付小龍，張 揚(yáng)*，付一帆，昌 敏

（1. 西安交通大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710049；2. 西北工業(yè)大學(xué)無(wú)人系統(tǒng)技術(shù)研究院，西安 710072）

1 引 言

微型飛行器（Micro Aerial Vehicle，MAV）是20 世紀(jì)90 年代開(kāi)始提出的新概念技術(shù)［1］。進(jìn)入新世紀(jì)以來(lái)，隨著各國(guó)對(duì)情報(bào)和監(jiān)視任務(wù)需求的增加，MAV 憑借體積較小、速度快、偵察能力強(qiáng)、隱蔽性強(qiáng)、不易被察覺(jué)的優(yōu)勢(shì)被各國(guó)研究人員重視起來(lái)［2］。

目前國(guó)際上比較流行的分類方法為按照飛行模式和總體結(jié)構(gòu)布局方案進(jìn)行劃分，即微小型固定翼飛行器、微小型旋翼飛行器、微小型撲翼飛行器三大類型。相比于撲翼和旋翼飛行器，微型固定翼飛行器具有最高的飛行速度和續(xù)航時(shí)間，更適合執(zhí)行室外的偵察監(jiān)視任務(wù)。

相比于傳統(tǒng)大型飛行器，微小型固定翼飛行器由于尺寸微小，飛行速度較低，所以雷諾數(shù)較小，通常在104～105左右［3］。低雷諾數(shù)下，空氣的粘性效應(yīng)顯著，將導(dǎo)致一些不利影響，主要表現(xiàn)為阻力增大，升阻比減小，因此如何在低雷諾數(shù)下獲取較高升阻比成為低雷諾數(shù)飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)的核心問(wèn)題，先后出現(xiàn)了矩形翼、X型翼等等。美國(guó)于1996年首飛的暗星無(wú)人機(jī)即采用大展弦比矩形翼，同時(shí)其機(jī)翼前緣后掠、后緣前掠具有一定尖削比，不僅能提高升阻比，同時(shí)能增加隱身性能［4］；西北工業(yè)大學(xué)X-NMRL平臺(tái)采用了X型翼，其在有限展長(zhǎng)下升力和誘導(dǎo)阻力對(duì)比其他飛翼布局具有優(yōu)勢(shì)［5］。

齊默曼布局誕生在二戰(zhàn)時(shí)期，此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)由于動(dòng)力限制以及投彈時(shí)的速度限制，需要不斷增大展弦比以提升巡航性能和低速性能，但是較大的展弦比帶來(lái)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問(wèn)題嚴(yán)重影響潛在氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)的發(fā)揮。針對(duì)這一問(wèn)題，齊默曼提出了以兩個(gè)成比例的半橢圓構(gòu)成的齊默曼布局［6］。而齊默曼布局的特點(diǎn)就是用小展弦比實(shí)現(xiàn)了大升阻比，擁有很好的低速性能。

本文正是基于此布局從總體參數(shù)評(píng)估、氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)載荷分布和飛行品質(zhì)評(píng)估方面設(shè)計(jì)了飛行器的電子樣機(jī)，并利用數(shù)字化加工方法和器件選型完成了一個(gè)100 g 原理樣機(jī)的試制與試飛，從微型無(wú)人飛行器層面通過(guò)飛行器研制全流程考核。

2 飛行器總體參數(shù)選型與評(píng)估

2.1 設(shè)計(jì)目標(biāo)與飛行剖面

目前美國(guó)研究機(jī)構(gòu)能夠制造出最先進(jìn)的MAV技術(shù)指標(biāo)如表1［7］所示。

表1 美國(guó)MAV技術(shù)指標(biāo)Table 1 American MAV technical indicators

參照此指標(biāo)，本文設(shè)計(jì)目標(biāo)設(shè)定如表2所示。

表2 設(shè)計(jì)性能指標(biāo)Table 2 Design Performance Index

對(duì)齊默曼無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛行剖面繪制時(shí)，結(jié)合無(wú)人機(jī)航拍偵察的任務(wù)需要，著重從巡航任務(wù)入手。再結(jié)合本文設(shè)計(jì)無(wú)人機(jī)采用的手拋起飛、機(jī)腹著陸方式，任務(wù)剖面主要有手拋段、爬升段、巡航段、盤(pán)旋段和下降段［8］。圖1 為本文飛行器的飛行剖面。

圖1 飛行剖面Fig.1 Flight profile

圖2 樂(lè)迪Byme-D三角翼增穩(wěn)飛控Fig.2 Byme-D delta wing stabilization flight control

2.2 任務(wù)載荷

2.2.1 推力系統(tǒng)

MAV 的動(dòng)力裝置主要有微型內(nèi)燃發(fā)動(dòng)機(jī)、微型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、微型電動(dòng)機(jī)、微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等。其中微小型電動(dòng)機(jī)具有重復(fù)多次使用的特點(diǎn)， 適用的范圍與領(lǐng)域更加廣泛［9］。通過(guò)對(duì)比現(xiàn)有電機(jī)螺旋槳參數(shù)，最終電機(jī)確定在無(wú)刷三相的KV 電機(jī)和有刷直流的空心杯電機(jī)之間。對(duì)三款電機(jī)推力大小進(jìn)行測(cè)試得出結(jié)果如表3 所示。結(jié)合無(wú)人機(jī)常用推重比區(qū)間與后續(xù)數(shù)值計(jì)算正常工作區(qū)間飛行器所受最大阻力，即20°攻角下阻力為0.9 N，飛行器推力應(yīng)不小于92 gf。實(shí)際測(cè)試中9000 KV電機(jī)極易燒毀，穩(wěn)定性差。根據(jù)結(jié)果，選擇DONGXINGWEI 7500 KV電機(jī)。

表3 電機(jī)推力測(cè)試Table 3 Motor thrust test

2.2.2 能源系統(tǒng)

MAV 中動(dòng)力是影響升力的決定性因素，而要在MAV 有限的容積之內(nèi)確保充足的動(dòng)力，不僅需要使用高能的電池，還要嚴(yán)格控制電池的質(zhì)量和尺寸［10］。對(duì)于無(wú)刷電機(jī)來(lái)說(shuō)，要求電池必須能夠大電流（如 8～10 C）放電［11］。鋰聚合物電池能夠?qū)崿F(xiàn)大電流放電，且具有很高的比容量和體密度，適合作為無(wú)刷電機(jī)的動(dòng)力源。無(wú)人機(jī)電池電壓大小由包括電機(jī)、飛控、電調(diào)等全部機(jī)載設(shè)備的最大需用電壓確定，此處為7.4 V。再通過(guò)分電板將電池提供的大電壓轉(zhuǎn)化成對(duì)應(yīng)設(shè)備所需的電壓。根據(jù)設(shè)計(jì)巡航時(shí)間和電機(jī)功率可估算出所需電池容量大小，受電池生產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn)限制，最接近設(shè)計(jì)電池容量的550 mAh電池可供飛行器巡航飛行8 min。最終選擇如表4所示。

表4 電池參數(shù)表Table 4 Battery parameter table

2.2.3 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)使用樂(lè)迪Byme-D 三角翼增穩(wěn)飛控，其作為通用增穩(wěn)飛控，PID 設(shè)置穩(wěn)定裕度較大。圖 2為樂(lè)迪Byme-D三角翼增穩(wěn)飛控。

2.3 質(zhì)量估算

2.3.1 估算機(jī)翼載荷

根據(jù)Hassanalian 等給出的當(dāng)前推力與重力之比和機(jī)翼載荷之間的一般關(guān)系［12］

基于此式，本文在圖3中繪制了5種飛行場(chǎng)景下當(dāng)前推力與重力之比隨著機(jī)翼載荷的變化。電動(dòng)無(wú)人機(jī)在飛行過(guò)程中質(zhì)量幾乎不變，因此翼載為定值，當(dāng)前推力與重力之比僅隨推力變化而變化。因此在相同翼載不同工況下，當(dāng)前推力與重力之比越小，所需推力越小，消耗電量越少；不同工況當(dāng)前推力與重力之比越靠近，操作性越好，無(wú)需過(guò)多改變油門(mén)大小。顯然，對(duì)于展弦比為1.51 的齊默曼翼而言，35 N/m2的機(jī)翼載荷是最佳選擇。

圖3 當(dāng)前推力與重力之比隨翼載荷變化Fig.3 Thrust-to-weight ratio as a function of wing load

2.3.2 估計(jì)MAV的質(zhì)量

由于難以預(yù)測(cè)MAV 的氣動(dòng)力和力矩，并且其質(zhì)量較輕，因此準(zhǔn)確的質(zhì)量估算對(duì)MAV 的設(shè)計(jì)非常重要［13］?？紤]使用兩種不同的方法來(lái)估計(jì)MAV的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。表5 給出了最終使用的電子元件的質(zhì)量為77.75 g。

表5 電子元器件質(zhì)量Table 5 Weight of electronic components

第一種方法如下，根據(jù)Torres 和Mueller 的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，結(jié)構(gòu)部件的質(zhì)量可假設(shè)為總質(zhì)量的30%［14-15］，因此MAV的總質(zhì)量估計(jì)為111 g。

第二種方法將質(zhì)量與面積建立關(guān)系，構(gòu)建質(zhì)量與面積的函數(shù)關(guān)系，通過(guò)估計(jì)翼面積對(duì)質(zhì)量進(jìn)行估算。根據(jù)齊默曼機(jī)翼的形狀，機(jī)翼質(zhì)量與機(jī)翼表面的函數(shù)為［16］

其中，MAC 為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)利用統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)估計(jì)了平均氣動(dòng)弦tMAC厚度，

其中，AR為展弦比，機(jī)翼的質(zhì)量可以表示為

垂尾的質(zhì)量可以表示為

與翼面積聯(lián)系起來(lái)

機(jī)身質(zhì)量可由以下公式確定

最后，結(jié)構(gòu)部件的質(zhì)量可以通過(guò)以下方法與機(jī)翼表面聯(lián)系起來(lái)，

總質(zhì)量除以翼面后得到

因此

數(shù)值求解式（11）并使用WTO= 21Swing，總質(zhì)量等于119 g，與統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)的111 g 非常吻合。圖3說(shuō)明，35 N/m2為最佳翼載。但是若選擇此翼載，已知翼型庫(kù)中無(wú)法找到合適的翼型。通過(guò)幾次迭代，最終選用21 N/m2作為翼載。

3 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)

3.1 氣動(dòng)工程估算

3.1.1 展弦比選擇

由Mueller 等證明，當(dāng)無(wú)人機(jī)展弦比為1～1.5時(shí)，可獲得最大升力系數(shù)［17］?；诖?，本文選取展弦比1～1.6 中的6 種展弦比進(jìn)行氣動(dòng)估算，用以確定飛行器使用展弦比。圖4 為不同展弦比壓力云圖。

圖4 不同展弦比壓力云圖Fig.4 Pressure cloud map of different aspect ratios

通過(guò)圖5與圖6可以發(fā)現(xiàn)，展弦比越大，升力和升阻比越高，AR=1.6 時(shí)飛行器的氣動(dòng)性能最佳。但是由于設(shè)計(jì)展長(zhǎng)限制為30 cm，當(dāng)采用AR=1.6時(shí)，機(jī)身縱向長(zhǎng)度減小，且飛行器載荷縱向排布在機(jī)身的機(jī)腹處。由于機(jī)翼一體成型內(nèi)部實(shí)心，機(jī)身容積將不足以攜帶全部任務(wù)載荷。因此，最終選擇AR=1.51 作為飛行器的展弦比。圖5、圖6為不同展弦比氣動(dòng)曲線。

圖5 不同展弦比alpha-CL曲線Fig.5 alpha-CL curves of different aspect ratios

3.1.2 翼型選擇

低雷諾數(shù)下，由于層流分離的存在，翼型的升力下降，阻力增加，氣動(dòng)效率降低。在Schmitz進(jìn)行的風(fēng)洞試驗(yàn)中，在Re=2 × 104～1.7 × 105范圍內(nèi)測(cè)試了5 個(gè)矩形平面模型機(jī)翼，展弦比為5。研究了最大厚度為12%的翼型、2.9%厚度的平板（0%彎度）和弧形板（5.8%彎度）。研究發(fā)現(xiàn)，在雷諾數(shù)約為4.2 × 104時(shí)，彎曲薄板機(jī)翼的最大升力系數(shù)幾乎是傳統(tǒng)12%厚度機(jī)翼的2倍。研究結(jié)果表明，薄弧翼在低Re狀態(tài)下使用具有優(yōu)越性［18］。

結(jié)合上述結(jié)論與常用翼型，挑選出S5010、goe342、E221 三款翼型。由于在飛行器設(shè)計(jì)中，為保證機(jī)動(dòng)性，巡航狀態(tài)下攻角不能大于4°。圖7和圖8 為上述翼型AoA-K 與AoA-Cl 曲線，經(jīng)對(duì)比，上述翼型中僅goe342 翼型能夠滿足巡航角度要求，因此最終確定翼型使用goe342。

圖7 不同翼型AoA-K曲線Fig.7 Different airfoil AoA-K curves

圖8 不同翼型AoA-Cl曲線Fig.8 Different airfoil AoA-Cl curves

3.2 氣動(dòng)數(shù)值模擬

飛行器幾何參數(shù)確定后可以建立飛行器氣動(dòng)模型，飛行器幾何模型如圖9所示。

圖9 全機(jī)氣動(dòng)模型Fig.9 Full machine aerodynamic model

3.2.1 網(wǎng)格劃分

使用Pointwise 作為網(wǎng)格劃分軟件，考慮了兩套網(wǎng)格系統(tǒng)，進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，網(wǎng)格如圖10與圖11所示。

圖10 密網(wǎng)格弦向截面 （-1000萬(wàn)）Fig.10 Mesh chord section （-10 million）

圖11 疏網(wǎng)格弦向截面（-500萬(wàn)）Fig.11 Mesh chord section （-5 million）

高、低精度網(wǎng)格升力收斂后誤差小于0.8%，可以認(rèn)為通過(guò)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，能夠使用低精度網(wǎng)格代替高精度網(wǎng)格計(jì)算。

3.2.2 計(jì)算結(jié)果與討論

4°攻角下，飛行器弦向截面壓力分布如圖12與圖13 所示。可以發(fā)現(xiàn)，翼型前緣上表面壓力為正，即前緣駐點(diǎn)位于翼型上表面正壓峰值處。這是由于追求高升力系數(shù)，所選翼型彎度較大，若攻角繼續(xù)增加，駐點(diǎn)將逐漸向下表面移動(dòng)。

圖12 0.05 m展長(zhǎng)弦向壓力分布Fig.12 0.05 m spread chordwise pressure distribution

圖13 0.1 m展長(zhǎng)弦向壓力分布Fig.13 0.1 m spread chordwise pressure distribution

圖14 為升力系數(shù)隨攻角變化圖。可以看到飛行器正常工作的攻角區(qū)間在0°～25°，超過(guò)這個(gè)區(qū)間飛行器將失速。圖15 中可以看出，當(dāng)攻角為6°時(shí)達(dá)到最大升阻比K=6.5。飛行器巡航時(shí)攻角為4°，此時(shí)升阻比K=6.2，與最大升阻比相差5%，選擇合理。

圖14 升力系數(shù)隨攻角變化圖Fig.14 Variation of lift coefficient with angle of attack

圖15 升阻比隨升力系數(shù)和攻角變化Fig.15 Lift-drag ratio as a function of lift coefficient and angle of attack

從圖16 摩擦應(yīng)力圖中可以看見(jiàn)，15°攻角時(shí)，飛行器后緣出現(xiàn)負(fù)摩擦力，流動(dòng)在后緣開(kāi)始分離；25°攻角時(shí)，后緣分離區(qū)域進(jìn)一步擴(kuò)大并在機(jī)頭圓柱脫體渦的誘導(dǎo)下覆蓋至前緣；30°攻角及以后，飛行器上表面氣流已經(jīng)完全分離并卷起巨大的渦團(tuán)，此時(shí)飛行器已經(jīng)失速。

圖16 飛行器表面摩擦應(yīng)力圖Fig.16 Surface friction stress diagram of aircraft

觀察圖17 流線圖可以發(fā)現(xiàn)，在20°攻角以前，飛行器上表面附近流線保持整齊，緊貼飛行器表面。在20°攻角以后，翼尖渦的影響區(qū)域朝機(jī)翼內(nèi)部不斷擴(kuò)大，同時(shí)機(jī)頭圓柱繞流形成的卡門(mén)渦街也不斷向外擴(kuò)張。在25°攻角時(shí)兩者的影響區(qū)域已經(jīng)能在飛行器機(jī)翼后緣處相遇，對(duì)整個(gè)機(jī)翼上表面的流線影響比較大。

圖17 飛行器表面流線圖Fig.17 Aircraft surface streamline diagram

4 飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造

本文將使用模具進(jìn)行飛行器的制造。具體操作時(shí)分別將翼身、垂尾、舵面、蓋板單獨(dú)制造模具，最后擠壓固化成型。

4.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與模具制造

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中結(jié)合加工方法，在氣動(dòng)模型基礎(chǔ)上進(jìn)行倒角、拔模和圓角等。圖18 為任務(wù)載荷排布圖。

圖18 任務(wù)載荷排布圖Fig.18 Mission load layout

對(duì)于模具制造，使用3自由度雕刻機(jī)，將飛行器的外表曲面雕刻出來(lái)，如圖19～20所示。

圖19 模具制造Fig.19 Schematic diagram of mold manufacturing

圖20 模具分割后圖Fig.20 Schematic diagram of mold division

4.2 樣機(jī)制造

使玻璃纖維在模具表面和泡沫內(nèi)芯的擠壓支撐下通過(guò)膠水固化成光滑的飛行器表面。圖21 為制造過(guò)程。

圖21 樣機(jī)制造過(guò)程Fig.21 Prototype manufacture process

5 飛行器試飛與改進(jìn)

5.1 兩次試飛和改進(jìn)

初次試飛，飛行器重110 g，重心位于6 cm處。共出現(xiàn)兩種失敗情況，第一種情況，拋出飛行器后，飛行器迅速低頭而后墜落，如圖22 所示；第二種情況，飛行器迅速抬頭，導(dǎo)致速度迅速降低進(jìn)入失速狀態(tài)，如圖23所示。

圖22 飛行器低頭墜落過(guò)程圖Fig.22 Schematic diagram of the aircraft falling with its head down

圖23 飛行器抬頭失速墜落圖Fig.23 Schematic diagram of aircraft stalling and falling

出現(xiàn)上述現(xiàn)象的原因在于飛行器靜穩(wěn)定性不夠，MAV 由于質(zhì)量輕，慣量小，較常規(guī)飛行器更易受突風(fēng)影響，稍有抬頭或者低頭的擾動(dòng)，往往比常規(guī)飛行器更快傾覆和翻轉(zhuǎn)，在人工控制反應(yīng)前飛行器就已失速或低頭墜落。

第一次試飛后的改進(jìn)方案包含兩個(gè)部分：一是將電機(jī)座拆除后重新安裝，保證飛行器拉力線能通過(guò)重心；二是繼續(xù)將重心前移以獲得更大的靜穩(wěn)定性。

第二次試飛，在機(jī)頭上下加兩塊10 g 配重，此時(shí)重心位于5.5 cm 處。無(wú)動(dòng)力拋出，最遠(yuǎn)能夠滑行10 m。加動(dòng)力后拋出，雖然試飛依舊失敗，但能夠發(fā)現(xiàn)，相較第一次試飛，飛行器的滑行距離有了顯著提升。飛行過(guò)程呈現(xiàn)出一上一下波浪式前進(jìn)，最后失速或低頭墜機(jī)。

分析第二次試飛失敗原因，主要為人工控制反應(yīng)偏慢，導(dǎo)致控制時(shí)總會(huì)過(guò)量調(diào)整舵量。而過(guò)量的舵量加之延遲的控制，會(huì)使得飛行器姿態(tài)在上下擺動(dòng)中逐漸發(fā)散，最終在進(jìn)入平衡狀態(tài)前墜落。同時(shí)由于重心在調(diào)整中前移，需要更大的預(yù)置舵量使飛行器舵面將低頭力矩配平，因此為飛行器預(yù)留的姿態(tài)調(diào)整舵量余量較少，使控制的上限降低。

第二次試飛后的改進(jìn)方案包含三個(gè)部分：一是繼續(xù)將重心前移，使靜穩(wěn)定裕度進(jìn)一步提升。最終使用三塊10 g 配重，分別放置在機(jī)頭兩側(cè)和底部，將重心位置調(diào)整至5 cm 處。二是使用增穩(wěn)飛控。由于人工控制反應(yīng)較慢，對(duì)飛行器姿態(tài)變化的靈敏度不如飛控，因此采用通用設(shè)計(jì)的三角翼飛控輔助控制。驗(yàn)證其平衡性能的測(cè)試中發(fā)現(xiàn)，原定舵機(jī)安裝位置和連桿連接方式在飛控的修正下，舵面偏轉(zhuǎn)較小，幾乎無(wú)法起修正作用。因此在舵機(jī)修正角度不變的情況下，要增加舵面偏轉(zhuǎn)角度，就需要重新規(guī)劃舵機(jī)位置和連桿連接方式。三是增大舵面，為應(yīng)對(duì)重心前移帶來(lái)的影響，繼續(xù)增加預(yù)置舵角會(huì)嚴(yán)重破壞氣動(dòng)外形。最佳的選擇是增加舵面面積，在保證氣動(dòng)外形不變的前提下，將舵面向前延伸2 cm，原來(lái)的分界面使用輕木加膠水固定。

5.2 試飛成功

第三次試飛，三塊10 g 配重，此時(shí)飛行器重140 g。

第二次改進(jìn)后的飛行器逐步從波動(dòng)的飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)至平穩(wěn)飛行，如圖24所示。

圖24 飛行器正常盤(pán)旋Fig.24 Schematic diagram of the normal hovering of the aircraft

6 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)并制造了齊默曼布局MAV。飛行器最大尺寸30 cm，起飛質(zhì)量100 g 左右，預(yù)留升級(jí)空間能夠安裝圖傳攝像頭執(zhí)行拍攝任務(wù)。完成飛行器電子元件選型，使用兩種方法對(duì)質(zhì)量進(jìn)行估算，得出質(zhì)量結(jié)果接近且偏離真實(shí)值不遠(yuǎn)。完成飛行器的氣動(dòng)估算和數(shù)值模擬。驗(yàn)證了展弦比對(duì)布局氣動(dòng)性能的影響，探討了飛行器分離特性，說(shuō)明了巡航攻角選取的合理性。運(yùn)用了一種低成本的加工方式，使用泡沫內(nèi)芯加玻璃鋼復(fù)合材料，能夠通過(guò)模具批量生產(chǎn)。最后，當(dāng)前設(shè)計(jì)指標(biāo)還存在提升空間，下一步將繼續(xù)優(yōu)化該氣動(dòng)布局以減小MAV尺寸。