垂直起降固定翼無人機的翼尖垂尾設(shè)計分析

張飛，王云，孫一方，譚錕

(南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院，南昌 330063)

0 引 言

垂直起降固定翼無人機兼具固定翼飛機速度快、航程遠和多旋翼無人機垂直起降、可懸停作業(yè)的優(yōu)點,大幅擴展了無人機的應(yīng)用范圍。國外從20世紀(jì)60 年代就開始有垂直起降方面的研究，但多為研究垂直起降總體方案類[1]。國內(nèi)對垂直起降類無人機的研究也多為總體設(shè)計和控制策略類[2-5]，而對垂直起降無人機翼尖設(shè)計類的研究[6-8]較少。垂直起降固定翼無人機為一種較為特殊的機型，傳統(tǒng)的翼尖設(shè)計并不能完全適用于該類無人機。

翼尖小翼能夠降低無人機巡航狀態(tài)的阻力[9]。常用的翼尖小翼主要有融合式翼梢小翼、渦擴散器、翼尖延伸以及“雙叉彎刀”等多種構(gòu)型[10]。因為垂直起降固定翼無人機具有獨特的飛行模式，所以其翼尖小翼設(shè)計方式比較靈活。

結(jié)合垂直起降固定翼無人機獨特的飛行模式，本文提出四種翼尖垂尾的設(shè)計：翼尖下垂尾、翼尖上垂尾、翼梢端板、無翼尖垂尾的常規(guī)布局設(shè)計。為了解四種翼尖垂尾構(gòu)型對中小型無人機總體性能的影響，本文結(jié)合某型垂直起降固定翼無人機工程設(shè)計案例對上述四種翼尖垂尾進行詳細對比分析，確定適合該無人機的最優(yōu)方案，同時可為類似無人機翼尖結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考借鑒。

1 某型垂直起降固定翼無人機總體及翼尖垂尾結(jié)構(gòu)

某型垂直起降固定翼無人機工程樣機如圖1所示，該無人機主要幾何尺寸如表1所示。

圖1 某型垂直起降固定翼無人機工程樣機Fig.1 An engineering prototype of a vertical take-off and landing fixed-wing UAV

幾何參數(shù)數(shù) 值機身長度/m1.7機翼翼展/m2.4起落架高度/m0.3機翼根梢比2.2垂尾根梢比3.331/4弦線后掠角/(°)26

此無人機的垂直起降方案為主旋翼加三輔助涵道。主旋翼位于機身中部，三輔助涵道分別位于機頭和兩側(cè)機翼處。主旋翼動力作為垂直起降狀態(tài)和平飛狀態(tài)時的主要動力。在垂直起降狀態(tài)時，主旋翼動力用來克服重力；在平飛狀態(tài)時，主旋翼動力傾轉(zhuǎn)90°，用以克服平飛時無人機的阻力。三輔助涵道主要用來控制無人機在垂直起降狀態(tài)時的機身平衡，在平飛狀態(tài)時，不使用三輔助涵道。

擬采用的翼尖垂尾結(jié)構(gòu)可選方案有：下垂尾、上垂尾、翼梢端板和常規(guī)布局四種型式，如圖2所示。

(a) 下垂尾 (b) 上垂尾

(c) 翼梢端板 (b) 常規(guī)布局

圖2 四種翼尖設(shè)計

Fig.2 Four kinds of wing tip design

其中，下垂尾、上垂尾和常規(guī)布局模型的垂尾高度為0.3 m，垂尾面積和垂尾尺寸完全相同；翼梢端板模型的垂尾面積為其他三種模型的1.5倍。下垂尾和翼梢端板在作為垂尾使用的同時可充當(dāng)起落架使用，故機身后部無需設(shè)置額外的起落架；上垂尾和常規(guī)布局的垂尾被設(shè)置在機身上方，故機身下方必須設(shè)置兩根額外的后起落架。

2 求解方法和邊界條件

通過眾多飛行實踐可知，當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma≤0.3時，空氣壓縮程度很小，可以忽略空氣的可壓縮性，將空氣當(dāng)作不可壓流；當(dāng)Ma>0.3時，則需要考慮空氣的可壓縮性[11]。由于本文模型流速并未超過Ma=0.3的臨界值，采用理想不可壓縮氣體模型。同時為了便于計算，假設(shè)流動是定常且穩(wěn)定的[12]。

本文所采用的幾何模型如圖2所示，計算采用的湍流模型為壁面自適應(yīng)局部渦粘大渦模擬模型，算法為格子-玻爾茲曼(LBM-LES)算法[13]。采用LBM-LES方法的粒子分布網(wǎng)格如圖3所示，網(wǎng)格密的區(qū)域表示粒子的尺度小。根據(jù)每一個時間步計算得到渦量，然后對粒子分布進行自適應(yīng)動態(tài)加密(圖3(b))，這樣可在提高計算精度的同時沒有過大地增加計算量。本文算例邊界條件為：-x為速度入口邊界條件，其余均為周期性邊界條件。

(a) 局部粒子分布

(b) 自適應(yīng)后粒子分布圖3 LBM-LES方法的粒子分布Fig.3 Particle distribution of LBM-LES method

3 四種翼尖垂尾設(shè)計性能分析

3.1 計算方法的驗證

為了保證本文計算方法的可靠性，對無人機氣動模型[14]計算其不同迎角下的升力值，并將計算結(jié)果與其實驗數(shù)據(jù)進行對比。計算結(jié)果如圖4所示。

圖4 計算數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)對比Fig.4 Comparison of the calculation data and experimental data

從圖4可以看出：計算數(shù)據(jù)與實驗數(shù)據(jù)結(jié)果吻合度良好，數(shù)據(jù)上存在的一些細微差別，主要是在仿真和試驗條件下，由密度或粘性系數(shù)略有不同導(dǎo)致的，表明該計算方法正確可靠，可用于該無人機物理模型的氣動特性研究。

3.2 平飛狀態(tài)氣動模擬數(shù)據(jù)對比

對此無人機在平飛狀態(tài)下的氣動模擬共計算來流速度為20 m/s，迎角α分別為-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14°、16°的算例。其中，兩副主旋翼呈共軸反槳狀態(tài)，輸出推力水平向后，轉(zhuǎn)速皆為3 000 r/min。四種翼尖設(shè)計的升力系數(shù)(CL)、阻力系數(shù)(CD)以及升阻比(CL/CD)隨迎角(α)的變化曲線如圖5所示。

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化曲線

(b) 阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線

(c) 升阻比隨迎角的變化曲線圖5 四種翼尖設(shè)計的升阻力系數(shù)及升阻比Fig.5 Lift and drag coefficients and lift-drag ratio for four kinds of wingtip design

從圖5可以看出：在四種翼尖設(shè)計中，上垂尾設(shè)計的升力系數(shù)較大，常規(guī)布局設(shè)計的升力系數(shù)最小，但總體來說四種設(shè)計的升力系數(shù)差別不大，且四種翼尖設(shè)計在4°～6°迎角區(qū)間內(nèi)飛行效率較高；下垂尾和翼梢端板在作為垂尾使用的同時還充當(dāng)了起落架的作用，相比于上垂尾設(shè)計和常規(guī)布局設(shè)計少了兩根額外的后起落架，因此下垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計的阻力系數(shù)較小，從而導(dǎo)致下垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計的升阻比相對較大。

3.3 平飛狀態(tài)三維流場對比

無人機在巡航狀態(tài)會產(chǎn)生一定的翼尖渦流和湍流。翼尖渦流的強度直接關(guān)系到無人機誘導(dǎo)阻力的大小[15]，無人機巡航產(chǎn)生的湍流也會增大其阻力，因此有必要降低無人機在巡航狀態(tài)時的翼尖渦流強度和湍流強度。四種翼尖設(shè)計在20 m/s來流4°迎角下的渦量云圖如圖6所示，湍流強度云圖如圖7所示。

(a) 下垂尾 (b) 上垂尾

(c) 翼梢端板 (b) 常規(guī)布局

圖6 平飛狀態(tài)四種翼尖設(shè)計渦量云圖對比

Fig.6 Comparison of vorticity nephogram of four wingtip designs in level flight status

(a) 下垂尾 (b) 上垂尾

(c) 翼梢端板 (b) 常規(guī)布局

圖7 平飛狀態(tài)四種翼尖設(shè)計湍流強度云圖對比

Fig.7 Comparison of turbulence intensity nephogram of four wingtip designs in level flight status

從圖6～圖7可以看出：

(1) 對整機阻力影響較大的為機身中部和機翼翼尖處。機身中部產(chǎn)生了大量的湍流和渦流，機翼翼尖處產(chǎn)生了大量的翼尖渦，而機翼翼尖處的湍流則相對很小。

(2) 機翼的翼尖處理起到了明顯作用，相比之下，下垂尾設(shè)計、上垂尾設(shè)計、翼梢端板設(shè)計的翼尖渦流較小，但機身中部渦流面積較大；由于常規(guī)布局的垂直尾翼設(shè)置在機身中部，有效地抑制了機身中部渦流的擴散，常規(guī)布局機身中部渦流面積較小，但翼尖渦流強度較大。

(3) 相比于下垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計，上垂尾設(shè)計和常規(guī)布局設(shè)計的機身下方多了兩根起落架，因此在兩根起落架處產(chǎn)生了明顯的渦流和湍流。

3.4 垂直起降狀態(tài)氣動模擬數(shù)據(jù)對比

當(dāng)無人機處于垂直起降狀態(tài)時，對其四種翼尖設(shè)計在10 m/s側(cè)風(fēng)下進行氣動模擬，機身側(cè)向傾角分別為0°、4°、8°、12°、16°、20°。其中，兩副主旋翼呈共軸反槳狀態(tài)，輸出推力垂直于機翼向下，轉(zhuǎn)速皆為3 500 r/min。四種翼尖設(shè)計的側(cè)面阻力Fy及相對于整機重心處的側(cè)面重心力矩Mz如圖8所示。

(a) Fy隨機身傾角的變化

(b) Mz隨機身傾角的變化圖8 四種翼尖設(shè)計的側(cè)面阻力(Fy)及側(cè)面重心力矩(Mz)隨機身傾角的變化Fig.8 Variation of side resistance (Fy) and side moment (Mz) accompany with inclination angle of four wingtip designs

從圖8可以看出：在相同傾角下側(cè)面風(fēng)速為10 m/s時，四種翼尖設(shè)計中下垂尾設(shè)計的側(cè)面阻力和側(cè)面力矩最小，翼梢端板設(shè)計的側(cè)面阻力和側(cè)面力矩最大；隨著機身傾角增加下垂尾設(shè)計的側(cè)面阻力Fy和側(cè)面力矩Mz的增加幅度更小，上垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計的增加幅度更大；較小的側(cè)面阻力和側(cè)面力矩代表著機身更易于控制，因此下垂尾設(shè)計更具優(yōu)勢。

3.5 垂直起降狀態(tài)三維流場對比

當(dāng)無人機處于垂直起降狀態(tài)時，四種翼尖設(shè)計在10 m/s側(cè)風(fēng)下，機身傾角為8°時的湍流強度云圖如圖9所示，渦量云圖如圖10所示。

(a) 下垂尾 (b) 上垂尾

(c) 翼梢端板 (b) 常規(guī)布局

圖9 垂直起降狀態(tài)四種翼尖設(shè)計湍流強度對比

Fig.9 Comparison of turbulence intensity nephogram of four wingtip designs in vertical takeoff and landing status

(a) 下垂尾 (b) 上垂尾

(c) 翼梢端板 (b) 常規(guī)布局

圖10 垂直起降狀態(tài)四種翼尖設(shè)計渦量云圖對比

Fig.10 Comparison of vorticity nephogram of four wingtip designs in vertical takeoff and landing status

從圖9～圖10可以看出：

(1) 在四種翼尖設(shè)計中，上垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計產(chǎn)生的湍流和渦流相對較大，下垂尾設(shè)計和常規(guī)布局設(shè)計產(chǎn)生的湍流和渦流相對較小。

(2) 在垂直起降狀態(tài)時，當(dāng)側(cè)面來流干擾機身時，機身需要傾斜一定角度來抗衡機身產(chǎn)生的阻力，且下垂尾設(shè)計相對其余三種翼尖設(shè)計側(cè)面投影面積最小，故下垂尾設(shè)計產(chǎn)生的湍流和渦流也相對較小。且隨著機身傾斜角度的增大，下垂尾設(shè)計相對其余三種翼尖設(shè)計的側(cè)面投影面積越小，因而所造成的機身側(cè)面阻力和側(cè)面力矩也越小。

4 結(jié) 論

(1) 在平飛狀態(tài)時，四種翼尖設(shè)計中，下垂尾設(shè)計和翼梢端板設(shè)計在一定程度上抑制了翼尖渦流，同時兼顧了起落架整流，升阻比較高。

(2) 在垂直起降狀態(tài)時，四種翼尖設(shè)計中，下垂尾設(shè)計和常規(guī)布局設(shè)計的側(cè)面阻力和側(cè)面力矩相對較小。綜合平飛狀態(tài)和垂直起降狀態(tài)兩種工況可以確定：在四種翼尖設(shè)計中，下垂尾設(shè)計是較為理想的布局設(shè)計。

(3) 無人機機身中部主旋翼處的流場比較復(fù)雜，有必要對其做進一步的優(yōu)化設(shè)計。