一種無人機旋翼設計方法

項松 趙倫 陳虹霖 陳剛 趙為平 王艷冰

摘要：為了提高多旋翼無人機的航時，本文提出了一種無人機旋翼設計方法。該方法根據(jù)給定的爬升速度、旋翼轉速、拉力、旋翼直徑、槳葉數(shù)、翼型，能夠計算出最大力效旋翼的幾何特性，包括弦長分布、槳葉角分布。利用該方法設計了某型無人機的旋翼，得到了槳葉角和弦長沿徑向的分布。制作了旋翼模型，并且開展了旋翼臺架試驗。在不同轉速下，測量出拉力、扭矩、功率、力效等參數(shù)，根據(jù)計算出的旋翼數(shù)據(jù)建模，采用多重參考系模型進行氣動性能計算。經驗證，試驗結果與計算吻合，并且旋翼具有較高力效。

關鍵詞：無人機；旋翼；設計方法；拉力；力效

中圖分類號：V211.44文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.001

基金項目：遼寧省教育廳重點攻關和服務地方項目（JYT19004，JYT19022，JYT2020161，JYT2020162）

20世紀30年代，英國研制出第一架可復用無人機“蜂王”，開啟了無人機研制的先河。經過近90年的發(fā)展，無人機已經成為一類專門的飛行器。無人機具有成本低、機動性好、使用方便等優(yōu)點。在軍事領域，無人機成為新型的武器平臺，可以執(zhí)行武裝巡邏、電子干擾、偵察監(jiān)視、對地攻擊、通信中繼、目標定位和攻擊評估等任務。在民用領域，無人機具有航空拍攝、農業(yè)植保、航空物流、交通監(jiān)控、地貌測量和救災防火等用途。旋翼無人機采用旋翼產生拉力，為了提高無人機的航時，必須設計出高效率的旋翼。

旋翼槳葉氣動設計采用的基本理論包括動量理論、葉素理論和渦流理論。國內外很多學者開展了旋翼的氣動設計與性能分析研究。J. M. Grasmeyer等[1]以誘導損失最小為目標設計了“黑寡婦”微型飛行器的旋翼，并且測試了旋翼的拉力和效率。H. I. Kwon等[2]采用可變信度氣動分析和多級優(yōu)化方法設計了某型旋翼，并開展了計算流體力學（CFD）分析和風洞試驗。P. Hajela等[3]采用遺傳算法對旋翼槳葉進行多學科優(yōu)化設計。J. Ahmad等[4]基于移動重疊網(wǎng)格進行了非定常旋翼葉片的氣動計算。王立群等[5]采用有限體積法在槳葉固接坐標系直接求解三維歐拉方程，不附加任何尾跡模型，計算了槳葉表面壓力系數(shù)和沿展向升力系數(shù)，將計算結果與試驗數(shù)據(jù)進行了對比。楊愛明等[6]采用運動嵌套網(wǎng)格方法模擬了旋翼前飛非定常流場，計算了旋翼懸停流場，旋翼槳葉表面壓力分布的計算值與試驗值吻合很好。招啟軍等[7]充分考慮旋翼尾跡對流場的影響和減少尾跡的數(shù)值耗散，建立了一個基于Navier-Stokes方程/自由尾跡分析/全位勢方程的旋翼流場求解的混合方法，以兩葉的Caradorma&Tung模型旋翼和四葉的UH-60A直升機旋翼為算例，計算給出了旋翼槳葉表面的壓強分布以及槳尖渦的位置。陳平劍等[8]研究了槳葉氣動外形設計方法，設計參數(shù)主要包括槳葉的弦長、扭轉角、翼型選擇和配置以及槳尖形狀，以此方法設計了某型直升機旋翼槳葉。謝輝等[9]針對低速中小型無人機，設計了一種矩形薄型直槳葉兩葉螺旋槳，該螺旋槳在靜拉力、功率、效率、拉力系數(shù)、功率系數(shù)等關鍵性指標上均表現(xiàn)出優(yōu)異特性。臧士新[10]搭建了旋翼槳葉快速設計平臺，建立了氣動設計模塊，輔以結構設計模塊，編制了旋翼槳葉設計軟件，并用算例驗證了平臺設計功能的有效性。招啟軍等[11]基于運動嵌套網(wǎng)格技術建立了適用于共軸剛性雙旋翼懸停流場模擬的CFD方法，研究了槳葉平面外形參數(shù)對共軸剛性旋翼懸停性能的影響。葉靚等[12]將非結構嵌套網(wǎng)格方法和網(wǎng)格自適應技術相結合，發(fā)展了一套適合于共軸式雙旋翼流場數(shù)值計算的求解器，應用該求解器計算了共軸式雙旋翼的槳尖渦軌跡和拉力分布特性。唐正飛等[13]全面比較了共軸式雙旋翼與單旋翼尾跡流場中軸向、徑向和周向速度的特點與差異，研究結果表明，雙旋翼流場與單旋翼明顯不同，而這些不同沿各向異性，軸向最大，徑向次之，周向最小。童自力等[14]通過數(shù)值求解帶有動量源項的三維不可壓縮N-S方程，模擬了共軸式雙旋翼的流動，探討了兩旋翼間相互干擾的特性。童自力等[15]將N-S方程中加入動量源項進行共軸式雙旋翼的氣動力計算，該方法能夠較好地預測雙旋翼的氣動特性。許和勇等[16]對懸停共軸雙旋翼復雜流場進行了數(shù)值模擬研究，研究結果表明，雙旋翼之間的干擾使得兩者的拉力性能下降，上旋翼對下旋翼的干擾程度遠大于下旋翼對上旋翼的影響，雙旋翼之間距離增加，則上旋翼拉力系數(shù)增加，下旋翼拉力系數(shù)減小，總拉力系數(shù)減小。張睿等[17]通過不同的網(wǎng)格模型用以優(yōu)化機翼外形，最終得出了理想的機翼。李春華等[18]闡述了共軸剛性旋翼的概念以及主要需要的技術，并且對技術的發(fā)展提出了建議。

本文提出了一種無人機旋翼設計方法，該方法使用弦長分布函數(shù)擬合旋翼弦長，利用高階面元法計算截面的最大升阻比迎角，最終獲得最高力效旋翼的弦長分布和槳葉角分布。加工了兩葉旋翼，并且進行了性能測試，將性能試驗結果與性能計算結果進行了對比。由該方法設計出的旋翼在能滿足要求的同時，也能具有較高的力效，應用價值較高。

1旋翼設計方法

在旋翼拉力、無人機爬升速度、旋翼轉速給定的情況下，最高力效旋翼的能量損失是最小的。當槳葉所有截面都處于最大升阻比迎角時，旋翼的力效是最高的。旋翼槳葉的某一截面如圖1所示。

2某型無人機旋翼的設計

某型無人機采用兩葉旋翼，旋翼半徑R=0.279m，槳轂半徑Rh=0.045m，采用RAF6翼型，將槳葉劃分成6段（7個截面），無人機爬升速度1m/s，旋翼最大轉速5000r/min，需用拉力T=4kgf（1kgf≈0.98N）。根據(jù)上節(jié)所述的旋翼設計方法，對某型兩葉旋翼進行了設計，得到的槳葉角分布如圖2所示，弦長分布如圖3所示。

從圖2可以看出，槳根槳葉角最大，槳尖槳葉角最小，從槳根到槳尖，槳葉角逐漸減小，75%半徑處的槳葉角為6.46°。

從圖3可以看出，從槳根到槳尖，弦長先增大然后減小，最大弦長位于第二個截面，為0.053m；槳尖弦長最小，為0.011m。根據(jù)槳葉角分布及弦長分布，建立了旋翼三維數(shù)模，如圖4所示。根據(jù)旋翼三維數(shù)模，在遼寧颶風科技有限公司加工了兩葉旋翼，材料為德國櫸木，旋翼如圖5所示。

3旋翼氣動性能計算與試驗

本文采用MRF方法對旋翼氣動性能進行計算，其主要思想是在空間建立兩個流場域：一個是旋轉域，另一個是靜止域。旋轉域用來模擬旋轉運動，靜止域用來模擬空間流場，旋轉域和靜止域通過交界面建立流場間的聯(lián)系，旋轉域網(wǎng)格如圖6所示。

計算采用k -ωSST湍流模型，k -ωSST湍流模型具有較好的普適性，在工程上得到廣泛應用。網(wǎng)格數(shù)量為593萬。邊界條件設置為：速度入口、壓力出口。將入口定義為速度入口，添加來流速度變量，出口定義為環(huán)境壓力101325Pa，流場域如圖7所示。

當各項計算數(shù)值均收斂后，進行數(shù)據(jù)的后處理。取轉速為1895r/min時的流場特性進行分析，旋翼的壓力云圖以及流線圖如圖8、圖9所示。由圖8可知，旋翼壓力最小值出現(xiàn)在旋翼的尖端，從尖端到根部壓力逐漸增加，在r=0.65R～R上壓力變化趨勢較大，而后趨于平緩。

由圖9可知，靠近旋翼的部分流速較大，隨著與旋翼的距離逐漸增大，流速逐漸變小，且整個區(qū)域的流線沒有出現(xiàn)分離現(xiàn)象，證明此旋翼具有較高的力效。

試驗臺測試旋翼的最大直徑為106.7cm，拉力傳感器量程為0～12kgf，轉速傳感器量程為1500～300000r/min，扭矩傳感器量程為0～8N·m。本文將拉力、扭矩以及旋翼吸收功率的試驗結果與CFD計算結果進行比較，以此驗證計算的精度，對比結果如圖10～圖12所示。

由圖10可知，隨著轉速增加，旋翼拉力的試驗值與計算值差距逐漸增加，差距維持在10%以內。

由圖11可知，旋翼扭矩的試驗值與計算值始終相差不超過10%。由此可見，計算結果與實際結果相差不大，較為吻合。由圖12可知，旋翼吸收功率試驗值與計算值十分接近，CFD計算得出的結果與實際相符，精度較高。

4結論

本文提出了一種無人機旋翼設計方法，該方法計算出槳葉所有截面最大升阻比迎角，使得旋翼具有較高力效。利用該方法設計了某型無人機的旋翼，采用MRF方法對旋翼進行了CFD計算，并進行了試驗臺測試對比驗證，得出以下結論：（1）本文方法設計的旋翼具有高的力效，能夠滿足某型無人機的拉力和力效需求；（2）CFD計算結果與試驗結果較為吻合，證明MRF方法可以為此類工程問題提供較為準確的預估與計算；（3）本文提出的無人機旋翼設計方法具有較高的工程應用價值。

參考文獻

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A Design Method for Unmanned Aerial Vehicle Rotor

Xiang Song1，2，Zhao Lun1，Chen Honglin3，Chen Gang4，Zhao Weiping1，Wang Yanbing1

1. Liaoning Key Laboratory of General Aviation，Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136，China

2. Liaoning General Aviation Academy，Shenyang 110136，China

3. Dalian University of Foreign Languages，Dalian 116044，China

4. Liaoning Hurricane Technology Co.，Ltd.，Dandong 118000，China

Abstract： In order to improve the endurance of the multi-rotor UAV， a design method of the UAV rotor is presented. The method can calculate the geometric characteristics of the most effective rotor， including the distribution of chord length and blade angle based on the given climbing velocity， rotation speed， thrust， rotor diameter， blade number and airfoil. The rotor of a kind of UAV is designed using this method. The radial distribution of blade angle and chord length is obtained. A rotor model is made， and the rotor ground test is carried out and the thrust， torque， power and force efficiency are measured under different rotational speeds. Based on the computed rotor data， the multireference frame model is used to calculate the aerodynamic performance. It is verified that the test results are in agreement with the calculation， and the rotor has high force efficiency.

Key Words： UAV； rotor； design method； thrust； force efficiency