混合布局無人機風洞試驗研究

羅健　陳揚　易暉　吳雙金

摘要：對混合布局無人機進行風洞試驗，獲得其氣動數(shù)據(jù)，測試其抗風能力和經濟巡航速度，并獲得全機各部件對試驗機氣動性能的影響。試驗共分為三種布局：機身、機身+機翼、機身+旋翼+機翼。通過此次試驗，有利于分析試驗機氣動外形的合理性，對后續(xù)混合布局外形優(yōu)化及進一步設計提供依據(jù)。

[關鍵詞]無人機混合式布局氣動特性風洞試驗

無人機在各個領域應用廣泛，不僅在軍事上用來偵查、巡邏，在民用上也用來噴灑農藥、航拍等。為了提高無人機的氣動性能及飛行效率，對新構型無人機進行風洞試驗。對于混合布局的新構型無人機，其構型包含旋翼、固定翼和尾槳，其中吹風模型選用的槳葉為不含槳尖推進器的槳葉。對其最大抗風能力進行試驗，同時獲取其巡航狀態(tài)下的指標測試。測量驗證機的氣動數(shù)據(jù)，獲得不同部件組合對全機氣動的影響。

1試驗模型及設備

試驗機為混合布局無人機，含有機翼、旋翼及尾槳，外形示意圖1所示（非實物圖）。試驗設備包含風洞、a機構以及六分量測力天平，在機身及支桿上均安裝了振動傳感器，用于監(jiān)控不同風速下，機身及支桿的振動水平。試驗在602所832風洞進行，該風洞是一座開口直流式低速風洞，如圖2所示。試驗段開口尺寸為8mx6m，長度16米，最大風速55m/s，流場品質滿足《GJB1179高速風洞和低速風洞流場品質規(guī)范》要求。832風洞主要用于開展直升機和飛機等飛行器模型空氣動力學方面的試驗和研究，具備拓展到建筑、汽車、降落傘等其他大型模型吹風試驗的能力。在模型內部安裝六分量測力天平，來測量飛機上的氣動力。用轉接板將機身與a機構相連，通過a機構控制無人機的迎角及側滑角。2試驗內容及數(shù)據(jù)處理方法

2.1最大抵抗風速試驗

混合式布局無人機先起飛并懸停至風洞試驗段中心，懸停高度為10m，無人機機體軸向與風場風向呈指定夾角，之后風洞啟動送風，風速逐漸升高，同時無人機逐漸提高推桿量用以平衡風力。隨著風速繼續(xù)增加，待無人機推桿量達至最高值，穩(wěn)定風速1分鐘，記錄此時的風速大小和無人機姿態(tài)偏角（吹風后與吹風前機體軸的夾角），指定夾角分為0°、45°、90°三種情況，如圖3所示，無人機操縱模式為手動式。

2.2經濟巡航速度測試試驗

將混合式布局無人機先起飛并懸停至風洞試驗段中心，無人機姿態(tài)由控制器操縱。懸停高度10m，之后風洞啟動送風，風速逐漸升高，同時無人機逐漸提高推桿量用以平衡風力，無人機在控制過程中盡量保持機身穩(wěn)定。風速大于5m/s后，風速每增加1m/s保持1min，測試此時地面電源輸出的工作電流、電壓。

2.3混合布局試驗

三種布局形式分別為：機身、機身+機翼、機身+旋翼+機翼。將其簡稱為光機身、去旋翼組合以及全機組合。固定翼布局由于沒有旋翼，吹風試驗相對容易，在整機的基礎上拆卸旋翼也比較簡單。全機包括機身+旋翼+機翼，做全機吹風試驗，可以與固定翼及旋翼試驗的數(shù)據(jù)對比，研究旋翼與固定翼的對全機的氣動特性影響。以上試驗內容涵蓋驗證機的所有關鍵組成部分以及全機的吹風試驗，吹風數(shù)據(jù)可以得到旋翼、固定翼的氣動特性以及二者的耦合效應。

（1）將飛機拆除旋翼、機翼，只保留機身。對機身吹風可以獲取機身的氣動參數(shù)，有利于建立機身的模型、分析其氣動特性以及氣動外形的合理性。驗證機的尺寸較大，有必要對機身部分單獨建立數(shù)學模型，以及分析機身與旋翼、固定翼的耦合效應。此外，在后續(xù)的吹風試驗中，待吹風的模型中都包含有機身這部分。因此預先對機身模型進行吹風，利用得到的數(shù)據(jù)可以與其他模型的數(shù)據(jù)對比，從而得到旋翼的氣動特性，以及固定翼的氣動特性。

（2）機身模型吹風完成后，對“機身+機翼”即去旋翼組合吹風可以獲取機翼部分的氣動特性，該部分的試驗數(shù)據(jù)可以用來與旋翼、全機的數(shù)據(jù)一起分析旋翼與固定翼部分的氣動耦合作用，同時用于建立機翼部分的數(shù)學模型。

（3）最后對固定翼及旋翼在內的全機進

行吹風試驗，對比分析旋翼與固定翼的氣動耦合及舵效的變化，整機的吹風數(shù)據(jù)直接體現(xiàn)旋翼與機翼、機身等的氣動耦合效應，以及在耦合下的氣動參數(shù)。

2.4數(shù)據(jù)處理和修正

試驗時，用六分量天平對機身的升力、阻力、側向力、俯仰力矩、滾轉力矩以及偏航力矩進行測量，同時測量出β角讀數(shù)和速壓值，。在縱向試驗和橫向試驗中均采用試驗機的最大橫截面積為參考面積，試驗機總長為參考長度，得到的數(shù)據(jù)進行了無量綱計算。

在實時數(shù)據(jù)處理中，只對天平的彈性角變形進行了數(shù)據(jù)修正;在事后的數(shù)據(jù)處理中，已對模型重量引起的彈性變形進行修正、風洞軸向靜壓梯度進行修正。

3試驗結果及分析

3.1最大抗風能力結果

抗風試驗數(shù)據(jù)如表1所示，隨著機體軸與風向夾角的變化，最大抵抗風速不變，均為11m/s，混合布局模型無人機的姿態(tài)偏角均為16°左右，變化不明顯。

3.2經濟巡航測試結果

經濟巡航速度試驗結果如表2所示?；旌鲜讲季譄o人機在前飛速度2m/s時，工作電流為3.6A，工作電壓為417V，隨著風速的增加，工作電流逐漸增加，工作電壓十分穩(wěn)定。

3.3混合布局試驗結果

對光機身進行試驗，在不同風速下對其升力系數(shù)CL及阻力系數(shù)CD及升阻比K進行分析。隨著風速增加，機身的升力、阻力與升阻比都相應增大，符合氣動規(guī)律，圖4、圖5、圖6為不同風速下升力、阻力和升阻比隨迎角變化規(guī)律。

如圖7、圖8和圖9為偏航角β為0°時，機翼+機身即去旋翼組合在不同風速下的升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD及升阻比K隨迎角變化曲線，發(fā)現(xiàn)在不同前飛速度下的升力系數(shù)相差不大。在前飛速度10m/s時，阻力系數(shù)偏大，升阻比也要比前飛速度20m/s、30m/s時要小很多，而20m/s與30m/s前飛速度下的升力、阻力和升阻比相差不大，并在a角為9°的時候，升阻比達到最大值。前飛速度10m/s時，在a為12的時候，升阻比達到最大值。

全機狀態(tài)下，選擇槳盤倒角為-3°，橫向倒角為0°，側滑角β為0°的狀態(tài)進行氣動特性分析對比。由于轉速范圍及共振原因，全機狀態(tài)下測量的a角度范圍比其他狀態(tài)要小，在滿足安全的前提下，做盡可能多的試驗狀態(tài)。圖10、圖11和圖12分別給出了風速20m/s時升力、阻力和升阻比的試驗結果，可以看出，機身對升力的貢獻很小，全機狀態(tài)對比無旋翼狀態(tài)下的升力提升很大，但是阻力隨著a增大急劇上升，無旋翼狀態(tài)下的升阻比要大于全機狀態(tài)下的升阻比。在a角為9°的時候，去旋翼組合升阻比達到最大值，全機組合下的升阻比則提前達到最大值。圖13為全機狀態(tài)不同風速下升阻比對比曲線，可以看到風速26m/s時，迎角為5°時升阻比達到最大值，隨后升阻比開始急劇減小，在風速為20m/s要大于風速為26m/s時的升阻比。

4結論

對新構型無人機進行試驗研究，分為“機身、機身+機翼、機身+旋翼+機翼”三種布局形式，獲得其氣動數(shù)據(jù)以及不同布局對總體氣動特性的影響。得出結論：最大抗風能力為11m/s，隨著機體軸與風向夾角的變化，最大抵抗風速不變;巡航狀態(tài)下可根據(jù)工況選擇不同的前飛速度，隨著速度的增加，工作電流逐漸增加，工作電壓十分穩(wěn)定?；旌鲜讲季衷囼炏拢瑱C身對升力的貢獻很小，全機布局比無旋翼布局狀態(tài)下的升力系數(shù)要大，同時阻力也急劇提高，升阻比更小;在全機狀態(tài)下，隨著前飛速度增大，升阻比減小，并在迎角較小的情況下達到最大升阻比。

參考文獻

[1]MIALON B， BONNAUD C， et al.Aerodynamic optimization of subsonicflying wing configuration[R]. AIAA2002- -2931，2002.

[2]蘭波，常景麗。直升機旋翼/機身組合模型的帶側滑角風洞試驗[J].飛行力學，2002.

[3]馬東立，馬鐵林，劉薇薇。某無人機氣動估算與風洞試驗[J].北京航空航天大學：北京航空航天大學學報，2006.

[4]歐陽紹修，趙曉霞，江宗輝，劉毅。螺旋槳徑向力風洞試驗方法研究[J].中航工業(yè)陜西飛機工業(yè)有限公司：實驗流體力學，2012.

[5]劉嵐，方宗德，張西金.微型撲翼飛行器的升力風洞試驗[J].西北工業(yè)大學：航空動力學報，2007.