一種小型筒射無人機(jī)外形設(shè)計與氣動分析

楊磊松，李松超

(中國電子科技集團(tuán)公司 第27研究所， 鄭州 450047)

在近20年來世界范圍內(nèi)的高科技局部戰(zhàn)爭中，無人駕駛飛行器發(fā)揮了越來越重要的作用，其在信息化戰(zhàn)爭中表現(xiàn)出的多用途能力和特種作戰(zhàn)能力備受重視[1]。小型筒射無人機(jī)是一種可存儲于發(fā)射筒中的無人機(jī)。作戰(zhàn)使用時，筒式發(fā)射，無人機(jī)能夠迅速抵達(dá)目標(biāo)區(qū)域，執(zhí)行偵察監(jiān)視、毀傷評估及攻擊目標(biāo)等單一或多種作戰(zhàn)任務(wù)。

20世紀(jì)90年代以來，美國、英國和俄羅斯等國相繼開展了小型筒射無人機(jī)的研究工作。其中美國的“彈簧小折刀無人機(jī)”是比較有代表性的一款小型筒射無人機(jī)，飛行速度28～44 m/s，續(xù)航時間10 min，具有偵察打擊一體化能力，已經(jīng)正式步入實戰(zhàn)階段[2-3]。國內(nèi)對小型筒射無人機(jī)的研究處于起步階段，尚未出現(xiàn)成熟的產(chǎn)品。

小型筒射無人機(jī)飛行速度低，低雷諾數(shù)效應(yīng)明顯，并且在發(fā)射筒外形尺寸的約束下，要求具有較好的升阻特性，對相關(guān)氣動設(shè)計構(gòu)成了一定的挑戰(zhàn)[4]。本研究根據(jù)某小型筒射無人機(jī)的特點，構(gòu)造了具有串列翼特征的無人機(jī)氣動布局，進(jìn)行了數(shù)值仿真計算，分析了無人機(jī)的升阻特性、縱向靜穩(wěn)定性和橫航向靜穩(wěn)定性；計算結(jié)果表明方案滿足設(shè)計要求，可為小型筒射無人機(jī)總體設(shè)計及相關(guān)理論研究提供借鑒和參考。

1 氣動布局設(shè)計

本研究要設(shè)計的小型筒射無人機(jī)是一種攻擊型無人機(jī)，具有筒射起飛和末端攻擊雙重性能。無人機(jī)起飛時需要高的升力系數(shù)，而末端攻擊時要求升力系數(shù)在一個有限的范圍內(nèi)，這兩者對氣動設(shè)計的要求互相矛盾，所以在選擇翼型和設(shè)計機(jī)翼形狀時需要綜合考慮。

對于小型筒射無人機(jī)而言，其機(jī)翼面積與機(jī)翼厚度成反比，因此翼型以相對厚度較小的NACA某翼型為基礎(chǔ)，后緣下彎修剪為等厚度曲面，形成后加載增大彎度提升了翼型的零迎角升力系數(shù)[5]，接近于復(fù)雜外形翼型的升阻特性，并能較好適應(yīng)小型筒射無人機(jī)折疊展開要求。

在發(fā)射筒直徑尺寸的約束下，為增大機(jī)翼面積，采用串列翼氣動布局。前后機(jī)翼均為矩形機(jī)翼，V形尾翼氣動布局、后推式動力系統(tǒng)，前后機(jī)翼可折疊于機(jī)身下部，V尾向前折疊與機(jī)身兩側(cè)。為最大利用發(fā)射筒空間，機(jī)身主體上半部采用圓形截面，下半部與機(jī)翼協(xié)調(diào)設(shè)計。無人機(jī)升力由前后機(jī)翼共同產(chǎn)生，重心居于兩者之間，故易于在產(chǎn)生升力的同時維持全機(jī)力矩平衡，避免配平阻力產(chǎn)生[6]。無人機(jī)外形如圖1和圖2所示。

2 數(shù)值仿真計算

2.1 控制方程

計算流體力學(xué)分析基于質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒3個基本傳遞方程。對于小型筒射無人機(jī)而言，飛行速度較低，流過機(jī)體表面的空氣密度不變，因此把空氣看作不可壓縮性流體，在笛卡爾坐標(biāo)系(x1,x2,x3)中,定義速度分量(u1,u2,u3),采用求和約定慣例，基于雷諾平均的連續(xù)性方程和動量守恒方程分別具有如下形式[7]：

湍流模型采用SST剪應(yīng)力模型，該模型能適應(yīng)壓力梯度變化的各種物理狀況，可應(yīng)用于黏性內(nèi)層,通過壁面函數(shù)的應(yīng)用,準(zhǔn)確地模擬邊界層的現(xiàn)象[8]。物面為無滑移條件,遠(yuǎn)場為自由流條件,采用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行推進(jìn)求解,計算殘差收斂精度為10-5。

2.2 網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

數(shù)值仿真計算需要離散流場空間，生成適于求解流場的計算網(wǎng)格。無人機(jī)近壁面附近的流場參數(shù)變化梯度比遠(yuǎn)場大得多，對于近壁面區(qū)域網(wǎng)格需要特別處理。計算流域采用非結(jié)構(gòu)化四面體網(wǎng)格進(jìn)行劃分，以更好地適應(yīng)機(jī)體不規(guī)則區(qū)域；同時在垂直于機(jī)體表面方向添加附面層，以適應(yīng)附面層內(nèi)法向速度梯度的劇烈變化[9]，附面層為結(jié)構(gòu)化的三棱柱網(wǎng)格。整個流場的網(wǎng)格總數(shù)約為318萬，網(wǎng)格密度合適，行列式determinant的值大于0.3，網(wǎng)格品質(zhì)理想，如圖3所示。

2.3 計算方法驗證

為了驗證計算方法的精度，對文獻(xiàn)[10]中的低雷諾數(shù)翼型FX63-137升阻性能進(jìn)行了對比計算，計算條件為馬赫數(shù)Ma=0.1，雷諾數(shù)Re=5×105。對比計算所得數(shù)據(jù)如圖4和圖5所示。

本文計算結(jié)果與文獻(xiàn)[10]中的實驗結(jié)果能較好地吻合,說明本文采用的計算模型和方法有較高的精度,可以用來進(jìn)行無人機(jī)的氣動性能計算。

3 氣動性能分析

針對所設(shè)計的小型筒射無人機(jī)，給定相關(guān)參數(shù)，分別進(jìn)行縱向氣動性能和橫航向氣動性能計算與分析，結(jié)果如圖6～圖11所示。

由圖6可知，迎角從-4°到6°時，升力系數(shù)近似線性增長；迎角從6°到14°時，升力系數(shù)呈非線性增長，但增長率逐漸減小；迎角超過14°時，升力系數(shù)隨著迎角的增大反而減小，這是由于機(jī)翼上表面產(chǎn)生氣流分離，造成機(jī)翼失速的緣故；因此無人機(jī)失速迎角為14°，對應(yīng)升力系數(shù)有最大值1.02。

由圖7可知，阻力極曲線近似拋物線形狀，隨著迎角的增加，全機(jī)升阻比先增大后減??；升阻比最大值等于8.2，此時無人機(jī)處于有利巡航狀態(tài)，對應(yīng)巡航迎角為4°；全機(jī)最小阻力系數(shù)為0.04，近似等于零升阻力系數(shù)。

由圖8可知，隨著升力系數(shù)增加，俯仰力矩系數(shù)近似線性減小，其導(dǎo)數(shù)?m/?L=-0.12<0,可知無人機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性，靜穩(wěn)定裕度為12%；全機(jī)零升力矩系數(shù)等于0.15，此狀態(tài)下無人機(jī)具有一定的抬頭力矩；當(dāng)迎角大于失速迎角14°時，無人機(jī)具有較大的低頭力矩，表明氣動焦點位置快速向后移動，前翼較后翼先失速，縱向靜穩(wěn)定裕度迅速增大，無人機(jī)具備從失速狀態(tài)恢復(fù)的能力，符合串列式布局的設(shè)計要求。

由圖9可知，隨著側(cè)滑角的增大，偏航力矩系數(shù)呈線性增長特點；此時無人機(jī)在平衡狀態(tài)下受到外界非對稱瞬時干擾，產(chǎn)生小量的側(cè)滑角Δβ>0，根據(jù)曲線結(jié)果無人機(jī)將產(chǎn)生右偏航力矩，這個力矩有使機(jī)頭向右偏，以減小Δβ的趨勢，因此設(shè)計的無人機(jī)具有航向靜穩(wěn)定性。

由圖10可知，隨著側(cè)滑角增大，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)具有線性負(fù)增長趨勢；同樣考慮無人機(jī)在平衡狀態(tài)下受到外界非對稱瞬時干擾，產(chǎn)生小量的右傾斜角，此時無人機(jī)將產(chǎn)生右側(cè)滑角Δbeta>0，根據(jù)曲線結(jié)果無人機(jī)將產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn)力矩，這一力矩具有減小右傾斜角，使無人機(jī)具有保持機(jī)翼水平的傾向，因此設(shè)計的無人機(jī)具有橫向靜穩(wěn)定性。

由圖11可知，側(cè)力系數(shù)隨側(cè)滑角近似線性變化；隨著側(cè)滑角增大，側(cè)力系數(shù)具有負(fù)增長的特點。

4 結(jié)論

1) 小型筒射無人機(jī)飛行速度低，低雷諾數(shù)效應(yīng)明顯，在發(fā)射筒尺寸的制約下，要求具備良好的升阻特性，采用串列翼布局是一種較好的氣動外形設(shè)計方案。

2) 對于串列翼布局的飛行器，前機(jī)翼應(yīng)先于后機(jī)翼失速，保證殘余升力位于重心后方，從而使飛行器在失速狀態(tài)下能夠維持縱向靜穩(wěn)定性并改出，以確保飛行安全。

3) 對于串列翼布局的小型筒射無人機(jī)，機(jī)翼翼型相對厚度較小，因此最大升力系數(shù)和升阻比受到限制，文中設(shè)計的無人機(jī)最大升力系數(shù)為1.02，最大升阻比為8.2，同時具有較好的縱向和橫航向靜穩(wěn)定性，可以為總體設(shè)計和相關(guān)理論研究提供技術(shù)支持。

[1] 朱自強(qiáng)，王曉璐，陳澤民，等.無人駕駛飛行器的氣動特點和設(shè)計[J].航空學(xué)報,2006(3):161-163.

[2] 龐艷珂，韓磊，張民權(quán)，等.攻擊型巡飛彈技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].兵工學(xué)報,2010(12):150-152.

[3] 宋怡然，陳英碩，蔣琪，等.國外典型巡飛彈發(fā)展動態(tài)與性能分析[J].情報交流,2013(2):37-39.

[4] 陶福興，張恒，李杰.一種小型單兵巡飛彈的氣動外形設(shè)計[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2015(12):111-113.

[5] 吳書山，周洲，甘文彪，等.低雷諾數(shù)下翼型后緣變化的氣動特性研究[J].飛行力學(xué),2012(12):494-497.

[6] 唐勝景，劉真暢，周運(yùn)強(qiáng)，等.后翼上反串置翼無人機(jī)氣動特性研究[J].北京理工大學(xué)學(xué)報,2015(12)：1212-1216.

[7] 李鳳蔚.空氣與氣體動力學(xué)引論[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社,2007:441-445.

[8] 鄔明，孫善春.基于SST湍流模型的二維操縱面空化流場研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2012(3):115-118.

[9] 劉毅，靳宏斌.盒式翼無人機(jī)氣動特性數(shù)值計算分析[J].航空工程進(jìn)展,2014(8):303-306.

[10] MA Rong，ZHONG Bowen，LIU Peiqing.Optimization design study of low-Reynolds-number high-lift airfoils for the high-efficiency propeller of low-dynamic vehicles in stratosphere[J].Science China Technological Sciences,2010(10):2800-2803.