李勇霖，張純良，呂羿良，林涌鑫，李江宇，謝宜師

（北京理工大學(xué)珠海學(xué)院，廣東 珠海 519000）

目前無人機主要由固定翼無人機與旋翼無人機兩大類構(gòu)成。固定翼無人機以常規(guī)氣動布局居多，但也有鴨式布局、三角翼布局、飛翼布局等。旋翼無人機則以多旋翼無人機居多，但也有無人直升機與傾轉(zhuǎn)旋翼機等。它們所具有的優(yōu)點顯而易見，但其表現(xiàn)出的不足也一樣突出。為此，本文提出了鴨式-飛翼氣動布局無人機，針對目前固定翼及多旋翼無人機的不足，在載重能力、續(xù)航時間、飛行速度及安全性上作出了改善。

1 設(shè)計思路及方法

飛翼氣動布局具有阻力小、飛行效率高、結(jié)構(gòu)簡單、重量輕以及較低的可探測性的優(yōu)點。但依舊存在著航向穩(wěn)定性差、俯仰操作性差、較小的最大升力系數(shù)CLmax 及較高的飛行速度等不足。而鴨式氣動布局則有著著較大的俯仰操作范圍、較大的失速可控范圍、較小的配平阻力以及在大迎角飛行及平飛時提供更大的升力。同時也具有結(jié)構(gòu)復(fù)雜及較高的飛行速度等不足。為改善飛翼布局與鴨式布局的高航速及載重性，我們將鴨翼與飛翼進行融合，大程度地發(fā)揮各自的優(yōu)勢。

本文采用雷諾N-S 方程：

作為基礎(chǔ)方程，用3D-Panel 對飛行器在流場中的氣動特性進行計算，并以XLFR-5 軟件進行輔助。其中3D-Panel是對渦格法（VLM）與升力線法（LLT）的結(jié)果進行細化。再利用Re=ρvL/μ 對飛行所需雷諾數(shù)進行初步計算。其中ρ為流體密度，μ 為動力黏性系數(shù)，v 為流場的特征速度，L特征長度。該款無人飛行器為低空低速飛行器，最大飛行速度為25m/s，最大升限為1000m。在此飛行速度及飛行高度的區(qū)間內(nèi)，我們將大氣視為理想流體進行計算。飛行阻力則著重考慮誘導(dǎo)阻力、干擾阻力及黏性阻力。

2 無人機性能參數(shù)的確定

目前國內(nèi)外小型無人機市場中，多旋翼無人機的巡行速度為6 ～8m/s，續(xù)航時間為21min，實際飛行半徑為300m。外掛載重約為200g。固定翼小型無人機的翼展為1200mm,最大飛行速度約80km/h，起飛重量約為1kg，理論飛行時間為45min。本文所設(shè)計的鴨式-飛翼氣動布局無人機，翼展為1200mm，機長約為600mm。最小飛行速度4m/s，巡航速度15m/s，理論升限3000m。其最大起飛重量3kg，有效載荷1.7kg，轉(zhuǎn)場半徑10km，最小轉(zhuǎn)彎半徑1.5m。

3 飛行器幾何參數(shù)的選取

（1）鴨翼的設(shè)計。鴨翼對主翼的影響主要表現(xiàn)在其脫體氣流在主翼上方所產(chǎn)生的低壓區(qū)來擴大主翼的壓差，在大迎角飛行時鴨翼的上洗氣流可有效減小主翼迎角，以達到擴大失速范圍的目的。高速戰(zhàn)機的鴨翼為大后掠角、大展弦比與較小的相對厚度。但在低速小飛機中，此設(shè)計方案將不再適用。

低速飛機鴨翼氣動結(jié)果如圖1 所示。從CL圖中我們不難看出，當鴨翼后掠角逐漸增大的同時，整機升力系數(shù)出現(xiàn)下降，鴨翼氣動特性與高速飛機恰好相反。通過對無人機其他氣動特性的分析發(fā)現(xiàn)，在低速狀態(tài)下，鴨翼對主翼的作用主要為翼尖渦流，并非高速飛機的脫體渦流。如圖2 所示，從不同后掠角的誘導(dǎo)阻力系數(shù)ICD與迎角的曲線，結(jié)合公式CD=CL2/πAe，印證上述結(jié)果。

圖1 整機升力系數(shù)與迎角的變化圖

圖2 誘導(dǎo)阻力系數(shù)ICD 與迎角的變化圖

（2）飛機翼稍弦長的選取。其中在外翼弦長的設(shè)計中，當增加外翼弦長可獲得較高的升阻比，但其縱向穩(wěn)定性或配平阻力將顯著增加。展弦比的減小將使氣動效率進一步降低，使得翼載荷提高而增加結(jié)構(gòu)重量。同時考慮到存放空間問題，外段機翼在必要時需要向內(nèi)進行折疊，以減小機體體積，方便人員攜帶。所以在設(shè)計時，我們選擇盡可能小的外翼弦長。

（3）飛翼前緣拐點的設(shè)計。前緣拐點是由外段翼與內(nèi)段翼不同的后掠角而形成的，其是對低速特性影響最大的幾何參數(shù)。拐點位置受任務(wù)載荷被約束。在同樣的任務(wù)載荷下，要獲得較小內(nèi)翼相對厚度，拐點則需向翼尖移動，因此，升阻比及縱向靜穩(wěn)定性會得到增加，但同時，其重心位置將向后移動。同時在拐點前緣處會出現(xiàn)較大的應(yīng)力集中點，將影響整機的結(jié)構(gòu)強度。為克服應(yīng)力集中點的出現(xiàn)，機體結(jié)構(gòu)重量也將出現(xiàn)增加。

（4）主翼前緣后掠角的選取。本文采用前緣雙后掠形式設(shè)計，如圖3 所示，后緣外輪廓成M 型。為提高載重能力與機體空間，減小飛行阻力、翼載荷及機體大小，避免飛行時的應(yīng)力集中。內(nèi)段機翼與外段機翼都采用較小的前緣后掠角，增大機翼面積，降低翼面載荷。同時為能適應(yīng)低速飛行及重心配置，內(nèi)段前緣后掠角為32°，外段前緣后掠角為12°。

圖3 幾何形狀設(shè)計及重心參考

（5）翼型的選擇及優(yōu)化。通過對幾何參數(shù)的選擇，將翼型初步確定為內(nèi)段機翼平凸翼型，外段機翼凹凸翼型，翼面積定為3600cm2。通過L=v2SρCL/2 可估算得出升力系數(shù)CL=0.8。利用profili 翼型軟件對已有翼型做初步篩選，選擇 如C72、BRUXEL33、CLARK K、CLARK X、CRTISS72 等10種符合內(nèi)段與外段設(shè)計要求的翼型，并將其全部導(dǎo)入XFLR5軟件中進行分析，如圖4。為防止翼尖與鴨翼先失速的問題發(fā)生，利用XFLR5 對選定翼型C72、RAF 32 DOM、NACA 6412 翼型進行改進，對內(nèi)段翼型C72 的相對厚度進行增加，縮小其相對彎度，在滿足空間需求的同時，仍提供部分升力。外段機翼則減小其相對厚度，增加相對彎度，后延其失速迎角，確保其有著較大的可控范圍。鴨翼翼型NACA 6412 尤為重要，需滿足在正負迎角下的配平力矩。

（6）鴨翼與飛翼相對位置的選取。為使鴨翼對主翼的氣動影響達到最佳，本文所采用的方法為增加鴨翼上反角，該方法將避免了鴨翼亂流對主翼的無利影響，同時使鴨翼翼尖渦流、上洗及下洗氣流處于有利位置，如圖5 所示。

（7）約束條件的設(shè)定。在幾何形狀設(shè)計時同時，要考慮部件幾何約束，如動力總程、飛行控制器及任務(wù)載荷等容積需要。這將直接決定內(nèi)段翼型的厚度、弦長及彎度。在選取弦長較小的翼型時，其厚度不能過小，弦長不能過短，彎度不能多大。

4 整機外形優(yōu)化結(jié)果分析

通過前文所述的設(shè)計步驟，進行多輪的設(shè)計優(yōu)化迭代，最終獲得了較為符合設(shè)計要求的氣動外形模型，如圖6 所示。

圖4 10 種翼型的升阻比曲線

圖5 不同鴨翼形狀下整機升力曲線

優(yōu)化設(shè)計后的參數(shù)具體如下，翼面積3643.4cm2、平均氣動弦長262.53mm、展弦比7、前緣后掠角33°與13.6°，展向相對厚度排布為22%、17%、14%、10%；鴨翼翼展為440mm、翼面積660cm2、后掠角4.42°、上反角7°。對該款無人機的設(shè)計中發(fā)現(xiàn)，主翼處于鴨翼干涉的前提下，鴨翼的翼面積、上反角、后掠角、x 軸方向的距離、y 軸方向的距離與對全機升力系數(shù)及升阻比間存在相應(yīng)關(guān)聯(lián)。當鴨翼翼面、x 軸軸向距離、y 軸軸向距離與后掠角不改變，增加上反角使整機升力系數(shù)斜率將等比例增大，但升阻比將降低，升力曲線上移。若引入翼面積作為變量，升力系數(shù)曲線會短暫上移，之后將會有劇烈下降。當鴨翼的翼面積與上反角一定時，主翼處于鴨翼的干涉前提下。x 軸軸向距離與升力系數(shù)大致程平方關(guān)系，z 軸軸向與x 軸軸方向類似?？捎霉絚L=-kx2+en的形式，其中k 為變化系數(shù)，en為修正系數(shù)。

5 結(jié)語

（1）鴨式-飛翼氣動布局無人機在優(yōu)化設(shè)計后，升力性能明顯提高。相較于單飛翼布局或單鴨翼氣動布局的升力提高13.3%，同時其有效載荷提高為8.6%。

圖6 三維氣動外形模型

（2）鴨式-飛翼氣動布局無人機在低速方面有著突出的表現(xiàn)，最小飛行速度可降至6m/s，比單飛翼式氣動布局無人機飛行速度降低約37%。

（3）經(jīng)過計算和實驗驗證，鴨翼與飛翼在x 軸、y 軸的距離與其整機升力系數(shù)成平方關(guān)系，表達式大致為cL=-kx2+en，k 為變化系數(shù)，en為修正系數(shù)。