王 芳， 余春錦

（南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院，南昌 330063）

引言

MAV（Micro Aerial Vehicle微型飛行器）是20世紀(jì)90年代中期源自軍事目的而發(fā)展起來的一種新型飛行器[1]，至今方興未艾[2]。1992年，美國蘭德公司在提交給美國DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency國防高級(jí)研究計(jì)劃局）的一份關(guān)于未來科技與軍事的研究報(bào)告中第一次提出了MAV的概念。此后，麻省理工學(xué)院的林肯實(shí)驗(yàn)室和美國海軍研究實(shí)驗(yàn)室對(duì)MAV的可行性進(jìn)行了更加深入的評(píng)估，并制定了一項(xiàng)旨在發(fā)展微型飛行器的計(jì)劃。根據(jù)DARPA提出的要求，一般認(rèn)為微型飛行器的基本指標(biāo)是[3-4]：飛行器各項(xiàng)最大尺寸不超過15 cm，最大航程1～10 km，續(xù)航時(shí)間20～60 min，質(zhì)量10～100 g，巡航速度約30～60 km/h。在DARPA的資助下，美國Aero Environment（航空環(huán)境）公司研制的“黑寡婦”微型飛行器[5]為滿足飛行器尺寸限制在15 cm的要求選擇了盤形布局，使其機(jī)翼面積最大；其形狀象個(gè)圓盤，飛行速度為48 km/h，飛行時(shí)間為22 min。真正可以適合于軍用系統(tǒng)的微型飛行器應(yīng)該具有下述要求[6]：首先能攜帶全天候的近距離成像系統(tǒng)，且發(fā)送目標(biāo)區(qū)域內(nèi)的重要細(xì)節(jié)且能讓操縱人員分辨；其次具有準(zhǔn)確定位能力；再次能夠放在士兵的背包里，以便攜帶，故要求重量輕、堅(jiān)固耐用；最后不易被敵人發(fā)現(xiàn)，造價(jià)得到控制。

許多單位的研究者在固定翼微型飛行器的布局研究方面也做了不少工作，取得了一定的研究成果。西北工業(yè)大學(xué)李占科教授[7]在柔性翼抗風(fēng)能力，增加飛行器穩(wěn)定性、固定翼的布局研究等方面進(jìn)行了相當(dāng)?shù)难芯抗ぷ?。南京航空航天大學(xué)[8]、上海大學(xué)[9-10]近些年也對(duì)微型飛行器做了大量的研究工作，固定翼方面也取得了相當(dāng)?shù)某删?。比如采用梯形為平面形狀加下置翼尖端板的“翠鳥”MAV，反齊莫曼為平面形狀上置翼尖端板的“云雀”MAV。但是專注于研究升力體展弦比對(duì)MAV氣動(dòng)特性影響的工作比較少見，本文主要致力于分析MAV展弦比對(duì)其氣動(dòng)特性與操縱性的研究工作。

1 計(jì)算方法

對(duì)飛行器氣動(dòng)外形進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，需要精確的計(jì)算飛行器所在流場的流動(dòng)特性。與高雷諾數(shù)常規(guī)飛行器相比，MAV在該雷諾數(shù)范圍內(nèi)氣動(dòng)特性和流場結(jié)構(gòu)明顯不同。隨著Horton[11]、Mueller[12-14]、Selig[15]對(duì)低雷諾數(shù)范圍內(nèi)翼型氣特性和流場機(jī)理的一系列相關(guān)試驗(yàn)研究，人們對(duì)低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性有了初步的認(rèn)識(shí)和掌握。對(duì)低雷諾數(shù)來說，即使在不強(qiáng)的逆壓梯度作用下，流動(dòng)也會(huì)發(fā)生層流分離并轉(zhuǎn)捩至湍流形成層流分離泡。文中的計(jì)算網(wǎng)格都是采用了點(diǎn)對(duì)點(diǎn)對(duì)接的結(jié)構(gòu)塊網(wǎng)格形式和求解耦合S-A湍流模型的雷諾平均N-S方程的方法，同時(shí)分析了不同網(wǎng)格疏密程度對(duì)計(jì)算精度的影響。

對(duì)于粘性繞流，物面邊界條件的處理相對(duì)簡單，僅要求各速度分量在物面上都為零。對(duì)于粘性繞流，在物面處，數(shù)值計(jì)算中使用無滑移、絕熱壁條件：

其中，xt,yt,zt為物面運(yùn)動(dòng)速度，由物體運(yùn)動(dòng)規(guī)律給定，當(dāng)研究定常繞流時(shí)，xt=yt=zt=0。邊界上的壓強(qiáng)通過從計(jì)算域線性插值給出?？紤]到理想氣體狀態(tài)方程p=ρRT，壓力和溫度均滿足法向零梯度的條件，因此，密度在物面也滿足法向零梯度條件：

2 計(jì)算模型

MAV翼面形狀以目前國內(nèi)外普遍使用的反齊莫曼形為本文研究基礎(chǔ)。根據(jù)微型飛行器的調(diào)研結(jié)果，總結(jié)歸納出國內(nèi)外絕大多弦長是15 cm的微型飛行器的展弦比都在0.5～2之間，故將展弦比分為0.5、1、1.5、2四種進(jìn)行分別對(duì)比分析研究，翼型采用NACA4415。本文涉及的網(wǎng)格均為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格轉(zhuǎn)換成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)是“O”型。網(wǎng)格的大小是120*100*57，共計(jì)網(wǎng)格有684 000個(gè)單元。網(wǎng)格示意圖如下圖1所示（以AR = 1.5為例）。計(jì)算條件是飛行速度為10 m/s，無限遠(yuǎn)處的壓強(qiáng)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，雷諾數(shù)為1.02 × 105。

圖1 展弦比是1.5的反齊莫曼形網(wǎng)格圖

圖1為展弦比是1.5的反齊莫曼形的氣動(dòng)網(wǎng)格的對(duì)稱面和機(jī)體表面的網(wǎng)格，能夠較為清晰的反映網(wǎng)格疏密程度。

將上述4種展弦比的幾何模型按上圖所示進(jìn)行網(wǎng)格劃分，分別計(jì)算攻角?4°～22°，中間以2°作為梯度。

3 計(jì)算結(jié)果

展弦比對(duì)于微型飛行器來說比對(duì)常規(guī)飛行器的影響更大，也更復(fù)雜。這主要是由于展弦比直接影響翼尖渦的大小及作用范圍。經(jīng)計(jì)算得出下面四種展弦比的氣動(dòng)特性曲線，如圖2～圖4所示。

圖2 升力特性曲線

從圖2可以看出，在小攻角的情況下，展弦比大具有絕對(duì)優(yōu)異的升力性能；但是在大攻角下，AR=2模型升力性能就下降得比較明顯。在攻角為10°到22°，AR= 2模型升力系數(shù)就開始低于AR=1.5模型，甚至比AR= 1模型還要差。AR= 0.5模型升力特性雖然一直在增加但是其升力系數(shù)始終沒能大于其他構(gòu)型?？傮w看來，AR= 1.5模型既能保持大展弦比的高升力又能較好地避免大攻角時(shí)的氣流分離帶來的不利影響。圖3中可以看出AR=1.5和AR= 2的模型在攻角小于10°時(shí)，升阻比相當(dāng)，但到大攻角時(shí)，AR= 2的氣動(dòng)性能下降明顯，而AR= 1.5的模型就有大的優(yōu)勢。從圖4中知道，縱向力矩系數(shù)的絕對(duì)值和升力系數(shù)成正比，并且斜率大代表縱向力矩系數(shù)隨著攻角變化明顯，即對(duì)攻角變化較為敏感，舵面的靈敏度較高。

圖3 升阻比特性曲線

圖4 縱向力矩特性曲線

圖5～圖8為4種展弦比在攻角為8°時(shí)上翼面壓力云圖。

從圖5～圖8可以看出：展弦比小的構(gòu)型上翼面高壓區(qū)所占比例較大，不適合作為MAV設(shè)計(jì)選擇；展弦比較大構(gòu)型的上翼面低壓區(qū)較大，高壓區(qū)相對(duì)較小，從而有利于升力特性。展弦比較小還會(huì)因機(jī)翼面積過小導(dǎo)致翼尖渦影響太大，從而降低氣動(dòng)特性。為了得出翼尖渦的影響范圍，同時(shí)為了進(jìn)一步驗(yàn)證得出的結(jié)論，圖9～圖12顯示了4種展弦比的翼尖截面速度矢量圖。

圖5 AR = 0.5模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖6 AR = 1模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖7 AR = 1.5模型上翼面壓力分布圖(α = 8°）

圖8 AR = 2模型上翼面壓力分布圖(α = 8°)

圖9 AR = 0.5模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

圖10 AR = 1模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

從圖9～圖12而得知展弦比為0.5和1時(shí)在翼尖處產(chǎn)生的渦強(qiáng)度較強(qiáng)，影響范圍很大。而到了AR= 2時(shí)，就可以明顯看出，翼尖渦影響的范圍就減少了許多；展弦比小，翼尖渦影響較大。

AR= 0.5模型被翼尖渦影響較大，致使下翼面出現(xiàn)大面積低壓區(qū)。展弦比較大，影響的范圍較小。從而可知展弦比對(duì)微型飛行器來說較為敏感，主要是由于展弦比雖然不能完全決定翼尖渦的大小，但是可以影響翼尖渦作用的范圍。

圖11 AR = 1.5模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

圖12 AR = 2模型翼尖渦速度矢量圖(α = 8°)

4 網(wǎng)格疏密對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響

考慮到網(wǎng)格疏密程度與網(wǎng)格質(zhì)量對(duì)計(jì)算結(jié)果精度的影響，最后從15 cm固定翼微型飛行器氣動(dòng)分析常用的網(wǎng)格數(shù)量范圍50～100萬數(shù)量級(jí)區(qū)間中選出50萬、70萬與100萬3種網(wǎng)格數(shù)量分析同一飛行器升力體的升力系數(shù)、升阻比以及俯仰力矩系數(shù)的區(qū)別。網(wǎng)格質(zhì)量主要是Skewness等參數(shù)，劃分網(wǎng)格時(shí)基本保證在同一水平，網(wǎng)格數(shù)量對(duì)計(jì)算精度的影響如圖13所示。

圖13 三種網(wǎng)格數(shù)量對(duì)升力系數(shù)的影響

由圖13可見網(wǎng)格數(shù)量對(duì)升力系數(shù)的影響基本隨著迎角的增加而加大，50萬網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果較70萬偏小，100萬網(wǎng)格數(shù)值較70萬偏大，常用仰角范圍內(nèi)誤差最大不超過0.01。由此可見網(wǎng)格數(shù)量對(duì)該雷諾數(shù)下的固定翼微型飛行器影響不大。

5 結(jié)論

1）AR= 1.5模型是本文最適合的選擇。AR=0.5和AR= 1模型的升力面積太小，升力系數(shù)太?。籄R= 2模型在大攻角時(shí)翼面失速太嚴(yán)重，升力系數(shù)下降太大。

2）展弦比較小模型產(chǎn)生的翼尖渦強(qiáng)度較大，影響區(qū)域也較大，大展弦比模型強(qiáng)度較小，受影響的區(qū)域也不大。但是AR= 2的模型由于展向尺寸大、橫向氣流速度較小在高攻角時(shí)出現(xiàn)嚴(yán)重的氣流分離。

3）AR= 1.5模型雖受翼尖渦的影響沒有小展弦比大，但是也存在一定的不利影響，下一步可以在翼尖增加翼尖端板，探索翼尖端板對(duì)上表面的氣流特性的改善。