黃 榮

（廈門大學(xué)嘉庚學(xué)院機(jī)電工程學(xué)院，福建 漳州363105）

0 前言

飛控系統(tǒng)的研發(fā)過程需要一個(gè)安全可靠的飛行平臺(tái)來進(jìn)行飛行驗(yàn)證。而無人機(jī)由于沒有人的約束，所以不僅可以具備有人飛機(jī)的特點(diǎn)以外，還可得到比有人飛機(jī)更多的設(shè)計(jì)自由度，而且可以用于執(zhí)行人不便或不能完成的特殊任務(wù)。因此，設(shè)計(jì)一款適合于飛控研發(fā)試飛，且具有較大載荷量的輕型無人機(jī)具有很大應(yīng)用前景。

1 總體設(shè)計(jì)

1.1 性能要求

綜合以往用于飛控研發(fā)的無人機(jī)性能，提出以下設(shè)計(jì)指標(biāo)：

靜穩(wěn)定飛機(jī)

設(shè)計(jì)最大起飛重量≤20 kg

設(shè)計(jì)空機(jī)質(zhì)量≤10 kg

有效載荷≥3 kg

巡航速度≤75 km/h

最大平飛速度≤100 km/h

降落速度≤55 km/h

滿載起飛滑跑距離≤50 m

巡航高度≤120 m（考慮到國內(nèi)無人機(jī)飛行安全法規(guī)，不做大升限設(shè)計(jì)）

起降方式：滑跑/彈射起飛，滑跑/降落傘降落

1.2 提出方案

結(jié)合研究的基本要求和以上的性能指標(biāo)，提出以下初步設(shè)計(jì)方案：

（1）為了降低巡航速度和降落速度，需要提高整機(jī)的升阻比，優(yōu)選高升阻比翼型；

（2）要降低飛機(jī)的起落距離就需要對機(jī)翼構(gòu)型進(jìn)行更為精細(xì)的設(shè)計(jì)，優(yōu)化展弦比、機(jī)翼外形，使載荷分布更合理；

（3）為增大飛機(jī)橫側(cè)向與航向穩(wěn)定性，選取較大的平垂尾尾容量；

（4）為了增大機(jī)頭空間，將發(fā)動(dòng)機(jī)置于尾部或其他位置；

（5）考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)后置以及垂尾尾容量加大，故采用雙尾撐布局；

（6）為避免后置發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳滑流對平尾舵效的影響給飛控造成不必要的影響，故考慮移動(dòng)平尾位置或其他構(gòu)型尾翼。

綜上所述，本文將對大展弦比，雙尾撐后推式輕型無人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)。

1.3 基本飛行任務(wù)剖面

飛行任務(wù)剖面，為完成某一特定飛行任務(wù)而繪制的飛機(jī)航跡圖形，是飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的組成部分和重要的設(shè)計(jì)依據(jù)，也是形象地表達(dá)飛行任務(wù)的一種形式[1]。如圖1所示即為本文所設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)的基本飛行任務(wù)剖面。

圖1 基本任務(wù)剖面

圖1 中各個(gè)階段為：1為起飛段；2為加速爬升段；3為巡航階段；4為減速下降階段；5為著陸階段。

1.4 總體布局

由以上提出的方案對飛機(jī)總體布局進(jìn)行設(shè)計(jì)，飛機(jī)采用正常雙尾撐布局形式，該布局與常規(guī)固定翼類似，設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和試飛經(jīng)驗(yàn)較多，且飛機(jī)重心在氣動(dòng)焦點(diǎn)之前，符合靜穩(wěn)定特性。

最終確定出本架輕型無人機(jī)的總體布局方案：

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)后置腰推形式，油/電兩用；

（2）采用雙垂尾形式；

（3）大展弦比平直、梯形機(jī)翼，綜合考慮當(dāng)?shù)仫w行場地、車輛運(yùn)輸以及國內(nèi)“低小慢”航空器大致尺寸，設(shè)定翼展I=4 m；

（4）平尾位置布置于垂尾上部。

1.5 展弦比估算

本文所設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)屬于“低小慢”航空器范疇，飛行中的阻力主要來自壓差阻力和摩擦阻力，而摩擦阻力Cf與飛機(jī)外表面與氣流接觸的浸潤面積Sjr有關(guān)。

因?yàn)楸疚乃O(shè)計(jì)的飛機(jī)為常規(guī)雙尾撐布局，又因目前此類“低小慢”航空器的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則不完備，故其浸潤面積比可以參考通用航空飛行器設(shè)計(jì)。

展弦比計(jì)算：取浸潤面積比

普通載荷量無人機(jī)等效展弦比λ=8，美軍“死神”無人機(jī)等效展弦比λ=20，展弦比太小會(huì)使得橫向穩(wěn)定性減弱，而“死神”無人機(jī)展弦比太大，致使機(jī)翼承受的彎矩過大，因此本文設(shè)計(jì)的無人機(jī)展弦比先取兩者中間值14，故設(shè)等效展弦比

則又有浸潤展弦比

1.6 翼型選擇

翼型是構(gòu)成機(jī)翼、尾翼的重要部分，它直接影響到飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)[2]。

巡航高度取定100 m，巡航速度75 km/h，參考同級別其他無人機(jī)平均氣動(dòng)弦長b≈0.35 m等參數(shù)下，此時(shí)雷諾數(shù)Re=500 000。

通常情況下，大彎度翼型被稱為高升力翼型，大彎度翼型擁有更大的最大升力系數(shù)[3]。根據(jù)以上數(shù)據(jù)和條件篩選翼型庫，擬定選擇AH-79-100B翼型，通過翼型模擬軟件對該翼型的曲線進(jìn)行計(jì)算分析，結(jié)果如圖2、圖3所示。

圖2 升力、阻力系數(shù)曲線

圖3 升阻比、俯仰力矩系數(shù)曲線

由圖3可知AH-79-100B翼型在Re=500 000情況下，總體上具有較高的升阻比和升力系數(shù)，且全范圍內(nèi)曲線較平滑，無過大的激變，唯一的不足是俯仰力矩偏大，綜合考慮，決定選取AH-79-100B翼型。AH-79-100B翼型相對厚度為10.04%在30.9%的弦長處，相對曲面為6.42%在50%的弦長處。由圖2可知在迎角為13度時(shí)AH-79-100B翼型最大升力系數(shù)CLmax=1.76。

1.7 翼載荷的估算

飛機(jī)的翼載荷是指飛機(jī)重量m與機(jī)翼參考面積之比S，即m/S。通常重量都用正常起飛重量m0作為衡量的基準(zhǔn)，而機(jī)翼參考面積S是指氣動(dòng)力系數(shù)CL、CD等時(shí)用的機(jī)翼參考面積[4]。

（1）求失速速度

等效展弦比

機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長

機(jī)翼展長

機(jī)翼面積

飛機(jī)總重

整機(jī)的最大升力系數(shù)一般為翼型最大升力系數(shù)的80%，則最大升力系數(shù)

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)應(yīng)用于航測、實(shí)驗(yàn)室飛控實(shí)驗(yàn)等領(lǐng)域，且考慮到航線問題，一般飛行高度不超過300 m，則空氣密度ρ＝1.29 kg/m3由升力公式。

求出設(shè)計(jì)失速速度

（2）設(shè)計(jì)最大翼載

在輕型無人機(jī)設(shè)計(jì)中，為使飛機(jī)易于操控且不至于速度過大，翼載荷一般不超多200 g/dm2，故以上設(shè)計(jì)最大翼載荷符合要求。

2 無人機(jī)基本參數(shù)設(shè)計(jì)

2.1 機(jī)翼外形參數(shù)設(shè)計(jì)

對于輕型無人機(jī)而言，在設(shè)計(jì)機(jī)翼時(shí)，首先要把滿足設(shè)計(jì)要求的飛行技術(shù)性能作為主要依據(jù)，即應(yīng)保證：

（1）在飛、著陸和空中機(jī)動(dòng)狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比；

（2）在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動(dòng)阻力；

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)機(jī)翼相對機(jī)身的位置，采用中單翼，翼身干擾小，阻力小。為使飛機(jī)擁有更好的橫向穩(wěn)定性以及更小的渦阻，將機(jī)翼形狀設(shè)計(jì)為類滑翔機(jī)狀態(tài)。得到：

等效展弦比λ＝14（第1章中已取定）

機(jī)翼展長l＝4 m（第1章中已取定）

機(jī)翼投影形狀設(shè)計(jì)為細(xì)長梯形狀，屬于平直機(jī)翼的變種，擁有較優(yōu)良的氣動(dòng)特性，生產(chǎn)加工方便，但是需要選擇好合適的根梢比。

由低速飛機(jī)根梢比取2.222…時(shí)有最小誘導(dǎo)阻力[5]，且經(jīng)過驗(yàn)證飛行可知，根梢比2.222…左右梯形機(jī)翼擁有最合理的載荷分布，故取根梢比

在前文已經(jīng)取定平均氣動(dòng)弦長b=0.281 m，則根據(jù)根梢比η=2可得：

翼根弦長

翼尖弦長

又根據(jù)翼展和平均氣動(dòng)弦長已知，可求得

機(jī)翼面積

AH-79-100B翼型升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線如圖4所示。

圖4 翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)曲線

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)具有大載重量的特點(diǎn)，因此機(jī)身橫截面積會(huì)相對較大，綜合參考以上升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線，為了使飛機(jī)盡可能減小阻力的同時(shí)又兼具較高升力，所以取定：

機(jī)翼安裝角：

上反角可提供橫向安定效應(yīng)；對于有后掠角的機(jī)翼，因側(cè)滑而產(chǎn)生橫向安定性[6]。而本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)采用了大展弦比中單翼設(shè)計(jì)，本身即具有很強(qiáng)的橫向穩(wěn)定性。為防止橫向穩(wěn)定過強(qiáng)，故機(jī)翼不設(shè)計(jì)上反角和后掠角。

由于設(shè)計(jì)采用的是根梢比為2的梯形機(jī)翼，綜合考慮氣流分量和后期制造難易程度，本文決定設(shè)計(jì)機(jī)翼前緣平直的直角梯形的機(jī)翼構(gòu)型。

2.2 機(jī)身參數(shù)

2.2.1 機(jī)身長度

飛機(jī)起飛總重確定后，就可由表1中的數(shù)據(jù)得到機(jī)身長度的初值[1]。

表1 機(jī)身長度與起飛總重的關(guān)系

由設(shè)計(jì)最大起飛重量 ≤ 20 kg（即W0≤ 20 kg），查表得：A=1.6，C=0.23。

計(jì)算出機(jī)身設(shè)計(jì)長度

2.2.2 機(jī)身長細(xì)比

由已知定義，機(jī)身長細(xì)比＝機(jī)身長度／最大當(dāng)量直徑，當(dāng)機(jī)身內(nèi)部體積一定，長細(xì)比為3.0左右亞音速機(jī)身阻力最小，長細(xì)比為14左右的超音速機(jī)身阻力最小，絕大多數(shù)的飛機(jī)機(jī)身的長細(xì)比在兩者之間[7]。

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)屬于低空低速飛機(jī)，無考慮超大長細(xì)比，相反應(yīng)該考慮以大容積大載荷量為設(shè)計(jì)目標(biāo)。參考其他載運(yùn)量較大的無人機(jī)最大截面直徑為0.23 m，擬定本文設(shè)計(jì)最大截面直徑為0.25 m。綜合參考之后，本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)擬設(shè)定機(jī)身長細(xì)比為4.0，即

則機(jī)身長度：

2.3 尾翼的布局及參數(shù)的選擇

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)的尾翼的布置采用固定尾撐雙垂尾形式，并且把平尾抬高，避開了機(jī)翼尾流和螺旋槳滑流，使其效率提高，從而可以適當(dāng)減小平尾尺寸，也為之后的飛控控制減少控制難度[8]。垂尾、平尾等翼面要在正負(fù)迎角、正負(fù)側(cè)滑角下工作，因此這些翼面都要采用對稱翼型[7]。

2.3.1 垂尾參數(shù)設(shè)計(jì)

飛機(jī)的航向安定性和操縱性是通過垂尾及方向舵來實(shí)現(xiàn)的[9]。為了達(dá)到更好的載荷分布效果，垂尾與主機(jī)翼一樣采用直角梯形外部形狀構(gòu)型，方便生產(chǎn)制造。

尾翼的展弦比和尖削比參數(shù)如表2所示[1]。

表2 尾翼的展弦比和尖削比

上表中A為展弦比，λ尖削比（即為根梢比倒數(shù)）。

一般垂尾相對面積（SV/SW）大約為20%~25%，本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)將主要應(yīng)用于航測、實(shí)驗(yàn)室飛控實(shí)驗(yàn)等領(lǐng)域，需要要求飛機(jī)具有較高的航向穩(wěn)定性，所以設(shè)計(jì)取定：SV/SW=25%，則

由于本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)展弦比為14，與一般滑翔機(jī)類似，所以垂尾展弦比參考滑翔機(jī)范圍取值，兼顧尾撐式布局存在的扭轉(zhuǎn)風(fēng)險(xiǎn)，所以垂尾不設(shè)計(jì)太高，則取

本文設(shè)計(jì)的輕型無人機(jī)擬采用不小于23英寸（約0.6 m）的螺旋槳，為使平尾能夠有效脫離螺旋槳滑流的影響，則設(shè)計(jì)垂尾高度不小于0.45 m，兼顧考慮上文提到的不應(yīng)有太高大的垂尾，則取定

較大的尖削比可是使平尾設(shè)計(jì)得更低矮但面積更大，同時(shí)小的尖削比可以提高翼面的失速角度范圍，使得垂尾工作在更廣闊的側(cè)滑角度里而不失速，且平尾高抬，類似T尾設(shè)計(jì)，所以參考數(shù)據(jù)，取

綜合以上數(shù)據(jù)，可計(jì)算出垂尾的基本設(shè)計(jì)值：

符合設(shè)計(jì)要求。

2.3.2 平尾參數(shù)設(shè)計(jì)

平尾的主要作用是平衡機(jī)翼產(chǎn)生的縱向力矩，它們所能提供的力矩效率與其產(chǎn)生的升力及力臂成正比，而升力與其面積成正比[9]。

由表2可知，一般平尾相對面積（SH/S）大約為20%~25%，因?yàn)楸疚脑O(shè)計(jì)將平尾高抬離開螺旋槳滑流區(qū)和機(jī)翼下洗區(qū)，且垂于兩垂尾之間，具有端板效應(yīng)，所以平尾效率較高，可以適當(dāng)采用較小面積的平尾設(shè)計(jì)。綜上所述，取定（SH/S）=20%

平尾設(shè)計(jì)采用矩形外觀構(gòu)型，實(shí)用高效，便于安裝。

由于平尾設(shè)計(jì)安裝于平尾接近尖端處，所以將平尾安裝處設(shè)計(jì)在垂尾弦長0.25 m處，又因平尾為矩形構(gòu)造，為不造成不必要的干擾阻力，故綜合考慮將平尾弦長設(shè)計(jì)定為0.25 m，即

根據(jù)已定的平尾面積SH=0.22 m2，計(jì)算出平尾展長lH≈0.9 m

則平尾展弦比AH=0.9/0.25=3.6，在可用范圍內(nèi)。

2.3.3 尾容量設(shè)定及尾力臂確定

尾容量是衡量飛機(jī)尾翼對飛機(jī)俯仰、航向安定性的基本數(shù)值。尾力臂是指機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長前四分之一處到尾翼弦長前四分之一處的距離，相當(dāng)于平垂尾為改變飛機(jī)姿態(tài)施力的力臂[10]。

如表3所示[1]，為經(jīng)典飛機(jī)尾容量參考值。

表3 平垂尾經(jīng)典尾容量參考值

垂尾尾容量

參考噴氣運(yùn)輸機(jī)垂尾容量經(jīng)典值，取CVT＝0.09

則：

平尾尾容量

參考噴氣運(yùn)輸機(jī)垂尾容量經(jīng)典值，取CHT=1.00

則：

綜上，平尾力臂與垂尾力臂基本相等，則在具體設(shè)計(jì)當(dāng)中只需注意將平尾和垂尾四分之一弦長點(diǎn)設(shè)計(jì)重合即可。

2.4 三維建模

利用航空工業(yè)中應(yīng)用最廣的三維建模軟件CATIA，根據(jù)以上設(shè)計(jì)出的參數(shù)進(jìn)行本文輕型無人機(jī)的三維建模工作。三視圖及等二軸測圖如圖5所示。

圖5 三維模型的各個(gè)視圖

3 總結(jié)與展望

本文設(shè)計(jì)確定了一種大載荷量無人機(jī)的基本參數(shù)，計(jì)算了基本飛行數(shù)據(jù)，建立了該輕型無人機(jī)的三維氣動(dòng)外形模型。設(shè)計(jì)過程表明，該輕型無人機(jī)設(shè)計(jì)方案可行，為后續(xù)的研制工作做了較為充足的理論設(shè)計(jì)準(zhǔn)備。該輕型無人機(jī)主要適用于飛控驗(yàn)證飛行，也可適用于航空測繪、森林防火、國土資源調(diào)查等領(lǐng)域。