小型長航時(shí)無人機(jī)總體性能仿真分析

謝奎 許軍 張軍紅

摘 要：小型長航時(shí)無人機(jī)技術(shù)處于快速發(fā)展階段，文章針對小型無尾無人機(jī)，選擇合適的自配平翼型，計(jì)算小型無尾無人機(jī)的氣動(dòng)特性，重點(diǎn)分析無尾無人機(jī)縱向俯仰力矩特性，然后計(jì)算小型無人機(jī)的續(xù)航時(shí)間、航程等特性，研究結(jié)果表明仿真結(jié)果能夠滿足小型長航時(shí)無人機(jī)設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，研究方法可為小型無尾無人機(jī)的研制提供參考。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；長航時(shí)；性能；氣動(dòng)；重量重心

中圖分類號：V279 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）13-0042-02

Abstract： The small long-endurance UAV technology is in the stage of rapid development. In this paper， a suitable self-leveling airfoil is selected to calculate the aerodynamic characteristics of the UAV， and the longitudinal pitching moment characteristics of the UAV are analyzed. The simulation results show that the simulation results can meet the requirements of the UAV design index， and the research method can provide a reference for the development of the small tailless UAV.

Keywords： UAV （unmanned aerial vehicle）； long-endurance； performance； aerodynamic； gravity center

引言

無人機(jī)的應(yīng)用價(jià)值和發(fā)展前景已經(jīng)成為國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。美國和以色列無人機(jī)技術(shù)起步比較早而且比較快，國內(nèi)在無人機(jī)研究方面也取得了較大的進(jìn)展[1-3]。

小型長航時(shí)無人機(jī)用途廣泛，既可用于軍事，又可用于觀測、勘探等民用用途。在軍事應(yīng)用中，長航時(shí)小型無人機(jī)加載偵察設(shè)備或攻擊系統(tǒng)成為實(shí)施偵察、監(jiān)視或攻擊的一種航空作戰(zhàn)系統(tǒng)，兼有通信中繼等能力，是偵察衛(wèi)星和有人偵察機(jī)的重要補(bǔ)充和增強(qiáng)手段；同時(shí)，在作戰(zhàn)系統(tǒng)、武器系統(tǒng)聯(lián)調(diào)試驗(yàn)測試中，攜帶多種任務(wù)載荷設(shè)備，可以模擬敵方目標(biāo)的電磁、光學(xué)或運(yùn)動(dòng)特性，或?qū)β鋸梾^(qū)進(jìn)行監(jiān)視及打擊效果評估。

針對小型長航時(shí)無人機(jī)技術(shù)指標(biāo)要求，設(shè)計(jì)一種適合于長航時(shí)的小型無尾無人機(jī)。針對長航時(shí)無人機(jī)研制特點(diǎn)，為確保飛行安全和可靠性，重點(diǎn)對小型長航時(shí)無人機(jī)的布局形式、平臺(tái)結(jié)構(gòu)、動(dòng)力裝置、燃油系統(tǒng)等進(jìn)行介紹，最后計(jì)算小型無人機(jī)性能特性。

1 無人機(jī)外形

無人機(jī)采用圓柱形機(jī)身、上單翼布局、大展弦比后掠機(jī)翼、無起落架、模塊化電子設(shè)備艙等，采用后置的汽油發(fā)動(dòng)機(jī)和后置發(fā)動(dòng)機(jī)推力漿的推進(jìn)方式。無水平尾翼的無尾式布局形式，縱向力矩需要機(jī)翼自配平，采用大后掠角和特有的反彎機(jī)翼，改變焦點(diǎn)的位置，控制俯仰力矩的變化；左右機(jī)翼稍部采用大面積立尾控制小型無人機(jī)橫航向穩(wěn)定特性[4-6]；由地面控制站實(shí)時(shí)控制航路點(diǎn)。任務(wù)載荷安裝位置在機(jī)頭下方。其布局形式如圖1所示。

無人機(jī)性能主要取決于總體參數(shù)，無人機(jī)起飛重量由空機(jī)重量、燃油重量和任務(wù)載荷的重量。小型無人機(jī)的最大起飛重量22kg；空機(jī)重量14kg；最大燃油重量7kg；任務(wù)載荷重量1kg。

2 氣動(dòng)仿真計(jì)算

小型長航時(shí)無人機(jī)的氣動(dòng)性能計(jì)算參數(shù)如下：H=3000m；Ma=0.1；T=268.659k；P=70121.2Pa；rho=0.909254；重心x=0.79m。采用Fluent計(jì)算小型無尾時(shí)無人機(jī)的氣動(dòng)特性，湍流模型采用SST湍流模型。

圖2為小型無尾無人機(jī)的升力系數(shù)隨迎角變化曲線，從圖中可看出隨著迎角的增大，升力系數(shù)逐漸增大；且在12度左右逐漸降低；升力線斜率為0.0805。

圖3為阻力系數(shù)隨著迎角變化曲線。隨著迎角的增大，阻力系數(shù)也增大；且在14度左右達(dá)到最大值。

圖4為升阻比隨著迎角變化曲線，從圖中可看出最大升阻比在6度達(dá)到最大，為15.4839。

圖5為俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線。從圖中可看出零升俯仰力矩系數(shù)大概在2度左右；俯仰力矩系數(shù)基本可以滿足縱向穩(wěn)定性的要求。

3 續(xù)航性能計(jì)算

根據(jù)氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果和小型無人機(jī)的總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，無人機(jī)的巡航速度是150km/h，最大升阻比取14，巡航時(shí)螺旋漿效率取？濁？叟0.7，巡航時(shí)所需要的發(fā)動(dòng)機(jī)推力T和發(fā)動(dòng)機(jī)功率P計(jì)算如下：

通過負(fù)載計(jì)算（包括機(jī)載設(shè)備、舵機(jī)和小發(fā)電機(jī)）巡航時(shí)發(fā)電機(jī)所需要的功率是100W，發(fā)電機(jī)效率按照0.6計(jì)算，則需消耗發(fā)動(dòng)機(jī)的功率是167W。

因此為了滿足小型無人機(jī)動(dòng)力推進(jìn)與機(jī)載用電的需求，在巡航時(shí)所需要的發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率是1088.7W。

發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率隨著高度變化如下：

因此可以計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)地面的功率是：1588.2W。

在小型無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)空氣螺旋槳的選型中，為了保證螺旋槳效率，要求螺旋槳的槳尖馬赫數(shù)不大于0.75，考慮到小型無人機(jī)巡航高度為3000m，c=328.584m/s，則V臨界=246.438m/s，由V臨界≥，可得：螺旋槳直徑D≤0.7735m。

燃油箱儲(chǔ)存油量的容積校核以保證無人機(jī)連續(xù)續(xù)航10小時(shí)。因?yàn)樾⌒蜔o人機(jī)飛行剖面由發(fā)動(dòng)機(jī)以巡航功率輸出的巡航階段、發(fā)動(dòng)機(jī)輸出接近最大功率的起飛爬升階段和發(fā)動(dòng)機(jī)降低輸出功率以實(shí)現(xiàn)開傘回收的返航回收階段共同組成，耗油率按照300g/hp/h（1hp=745.7w）計(jì)算，飛行10h需要耗油量是10*0.3*1588.2/745.7=6.3894kg。發(fā)動(dòng)機(jī)使用的燃油位93#無鉛汽油，其密度取0.73kg/dm3，燃油箱的最小體積為9.18L。

小型無尾無人機(jī)的續(xù)航性能主要取決于無人機(jī)升阻比，大多數(shù)小型無人機(jī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是在給定巡航速度的前提下，盡可能實(shí)現(xiàn)大的航程或長的航時(shí)。對于螺旋槳型活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的小型無人機(jī)，Brequet給出了航程（L）與航時(shí)（T）公式如下：

上式中，為螺旋槳效率；C為單位燃料的消耗率；W0為總重；W1為不計(jì)算燃料的無人機(jī)凈重。經(jīng)過計(jì)算巡航為4度，螺旋槳效率為0.7，發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率為300g/hp/h，計(jì)算得到無人機(jī)的耗油量是0.3*1588.2/745.7=0.6389kg/h，W1=16kg，W0=22kg，rho=0.909254，S=0.8215，航程L=1280km；航時(shí)：T=10.67h，因此設(shè)計(jì)能夠滿足小型無尾無人機(jī)總體設(shè)計(jì)指標(biāo)的長航時(shí)要求。

4 結(jié)束語

本文以小型長航時(shí)為例，對小型無人機(jī)的總體氣動(dòng)特性及性能進(jìn)行計(jì)算仿真，得到以下結(jié)論：

（1）續(xù)航時(shí)間和航程計(jì)算結(jié)果可以滿足長航時(shí)指標(biāo)要求。

（2）氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果表明無尾式無人機(jī)縱向特性合理，反彎翼型能夠滿足無尾無人機(jī)縱向穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)要求。

（3）小型發(fā)動(dòng)機(jī)功率特性能夠滿足無人機(jī)功率需求和發(fā)電機(jī)功率需求等。

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