基于CFD方法的尾坐式垂直起降無人機(jī)氣動特性研究

邸彥佳,陳自力,蘇立軍

(陸軍工程大學(xué)石家莊校區(qū),河北 石家莊 050003)

尾坐式垂直起降無人機(jī)是一種采用機(jī)尾“坐”地式垂直起降,并能夠高速平飛的無人機(jī)[1]。尾坐式垂直起降無人機(jī)兼有旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)的優(yōu)點,既能夠靈活起降不受場地限制,又具有與固定翼飛機(jī)相近的續(xù)航能力,并且結(jié)構(gòu)簡單、操縱簡便,是垂直起降無人機(jī)的最優(yōu)方案之一[1-2]。

研究無人機(jī)的氣動特性一般有風(fēng)洞實驗和計算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)仿真兩種方法。風(fēng)洞實驗方法準(zhǔn)確性高,但實驗周期長、成本巨大,而隨著計算機(jī)科學(xué)和計算流體力學(xué)的飛速發(fā)展,CFD方法的計算精度不斷提高,能夠顯著節(jié)省實驗時間和實驗成本,成為研究無人機(jī)氣動特性的有力工具。文獻(xiàn)[3-7]應(yīng)用CFD方法分別對雙飛翼無人機(jī)、長航時無人作戰(zhàn)飛機(jī)、地效飛行器、傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)以及螺旋槳的安裝效應(yīng)進(jìn)行了氣動特性仿真計算研究;文獻(xiàn)[8]通過風(fēng)洞實驗獲得了尾坐式無人機(jī)正向迎角-180°～+180°的升力、阻力和力矩系數(shù);文獻(xiàn)[9-10]利用CFD方法對尾坐式無人機(jī)氣動性能進(jìn)行了仿真計算研究,但研究范圍僅限于正向迎角0°～20°;文獻(xiàn)[11-12]對雙旋翼尾坐式無人機(jī)在不同來流速度下的氣動性能進(jìn)行了風(fēng)洞實驗,并利用CFD方法研究了翼展、翼根弦長、翼尖弦長、后掠角等對無人機(jī)氣動性能的影響,但所研究的迎角范圍也僅限于4°～12°;文獻(xiàn)[13]基于CFD方法對某雙旋翼尾坐式無人機(jī)進(jìn)行了氣動計算與分析,利用多參考系模型進(jìn)行了包括旋翼在內(nèi)的整機(jī)氣動性能研究,但氣流條件也僅限于無側(cè)滑角的狀態(tài)。

現(xiàn)有的研究通常將小迎角、無側(cè)滑作為假設(shè)條件,不能覆蓋尾坐式無人機(jī)的全部飛行狀態(tài)。尾坐式垂直起降無人機(jī)具有平飛、懸停、過渡等多種飛行模態(tài),懸停時受到風(fēng)擾的方向也是隨機(jī)的,因此有必要對其周向各個角度的氣動特性進(jìn)行詳細(xì)研究,為進(jìn)一步的氣動優(yōu)化設(shè)計、數(shù)學(xué)建模、控制系統(tǒng)設(shè)計提供依據(jù)。

本文設(shè)計了一種四旋翼尾坐式垂直起降無人機(jī),并以Ansys-Fluent軟件作為計算工具,應(yīng)用CFD技術(shù)對其進(jìn)行了多角度來流情況下的外流場模擬和氣動特性分析。

1 無人機(jī)總體設(shè)計

尾坐式無人機(jī)應(yīng)能夠攜帶小型有效載荷,完成垂直起飛、水平巡航、以水平或垂直姿態(tài)完成應(yīng)用任務(wù),最后垂直降落回收。為便于攜帶和降低成本,應(yīng)盡量減小翼展與起飛重量。為提高環(huán)境適應(yīng)性,尾坐式無人機(jī)應(yīng)有較強(qiáng)的抗風(fēng)能力。主要設(shè)計指標(biāo)如表1所示。

表1 主要設(shè)計指標(biāo)

考慮抗強(qiáng)風(fēng)擾需要較強(qiáng)的動力系統(tǒng)與控制力矩,旋翼布局選擇可控性較好的“X”形構(gòu)型。為減小阻力,提高機(jī)翼效率,將機(jī)翼中段設(shè)計為中單翼,在翼尖設(shè)置上下小翼,實際形成“Y”字形結(jié)構(gòu),如圖1所示。

圖1 無人機(jī)旋翼布局結(jié)構(gòu)示意圖

電機(jī)及螺旋槳分別布置在每一個小翼頂端,拉力軸線與機(jī)身軸線平行。為簡化無人機(jī)結(jié)構(gòu)和控制復(fù)雜度,不設(shè)空氣舵面。為減小轉(zhuǎn)動慣量,將有效載荷、飛行控制器、電池以及其他電子設(shè)備都布置在機(jī)身內(nèi),使全機(jī)質(zhì)量分布盡量靠近機(jī)身軸線。

為設(shè)計動力系統(tǒng),首先要確定無人機(jī)起飛重量。無人機(jī)各部件重量可根據(jù)重量估計式(1)估算:

(1)

其中,Wt為起飛重量,在飛行過程中不變化,We為結(jié)構(gòu)重量,Wm為動力和操縱裝置重量,Wb為電池重量,Wp為任務(wù)載荷重量;fe為結(jié)構(gòu)重量系數(shù),通常取值為0.3～0.7[14]。各部件質(zhì)量估計如表2所示,無人機(jī)起飛質(zhì)量估計為1 685 g。

根據(jù)無人機(jī)起飛重量,確定懸停狀態(tài)下無人機(jī)單軸負(fù)載約為400 g。為確保無人機(jī)動力系統(tǒng)有足夠剩余拉力,拉重比不應(yīng)小于2,因此，單軸最大拉力需大于800 g。經(jīng)對比分析,選用Sunnysky X2212-kv980直流無刷電機(jī)、APC Slowfiyer 10×4.7螺旋槳、Skywalker-40A電子調(diào)速器和ACE 3300mAh-25C-3s鋰離子聚合物電池作為無人機(jī)的動力裝置,其主要性能參數(shù)如表3所示。

表2 各部件質(zhì)量估計

表3 動力系統(tǒng)主要性能參數(shù)

由于無人機(jī)水平巡航時為飛翼布局,為提高飛行穩(wěn)定性,機(jī)翼選用S翼型,為減小阻力,小翼選用對稱翼型。經(jīng)對比分析,選擇N60R作為主翼翼型,NACA 0012為小翼翼型。為方便設(shè)備安裝和結(jié)構(gòu)制作,機(jī)身剖面設(shè)計為圓角梯形。機(jī)身機(jī)翼布局及重心位置如圖2所示,主要幾何特征參數(shù)如表4。

圖2 機(jī)身機(jī)翼布局及重心位置示意圖

機(jī)翼與全機(jī)重心位置盡量靠近機(jī)身尾部,以提高無人機(jī)在強(qiáng)風(fēng)擾中垂直起降的抗傾倒能力。機(jī)身最下部為緩沖墊并設(shè)置有支撐腿,在翼尖設(shè)置有輔助緩沖墊。為適應(yīng)強(qiáng)風(fēng)擾條件下的著陸姿態(tài),在電機(jī)座下方的小翼端部設(shè)置有碳纖維撐桿,用以保護(hù)螺旋槳,必要時作為著陸支點。無人機(jī)著陸姿態(tài)如圖3所示。

表4 主要幾何特征參數(shù)

圖3 無人機(jī)著陸姿態(tài)示意圖

最終設(shè)計制作完成的四旋翼尾坐式垂直起降無人機(jī)樣機(jī)如圖4所示。為表述方便,定義地面坐標(biāo)系為Ogxgygzg,機(jī)體坐標(biāo)系為Obxbybzb,氣流坐標(biāo)系為Oaxayaza,氣流坐標(biāo)系可由機(jī)體坐標(biāo)系順次旋轉(zhuǎn)迎角α和側(cè)滑角β得到[15]。

圖4 四旋翼尾坐式垂直起降無人機(jī)樣機(jī)

2 數(shù)值模擬

2.1 理論依據(jù)

尾坐式無人機(jī)常在大迎角大側(cè)滑角條件下飛行,機(jī)翼周圍存在強(qiáng)負(fù)壓梯度,空氣流動常表現(xiàn)為湍流流動。工程上常用的湍流模型有Spalart-Allmaras模型、k-ε模型、k-ω模型、雷諾應(yīng)力模型等。k-ω SST兩方程模型是在標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型基礎(chǔ)上發(fā)展而來的湍流模型,可以精確地預(yù)測流動的開始和負(fù)壓梯度下流體的分離[16],其湍動能和比耗散率輸運(yùn)方程為[17]:

(2)

(3)

式中，ρ是流體密度,k是湍動能,ω是比耗散率[18],t是時間,ui是時均速度,Gk為由層流速度梯度產(chǎn)生的湍流動能,Gω為由ω方程產(chǎn)生的湍流動能,Tk和Tω為k和ω的擴(kuò)散率;Yk和Yω為由擴(kuò)散而產(chǎn)生的湍流,Dω代表正交發(fā)散項。

描述流體運(yùn)動特征的基本控制方程,即 Navier-Stokes(N-S)方程為:

(4)

(5)

(6)

其中,μ是流體動力黏度,u是速度矢量,u、v、w分別為速度矢量u在x、y、z方向上的分量,p是流體微元體上的壓力,Su、Sv、Sw分別為動量守恒方程在u、v、w方向上的廣義源項[7]。

2.2 網(wǎng)格劃分

劃分網(wǎng)格是進(jìn)行CFD計算的關(guān)鍵預(yù)處理步驟,本文采用Workbench軟件下ICEM模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

為降低模型復(fù)雜度,減小網(wǎng)格量及后期計算時間,首先對實驗樣機(jī)設(shè)計制作過程中建立的無人機(jī)3D模型進(jìn)行簡化處理:用流線型旋轉(zhuǎn)體代替電機(jī)、螺旋槳;略去空速管、天線、碳纖維撐桿等結(jié)構(gòu);修整合并小平面。最終得到如圖5所示氣動計算模型。

圖5 無人機(jī)氣動計算模型

由于需計算各個方向來流情況,為方便邊界條件設(shè)置,本文將計算域設(shè)計為立方體形狀,幾何模型不做半模處理。由于無人機(jī)翼展約為1 m,為保證各個方向氣流都能充分發(fā)展,計算域邊長設(shè)計為11 m,計算模型設(shè)置在計算域中心。

采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對計算域離散化。網(wǎng)格最大尺寸參數(shù)為:計算域入口、出口及壁面均為80 mm,無人機(jī)氣動計算模型較大的面(如機(jī)身表面、機(jī)翼上下表面)為8 mm,較小的面(如機(jī)翼后緣、尾撐前后緣)為4 mm。最后生成的四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格量為358萬,平均網(wǎng)格質(zhì)量為0.707,滿足計算要求。計算域網(wǎng)格在無人機(jī)表面的映射如圖6所示。

圖6 無人機(jī)表面網(wǎng)格映射

2.3 求解器設(shè)置

本文采用Workbench軟件下Fluent模塊進(jìn)行仿真計算。湍流模型選擇為k-ω SST兩方程模型,邊界條件設(shè)置如下:無人機(jī)表面為無滑移壁面邊界,計算域入口為速度入口邊界,出口為壓力遠(yuǎn)場邊界,其他計算域壁面為對稱面邊界。壓力-速度耦合求解器設(shè)置為SIMPLE,空間離散方法采用二階迎風(fēng)(Second Order Upwind) 格式。

重力方向為垂直于入口速度向下,重力加速度為9.8066 m/s2,空氣密度為1.225 kg/m3,空氣黏度為1.789×10-5Pa·s,參考面積為0.144 38 m2,力矩作用點為無人機(jī)重心。

3 仿真結(jié)果與分析

為模擬尾坐式垂直起降無人機(jī)平飛、懸停、過渡等多種飛行模態(tài),本文對三種來流情況進(jìn)行仿真計算:一是正向來流,來流方向平行于Obxbzb面,即側(cè)滑角為0°,迎角取-5°～+185°,來流速度為15 m/s;二是側(cè)向來流,來流方向平行于Obxbyb面,即迎角為0°,側(cè)滑角取0°～+90°,來流速度為5 m/s;三是垂向來流,來流方向平行于Obybzb面,即迎角為90°,側(cè)滑角取0°～+90°,來流速度為5 m/s。每間隔5°測試一組數(shù)據(jù),正向來流-5°～+20°區(qū)間內(nèi)測試間隔為1°。

3.1 正向來流

圖7所示為來流速度為15 m/s,迎角為10°時,無人機(jī)壓力云圖。由圖7a)可知,高壓區(qū)主要分布在機(jī)頭、機(jī)翼和小翼前緣附近、尾撐迎風(fēng)面等處,總體面積很小,說明在小迎角下機(jī)體有比較小的壓差阻力。低壓區(qū)主要分布在機(jī)翼上表面前1/3處,這與翼型彎度分布相吻合。如圖7b)所示,主翼翼梢與小翼連接處有明顯的低壓區(qū),主翼的展向壓力分布明顯不同于無小翼的情況[19],表明小翼氣流與主翼氣流產(chǎn)生了有利干擾,有利于提升主翼升力系數(shù)。

圖7 正向來流時壓力云圖

當(dāng)來流速度方向在Obxbzb平面內(nèi)變化時,無人機(jī)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、升阻比CL/CD和俯仰力矩系數(shù)Cm變化如圖8所示。

可以看到當(dāng)迎角α在-5°～+10°區(qū)間時,升力系數(shù)與迎角基本呈線性關(guān)系,可以用如關(guān)系式(7)描述:

CL=CL0+CLαα

(7)

式中,CL0為零迎角升力系數(shù),CLα為升力線斜率,此時CLα為常數(shù)。

圖8 正向來流時氣動系數(shù)及升阻比隨迎角α變化情況

當(dāng)迎角α在+10°～+15°區(qū)間時,升力系數(shù)繼續(xù)增加,但升力線斜率逐漸減小,超過+15°后,升力開始快速下降,說明失速臨界迎角為15°；當(dāng)迎角大于20°后,升力系數(shù)呈“S”形下降趨勢；當(dāng)迎角等于90°時,模擬無人機(jī)垂直懸停狀態(tài)下受到機(jī)腹方向來流作用,升力系數(shù)接近于0,阻力系數(shù)達(dá)到最大；當(dāng)迎角大于90°后,模擬無人機(jī)垂直下降狀態(tài)時受到機(jī)腹方向來流作用,此時由于升力的正方向偏向了機(jī)腹一側(cè),升力系數(shù)為負(fù)值；當(dāng)迎角為175°～185°時,升力系數(shù)又呈現(xiàn)隨迎角快速線性變化的規(guī)律,170°～175°處有一明顯轉(zhuǎn)折,表明當(dāng)氣流從后緣吹來時,機(jī)翼升力特性也有一小段線性區(qū)間和失速現(xiàn)象。

阻力系數(shù)隨迎角的增加而呈現(xiàn)先增大后減小的規(guī)律,在迎角為0°和180°時阻力系數(shù)最小,在迎角為90°時阻力系數(shù)最大,為1.738。

升阻比隨迎角的增大首先快速提高,在迎角為7°時升阻比達(dá)到最大,為10.09,隨后又快速下跌,迎角大于20°之后升阻比逐漸平緩下降。由于升阻比表征無人機(jī)空氣動力效率,可以將最大升阻比所在迎角作為水平巡航飛行時的目標(biāo)迎角,此時無人機(jī)受到的升力Lα=7°=16.91 N,阻力Dα=7°=1.67 N,俯仰力矩Mα=7°=0.0336 N·m,無人機(jī)能夠以最大升阻比迎角實現(xiàn)水平飛行。

俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化趨勢為前緩后急。當(dāng)迎角小于5°時,俯仰力矩系數(shù)為負(fù)值,表示全機(jī)會受到低頭氣動力矩。當(dāng)迎角在+5°～20°范圍內(nèi)時,俯仰力矩系數(shù)為正值,表示全機(jī)受到的氣動力矩為抬頭力矩。當(dāng)迎角為25°～180°時,俯仰力矩系數(shù)均為負(fù)值。在機(jī)翼失速之前,俯仰力矩系數(shù)隨迎角的增大而增大,此時俯仰方向氣動特性不穩(wěn)定。俯仰力矩系數(shù)在α=14° 時達(dá)到局部極大值0.049,隨后逐漸下降,在α=135°時達(dá)到負(fù)值最大值-0.488,在此區(qū)間無人機(jī)迎角越大受到的低頭力矩越大。α>135°后,俯仰力矩系數(shù)逐漸加速增大,低頭力矩不斷減小。α>180°后,俯仰力矩系數(shù)為正值,無人機(jī)受抬頭力矩。

當(dāng)無人機(jī)以α=7°做水平巡航飛行時,若受到擾動使迎角增大,則無人機(jī)受到的抬頭力矩也增大,使無人機(jī)繼續(xù)朝著迎角增大的方向運(yùn)動,因此無人機(jī)俯仰姿態(tài)不穩(wěn)定,需設(shè)計控制器予以校正。當(dāng)無人機(jī)以α=90°做垂直懸停飛行時,若受到從機(jī)腹方向來流的風(fēng)擾,無人機(jī)將在低頭力矩的作用下向來流方向傾斜,使迎角減小,并導(dǎo)致低頭力矩減小,最終能穩(wěn)定在一個新的迎角上。當(dāng)無人機(jī)從懸停狀態(tài)垂直下降時α=180°,若受到從機(jī)腹方向來流的風(fēng)擾,機(jī)身向來流方向傾斜,迎角減小,此時低頭俯仰力矩系數(shù)快速增大,無人機(jī)縱向姿態(tài)不穩(wěn)定,增加了控制器的設(shè)計難度。

3.2 側(cè)向來流時

當(dāng)無人機(jī)受到側(cè)向90°來流作用時,模擬無人機(jī)垂直懸停時受正側(cè)風(fēng)影響的狀態(tài),壓力云圖如圖9所示。從圖9中可以看出,左右小翼迎風(fēng)面和機(jī)頭迎風(fēng)側(cè)面為主要的高壓區(qū),小翼和機(jī)頭背風(fēng)面為主要的低壓區(qū),無人機(jī)的受力主要為壓差阻力。

圖9 側(cè)向來流時無人機(jī)表面壓力分布

當(dāng)來流方向在Obxbyb平面內(nèi)變化時,側(cè)力系數(shù)、阻力系數(shù)、偏航力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角β變化的情況如圖10所示。側(cè)力系數(shù)為負(fù)值表示其方向與氣流坐標(biāo)系Oaya軸正方向相反。在側(cè)滑角β由0°逐漸增大到90°的過程中,無人機(jī)側(cè)力系數(shù)絕對值呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢。在側(cè)滑角小于10°時,側(cè)力系數(shù)與側(cè)滑角近似呈線性關(guān)系,可以由如關(guān)系式(8)描述：

CY=CYββ

(8)

式中,CYβ為側(cè)力對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)。

當(dāng)側(cè)滑角大于10°后,側(cè)力系數(shù)曲線逐漸平緩,當(dāng)β=45°時,側(cè)力系數(shù)達(dá)到負(fù)的最大值-0.3869,然后隨側(cè)滑角增大逐漸減小。

阻力系數(shù)隨側(cè)滑角的變化趨勢為先增大后略有下降。當(dāng)β<10°時,阻力系數(shù)的變化不大,保持在一個較小的值;隨著側(cè)滑角的繼續(xù)增大,阻力系數(shù)顯著增加；當(dāng)β=75°時,達(dá)到最大值0.6073;當(dāng)β=90°時,阻力系數(shù)稍有下降。

偏航力矩系數(shù)總體上隨側(cè)滑角的增大而增大,但變化量很小。當(dāng)β<10°時,偏航力矩系數(shù)與側(cè)滑角近似呈線性關(guān)系,可以由如關(guān)系式(9)描述

Cn=Cnββ

(9)

式中,Cnβ為偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)。

當(dāng)10°<β<25°時,隨著側(cè)滑角增大,偏航力矩系數(shù)先減小后增大,曲線局部凹陷;25°<β<50°時,偏航力矩系數(shù)呈非線性單調(diào)增大趨勢;當(dāng)β>50°后,偏航力矩系數(shù)在小范圍內(nèi)波動不再增大。

偏航力矩系數(shù)均為正值,說明有側(cè)滑時無人機(jī)有向來流方向偏航的趨勢,有利于對抗因側(cè)向風(fēng)擾產(chǎn)生的橫向位移。但偏航力矩系數(shù)最大只有0.019,側(cè)滑對無人機(jī)產(chǎn)生的偏航影響較小。

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)絕對值隨側(cè)滑角的增大而先增大后減小,負(fù)值表示無人機(jī)有向左滾轉(zhuǎn)的趨勢,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)絕對值先增加后減小。當(dāng)β=50°時,左機(jī)翼受到機(jī)身的遮擋影響,處在速度較低的雜亂紊流中,右機(jī)翼大部分在穩(wěn)定的斜向來流中,左右機(jī)翼出現(xiàn)較大的升力差,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)達(dá)到負(fù)的最大值-0.07。

圖10 側(cè)向來流時氣動系數(shù)隨側(cè)滑角β變化

綜上分析,無人機(jī)水平巡航狀態(tài)下,側(cè)滑角β≤10°時，可以近似認(rèn)為無人機(jī)所受到的側(cè)力、阻力、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩為側(cè)滑角的線性函數(shù);當(dāng)側(cè)滑角β>10°時,各氣動參數(shù)表現(xiàn)出強(qiáng)非線性特征,在大側(cè)風(fēng)條件下,無人機(jī)有向下風(fēng)方向平移與滾轉(zhuǎn)的趨勢,和微弱的向上風(fēng)方向偏航的趨勢。

3.3 垂向來流時

當(dāng)無人機(jī)受到機(jī)腹方向沿Obzb軸,速度為5 m/s的來流時,機(jī)身表面壓力云圖如圖11所示。由圖11可知,機(jī)翼、小翼和機(jī)身的下表面為主要的高壓區(qū);與其對應(yīng)的機(jī)翼、小翼和機(jī)身的上表面為低壓區(qū),無人機(jī)所受氣動力仍主要為壓差阻力。

令氣流在Obybzb面內(nèi)以不同角度入射,模擬無人機(jī)垂直懸停狀態(tài)下受到不同方向風(fēng)擾的情況:攻角為0°時,氣流沿Obyb軸正方向流動;攻角為90°時,氣流沿Obzb軸負(fù)方向流動,無人機(jī)所受氣動力和力矩隨攻角變化情況如圖12、圖13所示。

圖11 垂向來流時機(jī)身表面壓力分布

由圖12可知,側(cè)力隨攻角的增加而先增大后減小,當(dāng)攻角為45°時側(cè)力達(dá)到最大值1.6 N;阻力隨攻角的增加而單調(diào)增加,當(dāng)攻角大于70°時阻力達(dá)到最大值3.8 N,并不再隨攻角的增大而變化;Obybzb面內(nèi)氣動合力變化曲線與阻力變化曲線基本一致,也表明垂向來流時無人機(jī)所受氣動力主要為阻力。攻角為60°時氣動合力達(dá)到3.8 N,并不再隨攻角增大發(fā)生顯著變化。

圖12 垂向來流時無人機(jī)所受氣動力隨攻角變化

由圖13可知,偏航力矩和俯仰力矩均為負(fù)值,表示無人機(jī)機(jī)頭有指向來流方向的趨勢。偏航力矩的值很小,最大值為-0.04 N·m;攻角小于75°時,偏航力矩緩慢減小,大于75°后快速減弱到0。俯仰力矩隨攻角的增大而逐漸增大,當(dāng)攻角達(dá)到60°時,俯仰力矩值已接近最大值0.15 N·m,并不再隨攻角的增大發(fā)生顯著變化。

滾轉(zhuǎn)力矩主要為正值,表示無人機(jī)有將機(jī)腹朝向來流方向的趨勢。當(dāng)攻角在5°～45°區(qū)間時,滾轉(zhuǎn)力矩為近似線性增長;當(dāng)攻角為45°時,滾轉(zhuǎn)力矩達(dá)到最大值0.22 N·m;當(dāng)攻角在45°～75°區(qū)間時,滾轉(zhuǎn)力矩近似保持不變;當(dāng)攻角由75°增大到90°時,滾轉(zhuǎn)力矩逐漸減小到0。

圖13 垂向來流時無人機(jī)所受氣動力矩隨攻角變化

綜上分析,來流方向在Obzb軸±30°以內(nèi)時,所受氣動合力大小變化不大,所受俯仰力矩變化也較小。同時,無人機(jī)機(jī)腹有朝向來流方向的趨勢,因此,以機(jī)腹方向大致對準(zhǔn)來流方向進(jìn)行抗風(fēng)控制,可以降低控制器設(shè)計難度。

4 結(jié)束語

本文對一種四旋翼尾坐式垂直起降無人機(jī)進(jìn)行了總體設(shè)計,基于計算流體力學(xué)(CFD)方法,對該無人機(jī)在正向、側(cè)向、垂向三種來流情況下的外流場進(jìn)行了仿真計算,分析了其氣動特性,得到了大迎角、大側(cè)滑角范圍內(nèi)的全機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)曲線,得出如下結(jié)論:

1)在缺少風(fēng)洞實驗條件時,利用CFD技術(shù)研究尾坐式垂直起降無人機(jī)的氣動特性,是一種可行、有效的方法,可為進(jìn)一步的氣動優(yōu)化設(shè)計和無人機(jī)控制律的設(shè)計提供理論依據(jù)和數(shù)據(jù)支撐;

2)在大的角度范圍上,無人機(jī)各氣動系數(shù)與來流攻角均呈強(qiáng)烈的非線性關(guān)系,但在某些局部攻角范圍內(nèi),無人機(jī)氣動系數(shù)與來流攻角呈近似線性關(guān)系;

3)所設(shè)計的四旋翼尾坐式無人機(jī)在平飛狀態(tài)下,最大升力系數(shù)為1.256,最大升阻比達(dá)10.09,整體氣動布局合理,氣動效率較高;

4)無人機(jī)在平飛受側(cè)風(fēng)條件下,有向下風(fēng)方向平移與滾轉(zhuǎn)的趨勢,需設(shè)計控制器予以矯正;

5)無人機(jī)在垂直狀態(tài)下,以機(jī)腹方向大致對準(zhǔn)來流方向進(jìn)行抗風(fēng)控制,有利于控制器的設(shè)計。