李繼廣，李嘉興，嚴(yán)天建,2，閆 朋，劉天棟，王 科

(1. 西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院, 西安 710077;2. 西安恒翔控制技術(shù)有限公司，西安 710000)

0 引言

我國擁有300萬平方公里海洋面積，6 500多個沿海島嶼[1],面臨著海島后勤補給、海上巡邏、海上通信保障等實際需求。常規(guī)無人機、有人機在遠(yuǎn)離本土的島礁上應(yīng)用面臨海上島礁大都不具備建設(shè)常規(guī)固定翼起降要求的跑道，垂直起降、旋翼飛行器航程、航時不足，維護(hù)保障簡陋，飛行器難以長期部署等實際問題[2-5]。針對島礁實際需求，以及島礁的特殊使用環(huán)境，本文設(shè)計了一款基于傾轉(zhuǎn)矢量技術(shù)的長航時、大載重?zé)o人機。

1 總體設(shè)計性能指標(biāo)、特點和方案

1.1 性能指標(biāo)

根據(jù)島礁應(yīng)用的實際需求，設(shè)計的無人機應(yīng)滿足：(1)最大起飛重量為150 kg；(2)航程大于1 600 km；(3)最大平飛速度不低于150 km/h；(4)巡航速度為100～120 km/h；(5)起飛距離小于200 m。

1.2 設(shè)計特點

根據(jù)島礁特定的使用環(huán)境，設(shè)計特點如下：

(1)傾轉(zhuǎn)矢量設(shè)計。島礁條件下的短距起降是設(shè)計的側(cè)重點，為實現(xiàn)優(yōu)良的短距起降性能，綜合考慮傾轉(zhuǎn)旋翼布局優(yōu)良的短距起降能力和常規(guī)布局優(yōu)良的續(xù)航能力，提出了一種兼顧這兩種布局優(yōu)點的傾轉(zhuǎn)動力矢量推進(jìn)方案。同時，推力矢量技術(shù)也可擴展無人機的飛行包線、改善無人機的飛行性能和飛行品質(zhì)，提高其安全性。

(2)油電混合能源供應(yīng)方案。油電混合能源供應(yīng)方案可以滿足高海拔的飛行的需求，且采用電機作為動力源也便于布置矢量推進(jìn)系統(tǒng)。

(3)以巡航性能和制造成本為約束的氣動優(yōu)化設(shè)計方法。為了達(dá)到最佳的經(jīng)濟性，設(shè)計采用了具有高升阻比的V型尾翼翼身融合體總體氣動布局方案，可降低油耗，提高經(jīng)濟性。為降低制造成本，對翼型進(jìn)行了以結(jié)構(gòu)和制造成本為約束條件的氣動優(yōu)化。

(4)低成本設(shè)計理念。設(shè)計采用了模塊化與便捷化設(shè)計，部件與部件之間采用快拆結(jié)構(gòu)進(jìn)行連接，保證飛機的快速組裝、拆卸與轉(zhuǎn)運等任務(wù)需求。

1.3 總體設(shè)計方案

根據(jù)性能指標(biāo)和確定的設(shè)計原則，該設(shè)計方案采用如下關(guān)鍵技術(shù)：

(1)大展弦比上單翼與V型尾翼的氣動布局方案。上單翼布局可以為無人機內(nèi)部貨艙提供更大的載貨空間，可以保證機身內(nèi)部的有效容積；同時，上單翼的布局保證了機翼間主梁間傳力的完整性，可以減輕對結(jié)構(gòu)方面的要求；V型尾翼的使用進(jìn)一步減輕了所需的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，根據(jù)V型尾翼的設(shè)計方法，在保證了原有所需的平尾尾容量與垂尾尾容量的前提下減小了尾部結(jié)構(gòu)尺寸[6]。

(2)低位單尾撐布局。設(shè)計這種布局具有簡單、亂離路徑少、結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕等特點，同時這種布局氣動構(gòu)型較為簡單、飛機的氣動特性分析較為容易，設(shè)計成本低[7]。選擇較低位置布置尾撐桿可以減少隔框傳力、增加機身容積；整機結(jié)構(gòu)采用模塊化設(shè)計方便安裝、制作與維護(hù)。

(3)傾轉(zhuǎn)動力矢量推進(jìn)設(shè)計。推進(jìn)系統(tǒng)的傾轉(zhuǎn)可以極大的提高無人機的起降性能，但是，動力系統(tǒng)傾轉(zhuǎn)機構(gòu)的設(shè)計、傾轉(zhuǎn)角度的選擇等問題，都給設(shè)計方案的確定帶來挑戰(zhàn)。該方案根據(jù)起飛距離估算公式可以建立電機傾轉(zhuǎn)角度與起飛滑跑距離比值的曲線，并精心設(shè)計了傾轉(zhuǎn)機構(gòu)，極大地提高了無人機的起降性能。

2 性能計算分析

2.1 總體設(shè)計和矢量動力設(shè)計

傾轉(zhuǎn)矢量無人機的整體設(shè)計效果如圖1所示。

圖1 傾轉(zhuǎn)矢量無人機總體設(shè)計和結(jié)構(gòu)效果圖

該機的總體設(shè)計參數(shù)如表1所示。

表1 總體設(shè)計參數(shù)

為滿足設(shè)計需求，此無人機的動力系統(tǒng)采用油電混合的動力系統(tǒng)。油電混合系統(tǒng)相對純電動系統(tǒng)而言在同等重量下無人機續(xù)航時間更長；相較于純油動系統(tǒng)，混合系統(tǒng)工作效率更高(純油動系統(tǒng)燃油燃燒不充分)。同時，電機相對活塞式發(fā)動機重量更輕，且可對電機進(jìn)行矢量控制，在起飛階段使電機傾轉(zhuǎn)縮短起飛距離。

傾轉(zhuǎn)矢量無人機地面加速滑跑距離s為：

(1)

式中：g為重力加速度；v為無人機的速度；vt為無人機起飛時的速度；T為發(fā)動機推力，θ為發(fā)動機矢量傾角，G為飛機的重量；F為地面摩擦力；ρ為流體密度；A為機翼面積；cd為阻力系數(shù)；c1為升力系數(shù)。

圖2所示為根據(jù)式(1)計算所得電機傾角與起飛滑跑距離比值的關(guān)系曲線。由圖2可知，在最佳狀態(tài)下起飛距離可縮減到原本的75%左右，且無人機起飛重量越大，最短起飛距離對應(yīng)的電機傾轉(zhuǎn)角越小，起飛距離越長。

圖2 起飛距離與電機傾角的關(guān)系

2.2 氣動性能計算

2.2.1 計算網(wǎng)格繪制

無人機氣動性能計算使用網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)性多面體網(wǎng)格，該網(wǎng)格具有多個相鄰單元、較高的近似梯度，可合理地預(yù)測梯度和當(dāng)?shù)亓鲃拥姆植?。對于擠壓、拉伸等引起的網(wǎng)格變形，多面體網(wǎng)格可以通過增加新的節(jié)點、單元或面進(jìn)行自動結(jié)合、分裂或修型，對于結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格的生成效率與非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格的計算效率，多面體網(wǎng)格能夠很好的平衡。

為保證精確求解粘性子層，通常y+取值接近1。根據(jù)航空業(yè)通用計算方式，壁面y+取1.2。雷諾數(shù)(Re)及y+的計算公式為

(2)

(3)

式中：ρ為流體密度；vf為流體流速；l為特征長度；μ為動力粘性系數(shù)；Δy為網(wǎng)格長度；L為模型特征長度。

計算得Re為1.014×106，第一層網(wǎng)格高度為1.378×10-5m。附面層增長率通常選為1.1～1.2。根據(jù)經(jīng)驗，附面層厚度通常為3～5 mm。取增長率為1.2，附面層厚度為3.5 mm，據(jù)此可以確定所需加密層數(shù)為30層。根據(jù)計算結(jié)果對模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，節(jié)點和網(wǎng)格數(shù)如表2所示，劃分的網(wǎng)格如圖3～圖5所示。

表2 氣動性能計算節(jié)點及網(wǎng)格數(shù)

圖3 機身網(wǎng)格

圖4 連接處網(wǎng)格

圖5 全機網(wǎng)格

2.2.2 計算邊界條件設(shè)定

計算采用SSTκ-ω湍流模型。該模型在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，有大量可參考的研究和計算案例[8-9]。SSTκ-ω湍流模型計算工況如表3所示。

表3 計算工況

2.2.3 氣動數(shù)據(jù)匯總

設(shè)計無人機的氣動性能計算結(jié)果如圖6和圖7所示。

圖6 整機升力/阻力系數(shù)曲線圖

圖7 整機升阻比曲線

由圖6和圖7可知，迎角為0°時，飛機的整機升力系數(shù)為0.475 9，產(chǎn)生的升力為127.48 kg；當(dāng)迎角為4°時整機最大升阻比最大，可達(dá)19.5，指標(biāo)均滿足初始設(shè)計的要求。根據(jù)升力系數(shù)曲線可以看出，該機在大迎角下具有較好的升力特性，表明該翼型具有良好的低速性能。由阻力系數(shù)曲線與升阻比曲線還可看出，迎角在10°以內(nèi)時升阻比較高，阻力系數(shù)較小，因此該翼型適用迎角范圍應(yīng)不大于10°。此外，從升力系數(shù)曲線還可看出，迎角為6°時整機升力系數(shù)的增長速度開始下降。迎角為15°時升力系數(shù)達(dá)到最大值，之后進(jìn)入平穩(wěn)階段，當(dāng)迎角達(dá)18°時升力系數(shù)開始下降。

圖8所示為設(shè)計無人機的力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。由圖8可知，迎角大于6°，無人機的低頭力矩開始增加。這是因為尾翼在翼根尾緣處開始發(fā)生小范圍氣流分離，使得升力的斜率減小。這是由于V尾在翼根處的特殊連接形成了通道效應(yīng)，氣流在流經(jīng)尾翼根部處會經(jīng)歷先加速過程，這會降低尾翼表面壓力系數(shù)從而提高尾翼所產(chǎn)生的升力；氣流加速后流經(jīng)尾翼后緣，由于尾翼所使用翼型對翼型厚度進(jìn)行過優(yōu)化處理，所以在尾翼尾部通道擴張會比較劇烈，導(dǎo)致尾緣氣流發(fā)生小范圍分離。在8°迎角下尾翼根部后緣壓力系數(shù)明顯低于尾翼后緣中上部壓力系數(shù)，這種氣流分離可以增加尾翼后緣處的升力。隨著迎角增大，這種分離并未出現(xiàn)明顯的大范圍擴散。

圖8 力矩系數(shù)曲線

3 樣機制造和性能驗證

3.1 試驗樣機

傾轉(zhuǎn)矢量無人機設(shè)計為模塊化設(shè)計，整機分為11個模塊，模塊與模塊之間采用較為簡單的連接方式進(jìn)行連接，以保證無人機組裝迅速、拆卸與轉(zhuǎn)運方便。該機模塊劃分如圖9所示。

圖9 模塊劃分示意圖

設(shè)計無人機采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合體氣動布局方案，很好地兼容了巡航經(jīng)濟性和載重能力。氣動驗證試驗樣機如圖10所示。

圖10 氣動驗證機：前視圖(左)和側(cè)視圖(右)

3.2 實時仿真飛行驗證

為了驗證該無人機的設(shè)計性能，這里采用全實時仿真系統(tǒng)對該機進(jìn)行全過程自動飛行仿真驗證。仿真結(jié)果如圖11和圖12所示。

圖11 實時仿真飛行畫面

圖12 飛行軌跡

從圖11和12可知，該無人機具有良好的飛行性能，滿足總體設(shè)計性能指標(biāo)要求。

4 結(jié)論

(1)采用傾轉(zhuǎn)動力矢量推進(jìn)方案，設(shè)計一款適于島礁使用的無人機。該無人機滑跑距離小于200 m，且可在簡易跑道上完成起降任務(wù)。

(2)設(shè)計無人機采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合體氣動布局方案，很好地兼容了巡航經(jīng)濟性和載重能力。

(3)該無人機采用油電混合雙發(fā)推進(jìn)設(shè)計方案，很好的保證了高海拔條件下的動力需求，擴展了無人機的高度使用飛行包線。