宗 劍,沈?qū)殗?/p>

(江蘇航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 航空工程學(xué)院，江蘇 鎮(zhèn)江 212134)

0 引 言

飛艇屬于浮空器的范疇，相比重于空氣的固定翼類和旋翼類的飛行器，飛艇具有能長時(shí)間空中巡航或懸停、能耗與費(fèi)效比低、噪音與廢氣污染相對較小等優(yōu)點(diǎn)[1]。由于飛行艇身的龐大結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，致使飛艇在巡航或懸停時(shí)存在抗風(fēng)性能較差，這也是限制傳統(tǒng)飛艇廣泛使用和進(jìn)一步推廣使用的主要原因之一[2]。雖然如此，飛艇的某些優(yōu)點(diǎn)在某些領(lǐng)域的應(yīng)用也是目前其他類航空器所替代不了的，如地震災(zāi)區(qū)或無信號(hào)區(qū)需搭建應(yīng)急臨時(shí)空中通信平臺(tái)、空中無線電監(jiān)測平臺(tái)[3]和偽衛(wèi)星定位平臺(tái)[4]等，就要求搭建的空中平臺(tái)具備較長連續(xù)工作時(shí)間的特點(diǎn)，目前這一點(diǎn)是其他類航空器無法滿足的[5]。同時(shí)，為了降低現(xiàn)有無人機(jī)對處于發(fā)展瓶頸階段電池的依耐性，大幅度提高無人機(jī)的續(xù)航能力[6]，提高飛艇的抗風(fēng)性能，相關(guān)研究人員開始關(guān)注傳統(tǒng)的飛艇,對其進(jìn)行研究并取得了一定的成果，如王璐的旋翼推進(jìn)式無人飛艇[7]、李曉陽博士的變體飛艇[8]和肖治垣的徑向變體飛艇總體參數(shù)估算方法[9]及變體飛艇太陽能電池陣列工作特性研究[10]等。筆者在此基礎(chǔ)之上，首先提出一種四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇，對其進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并對設(shè)計(jì)簡化的可變艇體模型進(jìn)行流場數(shù)值模擬計(jì)算和分析，得到了相應(yīng)結(jié)果，為后續(xù)設(shè)計(jì)具有高抗風(fēng)性能的碟形變體飛艇提供了重要的理論依據(jù)。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

考慮飛艇工作區(qū)間環(huán)境為對流層或平流層，所受風(fēng)向主要來自于不定向的水平方向，為了減小艇身對風(fēng)力方向的敏感性，所以在考慮設(shè)計(jì)滯空飛艇時(shí)，艇體幾何模型應(yīng)為無水平方向性，結(jié)合前人飛艇的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，采用CATIA軟件對四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

這種結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)主要是通過伸縮機(jī)構(gòu)和伸縮機(jī)構(gòu)控制器來實(shí)現(xiàn)控制碟形飛艇的豎向變體，控制飛艇體積大小從而可以控制艇體的整體升降和根據(jù)需要提高其抗風(fēng)性能；四個(gè)旋翼可控制碟形變體飛艇空中飛行的姿態(tài)且可根據(jù)艇體變體時(shí)飛行升力的需要進(jìn)行差補(bǔ)缺失的升力；太陽能薄膜電池板貼附于碟形飛艇頂錐外表面，可以進(jìn)行空中太陽能發(fā)電，有效補(bǔ)充碟形變體飛艇留空所需要的電能。實(shí)現(xiàn)控制變體核心的伸縮機(jī)構(gòu)和伸縮機(jī)構(gòu)控制器,分別如圖2、3所示。

圖1 四旋翼控制太陽能碟形變體飛艇結(jié)構(gòu)1.太陽能薄膜電池板 2.可變艇體 3.四旋翼 4.氦氣自動(dòng)充抽氣裝置和充放電供電系統(tǒng) 5.艇載平臺(tái) 2-1.構(gòu)架式上艇蓋 2-2.伸縮機(jī)構(gòu) 2-3.構(gòu)架式下艇蓋 2-4.伸縮機(jī)構(gòu)控制器

圖2 伸縮機(jī)構(gòu)2-1-1. 構(gòu)架式上艇蓋絲桿上滑座 2-2-1.構(gòu)架式下艇蓋轉(zhuǎn)銷2-2-2.構(gòu)架式下艇蓋連架桿 2-2-3.構(gòu)架式下艇蓋連架桿轉(zhuǎn)銷2-2-4.構(gòu)架式下艇蓋連桿 2-2-5.構(gòu)架式下艇蓋連桿轉(zhuǎn)銷 2-2-6.下連桿 2-2-7.下連桿轉(zhuǎn)銷 2-2-8.中連桿 2-2-9.上連桿轉(zhuǎn)銷 2-2-10.上連桿 2-2-11.構(gòu)架式上艇蓋連桿轉(zhuǎn)銷2-2-12.構(gòu)架式上艇蓋連桿 2-2-13.構(gòu)架式上艇蓋連架桿轉(zhuǎn)銷2-2-14.構(gòu)架式上艇蓋連架桿 2-2-15.構(gòu)架式上艇蓋轉(zhuǎn)銷 2-3-1. 構(gòu)架式下艇蓋絲桿下滑座

圖3 伸縮機(jī)構(gòu)控制器2-4-1.下絲杠 2-4-2.下聯(lián)軸器 2-4-3.電機(jī)座 2-4-4.電機(jī) 2-4-5.上絲桿 2-4-6.上聯(lián)軸器 2-4-7.電機(jī)座蓋固定螺釘 2-4-8.電機(jī)座蓋

四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇主部件包括太陽能薄膜電池板1、可變艇體2、四旋翼3、氦氣自動(dòng)充抽氣裝置4、充放電供電系統(tǒng)和艇載平臺(tái)5?？勺兺w2由構(gòu)架式上艇蓋2-1、伸縮機(jī)構(gòu)2-2、構(gòu)架式下艇蓋2-3、伸縮機(jī)構(gòu)控制器2-4組成，伸縮機(jī)構(gòu)2-2由構(gòu)架式下艇蓋轉(zhuǎn)銷2-2-1、構(gòu)架式下艇蓋連架桿2-2-2、構(gòu)架式下艇蓋連架桿轉(zhuǎn)銷2-2-3、構(gòu)架式下艇蓋連桿2-2-4、構(gòu)架式下艇蓋連桿轉(zhuǎn)銷2-2-5、下連桿2-2-6、下連桿轉(zhuǎn)銷2-2-7、中連桿2-2-8、上連桿轉(zhuǎn)銷2-2-9、上連桿2-2-10、構(gòu)架式上艇蓋連桿轉(zhuǎn)銷2-2-11、構(gòu)架式上艇蓋連桿2-2-12、構(gòu)架式上艇蓋連架桿轉(zhuǎn)銷2-2-13、構(gòu)架式上艇蓋連架桿2-2-14、構(gòu)架式上艇蓋轉(zhuǎn)銷2-2-15組成。

伸縮機(jī)構(gòu)控制器2-4由下絲杠2-4-1、下聯(lián)軸器2-4-2、電機(jī)座2-4-3、電機(jī)2-4-4、上絲桿2-4-5、上聯(lián)軸器2-4-6、電機(jī)座蓋固定螺釘2-4-7、電機(jī)座蓋2-4-8組成。

太陽能薄膜電池板1貼附在構(gòu)架式上艇蓋2-1蒙皮上表面，四旋翼3安裝在構(gòu)架式下艇蓋2-3四根外桿上面，構(gòu)架式上艇蓋2-1和構(gòu)架式下艇蓋2-3通過伸縮機(jī)構(gòu)2-2上下兩端分別與構(gòu)架式下艇蓋轉(zhuǎn)銷2-2-1和構(gòu)架式上艇蓋轉(zhuǎn)銷2-2-15相聯(lián)，伸縮機(jī)構(gòu)控制器2-4安裝在中連桿2-2-8上面，氦氣自動(dòng)充抽氣裝置4安裝在構(gòu)架式下艇蓋2-3下面，艇載平臺(tái)5通過六根桿與構(gòu)架式下艇蓋2-3固聯(lián)。

圖4 伸縮機(jī)構(gòu)最大伸長狀態(tài)示意圖

其中，為了防止死點(diǎn)實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)可靠收縮，伸縮機(jī)構(gòu)控制器2-4控制伸縮機(jī)構(gòu)2-2伸長最長狀態(tài)時(shí)構(gòu)架式下艇蓋連架桿2-2-2與構(gòu)架式下艇蓋連桿2-2-4所成角度為178°，下連桿2-2-6與中連桿2-2-8所成角度為178°，構(gòu)架式上艇蓋連架桿2-2-14與構(gòu)架式上艇蓋連桿2-2-12所成角度為178°，2-2-10上連桿與2-2-8中連桿所成角度為178°，如圖4所示為伸縮機(jī)構(gòu)完全伸長狀態(tài)。

四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇變體過程示意圖如圖5所示。

圖5 飛艇變體過程示意圖

2 計(jì)算模型

為了便于對設(shè)計(jì)的四旋翼控制太陽能碟形變體飛艇的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，需要對計(jì)算模型和過程進(jìn)行簡化，這里模擬計(jì)算艇體的變體過程數(shù)據(jù)共有四組，每組為不同體積的飛艇，相關(guān)計(jì)算參數(shù)如表1所示。

表1 變體飛艇的計(jì)算參數(shù)

對上面4組計(jì)算模型均采用CATIA軟件進(jìn)行建模，簡化4組計(jì)算模型如圖6所示。

上面模型中所使用的旋翼的翼型選自ProfiliV2的NACA M20翼型，計(jì)算旋翼模型幾何直徑為21.8 mm，旋翼模型如圖7所示。

圖6 簡化計(jì)算模型

圖7 旋翼計(jì)算模型

3 數(shù)值計(jì)算方法

3.1 模型計(jì)算工作條件假設(shè)

考慮飛艇滯空或飛行時(shí)所受風(fēng)向主要來自于水平方向，計(jì)算模型具有無方向性，四旋翼控制飛艇飛行時(shí)整個(gè)挺身需要傾斜一定的夾角，計(jì)算時(shí)假設(shè)飛艇工作環(huán)境水平相對風(fēng)速為6 m/s,飛艇工作(漂浮、飛行或處于抗風(fēng)狀態(tài))時(shí)俯角分別設(shè)置為0°、-5°、-10°、-15°和-20°，旋翼轉(zhuǎn)速分別設(shè)置為2 000 r/min、4 000 r/min、6 000 r/min、8 000 r/min、10 000 r/min和12 000 r/min。

3.2 網(wǎng)格劃分

本文對各組三維模型均采用GAMBIT軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對所有流場計(jì)算域采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分。為了提高模型的計(jì)算精度和加快計(jì)算速度，對靠近模型計(jì)算流場場域的網(wǎng)格均進(jìn)行模塊化細(xì)化處理。計(jì)算模型網(wǎng)格幾何尺寸均為計(jì)算模型幾何尺寸的10倍，其中所劃分1號(hào)飛艇網(wǎng)格數(shù)分別為1292278、2號(hào)飛艇網(wǎng)格數(shù)分別為1401608、3號(hào)飛艇網(wǎng)格數(shù)分別為1661628、4號(hào)飛艇網(wǎng)格數(shù)分別為1889602，各組計(jì)算模型網(wǎng)格劃分如圖8所示。

為了研究總裝后飛艇艇身對旋翼氣動(dòng)特性影響,需要對旋翼單獨(dú)進(jìn)行氣動(dòng)拉力計(jì)算,旋翼網(wǎng)格劃分網(wǎng)格總數(shù)為82340,如圖9所示。

圖8 飛艇計(jì)算模型網(wǎng)格劃分

圖9 旋翼計(jì)算模型網(wǎng)格劃分

3.3 計(jì)算模型選擇

三維模型流場的計(jì)算采用FLUENT軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，由于k-epsilon模型在FLUENT中屬于雙方程模型，具有較高的穩(wěn)定性、經(jīng)濟(jì)性和計(jì)算精度,廣泛應(yīng)用高雷諾數(shù)湍流[11-13]。

相比其它計(jì)算模型，該模型雖計(jì)算量較較大，但比較適合于具有旋轉(zhuǎn)湍流的流動(dòng)問題，對有逆壓梯度的邊界層問題能夠給出很好的計(jì)算結(jié)果，常用于空氣動(dòng)力學(xué)問題研究數(shù)值計(jì)算當(dāng)中[14]?？紤]旋翼高速旋轉(zhuǎn)時(shí)對流體為可壓縮的，為了得到較高的計(jì)算精度，本計(jì)算模型選用k-epsilon模型。計(jì)算域分別設(shè)進(jìn)口為速度進(jìn)口為邊界條件，出口為壓力出口為邊界條件，計(jì)算的收斂程度可依據(jù)殘差和阻力系數(shù)的收斂曲線來進(jìn)行判斷[15]。

4 計(jì)算過程與結(jié)果分析

4.1 計(jì)算過程

進(jìn)口速度設(shè)置為0 m/s，對旋翼單獨(dú)進(jìn)行拉力計(jì)算，計(jì)算轉(zhuǎn)速分別為2 000 r/min、4 000 r/min、6 000 r/min、8 000 r/min、10 000 r/min和12 000 r/min。如圖10為旋翼轉(zhuǎn)速為6 000 r/min時(shí)，計(jì)算所得的壓力云圖(單位：Pa)和速度云圖(單位：m/s)。

對旋翼裝配后進(jìn)行拉力計(jì)算，此時(shí)設(shè)置速度進(jìn)口速度0 m/s,分別計(jì)算飛艇總裝后旋翼轉(zhuǎn)速為2 000 r/min、4 000 r/min、6 000 r/min、8 000 r/min、10 000 r/min和12 000 r/min。如圖11為當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速6 000 r/min時(shí)計(jì)算所得總裝的壓力云圖(單位：Pa)和速度云圖(單位：m/s)。

圖10 轉(zhuǎn)速6 000 r/min旋翼壓力云圖和速度云圖

圖11 總裝旋翼轉(zhuǎn)速6 000 r/min壓力云圖和速度云圖

為了分析飛艇的飛行俯角對飛艇的氣動(dòng)特性影響，此時(shí)設(shè)置速度進(jìn)口速度為6 m/s時(shí), 飛艇旋翼轉(zhuǎn)速為8 000 r/min，分別計(jì)算飛行俯角為0°、-5°、-10°、-15°和-20°。如圖12為速度進(jìn)口速度為6 m/s，旋翼轉(zhuǎn)速8 000 r/min時(shí),飛行俯角-10°,計(jì)算四組模型所得總裝的壓力云圖(單位：Pa)。

圖12 風(fēng)速為6 m/s俯角10°旋翼轉(zhuǎn)速 8 000 r/min壓力云圖

4.2 結(jié)果分析

對單個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動(dòng)拉力進(jìn)行計(jì)算，把不同轉(zhuǎn)速下氣動(dòng)拉力結(jié)果乘以4倍，等效總裝后理想狀態(tài)下旋翼總拉力，即為2對旋翼不同轉(zhuǎn)速下的總拉力；2對旋翼分別安裝在變體后的1號(hào)、2號(hào)、3號(hào)和4號(hào)飛艇上,對旋翼在不同艇體和轉(zhuǎn)速下進(jìn)行氣動(dòng)拉力計(jì)算，得到如圖13所示四旋翼氣動(dòng)拉力的計(jì)算曲線。

圖13 四旋翼氣動(dòng)拉力計(jì)算曲線

計(jì)算結(jié)果顯示，旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力要比總裝后總氣動(dòng)拉力要大，且隨著旋翼轉(zhuǎn)速增大，旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力與總裝后旋翼總拉力差值也在增大，說明總裝后，旋翼受到艇體干擾，旋翼轉(zhuǎn)速越高，這種干擾越明顯。隨著艇體體積逐漸增大，旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力與總裝后旋翼總拉力差值也在增大,說明艇體變體對旋翼拉力產(chǎn)生氣動(dòng)干擾,艇體變體增大和旋翼轉(zhuǎn)速增加，這種干擾越明顯。當(dāng)2對旋翼轉(zhuǎn)速均為12 000 r/min時(shí)，總裝的旋翼總拉力至少降低為23.256%以上。

當(dāng)速度進(jìn)口速度為6 m/s，旋翼轉(zhuǎn)速8 000 r/min時(shí),對4組模型分別在不同俯角情況下進(jìn)行計(jì)算，得到各組模型的阻力系數(shù)如圖14所示。

圖14 飛艇變體阻力系數(shù)

計(jì)算結(jié)果顯示，飛艇艇體的俯角一定時(shí)，艇體的阻力系數(shù)隨著飛艇艇體變體的增大而增大；當(dāng)飛艇艇體體積一定時(shí)，碟形飛艇阻力系數(shù)隨著飛艇飛行俯角增大而增大；當(dāng)艇體俯角超過-10°時(shí),碟形艇體阻力系數(shù)增大幅度變大。

5 結(jié) 語

本文先對四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并對設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算和分析，計(jì)算結(jié)果分析如下：

(1) 旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力要比總裝后總氣動(dòng)拉力要大，且隨著旋翼轉(zhuǎn)速增大，旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力與總裝后旋翼總拉力差值也在增大，艇體與旋翼之間存在氣動(dòng)干擾，這種干擾隨著旋翼轉(zhuǎn)速增加干擾加強(qiáng)。

(2) 隨著艇體變體體積逐漸增大，旋翼單獨(dú)工作時(shí)總氣動(dòng)拉力與總裝后旋翼總拉力差值也在增大,艇體變體對旋翼拉力產(chǎn)生氣動(dòng)干擾,艇體變體體積增大和旋翼轉(zhuǎn)速增加，氣動(dòng)干擾越強(qiáng)。為了減小旋翼與艇體之間氣動(dòng)干擾,可以適量延長旋翼安裝桿的長度,使氣動(dòng)干擾減小到符合要求范圍之內(nèi)。

(3) 當(dāng)艇體俯角一定時(shí)，艇體的阻力系數(shù)隨著飛艇艇體變體的增大而增大。

(4) 當(dāng)艇體體積一定時(shí)，碟形飛艇阻力系數(shù)隨著飛艇飛行俯角增大而增大；當(dāng)艇體俯角超過-10°時(shí),艇體阻力系數(shù)增大幅度變大。因此，在四旋翼控制的太陽能碟形變體飛艇飛行過程中，飛艇變體尺寸需加以限制,否則阻力系數(shù)會(huì)急劇增大，旋翼氣動(dòng)效率較低，影響飛艇的抗風(fēng)性能和飛行性能；在控制飛行時(shí)，其飛行俯角需加以限制,最好控制在-10°以內(nèi)，否則其阻力會(huì)急劇增大同樣影響飛行性能。