串置翼太陽能無人機氣動特性仿真與設(shè)計*

華 杰,馬震宇,李德堅,劉曉楠

(鄭州航空工業(yè)管理學院,鄭州 450000)

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串置翼太陽能無人機氣動特性仿真與設(shè)計*

華 杰,馬震宇,李德堅,劉曉楠

(鄭州航空工業(yè)管理學院,鄭州 450000)

國內(nèi)外試飛成功的太陽能無人機均采用常規(guī)機翼布局。設(shè)計確定一種太陽能螺旋槳無人機總體參數(shù),機翼采用串置翼。應(yīng)用FLUENT并基于3D粘性流場計算,驗證表明串置翼比單翼具有氣動優(yōu)勢。在迎角0°和6°下,對串置翼前后翼水平及垂直相對位置60種變化組合,模擬計算組合翼型升阻特性。結(jié)果表明兩翼水平距離為5倍弦長和垂直距離為0.4倍弦長下,串置翼氣動性能最佳。進一步確定翼及副翼和舵參數(shù),制作完成縮比模型并試飛。

太陽能無人機;串置翼布局;總體參數(shù);低速氣動性能;數(shù)值仿真;縮比試飛模型

0 引言

太陽能無人機是利用光伏電池的零碳環(huán)保飛行器,廣泛采用大展弦比、長直機翼布局,螺旋槳裝置推進,要求必須具有較高的低速飛行升阻比。Scharp對非常規(guī)串置翼直翼低雷諾數(shù)下氣動特性進行試驗研究,驗證了串置翼布局的氣動優(yōu)勢[1]。Mark對串置翼做了大量氣動性能研究[2]。國內(nèi)李廣佳等進行了串置翼低雷諾數(shù)氣動特性研究[3-4],常浩等對串置翼用于飛艇進行了氣動研究[5]。這些研究都表明串置翼布局比單機翼具有明顯氣動優(yōu)勢,通過分配前后兩個機翼的升力可使升致誘導(dǎo)阻力明顯減小,升阻比明顯提高。在機翼參考面積和翼展等主要參數(shù)相同情況下,串置翼在氣動性能方面提升潛力更大。

目前在國內(nèi)外太陽能無人機試飛成功的試驗機中,機翼仍然都是采用常規(guī)氣動布局,如瑞士的“陽光動力2號”、國內(nèi)的綠色先鋒號及全國科研類航空航天錦標賽中的太陽能飛機等。以全國科研類航空航天錦標賽對太陽能飛機重量的要求為限制,設(shè)計確定一種太陽能螺旋槳動力無人機方案總體參數(shù),機翼采用非常規(guī)串置翼布局形式。首先對串置翼與單翼的升阻特性進行計算比較,然后對串置翼前后翼水平相對位置和垂直相對位置不同組合條件下二維流場進行計算分析,最后進一步確定串置翼及其副翼和方向舵的布局參數(shù),并制作串置翼無人機飛行測試縮比模型。

1 太陽能串置翼無人機總體參數(shù)

太陽能飛機白天用電池板收集并儲存太陽能,晚間依靠儲能電池提供電能。太陽能飛機維持微弱的功率平衡及相應(yīng)的能量平衡而實現(xiàn)持續(xù)飛行,平飛需用功率可表示為[6]:

(1)

對于一般的太陽能飛機總體參數(shù)設(shè)計,通常僅考慮飛機自身的重量和功耗的平衡關(guān)系。

將飛機總體方案設(shè)計主要確定的總體參數(shù)[7]拓展用于太陽能串置翼無人機總體方案參數(shù)的確定:

1)提出巡航速度、續(xù)航時間、任務(wù)載荷重量等設(shè)計指標。

2)以全國科研類航空航天錦標賽對太陽能飛機重量要求為限制,確定無人機總重。

3)選擇合適的機翼翼型,得到最大升力系數(shù)。

4)根據(jù)飛行雷諾數(shù),初步確定最佳升阻比。

5)初步確定翼載荷(此方面太陽能飛機與滑翔機有所類似)。

通過以上過程并通過式(1),計算太陽能無人機平飛功率。選配無刷電機并根據(jù)其功率和附加電子設(shè)備功率計算得到總功率,由此定出太陽能電池板總面積。根據(jù)太陽能電池板尺寸,確定直機翼弦長。綜合各參數(shù)并進行調(diào)整和修正,設(shè)計確定出太陽能螺旋槳動力推進的串置翼無人機總體方案,基本參數(shù)見表1。

表1 太陽能螺槳動力串置翼無人機總體參數(shù)

2 串置翼與單翼氣動特性計算比較

2.1 計算條件

根據(jù)串置翼無人機總體設(shè)計方案,假設(shè)前、后翼之間垂直相對距離分別為-1.2和1.2倍弦長(后翼處于上方時垂直相對距離為負值),水平相對距離為5倍弦長。為進行比較,對于單翼布局的機翼,其面積和展長與串置翼的保持一致。不考慮螺旋槳和機身作用,按標準海平面大氣條件,飛行速度或相對來流速度為8.5 m/s,迎角和側(cè)滑角均為0°。

2.2 繞流控制方程

在笛卡爾直角坐標下,對于機翼的低速定常粘性空氣繞流三維流場,連續(xù)方程和動量方程為[8]:

方程經(jīng)雷諾時均化處理得粘性湍流雷諾方程(RANS)。選用S-A粘湍流封閉模型,主要用于恰當求解邊界層受粘性影響的區(qū)域,對具有層流底層的固壁湍流流動具有較好的收斂性[9]。

(6)

2.3 流場計算劃分網(wǎng)格

機翼流場計算要求在機翼附近布置足夠密的網(wǎng)格,以準確獲得阻力和升力及力矩數(shù)據(jù),同時計算域也必須取得足夠大以適應(yīng)遠場條件[9]。為此,將流場計算域分為兩個區(qū):以機翼展長一半的15倍為半徑做一個大圓柱體,其外表面作為計算流場的外界;用一個小的圓柱體包圍機翼附近流域,以在此域內(nèi)進行網(wǎng)格加密。因流場相對飛機縱剖面對稱,故僅計算對稱面一側(cè)半個區(qū)域流場。半個流域三維計算網(wǎng)格在縱對稱面上的劃分見圖1。

圖1 半個流域局部三維網(wǎng)格

2.4 計算結(jié)果與分析

對以上串置翼兩種組合方案及單機翼布局分別進行數(shù)值模擬計算,從而獲得機翼繞流壓強分布與升力系數(shù)CI、阻力系數(shù)Cd和升阻比k等數(shù)據(jù),主要結(jié)果見表2。

在相同機翼面積和展長下,串置翼的總升力比單機翼的大5.2%,雖然總阻力比單機翼稍大,但升阻比大1.8%,串置翼氣動性能總體優(yōu)于單機翼。采用串置翼布局方案,可以解決機翼面積、展長和機翼結(jié)構(gòu)矛盾,可獲得更小的機翼幾何尺寸,氣動性能提升空間更大。

表2 串置翼與單翼升阻特性計算結(jié)果

3 串置翼翼型氣動特性計算分析

3.1 計算模型和條件

針對以上串置翼總體方案,根據(jù)二維低速粘性空氣繞流控制方程,進行前后翼相對位置多種不同組合下流場及升力和阻力的仿真計算。

串置翼前后翼型的弦長b相等,b=0.35 m,翼型均為FX 63-137smoothed,最大相對厚度為13.7%。前、后翼相對位置規(guī)定見圖2,水平相對距離S定義為前翼型的后緣到后翼型的前緣之間的水平距離,垂直相對距離H定義為兩翼型中點之間的鉛垂距離,且后翼處于上方時垂直相對距離定為負值。

設(shè)定S=b、2b、3b、4b、5b,每種S下取H分別為:-0.4b、-0.8b、-1.2b、0.4b、0.8b、1.2b,來流迎角取為0°和6°,總共60種相對位置和狀態(tài)組合情況。據(jù)此,計算分析位置和狀態(tài)參數(shù)變化對串置翼組合翼型流場及升阻特性的影響。

圖2 前后翼型相對位置規(guī)定

3.2 流場邊界和網(wǎng)格劃分

運用分區(qū)網(wǎng)格生成技術(shù)以控制網(wǎng)格加密和網(wǎng)格數(shù)量[3]。按15倍弦長構(gòu)成矩形流場外邊界,前和上、下3個邊界設(shè)定為速度入口邊界,后邊界設(shè)為壓力出口邊界。在比翼型弦長和單位厚度稍大點的翼型表面附近的矩形流域內(nèi),劃分非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格并加密。前后翼型表面均為絕熱固壁且流動黏性無滑移。速度入口來流速度為8.5 m/s,采用Simple算法,基于弦長的雷諾數(shù)為2×105。圖3為前后翼型周圍流域計算網(wǎng)格。

圖3 二維流場計算劃分網(wǎng)格

3.3 計算結(jié)果與分析

3.3.1 垂直相對距離對氣動性能的影響

圖4和圖5是前翼和后翼在不同水平距離下升阻比變化計算曲線。隨垂直相對距離增大,前翼型升阻比有所下降,后翼型升阻比提高。在較小水平相對距離下,垂直相對距離變化對前后翼氣動性能影響較大。在水平相對距離較大時,垂直相對距離變化對前后翼氣動性能影響較小,垂直相對位置為正值比為相應(yīng)負值時有利于前后翼整體氣動性能提升,這與文獻[3]分析結(jié)果一致。

圖4 前翼升阻比變化計算曲線(α=0°)

圖5 后翼升阻比變化計算曲線(α=0°)

3.3.2 水平相對距離對氣動性能的影響

圖6和圖7是串置翼在不同的垂直相對距離下總升力系數(shù)和升阻比的計算曲線。在水平相對距離S的增大過程中,總升力系數(shù)呈變大的發(fā)展趨勢,不同垂直相對距離H下的氣動特性差距逐漸減小。

在S增加為較大時,升阻比也呈變大的發(fā)展態(tài)勢。當水平相對距離S達到5倍弦長情況下,不同組合下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比趨于基本相同,且相對而言H=0.4b時,串置翼整體具有最佳的氣動性能。

圖6 迎角0°時串置翼總升力系數(shù)計算曲線

圖7 迎角0°時串置翼總升阻比計算曲線

表3為H=0.8b時不同水平距離下前翼和后翼的升阻系數(shù)結(jié)果。隨著水平相對距離增大,前翼升力系數(shù)變小,后翼的變大。前翼升力系數(shù)最大是后翼的1.6倍,后翼阻力系數(shù)最大是前翼的6.4倍。這說明前翼對總升力的貢獻較大,而后翼占總阻力的成分更大,前翼的氣動效果比后翼的好,分析這應(yīng)緣于前翼對后翼的下洗作用及后翼對前翼的強上洗作用。

表3 H=0.8b時前后翼氣動力系數(shù)計算結(jié)果

數(shù)值計算結(jié)果還表明,當飛行迎角為6°時,串置翼二維升阻特性變化規(guī)律與0°迎角以上的變化規(guī)律相似。

4 串置翼無人機試飛縮比模型

4.1 模型設(shè)計

太陽能螺旋槳動力串置翼無人機為非常規(guī)氣動布局,其飛行采用鴨翼控制方式,前翼上的副翼作為升降舵使用,后翼上的副翼作為滾控使用。

為保證無人機橫側(cè)向靜穩(wěn)定性,根據(jù)經(jīng)驗設(shè)計前翼上反角為5°,各上反段長度為翼展的1/5。副翼面積相對機翼面積為5%～7%,副翼相對弦長(與機翼當?shù)叵议L之比)為20%～25%,其位置從50%機翼半展長處延伸至90%機翼半展長處。機身上立尾面積相對機翼總面積在20%～25%,其上方向舵在弦向所占比例為20%。

依據(jù)總體參數(shù)和以上參數(shù),使用Profili翼型軟件獲得翼型二維圖,再導(dǎo)入CATIA軟件,進行機翼和機身三維實體建模。圖8為構(gòu)建的太陽能螺旋槳串置翼無人機3D模型。

圖8 串置翼無人機實體模型

4.2 縮比試飛模型制作

串置翼無人機設(shè)計翼展是3.5 m,考慮到實驗條件和場地等因素,制作1∶2縮比試飛實物模型。

應(yīng)用CAD軟件繪制模型二維零件圖,使用激光雕刻機雕制各零件。使用保溫板和泡沫切割機制作機翼,機身采用細碳桿,采用環(huán)氧樹脂將機身與機翼通過航空層板剛性聯(lián)接。

將各塊電池板串聯(lián)焊接并連接至微型太陽能充電器,實測太陽能電池額定功率為74 W。因太陽能電池板不能與機翼曲面很好貼合且易碎,故將電池板封裝于機翼內(nèi)部。機翼表面采用透明透光超輕蒙皮,可保證機翼外形和光能轉(zhuǎn)換效率。通過制作表明,串置翼布局的太陽能飛機在太陽電池能板鋪設(shè)面積方面也具有明顯優(yōu)勢。

圖9 太陽能螺旋槳動力串置翼無人機模型試飛

經(jīng)過試飛試驗,測得模型飛機的起飛滑跑距離為40 m,最大平飛速度為14 m/s,最大爬升率為0.9 m/s。圖9為太陽能螺旋槳動力串置翼無人機縮比模型試飛照片。

5 結(jié)論

1)應(yīng)用常規(guī)飛機總體參數(shù)設(shè)計方法,結(jié)合重量平衡和能量平衡分析,快速設(shè)計一種太陽能螺旋槳串置翼無人機總體方案。

2)數(shù)值仿真驗證表明,在相同機翼面積和翼展條件下,串置翼的升力系數(shù)明顯高于單機翼,而且升阻比也比較大,串置翼氣動性能總體優(yōu)于單機翼。

3)在多參數(shù)組合變化條件下,串置翼二維繞流數(shù)值模擬結(jié)果表明:在水平相對距離較大時,垂直相對距離變化對前后翼氣動性能影響較小,垂直相對位置為正值比為負值時有助于串置翼的氣動性能提升。在水平相對距離增大過程中,串置翼總升力系數(shù)和升阻比逐漸變大。在前后翼水平相對距離設(shè)計為5倍弦長、垂直相對距離為0.4倍弦長的組合方案下,串置翼整體氣動力性能相對最佳。

4)設(shè)計制作并試飛了串置翼太陽能螺旋槳動力縮比模型,在太陽能電池板鋪設(shè)面積方面串置翼布局也具有明顯優(yōu)勢。

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Simulation Research on Aerodynamic Characteristics of Tandem Wing Solar Energy UAV and Model Design

HUA Jie,MA Zhenyu,LI Dejian,LIU Xiaonan

(Zhengzhou Uniuersity of Aeronautics, Zhengzhou 450000, China)

Successful test flights of solar powered unmanned aerial vehicles(UAVsat home and abroad are using conventional wing layout. The overall parameters of a kind of solar energy UAV were determined, it is propeller powered and the wing adopts unconventional tandem wing configuration. Based on FLUENT software and calculation of 3D viscous flow field, verification calculation shows the tandem wing is better than single wing in aerodynamic performance. Two-dimensional numerical simulation of low speed aerodynamic characteristic of the tandem wing was performed in sixty kinds of different relative horizontal distance and height for 0° and 6° attack angle. Through analysis on the results of lift, drag and lift-to-drag ratio, it is found that aerodynamic performance of the tandem wing is relatively best when the relative horizontal distance is 5 times the chord and relative vertical height is 0.4 times chord. Furthermore, configuration parameters of the tandem wing, aileron and rudder were determined, making 1∶2 scaled model of the tandem wing UAV and testing flight.

solar energy unmanned aerial vehicle; tandem wing configuration; general parameters; low speed aerodynamic performance; numerical simulation; scaling flight test model

2015-06-09

國家級大學生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)訓(xùn)練計劃(201410485002);鄭州航院大學生科技創(chuàng)新基金(ZHCJ20131501)資助

華杰(1993-),男,江蘇高郵人,本科,研究方向:飛行器氣動設(shè)計。

V279;V211.3

A