鴨式—飛翼布局無人機設計研究

李勇霖，張純良，呂羿良，林涌鑫，李江宇，謝宜師

（北京理工大學珠海學院，廣東 珠海 519000）

目前無人機主要由固定翼無人機與旋翼無人機兩大類構成。固定翼無人機以常規(guī)氣動布局居多，但也有鴨式布局、三角翼布局、飛翼布局等。旋翼無人機則以多旋翼無人機居多，但也有無人直升機與傾轉旋翼機等。它們所具有的優(yōu)點顯而易見，但其表現出的不足也一樣突出。為此，本文提出了鴨式-飛翼氣動布局無人機，針對目前固定翼及多旋翼無人機的不足，在載重能力、續(xù)航時間、飛行速度及安全性上作出了改善。

1 設計思路及方法

飛翼氣動布局具有阻力小、飛行效率高、結構簡單、重量輕以及較低的可探測性的優(yōu)點。但依舊存在著航向穩(wěn)定性差、俯仰操作性差、較小的最大升力系數CLmax 及較高的飛行速度等不足。而鴨式氣動布局則有著著較大的俯仰操作范圍、較大的失速可控范圍、較小的配平阻力以及在大迎角飛行及平飛時提供更大的升力。同時也具有結構復雜及較高的飛行速度等不足。為改善飛翼布局與鴨式布局的高航速及載重性，我們將鴨翼與飛翼進行融合，大程度地發(fā)揮各自的優(yōu)勢。

本文采用雷諾N-S 方程：

作為基礎方程，用3D-Panel 對飛行器在流場中的氣動特性進行計算，并以XLFR-5 軟件進行輔助。其中3D-Panel是對渦格法（VLM）與升力線法（LLT）的結果進行細化。再利用Re=ρvL/μ 對飛行所需雷諾數進行初步計算。其中ρ為流體密度，μ 為動力黏性系數，v 為流場的特征速度，L特征長度。該款無人飛行器為低空低速飛行器，最大飛行速度為25m/s，最大升限為1000m。在此飛行速度及飛行高度的區(qū)間內，我們將大氣視為理想流體進行計算。飛行阻力則著重考慮誘導阻力、干擾阻力及黏性阻力。

2 無人機性能參數的確定

目前國內外小型無人機市場中，多旋翼無人機的巡行速度為6 ～8m/s，續(xù)航時間為21min，實際飛行半徑為300m。外掛載重約為200g。固定翼小型無人機的翼展為1200mm,最大飛行速度約80km/h，起飛重量約為1kg，理論飛行時間為45min。本文所設計的鴨式-飛翼氣動布局無人機，翼展為1200mm，機長約為600mm。最小飛行速度4m/s，巡航速度15m/s，理論升限3000m。其最大起飛重量3kg，有效載荷1.7kg，轉場半徑10km，最小轉彎半徑1.5m。

3 飛行器幾何參數的選取

（1）鴨翼的設計。鴨翼對主翼的影響主要表現在其脫體氣流在主翼上方所產生的低壓區(qū)來擴大主翼的壓差，在大迎角飛行時鴨翼的上洗氣流可有效減小主翼迎角，以達到擴大失速范圍的目的。高速戰(zhàn)機的鴨翼為大后掠角、大展弦比與較小的相對厚度。但在低速小飛機中，此設計方案將不再適用。

低速飛機鴨翼氣動結果如圖1 所示。從CL圖中我們不難看出，當鴨翼后掠角逐漸增大的同時，整機升力系數出現下降，鴨翼氣動特性與高速飛機恰好相反。通過對無人機其他氣動特性的分析發(fā)現，在低速狀態(tài)下，鴨翼對主翼的作用主要為翼尖渦流，并非高速飛機的脫體渦流。如圖2 所示，從不同后掠角的誘導阻力系數ICD與迎角的曲線，結合公式CD=CL2/πAe，印證上述結果。

圖1 整機升力系數與迎角的變化圖

圖2 誘導阻力系數ICD 與迎角的變化圖

（2）飛機翼稍弦長的選取。其中在外翼弦長的設計中，當增加外翼弦長可獲得較高的升阻比，但其縱向穩(wěn)定性或配平阻力將顯著增加。展弦比的減小將使氣動效率進一步降低，使得翼載荷提高而增加結構重量。同時考慮到存放空間問題，外段機翼在必要時需要向內進行折疊，以減小機體體積，方便人員攜帶。所以在設計時，我們選擇盡可能小的外翼弦長。

（3）飛翼前緣拐點的設計。前緣拐點是由外段翼與內段翼不同的后掠角而形成的，其是對低速特性影響最大的幾何參數。拐點位置受任務載荷被約束。在同樣的任務載荷下，要獲得較小內翼相對厚度，拐點則需向翼尖移動，因此，升阻比及縱向靜穩(wěn)定性會得到增加，但同時，其重心位置將向后移動。同時在拐點前緣處會出現較大的應力集中點，將影響整機的結構強度。為克服應力集中點的出現，機體結構重量也將出現增加。

（4）主翼前緣后掠角的選取。本文采用前緣雙后掠形式設計，如圖3 所示，后緣外輪廓成M 型。為提高載重能力與機體空間，減小飛行阻力、翼載荷及機體大小，避免飛行時的應力集中。內段機翼與外段機翼都采用較小的前緣后掠角，增大機翼面積，降低翼面載荷。同時為能適應低速飛行及重心配置，內段前緣后掠角為32°，外段前緣后掠角為12°。

圖3 幾何形狀設計及重心參考

（5）翼型的選擇及優(yōu)化。通過對幾何參數的選擇，將翼型初步確定為內段機翼平凸翼型，外段機翼凹凸翼型，翼面積定為3600cm2。通過L=v2SρCL/2 可估算得出升力系數CL=0.8。利用profili 翼型軟件對已有翼型做初步篩選，選擇 如C72、BRUXEL33、CLARK K、CLARK X、CRTISS72 等10種符合內段與外段設計要求的翼型，并將其全部導入XFLR5軟件中進行分析，如圖4。為防止翼尖與鴨翼先失速的問題發(fā)生，利用XFLR5 對選定翼型C72、RAF 32 DOM、NACA 6412 翼型進行改進，對內段翼型C72 的相對厚度進行增加，縮小其相對彎度，在滿足空間需求的同時，仍提供部分升力。外段機翼則減小其相對厚度，增加相對彎度，后延其失速迎角，確保其有著較大的可控范圍。鴨翼翼型NACA 6412 尤為重要，需滿足在正負迎角下的配平力矩。

（6）鴨翼與飛翼相對位置的選取。為使鴨翼對主翼的氣動影響達到最佳，本文所采用的方法為增加鴨翼上反角，該方法將避免了鴨翼亂流對主翼的無利影響，同時使鴨翼翼尖渦流、上洗及下洗氣流處于有利位置，如圖5 所示。

（7）約束條件的設定。在幾何形狀設計時同時，要考慮部件幾何約束，如動力總程、飛行控制器及任務載荷等容積需要。這將直接決定內段翼型的厚度、弦長及彎度。在選取弦長較小的翼型時，其厚度不能過小，弦長不能過短，彎度不能多大。

4 整機外形優(yōu)化結果分析

通過前文所述的設計步驟，進行多輪的設計優(yōu)化迭代，最終獲得了較為符合設計要求的氣動外形模型，如圖6 所示。

圖4 10 種翼型的升阻比曲線

圖5 不同鴨翼形狀下整機升力曲線

優(yōu)化設計后的參數具體如下，翼面積3643.4cm2、平均氣動弦長262.53mm、展弦比7、前緣后掠角33°與13.6°，展向相對厚度排布為22%、17%、14%、10%；鴨翼翼展為440mm、翼面積660cm2、后掠角4.42°、上反角7°。對該款無人機的設計中發(fā)現，主翼處于鴨翼干涉的前提下，鴨翼的翼面積、上反角、后掠角、x 軸方向的距離、y 軸方向的距離與對全機升力系數及升阻比間存在相應關聯。當鴨翼翼面、x 軸軸向距離、y 軸軸向距離與后掠角不改變，增加上反角使整機升力系數斜率將等比例增大，但升阻比將降低，升力曲線上移。若引入翼面積作為變量，升力系數曲線會短暫上移，之后將會有劇烈下降。當鴨翼的翼面積與上反角一定時，主翼處于鴨翼的干涉前提下。x 軸軸向距離與升力系數大致程平方關系，z 軸軸向與x 軸軸方向類似。可用公式cL=-kx2+en的形式，其中k 為變化系數，en為修正系數。

5 結語

（1）鴨式-飛翼氣動布局無人機在優(yōu)化設計后，升力性能明顯提高。相較于單飛翼布局或單鴨翼氣動布局的升力提高13.3%，同時其有效載荷提高為8.6%。

圖6 三維氣動外形模型

（2）鴨式-飛翼氣動布局無人機在低速方面有著突出的表現，最小飛行速度可降至6m/s，比單飛翼式氣動布局無人機飛行速度降低約37%。

（3）經過計算和實驗驗證，鴨翼與飛翼在x 軸、y 軸的距離與其整機升力系數成平方關系，表達式大致為cL=-kx2+en，k 為變化系數，en為修正系數。