軍事偵察無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)研究

陳聚超 萬又銘 韓曉茹

摘要：現(xiàn)階段，在軍事偵察過程中，無人機(jī)應(yīng)用的非常廣泛，為軍事偵察工作帶來了非常大的便利。但是就無人機(jī)應(yīng)用現(xiàn)狀來看，其空氣動(dòng)力學(xué)問題還是比較突出的，需要相關(guān)操作人員和設(shè)計(jì)者予以關(guān)注。基于此，本文通過對(duì)軍事偵察無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的特點(diǎn)進(jìn)行分析，從機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)、螺旋槳空氣動(dòng)力學(xué)、整體空氣動(dòng)力學(xué)等方面入手，研究了軍事偵察無人機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)。

關(guān)鍵詞：軍事偵察;無人機(jī);空氣動(dòng)力學(xué)

前言：

近些年來，無人機(jī)是軍事偵察中不可或缺的裝備之一?，F(xiàn)階段，很多國(guó)家將無人機(jī)普遍應(yīng)用與海陸空三軍中，但是三軍所用的機(jī)型卻是不同，這是由于三軍的使用條件和任務(wù)要求有非常的的差別。目前，在世界普遍應(yīng)用的偵察無人機(jī)大多數(shù)都是低雷諾數(shù)型號(hào)。無人機(jī)都具有一定程度的動(dòng)力學(xué)特性，對(duì)其動(dòng)力學(xué)進(jìn)行深入研究，有利于工作人員更好的設(shè)計(jì)無人機(jī)，從而保證無人機(jī)性能。

1軍事偵察無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)

無人機(jī)的全稱為無人駕駛飛機(jī)，它是現(xiàn)階段軍事偵察工作中最為熱門的裝備之一。在應(yīng)用無人機(jī)過程中，盡管不需要在內(nèi)部進(jìn)行操作，但是仍然需要工作人員在地面或者是另一架飛機(jī)上對(duì)其進(jìn)行操縱。而與其他普通飛機(jī)最大的差異是：只要在關(guān)鍵點(diǎn)對(duì)無人機(jī)進(jìn)行操縱便可，如決策、目標(biāo)判斷以及降落、起飛、回收等時(shí)刻。從動(dòng)力學(xué)方面來看，在偵察無人機(jī)必須滿足隱身的需求。因此，在設(shè)計(jì)其氣動(dòng)過程中，需要同時(shí)對(duì)隱形性能和氣動(dòng)性能進(jìn)行考慮，同時(shí)還要考慮高升阻比需求。為了充分滿足以上需求。在設(shè)計(jì)無人機(jī)過程中，需要進(jìn)行無尾設(shè)計(jì)。在氣動(dòng)學(xué)設(shè)計(jì)過程中，需要設(shè)計(jì)新型的操作機(jī)構(gòu)，利用這個(gè)機(jī)構(gòu)替代垂直尾翼，這樣機(jī)身的偏航力矩得到滿足，從而使無人機(jī)可以高效完成各種動(dòng)作。在無人機(jī)工作過程中，常會(huì)遇到小雷諾數(shù)動(dòng)力學(xué)問題，該問題是軍事偵察領(lǐng)域中無人機(jī)設(shè)計(jì)的一大難點(diǎn)。雷諾數(shù)直接影響著無人機(jī)邊界層性質(zhì)和機(jī)翼，是其失速的一個(gè)參考數(shù)值。在設(shè)計(jì)過程中，要想獲得這得參數(shù)，需要分析機(jī)翼失速問題，這樣才能通過對(duì)翼弦長(zhǎng)度進(jìn)行測(cè)量來計(jì)算雷諾數(shù)。當(dāng)機(jī)翼的雷諾數(shù)始終在超過臨界值，那么說明其飛行性能良好。除此之外，還要從螺旋槳以及整體上分析相關(guān)動(dòng)力學(xué)問題。

2軍事偵察無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)

2.1機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)

在研究機(jī)翼氣動(dòng)學(xué)過程中，需要從以下幾方面進(jìn)行分析：1）翼型分析。在設(shè)計(jì)機(jī)翼過程中，一般情況下，使用百分?jǐn)?shù)表示中弧線彎曲度、最高點(diǎn)實(shí)際翼型厚度，而機(jī)翼弦長(zhǎng)代表的是基準(zhǔn)長(zhǎng)度。在表示翼型外形坐標(biāo)過程中，要利用百分?jǐn)?shù)表示要上下弧線各個(gè)點(diǎn)的坐標(biāo)，以前緣為坐標(biāo)點(diǎn)。同時(shí)在考慮翼型性能過程中，需要從動(dòng)力學(xué)角度出發(fā)，分析其阻力系數(shù)、升力系數(shù)、升阻比以及焦點(diǎn)力矩系數(shù)等參數(shù)，同時(shí)還要考慮翼型壓力中心位置。當(dāng)升力的作用點(diǎn)位于翼弦上，那么阻力必須作用在翼弦上，這樣才能降低機(jī)翼所受空氣阻力。同時(shí)，在無人機(jī)在執(zhí)行軍事偵察任務(wù)過程中，需要在高空長(zhǎng)航，而在高空中，空氣非常稀薄，無人機(jī)長(zhǎng)時(shí)間在此環(huán)境中飛行，需要很大的升力系數(shù)支撐。這種情況下，需要選擇具有較大升力系數(shù)的機(jī)翼，才能滿足其需求，如層流翼型。2）在無人機(jī)執(zhí)行任務(wù)過程中，其機(jī)翼的上翼所受壓力比較小，而對(duì)于下翼來說，所受壓力比較大，因此，在翼尖處，氣流會(huì)一直向上流動(dòng)，形成一個(gè)渦流。在此過程中，渦流會(huì)影響整個(gè)機(jī)翼周邊的氣流流動(dòng)。首先，由于渦流的影響，會(huì)改變上下壓力分布情況，從而使得壓力差降低，機(jī)翼升力也會(huì)隨之減小。其次，渦流還會(huì)使機(jī)翼的迎角減小，尤其使翼尖處迎角受到的影響更大。此時(shí)機(jī)翼后面氣流向下傾斜，使得機(jī)翼阻力大幅度增加，這個(gè)阻力最大可為總阻力的1/3，嚴(yán)重影響機(jī)翼正常使用。為了克服這種影響，需要設(shè)計(jì)扭轉(zhuǎn)翼，即以翼尖方向?qū)⒁硇桶惭b角減小，從而增大翼型根部的迎角。這樣可以有效降低空氣對(duì)機(jī)翼的影響程度，并解決翼尖失速問題[1]。

2.2螺旋槳空氣動(dòng)力學(xué)

在對(duì)螺旋槳進(jìn)行氣動(dòng)力分析過程中，一般情況下，都是以槳葉的半徑70%為基準(zhǔn)。首先，在飛行過程中，螺旋槳旋轉(zhuǎn)面氣流速度以及相對(duì)速度之間的矢量和便是翼型速度。對(duì)氣流速度進(jìn)行計(jì)算過程中，需要獲取滑流速度和前進(jìn)速度二者的平均值。通常情況下，滑流速度是前進(jìn)速度2/3。其次，將螺旋槳的直徑、槳葉弦長(zhǎng)、轉(zhuǎn)速以及翼型速度結(jié)合起來，從而計(jì)算出螺旋槳的雷諾數(shù)。在軍事領(lǐng)域中，無人機(jī)上所用的螺旋槳直徑大約為2m，由于它的雷諾數(shù)不高，因此，使用的槳葉都比較寬。在飛行時(shí)，螺旋槳會(huì)呈現(xiàn)高速旋轉(zhuǎn)的情況，從而產(chǎn)生比較大陀螺力矩，在一定程度上會(huì)影響無人機(jī)飛行，但是影響不是非常的明顯。

2.3整體空氣動(dòng)力學(xué)

分析無人機(jī)整體氣動(dòng)學(xué)過程中，整個(gè)無人機(jī)所受空氣動(dòng)力是無人機(jī)各個(gè)部件所受空氣動(dòng)力和。而升力來源于機(jī)翼，而對(duì)于阻力來說，各個(gè)部件都會(huì)產(chǎn)生不同的阻力，且它們之間還會(huì)互相干擾，這使得無人機(jī)所受總阻力要比阻力之和大。因此，在研究整體氣動(dòng)學(xué)過程中，需要從各部件阻力分析。首先，在分析無人機(jī)所受阻力過程中，需要通過風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試各種附著物的阻力系數(shù)。如果在實(shí)際分析過程中，沒有進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，那么需要通過各種資料對(duì)阻力系數(shù)進(jìn)行分析，然后計(jì)算阻力。其次，從機(jī)身阻力方面入手，無人機(jī)中沒有座艙，只有偵察設(shè)備。因此，設(shè)計(jì)機(jī)身時(shí)，仍然預(yù)留了一定的位置。一般情況下，機(jī)身呈現(xiàn)的線條都是流線型，在飛行過程中，會(huì)產(chǎn)生很大的摩擦阻力。這時(shí)可以將邊界層流看做是層流，將邊界層附近的各類數(shù)值看做是摩擦力系數(shù)，與機(jī)身橫截面相結(jié)合，計(jì)算機(jī)身阻力系數(shù)。這樣可以計(jì)算出機(jī)身所受空氣動(dòng)力，根據(jù)計(jì)算結(jié)果設(shè)計(jì)機(jī)身，可以最大限度的提升無人機(jī)的性能[2]。

結(jié)論：

綜上所述，在軍事偵察過程中，無人機(jī)發(fā)揮著不可估量的作用，而對(duì)其所受空氣動(dòng)力進(jìn)行分析，可以大幅度提升其性能。經(jīng)過上文分析可得，對(duì)無人機(jī)所受氣動(dòng)力進(jìn)行分析，首先，要從其機(jī)翼升力與阻力入手，確定它們之間的關(guān)系，其次，從螺旋槳入手，分析前進(jìn)速度與滑流速度。最后，對(duì)整體進(jìn)行分析，計(jì)算各個(gè)阻力系數(shù)。

參考文獻(xiàn)：

[1]楊婷婷.火星無人機(jī)梯形槳葉空氣動(dòng)力學(xué)特性分析及實(shí)驗(yàn)研究[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2018.

[2]程載恒.面向旋翼型無人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)分析的高性能數(shù)值算法研究[D].江西師范大學(xué)，2017.