無人機螺旋槳反扭力矩氣動仿真

李松超, 王智超

中國電子科技集團公司第二十七所 防御系統(tǒng)部，河南 鄭州 450047

導讀：反扭力矩是螺旋槳無人機在飛行過程中阻礙飛行穩(wěn)定的重要因素。為分析螺旋槳無人機反扭力矩的大小，減小反扭力矩對飛行穩(wěn)定性的影響，采用cfx空氣動力學分析軟件仿真無人機在不同階段的受力情況，分析了各階段的反扭力矩變化，對無人機增加初始舵偏角、火箭藥量控制、重心偏移做出調整，結合無人機實飛試驗，驗證了cfx仿真結果的準確性，有效改善了無人機火箭助推發(fā)射過程的姿態(tài)穩(wěn)定性，為非常規(guī)氣動布局螺旋槳無人機的發(fā)射過程提出了可參考結論。

采用螺旋槳提供推力的無人機，在飛行過程中會產生與螺旋槳轉動方向相反的力矩。在火箭助推發(fā)射過程，由于過載比較大，有些自動駕駛儀會短時間失靈，在此過程中螺旋槳反扭力矩隨著無人機的速度遞增，特別是自身穩(wěn)定性不好的非常規(guī)氣動布局無人機，會嚴重影響無人機的姿態(tài)。

目前，研究火箭助推的文章多為縱向軌跡，很少涉及螺旋槳無人機的反扭力矩在發(fā)射過程中對無人機姿態(tài)的影響。

理論分析

火箭助推起飛螺旋槳無人機在起飛過程中，主要受空氣動力、重力、螺旋槳推力和火箭助推力作用。在理想狀態(tài)下，無人機氣動外形左右對稱，重心位于對稱面上，火箭和發(fā)動機的推力線過重心，因此在起飛過程中引起無人機‘右滾’現(xiàn)象的只有螺旋槳的反扭力矩。

無人機火箭助推發(fā)射過程的飛行動力學模塊化建模主要包括3 個模塊： 助推火箭模塊、發(fā)動機模塊和無人機運動模塊的建模。

助推火箭模塊

利用火箭助推方式起飛，就需要選擇具有合適推力的助推火箭?；鸺茣r間通常只有2s 左右，之后無人機就靠發(fā)動機來提供繼續(xù)爬升飛行的動力。由于助推火箭推力較大，對無人機的影響比較劇烈，因此火箭的安裝應保證精度。另一方面，它的作用時間很短，只要在此段時間內保證無人機處于平穩(wěn)飛行狀態(tài)，火箭助推結束后，在自動駕駛儀的作用下，就能以穩(wěn)定的姿態(tài)完成起飛過程。

火箭助推器在無人機上的安裝位置通常是火箭軸線通過無人機重心?；鸺c機體的XOY 平面的安裝角為ζ，無人機發(fā)射過程受力分析如圖1所示。

圖1 無人機發(fā)射段受力分析

由上圖可知，火箭助推力在機體軸上的分量為

發(fā)動機模塊

該無人機的常規(guī)動力為螺旋槳發(fā)動機，發(fā)動機拉力不通過機體軸線。發(fā)動機的拉力大小與飛行高度、速度有關。

螺旋槳在旋轉過程中，產生與發(fā)動機轉向相反的扭矩，該扭矩在發(fā)射階段較大，牽制發(fā)動機轉速的上升，同時使飛機產生滾轉，高度降低，是造成阻尼小的飛機發(fā)射失敗的主要因素之一。螺旋槳在旋轉過程中還產生慣性陀螺力矩，它對俯仰、滾轉和偏航運動產生一定的影響，使無人機在飛行中產生縱橫交感。

通過對螺旋槳性能進行計算，得到螺旋槳拉力和扭矩與無人機空速和螺旋槳轉速之間的關系曲線，進而得到螺旋槳拉力T和扭矩MT的函數(shù)形式。

式中：V0是無人機空速，n是螺旋槳轉速。假設螺旋槳轉動慣量為Jr，螺旋槳轉速為wr，無人機在機體坐標系Y軸及Z軸的角速度分量分別為q、r，加上螺旋槳的氣動力矩，則螺旋槳產生的所有力矩在機體坐標系中的三個分量為

無人機運動模塊

在火箭助推段，可近似忽略助推火箭所受的氣動力，無人機主要受到氣動力、重力、發(fā)動機推力以及火箭推力的共同作用，將合力分解在機體坐標軸下為：

式中,X,Y,Z為氣動力，T為發(fā)動機推力，為火箭助推力在機體軸上的分量，Gb和Gr分別為無人機和火箭的重量分別為風軸系、地軸系和體軸系的轉換矩陣。

平飛段不再有火箭助推力。

幾何模型

將無人機分成機體和螺旋槳兩個部分實體化，機體尾部采用長方體模擬發(fā)動機。

圖2 無人機幾何模型

將流體分為兩個域，一個域是模擬無人機周圍氣流環(huán)境，另一個域模擬螺旋槳旋轉氣流環(huán)境?？諝鈩恿W仿真主要模擬飛機發(fā)射階段，所以將空氣入口設為斜面。

圖3 無人機流域

網格劃分

對無人機流域和螺旋槳流域使用非結構網格，無人機和螺旋槳表面使用附面層結構網格并設置流域最大網格尺寸一起控制遠域流場的網格密度和數(shù)量。螺旋槳流域與無人機流域接觸面采用滑移網格技術設為滑移面。檢查網格質量不小于0.2。

邊界條件

無人機流域采用速度入口和壓力出口。使用High Resolution進行迭代算法，湍流模型采用模型。根據(jù)推進力的不同，可以將無人機的飛行過程分為助推上升過程和定常平飛過程。定常平飛過程無人機的推力由發(fā)動機提供，助推上升過程無人機的推力由火箭助推力和發(fā)動機共同提供。平飛過程無人機以5°迎角前飛，助推過程無人機以-39°迎角爬升。

氣動仿真

助推段氣動仿真和平飛段氣動仿真見圖7和圖8。

由于飛行姿態(tài)和飛行速度的不一致產生的‘右滾’現(xiàn)象也差距很大。

根據(jù)助推段和平飛段氣動仿真分析，可以看出助推段隨著速度增加“右滾”力矩急速增加，飛行姿態(tài)變化劇烈，是影響姿態(tài)的最主要原因。平飛段“右滾”力矩也會隨著飛行速度的增加而增加，但是變化緩慢。

經過仿真分析，助推段無人機主要動力來源為助推火箭，無人機迎角為負，機體上表面的壓力為正，下表面的壓力為負。在逆時針旋轉的螺旋槳影響下，右機翼上表面空氣粒子由翼根延伸向翼尖，并在翼尖形成紊流，對右機翼產生下洗力矩。

平飛段無人機主要動力來源為螺旋槳，無人機迎角為正，機體下表面的壓力為正，上表面壓力為負。在逆時針旋轉的螺旋槳影響下，左機翼下表面空氣粒子由翼根延伸向翼尖，并在翼尖形成紊流，對左機翼產生上洗力矩。

圖4 無人機表面網格劃分

圖5 螺旋槳表面網格劃分

圖6 無人機與螺旋槳表面網格劃分

圖7 無人機發(fā)射段速度云圖

圖8 無人機平飛段速度云圖

根據(jù)助推段與平飛段的速度云圖可以看出助推段的空氣粒子流速快，機翼的下洗力矩也更明顯。

解決辦法

解決的主要辦法有：

減小助推段末速度

經過仿真分析可以看出火箭助推段速度越大反扭力矩越大，因此減小助推段末端速度是減小右滾力矩最直接的辦法。但是火箭助推主要是使無人機達到安全速度和安全高度，因此需要控制火箭助推的末段速度，經過仿真結果與試驗結合將火箭助推末段速度控制在33～35m/s，有效控制了反扭力矩的影響。

表1 助推段與平飛段的不同約束條件

圖9 助推段與平飛段不同速度產生的反扭力矩

調節(jié)初始舵面角度

調節(jié)初始舵面角度，給無人機一個初扭矩抵消螺旋槳產生的‘右滾’力矩。經過多次試驗，初舵量左上2mm，右下1mm可以有效減輕右滾趨勢。

配重調平

無人機配平時將重心左移2mm。配重雖然會減小右滾，但主要是減小平飛段的右滾。

結論

經過仿真分析和多次試驗結合，明顯減小發(fā)射段右滾力矩，發(fā)射段飛機姿態(tài)基本穩(wěn)定。證明采用cfx氣動仿真與試驗結合的方法有效可行，減少了試驗次數(shù)，節(jié)約了成本，為火箭助推螺旋槳無人機的發(fā)射段優(yōu)化提供了方法。 ■

(參考文獻：略。如有需要，請聯(lián)系編輯部。)