：

式（1）中：v∞為來流速度；cij為馬蹄渦的影響系數(shù)在y軸分量。

cij是馬蹄渦上3段渦線對i控制點的共同作用總和，因而它可以作為一個已知的無量綱的幾何量。所有面元上的馬蹄渦對i點所產(chǎn)生的y方向誘導(dǎo)速度Vyi表示為：

按薄翼線化邊界條件可得：

將式（2）代入式（3）得：

βi在翼面方程中可作為已知量，i=1,2,3,…,n。因有n個控制點，所以可以得到一組n階線性方程組，求解可得n個未知量γ1,γ2,…,γn，這樣，機翼的氣動特性便可求出。因此，機翼的升力特性和力矩特性可按式（5）～（8）求得。

1）機翼沿展向剖面的升力系數(shù)為

式中：l為機翼展長；b(z)為翼剖面弦長；k為翼剖面上所有面元數(shù)。

2）機翼的升力系數(shù)為

式中：s為機翼面積；m為半翼面上的面元數(shù)。

3）機翼剖面繞oz軸的俯仰力矩系數(shù)為

式中，xi為面元1/4弦線中點X的坐標(biāo)。

4）機翼繞oz軸的俯仰力矩系數(shù)為

式中，bA為機翼的平均氣動弦長。

實際計算中，如果沒有側(cè)滑，機翼上所受到的載荷要么是對稱的，要么是反對稱的。因此，在計算的過程中，可以僅在半個機翼上布置馬蹄渦，另一半機翼可移動控制點來完成。通過這樣處理，可以將未知數(shù)γj減小一半，計算量和計算時間也可大大減小。

3 建模與網(wǎng)格劃分

根據(jù)無人機設(shè)計時的整體布局利用Matlab軟件對其進行仿真建模并劃分了計算網(wǎng)格，如圖2所示。為了在保證計算精度的情況下計算時間又不能太長，因而網(wǎng)絡(luò)的劃分不能太粗亦不可太密。馬蹄渦中控制點的分布情況如圖3所示。

4 計算結(jié)果與分析

如圖4所示，升力系數(shù)隨機翼迎角增大基本呈線性趨勢逐漸增加。由于采用大展弦比設(shè)計，此型無人機的升力相對較大，為實現(xiàn)長航時提供了支撐。并且由圖5可以看出，無人機機翼和平尾的前中部壓強系數(shù)較大，滿足無人機壓強分布的特點。隨著迎角的增加無人機阻力系數(shù)也在不斷增大，阻力系數(shù)變化規(guī)律如圖6所示。通過計算分析可知，此型無人機最大升阻比[2，12-15]為13.1，完全可以滿足設(shè)計要求。

隨升力系數(shù)增加，俯仰力矩系數(shù)由正變負(fù)，呈遞減趨勢，如圖7所示，并且其縱向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，說明無人機具有較好的俯仰靜穩(wěn)定性。同樣，無人機的橫、航向力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的增加也都呈現(xiàn)出了下降趨勢，如圖8所示，其導(dǎo)數(shù)和，說明此型無人機在橫航向同樣具有較好的靜穩(wěn)定性[16-18]。

5 結(jié)束語

根據(jù)無人機的功能和任務(wù)，考慮長航時和大高度巡航的要求，設(shè)計了一種某型無人機的縮比驗證機。在考慮相似性原則的基礎(chǔ)上，通過計算分析可知，此型無人機的升阻特性及俯仰和橫航向靜穩(wěn)定性均滿足設(shè)計要求。其氣動布局及計算分析可為大型長航時無人機設(shè)計和飛行控制提供理論基礎(chǔ)。

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Analysis on Aerodynamic Performance and Stability of one Certain UAV

GUO Weigang,KANG Xiaowei
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

The long-endurance UAV is a new unmanned aerial vehicle.In battlefield reconnaissance and high-altitude atmospheric sounding and so on has its special uses.According to the characteristics of UAV,double tail brace conventional configuration was constructed.Through modeling,meshing,numerical calculation and matlab software simulation,vortex lattice method was applied to analyze the UAV lift-drag characteristics,longitudinal static stability,lateral and directional static stability.The calculation results fulfilled design objectives and which could provide theoretical basis for long-endurance UAV conceptual and preliminary design.

UAV;long-endurance;stability

V279；V221

A

1673-1522（2017）05-0469-04

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.010

2017-02-16；

2017-07-22

郭衛(wèi)剛（1976-），男，講師，碩士。