基于滑移網(wǎng)格和MRF 模型的無人機氣動分析

王鈺凱 康桂文

（1.沈陽航空航天大學 航空宇航學院，沈陽 110000；2.沈陽航空航天大學通用航空重點實驗室，沈陽 110000）

通過使用計算機設置控制程序或者操作者運用無線設備對飛行器進行遙控控制，不需要搭載駕駛人員的飛行器統(tǒng)稱為無人駕駛飛行器（Unmanned Aerial Vehicle，UAV）。隨著航空航天事業(yè)的高速發(fā)展，無人機技術被廣泛應用于通用航空領域和軍事領域[1-3]。與載人飛行器相比，無人機具有經(jīng)濟效益高、對環(huán)境適應力強、體積小隱蔽性高以及可代替執(zhí)行高危險工作等優(yōu)點。因此，無人機的研究探討工作具有很好的發(fā)展前景，正逐漸成為一個新興的研究熱點。

我國自主研發(fā)的“翔龍”無人機，主要被用于海上巡邏任務。“翔龍”無人機具有高空、高速的優(yōu)點，但由于發(fā)動機性能還存在不足，導致其載荷能力較低且留空時間較短[4]。美國的“全球鷹”無人飛行器，是目前最先進的無人機之一，擁有高空持久性先進概念技術，可以完成對全球大部分地區(qū)的偵察工作[5]。以色列飛機工業(yè)公司研制的“蒼鷺”大型高空戰(zhàn)略長航時無人機，在軍用和民用兩方面都有所運用，主要起到電子信息干擾和對抗、對目標進行監(jiān)控和探測識別等作用[6]。

目前，國內(nèi)外各大高校和研究機構對旋翼飛行器氣動特性已經(jīng)進行了一些研究，也取得了不少研究成果。其中：曹蕓蕓等針對旋翼飛行器在過渡飛行中飛行姿態(tài)的變化和飛行速度的改變，提出了一種確定傾轉旋翼飛行器從直升機模式向固定翼飛機模式過渡的發(fā)動機短艙傾轉角度-速度包線的分析方法[7]；朱清華等研究旋翼機的穩(wěn)定自轉和跳躍飛行特性，分析了旋翼飛機實現(xiàn)跳躍飛行的旋翼設計參數(shù)和控制要求[8]；阮永井等對太陽能四旋翼無人機的整機流場進行非定常數(shù)值模擬，并分析該飛行器的氣動特性[9]；BARCELOS 等采用了一種先進的勢流法對四旋翼飛行器的小旋翼間的氣動干擾及其對整體飛行性能的影響進行研究[10]，通過將懸停和前飛時的推力和功率預測值與實驗結果進行比較，驗證了氣動分析方法的有效性；MARCIN 等對旋翼機主旋翼對旋翼機機身和尾翼的靜穩(wěn)定性帶來的影響進行了分析研究[11]。

但是，人們對于四旋翼無人機的氣動分析研究依然較少。本文采用數(shù)值模擬法，通過滑移網(wǎng)格和MRF 的組合模型，對某四旋翼無人機處于懸停狀態(tài)時的氣動特性進行模擬仿真[12-13]，分析飛行器各部件間的相互干擾，討論各部件壓力、扭矩變化情況以及流場在飛行器周圍的變化等氣動數(shù)據(jù)，可以為四旋翼飛行器的設計和生產(chǎn)提供幫助。

1 基本理論

1.1 研究方法

與傳統(tǒng)的固定翼飛行器和雙旋翼飛行器相比，四旋翼無人機部件眾多，各部件之間會產(chǎn)生更多的氣動干擾。對于由此帶來的新難點，傳統(tǒng)的固定翼飛行器和雙旋翼飛行器的分析和研究方法已經(jīng)不能完全適用，因此對四旋翼飛行器進行分析研究具有重要意義。

四旋翼飛行器研究方法主要分為理論研究法、數(shù)值模擬法和試驗研究法。其中，理論研究法多用于研究的初始階段，無法對各部件之間的相互干擾進行精確的計算。采用試驗研究法，雖然可以通過反復試驗得出精確的實驗數(shù)據(jù)，但是會花費大量時間和造成材料浪費。隨著計算機技術的不斷發(fā)展，數(shù)值模擬法逐漸成熟。這種方法實驗成本較低，通過對參數(shù)調(diào)整設置，可以完成對各種環(huán)境下飛行器的模擬仿真。

1.2 數(shù)值方法

選擇Navier-Stokes 方程作為流場的控制方程，N-S 方程表達形式如下：

2 實驗方法

2.1 飛行器模型處理

四旋翼飛行器是一種多旋翼飛行器。飛行器整體采用對稱式布局設計，通過調(diào)節(jié)各個螺旋槳的轉速而獲得飛行器所需要的合力，從而完成對飛行器飛行狀態(tài)的轉換。

本文主要研究四旋翼飛行器的氣動特性。為研究方便，刪除對其氣動特性影響較小的攝像頭部件，對飛行器的起落架結構進行填充處理，對4 個電機進行模型上的簡化處理，最終飛行器幾何模型優(yōu)化處理后的結構如圖1 所示。

2.2 計算模型選擇

計算域模型包括MRF 模型、滑移網(wǎng)格模型和混合面模型等。其中，MRF 模型是最簡單的，也是最經(jīng)濟的模型[14]。本次模擬仿真過程中，穩(wěn)態(tài)選擇MRF 模型，旋態(tài)選擇滑移網(wǎng)格模型進行計算。MRF模型將各個計算域相互隔離，對每個計算域內(nèi)的運動情況進行獨立求解分析，并通過在交接面處設置的兩層interface 面完成相鄰計算域之間的信息交換。

2.3 網(wǎng)格劃分

因為飛行器的4 個旋翼進行旋轉運動，而飛行器的機身處于靜止狀態(tài)，將整個流場分為包含機身在內(nèi)的1 個靜域和包含各個螺旋槳的4 個動域。為了降低計算要求，加密內(nèi)域（包含4 個螺旋槳的計算域）的網(wǎng)格，稀釋外域的網(wǎng)格，最終得到的飛行器網(wǎng)格總數(shù)為45 萬，滿足計算要求。

3 仿真結果分析

根據(jù)參數(shù)輸入設置，對該四旋翼無人機飛行器在旋翼轉速為6 000 r·min-1、無人機處于空中懸停狀態(tài)的流場進行數(shù)值模擬分析，結果如圖2 ～圖6 所示。

數(shù)據(jù)迭代至1 400 步后，螺旋槳升力曲線趨于收斂，升力收斂至25 N，螺旋槳力矩曲線收斂至 10-3N·m，與實際值相一致。從數(shù)值模擬結果的速度云圖來看，各個旋翼上的速度分布從兩邊向中間逐漸遞減。整個無人機以對稱平面為截面劃開，可以看見在螺旋槳下方有兩個明顯的速度高速區(qū)形成，流線通過螺旋槳葉片后速度發(fā)生改變（流線顏色的改變）。

通過滑移網(wǎng)格對該無人機處于懸停狀態(tài)時進行瞬態(tài)分析，可以看到在螺旋槳旋轉過程中無人機機身上的壓力分布呈現(xiàn)出周期性的變化規(guī)律。

4 結語

本文采用了一種基于滑移網(wǎng)格模型和MRF 模型的數(shù)值模擬方法，分析并計算了某四旋翼無人機處于空中懸停狀態(tài)下穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)時的速度和壓力分布，實驗結果與理論結果有較好的一致性，證明了采用基于滑移網(wǎng)格模型和MRF 模型的數(shù)值模擬方法的正確性，可以為該無人機的實際生產(chǎn)設計提供支持，并為四旋翼無人機前飛和起落等其他過程的實驗模擬提供新思路。