某型無人機(jī)氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)

劉 靖

(中國人民解放軍92419部隊(duì),遼寧 興城 125106)

無人機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的好壞直接關(guān)系到全機(jī)飛行性能[1],作者根據(jù)實(shí)際需要,針對(duì)某型無人機(jī)在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響狀態(tài)下,最大飛行速度可能無法達(dá)到問題,進(jìn)行了全機(jī)氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì),重點(diǎn)針對(duì)機(jī)翼、尾翼等關(guān)鍵氣動(dòng)部件開展優(yōu)化[2],通過設(shè)計(jì)多種不同優(yōu)化方案并進(jìn)行計(jì)算分析,最終確定了最優(yōu)方案,氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)效果明顯,在最大速度狀態(tài)升阻比增加約0.44,氣動(dòng)阻力有顯著改善。同時(shí)對(duì)無人機(jī)外掛載荷安裝構(gòu)型進(jìn)行計(jì)算分析,并通過風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證,確定將任務(wù)載荷掛載于翼尖處對(duì)全機(jī)升阻特性影響最小。

1 初始方案設(shè)計(jì)及性能分析

某型無人機(jī)初始?xì)鈩?dòng)外形主要幾何參數(shù)如表1所示,針對(duì)該方案,開展了基本縱向氣動(dòng)特性計(jì)算,計(jì)算狀態(tài)為高度H=0 m,速度V=200 m/s,計(jì)算結(jié)果如下所示:圖1為升力系數(shù)隨迎角變化曲線,其中CL為升力系數(shù),α為迎角。圖2為升阻比隨迎角變化曲線,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角。從圖中可以看出,該方案具有較好的縱向氣動(dòng)特性,最大可用迎角8°,最大升阻比大于10。

表1 無人機(jī)外形主要幾何參數(shù)

圖1 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖2 升阻比隨迎角變化曲線

但上述計(jì)算結(jié)果未考慮實(shí)際飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)性能影響,為此,依據(jù)總體參數(shù)、氣動(dòng)特性參數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)進(jìn)一步計(jì)算了計(jì)及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響下的全機(jī)氣動(dòng)特性[3],計(jì)算結(jié)果如下所示:圖3為計(jì)及進(jìn)排氣影響對(duì)稱面壓力分布云圖。圖4為計(jì)及進(jìn)排氣影響升力系數(shù)曲線,其中CL為升力系數(shù),α為迎角。圖5為計(jì)及進(jìn)排氣影響升阻比曲線,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角。

圖3 計(jì)及進(jìn)排氣影響對(duì)稱面壓力分布云圖

圖4 計(jì)及進(jìn)排氣影響升力系數(shù)曲線

圖5 計(jì)及進(jìn)排氣影響升阻比曲線

從上述計(jì)算結(jié)果可以看出,進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)升力特性影響較小,基本可以忽略。但其對(duì)全機(jī)阻力特性影響較大,阻力系數(shù)增大約0.0138,最大升阻比降低約1.82,在最大平飛速度狀態(tài)升阻比降低0.72,此時(shí)全機(jī)阻力增大,發(fā)動(dòng)機(jī)需用推力較大,計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)裝機(jī)推力損失后,需用推力和可用推力基本相當(dāng)。但考慮氣動(dòng)理論計(jì)算難以計(jì)及機(jī)體表面加工質(zhì)量、小型外露物(如空速管)等的影響[4]。因此,實(shí)際能否達(dá)到最大飛行速度,風(fēng)險(xiǎn)較大,需針對(duì)該外形進(jìn)行氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2 氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)思想

為滿足全機(jī)最大飛行速度要求,氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)重點(diǎn)針對(duì)機(jī)翼、尾翼等關(guān)鍵氣動(dòng)部件開展設(shè)計(jì)。在翼型不變的前提下,通過減小機(jī)翼面積和尾翼面積以減小全機(jī)阻力[5]。

2.2 優(yōu)化設(shè)計(jì)方案

為達(dá)到全機(jī)減阻目的,設(shè)計(jì)了3種不同方案[6],各方案具體幾何參數(shù)如表2所示。方案1去掉部分翼尖,展長(zhǎng)變?yōu)?.3 m,尾翼不變;方案2去掉部分翼尖,展長(zhǎng)變?yōu)?.4 m,尾翼不變;方案3去掉部分翼根,展長(zhǎng)變?yōu)?.4 m,減小尾翼面積。各方案外形對(duì)比如圖6所示。

表2 各方案幾何參數(shù) 單位：m

圖6 各方案對(duì)比圖

針對(duì)上述三種方案,進(jìn)行考慮進(jìn)排氣影響的氣動(dòng)特性計(jì)算評(píng)估[7],計(jì)算結(jié)果如表3所示,可以看出,在最大飛行速度狀態(tài)下,方案3升阻比最大,對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)需用推力最小,因此確定方案3作為最終方案。

表3 各方案計(jì)算結(jié)果對(duì)比

3 最終方案氣動(dòng)特性分析

3.1 基本氣動(dòng)特性分析

最終方案升力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖7所示,其中CL為升力系數(shù),α為迎角。升阻比隨迎角變化曲線如圖8所示,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角。從圖中可以看出,無人機(jī)升力線斜率約為0.1,最大升阻比約為10,具有較好的升阻特性。

圖7 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖8 升阻比隨迎角變化曲線

側(cè)力系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線如圖9所示,其中Cy為側(cè)力系數(shù),β為側(cè)滑角,α為迎角。偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線如圖10所示,其中Cn為偏航力矩系數(shù),β為側(cè)滑角,α為迎角。從圖中可以看出,側(cè)力系數(shù)曲線與力矩系數(shù)曲線均線性度較好,側(cè)力系數(shù)、偏航力矩系數(shù)曲線斜率隨迎角增加而略有減小,但變化不大,可以保證無人機(jī)高速飛行時(shí)橫向穩(wěn)定[8]。

圖10 偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化曲線

3.2 計(jì)算進(jìn)排氣影響氣動(dòng)特性分析

考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響,開展縱向氣動(dòng)特性分析,計(jì)算狀態(tài)為高度H=0 m,速度V=200 m/s,計(jì)算結(jié)果如下所示:計(jì)算進(jìn)排氣影響升力系數(shù)曲線如圖11所示,其中CL為升力系數(shù),α為迎角。計(jì)算進(jìn)排氣影響阻力系數(shù)曲線如圖12所示,其中Cd為阻力系數(shù),α為迎角。計(jì)算進(jìn)排氣影響升阻比曲線如圖13所示,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角。

圖11 計(jì)及進(jìn)排氣影響升力系數(shù)曲線

圖12 計(jì)及進(jìn)排氣影響阻力系數(shù)曲線

圖13 計(jì)及進(jìn)排氣影響升阻比曲線

從上述計(jì)算結(jié)果可以看出,考慮進(jìn)排氣影響后,全機(jī)升力系數(shù)增大約0.013,阻力系數(shù)增大約0.009,最大升阻比降低約0.5。通過性能分析,在最大平飛速度狀態(tài)時(shí),升力系數(shù)約為0.146,升阻比約為2.93。原始方案設(shè)計(jì)狀態(tài),在最大平飛速度狀態(tài)時(shí),升阻比約為2.49?？梢钥闯?氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)效果明顯,在最大速度狀態(tài)升阻比增加約0.44,氣動(dòng)阻力有顯著改善,大大降低最大速度無法達(dá)到的風(fēng)險(xiǎn)。

4 外掛任務(wù)載荷氣動(dòng)減阻設(shè)計(jì)

為滿足使用要求,無人機(jī)需外掛任務(wù)載荷,外掛載荷安裝位置對(duì)全機(jī)升阻特性將有較大影響[9],下面對(duì)任務(wù)載荷安裝位置對(duì)全機(jī)升阻特性影響進(jìn)行分析。

4.1 初始外掛任務(wù)載荷構(gòu)型設(shè)計(jì)

初始方案設(shè)計(jì)3種外掛任務(wù)載荷構(gòu)型,研究外掛載荷與機(jī)翼不同位置關(guān)系的影響,3種構(gòu)型如圖14所示,任務(wù)載荷與翼根弦線法向距離分別為0.085 m、0.075 m、0.065 m。

圖14 外掛任務(wù)載荷構(gòu)型

4.2 結(jié)果分析及優(yōu)化設(shè)計(jì)

3種構(gòu)型升阻比計(jì)算結(jié)果如圖15所示,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角。從圖15中可以看出,3種方案均導(dǎo)致原機(jī)翼升阻比下降,最大降幅可達(dá)4左右,將任務(wù)載荷掛載于機(jī)翼下方對(duì)最大飛行速度不利。

圖15 三種構(gòu)型升阻比計(jì)算結(jié)果

為有效提高升阻比,最終方案將任務(wù)載荷(曳光管)裝載于翼尖處,并通過風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證,結(jié)果如圖16所示,其中CL/Cd為升阻比,α為迎角,可以看出,與原始外掛任務(wù)載荷構(gòu)型相比,最終方案對(duì)全機(jī)升阻比有較好改善,既能夠滿足任務(wù)載荷掛載需求,而且對(duì)最大飛行速度影響最小。

圖16 任務(wù)載荷掛載于翼尖處升阻比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

5 結(jié)束語

無人機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)時(shí),需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性影響,本文計(jì)算結(jié)果表明,進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)升力特性影響較小,但對(duì)阻力特性影響較大,如果初始方案階段考慮不足,后期可能會(huì)對(duì)全機(jī)最大飛行速度有較大影響。針對(duì)某型無人機(jī)在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響狀態(tài)下,最大飛行速度可能無法達(dá)到的問題,進(jìn)行了全機(jī)氣動(dòng)減阻優(yōu)化設(shè)計(jì),重點(diǎn)針對(duì)機(jī)翼、尾翼等關(guān)鍵氣動(dòng)部件設(shè)計(jì)了多種不同方案,在翼型不變的前提下,通過合理優(yōu)化機(jī)翼、尾翼形狀大小以減小全機(jī)阻力[10],通過計(jì)算確定了最優(yōu)方案,氣動(dòng)減阻優(yōu)化效果明顯,在最大速度狀態(tài)升阻比增加約0.44,大大降低最大速度無法達(dá)到的風(fēng)險(xiǎn)。并對(duì)任務(wù)載荷安裝位置對(duì)全機(jī)升阻特性影響進(jìn)行分析研究,結(jié)果表明:將任務(wù)載荷外掛于機(jī)翼下方會(huì)導(dǎo)致全機(jī)升阻比下降,對(duì)最大飛行速度不利,將任務(wù)載荷裝載于翼尖處,對(duì)全機(jī)升阻特性會(huì)有較好改善,相關(guān)無人機(jī)設(shè)計(jì)者今后遇到同類問題時(shí)可以作為借鑒參考。