謝奎 許軍 張軍紅

摘 要：小型長航時無人機技術(shù)處于快速發(fā)展階段，文章針對小型無尾無人機，選擇合適的自配平翼型，計算小型無尾無人機的氣動特性，重點分析無尾無人機縱向俯仰力矩特性，然后計算小型無人機的續(xù)航時間、航程等特性，研究結(jié)果表明仿真結(jié)果能夠滿足小型長航時無人機設(shè)計指標要求，研究方法可為小型無尾無人機的研制提供參考。

關(guān)鍵詞：無人機；長航時；性能；氣動；重量重心

中圖分類號：V279 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）13-0042-02

Abstract： The small long-endurance UAV technology is in the stage of rapid development. In this paper， a suitable self-leveling airfoil is selected to calculate the aerodynamic characteristics of the UAV， and the longitudinal pitching moment characteristics of the UAV are analyzed. The simulation results show that the simulation results can meet the requirements of the UAV design index， and the research method can provide a reference for the development of the small tailless UAV.

Keywords： UAV （unmanned aerial vehicle）； long-endurance； performance； aerodynamic； gravity center

引言

無人機的應(yīng)用價值和發(fā)展前景已經(jīng)成為國內(nèi)外的研究熱點。美國和以色列無人機技術(shù)起步比較早而且比較快，國內(nèi)在無人機研究方面也取得了較大的進展[1-3]。

小型長航時無人機用途廣泛，既可用于軍事，又可用于觀測、勘探等民用用途。在軍事應(yīng)用中，長航時小型無人機加載偵察設(shè)備或攻擊系統(tǒng)成為實施偵察、監(jiān)視或攻擊的一種航空作戰(zhàn)系統(tǒng)，兼有通信中繼等能力，是偵察衛(wèi)星和有人偵察機的重要補充和增強手段；同時，在作戰(zhàn)系統(tǒng)、武器系統(tǒng)聯(lián)調(diào)試驗測試中，攜帶多種任務(wù)載荷設(shè)備，可以模擬敵方目標的電磁、光學(xué)或運動特性，或?qū)β鋸梾^(qū)進行監(jiān)視及打擊效果評估。

針對小型長航時無人機技術(shù)指標要求，設(shè)計一種適合于長航時的小型無尾無人機。針對長航時無人機研制特點，為確保飛行安全和可靠性，重點對小型長航時無人機的布局形式、平臺結(jié)構(gòu)、動力裝置、燃油系統(tǒng)等進行介紹，最后計算小型無人機性能特性。

1 無人機外形

無人機采用圓柱形機身、上單翼布局、大展弦比后掠機翼、無起落架、模塊化電子設(shè)備艙等，采用后置的汽油發(fā)動機和后置發(fā)動機推力漿的推進方式。無水平尾翼的無尾式布局形式，縱向力矩需要機翼自配平，采用大后掠角和特有的反彎機翼，改變焦點的位置，控制俯仰力矩的變化；左右機翼稍部采用大面積立尾控制小型無人機橫航向穩(wěn)定特性[4-6]；由地面控制站實時控制航路點。任務(wù)載荷安裝位置在機頭下方。其布局形式如圖1所示。

無人機性能主要取決于總體參數(shù)，無人機起飛重量由空機重量、燃油重量和任務(wù)載荷的重量。小型無人機的最大起飛重量22kg；空機重量14kg；最大燃油重量7kg；任務(wù)載荷重量1kg。

2 氣動仿真計算

小型長航時無人機的氣動性能計算參數(shù)如下：H=3000m；Ma=0.1；T=268.659k；P=70121.2Pa；rho=0.909254；重心x=0.79m。采用Fluent計算小型無尾時無人機的氣動特性，湍流模型采用SST湍流模型。

圖2為小型無尾無人機的升力系數(shù)隨迎角變化曲線，從圖中可看出隨著迎角的增大，升力系數(shù)逐漸增大；且在12度左右逐漸降低；升力線斜率為0.0805。

圖3為阻力系數(shù)隨著迎角變化曲線。隨著迎角的增大，阻力系數(shù)也增大；且在14度左右達到最大值。

圖4為升阻比隨著迎角變化曲線，從圖中可看出最大升阻比在6度達到最大，為15.4839。

圖5為俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可看出零升俯仰力矩系數(shù)大概在2度左右；俯仰力矩系數(shù)基本可以滿足縱向穩(wěn)定性的要求。

3 續(xù)航性能計算

根據(jù)氣動計算結(jié)果和小型無人機的總體設(shè)計指標要求，無人機的巡航速度是150km/h，最大升阻比取14，巡航時螺旋漿效率取？濁？叟0.7，巡航時所需要的發(fā)動機推力T和發(fā)動機功率P計算如下：

通過負載計算（包括機載設(shè)備、舵機和小發(fā)電機）巡航時發(fā)電機所需要的功率是100W，發(fā)電機效率按照0.6計算，則需消耗發(fā)動機的功率是167W。

因此為了滿足小型無人機動力推進與機載用電的需求，在巡航時所需要的發(fā)動機輸出功率是1088.7W。

發(fā)動機的輸出功率隨著高度變化如下：

因此可以計算發(fā)動機地面的功率是：1588.2W。

在小型無人機動力系統(tǒng)空氣螺旋槳的選型中，為了保證螺旋槳效率，要求螺旋槳的槳尖馬赫數(shù)不大于0.75，考慮到小型無人機巡航高度為3000m，c=328.584m/s，則V臨界=246.438m/s，由V臨界≥，可得：螺旋槳直徑D≤0.7735m。

燃油箱儲存油量的容積校核以保證無人機連續(xù)續(xù)航10小時。因為小型無人機飛行剖面由發(fā)動機以巡航功率輸出的巡航階段、發(fā)動機輸出接近最大功率的起飛爬升階段和發(fā)動機降低輸出功率以實現(xiàn)開傘回收的返航回收階段共同組成，耗油率按照300g/hp/h（1hp=745.7w）計算，飛行10h需要耗油量是10*0.3*1588.2/745.7=6.3894kg。發(fā)動機使用的燃油位93#無鉛汽油，其密度取0.73kg/dm3，燃油箱的最小體積為9.18L。

小型無尾無人機的續(xù)航性能主要取決于無人機升阻比，大多數(shù)小型無人機的設(shè)計目標是在給定巡航速度的前提下，盡可能實現(xiàn)大的航程或長的航時。對于螺旋槳型活塞式發(fā)動機驅(qū)動的小型無人機，Brequet給出了航程（L）與航時（T）公式如下：

上式中，為螺旋槳效率；C為單位燃料的消耗率；W0為總重；W1為不計算燃料的無人機凈重。經(jīng)過計算巡航為4度，螺旋槳效率為0.7，發(fā)動機的耗油率為300g/hp/h，計算得到無人機的耗油量是0.3*1588.2/745.7=0.6389kg/h，W1=16kg，W0=22kg，rho=0.909254，S=0.8215，航程L=1280km；航時：T=10.67h，因此設(shè)計能夠滿足小型無尾無人機總體設(shè)計指標的長航時要求。

4 結(jié)束語

本文以小型長航時為例，對小型無人機的總體氣動特性及性能進行計算仿真，得到以下結(jié)論：

（1）續(xù)航時間和航程計算結(jié)果可以滿足長航時指標要求。

（2）氣動計算結(jié)果表明無尾式無人機縱向特性合理，反彎翼型能夠滿足無尾無人機縱向穩(wěn)定性的設(shè)計要求。

（3）小型發(fā)動機功率特性能夠滿足無人機功率需求和發(fā)電機功率需求等。

參考文獻：

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