一種小型筒射無人機外形設計與氣動分析

楊磊松，李松超

(中國電子科技集團公司 第27研究所， 鄭州 450047)

在近20年來世界范圍內的高科技局部戰爭中，無人駕駛飛行器發揮了越來越重要的作用，其在信息化戰爭中表現出的多用途能力和特種作戰能力備受重視[1]。小型筒射無人機是一種可存儲于發射筒中的無人機。作戰使用時，筒式發射，無人機能夠迅速抵達目標區域，執行偵察監視、毀傷評估及攻擊目標等單一或多種作戰任務。

20世紀90年代以來，美國、英國和俄羅斯等國相繼開展了小型筒射無人機的研究工作。其中美國的“彈簧小折刀無人機”是比較有代表性的一款小型筒射無人機，飛行速度28～44 m/s，續航時間10 min，具有偵察打擊一體化能力，已經正式步入實戰階段[2-3]。國內對小型筒射無人機的研究處于起步階段，尚未出現成熟的產品。

小型筒射無人機飛行速度低，低雷諾數效應明顯，并且在發射筒外形尺寸的約束下，要求具有較好的升阻特性，對相關氣動設計構成了一定的挑戰[4]。本研究根據某小型筒射無人機的特點，構造了具有串列翼特征的無人機氣動布局，進行了數值仿真計算，分析了無人機的升阻特性、縱向靜穩定性和橫航向靜穩定性；計算結果表明方案滿足設計要求，可為小型筒射無人機總體設計及相關理論研究提供借鑒和參考。

1 氣動布局設計

本研究要設計的小型筒射無人機是一種攻擊型無人機，具有筒射起飛和末端攻擊雙重性能。無人機起飛時需要高的升力系數，而末端攻擊時要求升力系數在一個有限的范圍內，這兩者對氣動設計的要求互相矛盾，所以在選擇翼型和設計機翼形狀時需要綜合考慮。

對于小型筒射無人機而言，其機翼面積與機翼厚度成反比，因此翼型以相對厚度較小的NACA某翼型為基礎，后緣下彎修剪為等厚度曲面，形成后加載增大彎度提升了翼型的零迎角升力系數[5]，接近于復雜外形翼型的升阻特性，并能較好適應小型筒射無人機折疊展開要求。

在發射筒直徑尺寸的約束下，為增大機翼面積，采用串列翼氣動布局。前后機翼均為矩形機翼，V形尾翼氣動布局、后推式動力系統，前后機翼可折疊于機身下部，V尾向前折疊與機身兩側。為最大利用發射筒空間，機身主體上半部采用圓形截面，下半部與機翼協調設計。無人機升力由前后機翼共同產生，重心居于兩者之間，故易于在產生升力的同時維持全機力矩平衡，避免配平阻力產生[6]。無人機外形如圖1和圖2所示。

2 數值仿真計算

2.1 控制方程

計算流體力學分析基于質量守恒、動量守恒和能量守恒3個基本傳遞方程。對于小型筒射無人機而言，飛行速度較低，流過機體表面的空氣密度不變，因此把空氣看作不可壓縮性流體，在笛卡爾坐標系(x1,x2,x3)中,定義速度分量(u1,u2,u3),采用求和約定慣例，基于雷諾平均的連續性方程和動量守恒方程分別具有如下形式[7]：

湍流模型采用SST剪應力模型，該模型能適應壓力梯度變化的各種物理狀況，可應用于黏性內層,通過壁面函數的應用,準確地模擬邊界層的現象[8]。物面為無滑移條件,遠場為自由流條件,采用二階迎風差分格式進行推進求解,計算殘差收斂精度為10-5。

2.2 網格結構

數值仿真計算需要離散流場空間，生成適于求解流場的計算網格。無人機近壁面附近的流場參數變化梯度比遠場大得多，對于近壁面區域網格需要特別處理。計算流域采用非結構化四面體網格進行劃分，以更好地適應機體不規則區域；同時在垂直于機體表面方向添加附面層，以適應附面層內法向速度梯度的劇烈變化[9]，附面層為結構化的三棱柱網格。整個流場的網格總數約為318萬，網格密度合適，行列式determinant的值大于0.3，網格品質理想，如圖3所示。

2.3 計算方法驗證

為了驗證計算方法的精度，對文獻[10]中的低雷諾數翼型FX63-137升阻性能進行了對比計算，計算條件為馬赫數Ma=0.1，雷諾數Re=5×105。對比計算所得數據如圖4和圖5所示。

本文計算結果與文獻[10]中的實驗結果能較好地吻合,說明本文采用的計算模型和方法有較高的精度,可以用來進行無人機的氣動性能計算。

3 氣動性能分析

針對所設計的小型筒射無人機，給定相關參數，分別進行縱向氣動性能和橫航向氣動性能計算與分析，結果如圖6～圖11所示。

由圖6可知，迎角從-4°到6°時，升力系數近似線性增長；迎角從6°到14°時，升力系數呈非線性增長，但增長率逐漸減小；迎角超過14°時，升力系數隨著迎角的增大反而減小，這是由于機翼上表面產生氣流分離，造成機翼失速的緣故；因此無人機失速迎角為14°，對應升力系數有最大值1.02。

由圖7可知，阻力極曲線近似拋物線形狀，隨著迎角的增加，全機升阻比先增大后減小；升阻比最大值等于8.2，此時無人機處于有利巡航狀態，對應巡航迎角為4°；全機最小阻力系數為0.04，近似等于零升阻力系數。

由圖8可知，隨著升力系數增加，俯仰力矩系數近似線性減小，其導數?m/?L=-0.12<0,可知無人機具有縱向靜穩定性，靜穩定裕度為12%；全機零升力矩系數等于0.15，此狀態下無人機具有一定的抬頭力矩；當迎角大于失速迎角14°時，無人機具有較大的低頭力矩，表明氣動焦點位置快速向后移動，前翼較后翼先失速，縱向靜穩定裕度迅速增大，無人機具備從失速狀態恢復的能力，符合串列式布局的設計要求。

由圖9可知，隨著側滑角的增大，偏航力矩系數呈線性增長特點；此時無人機在平衡狀態下受到外界非對稱瞬時干擾，產生小量的側滑角Δβ>0，根據曲線結果無人機將產生右偏航力矩，這個力矩有使機頭向右偏，以減小Δβ的趨勢，因此設計的無人機具有航向靜穩定性。

由圖10可知，隨著側滑角增大，滾轉力矩系數具有線性負增長趨勢；同樣考慮無人機在平衡狀態下受到外界非對稱瞬時干擾，產生小量的右傾斜角，此時無人機將產生右側滑角Δbeta>0，根據曲線結果無人機將產生左滾轉力矩，這一力矩具有減小右傾斜角，使無人機具有保持機翼水平的傾向，因此設計的無人機具有橫向靜穩定性。

由圖11可知，側力系數隨側滑角近似線性變化；隨著側滑角增大，側力系數具有負增長的特點。

4 結論

1) 小型筒射無人機飛行速度低，低雷諾數效應明顯，在發射筒尺寸的制約下，要求具備良好的升阻特性，采用串列翼布局是一種較好的氣動外形設計方案。

2) 對于串列翼布局的飛行器，前機翼應先于后機翼失速，保證殘余升力位于重心后方，從而使飛行器在失速狀態下能夠維持縱向靜穩定性并改出，以確保飛行安全。

3) 對于串列翼布局的小型筒射無人機，機翼翼型相對厚度較小，因此最大升力系數和升阻比受到限制，文中設計的無人機最大升力系數為1.02，最大升阻比為8.2，同時具有較好的縱向和橫航向靜穩定性，可以為總體設計和相關理論研究提供技術支持。

[1] 朱自強，王曉璐，陳澤民，等.無人駕駛飛行器的氣動特點和設計[J].航空學報,2006(3):161-163.

[2] 龐艷珂，韓磊，張民權，等.攻擊型巡飛彈技術現狀及發展趨勢[J].兵工學報,2010(12):150-152.

[3] 宋怡然，陳英碩，蔣琪，等.國外典型巡飛彈發展動態與性能分析[J].情報交流,2013(2):37-39.

[4] 陶福興，張恒，李杰.一種小型單兵巡飛彈的氣動外形設計[J].彈箭與制導學報,2015(12):111-113.

[5] 吳書山，周洲，甘文彪，等.低雷諾數下翼型后緣變化的氣動特性研究[J].飛行力學,2012(12):494-497.

[6] 唐勝景，劉真暢，周運強，等.后翼上反串置翼無人機氣動特性研究[J].北京理工大學學報,2015(12)：1212-1216.

[7] 李鳳蔚.空氣與氣體動力學引論[M].西安：西北工業大學出版社,2007:441-445.

[8] 鄔明，孫善春.基于SST湍流模型的二維操縱面空化流場研究[J].空氣動力學學報,2012(3):115-118.

[9] 劉毅，靳宏斌.盒式翼無人機氣動特性數值計算分析[J].航空工程進展,2014(8):303-306.

[10] MA Rong，ZHONG Bowen，LIU Peiqing.Optimization design study of low-Reynolds-number high-lift airfoils for the high-efficiency propeller of low-dynamic vehicles in stratosphere[J].Science China Technological Sciences,2010(10):2800-2803.