對無人機風力發電的翼型研究

楊嘉怡,謝昊偉,黃好,胡穎

（北京信息科技大學，北京，100096）

0 引言

翼型是機翼等翼面的二維截面，對于翼面乃至飛機氣動性能都有著重要影響，所以選擇翼型是翼面設計的基礎和重點。然而在翼型庫中每個翼型好像看起來都差不多，該如何選擇一個合適的翼型呢?本文將研究、尋找一種適合風力發電無人機的翼型。

無人機風力發電設備所用到的無人機在理論上屬于低空低速無人機，即飛行高度小于5000米，速度低于0.1馬赫的輕型無人機。與常規無人機相比，其在空氣動力學方面的設計具有特殊性。具體內容如下：（1）此類無人機巡航速度小，因為雷諾數與速度成正比，其巡航雷諾數約為20-30萬左右。由于低雷諾數流動易引發層流負面分離等現象，導致無人機翼型升阻比極大降低。因此，其應當采用高升阻比的翼型設計以提升飛機性能。（2）此類無人機的機翼應兼具優良的氣動外形與較輕的結構重量，以實現長時間的飛行發電任務。（3）在追求優良氣動性的同時，為了減小全機的配平阻力，翼型的低頭力矩也要控制在合適的范圍內。

為了分析各種翼型的數據，我們學習了xflr5這個軟件。XFLR5是一個在低雷諾數下翼型、機翼和飛機的分析工具。它包括:使用XFoil作為求解器,直接和逆向分析能力,基于升力線法、渦格法和3D面元法的機翼設計和分析。Xfoil是一個為設計和分析亞音速飛機獨立翼型編寫的互動式的程序,用于分析翼型（2D）和機翼、 甚至整個飛機（3D）氣動力的共享軟件。

通過資料查詢，適合低空低速無人機的翼型，其一般采用高升阻比薄翼型.因此我們選擇了最大厚度為弦長15%的翼型，即xflr5軟件編號0015。同時設置襟翼，在襟翼向下偏轉7°模擬無人機起飛時的襟翼偏轉角。設定迎角為±30°，通過改變襟翼占比來比較選擇適合作為無人機發電裝置的無人機翼型。

雷諾數（Re）是慣性力與粘性力的相對大小度量，雷諾數越小則空氣粘性力影響越大。航模的雷諾數普遍在10萬到100萬之間，這個區域雷諾數的變化對氣動力（尤其是阻力）影響很明顯，適當增大雷諾數可以減小阻力系數。我們選擇了使用10萬的雷諾數來做基礎數據。

在分析翼型數據時，我們選擇運用控制變量法。

1 數據情況

NACA 0015 7 down，這個是基礎數據。即在 0015 型號的翼型下，T.E.Flap 尾翼向下傾斜都為7°的情況下，分別在尾翼偏轉處占整體的60%、65%、70%、75%、80%、85%的情況下比較升阻比。具體數據如圖1。

圖1

由cl/cd—Alpha圖像，紅色曲線應該更加適合輕型無人機。它對應的是 NACA 0015 7 d 75% ；

其中代號0015的翼型如圖2。

圖2

2 設計優點

該翼型前端采用類圓弧型的前緣設計，這可以增大其最大升力系數。實現大迎角時的機翼穩定性。隨著迎角增大，機翼的失速分離逐漸向前移動，翼型上下表面變化平緩。同時，通過數據模擬，襟翼占比25%的翼型設計設計使得無人機的力矩特性優良 ，根據cl/cd圖以及cl/cd/a圖的幾組翼型的對比可以看出NACA 0015 7 d 75%在低空低速的條件下，正負迎角30°范圍內的升阻比最大，且升力系數到達臨界迎角時的變化幅度較小，不易失速，這些數據說明該翼型在低空低速條件下的氣動性相對優秀，可作為無人機發電裝置所需要的輕型無人機的翼型設計模板。

經過上面的介紹，我們可以總結出翼型選擇的基本流程：首先在翼型庫選擇基礎翼型，然后經過修改/構造/融合翼型和翼型氣動分析這兩個步驟的反復迭代，最終就能生成與我們的設計目標契合最好的翼型。

機翼的形狀設計主要并不是要升力大，而是要阻力小，升力與阻力的比稱為升阻比，升阻比大的機翼才是氣動性能好的機翼。

3 優勢與問題

優勢：通過在xflr5對無人機各種翼型的分析，我們發現 NACA 0015 7 d 75% 在低空低速的條件下，正負迎角 30°范圍內的升阻比最大，即0015號翼型設置 Hinge（鉸鏈，指旋轉中心）的位置在 75%弦長，向下扭轉7°這個位置氣動性較好，可作為風力發電裝置的模板。

問題：該翼型應對高速氣流的能力較差，無法在極端天氣下使用，此外，無人機的理想重量設置較輕，雖能量轉換效率較高，但該無人機對于材料的要求較高，制作成本也較普通那個材料更高。最后，機翼展弦比較高，翼面較大，不易回收。

飛機模型如圖3和圖4。

圖3

圖4

4 氣動分析與參數

這兩張圖分別為無人機在迎角為-5°與5°時無人機的氣動分析。時速設置為15 m/s，以模擬低空低速時的空境。可以看出在迎角為-5°時雖然水平尾翼開始提供負升力，但主翼面仍舊可以提供正升力，使飛機保持穩定。在迎角為5°時，主翼與水平尾翼皆可提供較大升力。

圖5為無人機升阻比與攻角的比值，由y軸可以看出升阻比最大值超過了20。這說明該無人機空氣動力性能優良。當飛機以最大升阻比對應的飛行時其氣動效率最高。由x軸分析可以看出其有利迎角約為3—4°。從有利迎角到達臨界迎角后，由于升力增長緩慢，阻力增長較快。超過臨界迎角后，壓差阻力會急劇增大，升阻比急劇減小，但由曲線最大值開始分析，會發現曲線后半段的下降趨勢較為平緩，這說明該無人機不易因為改變角度導致失速。

圖5

5 結語

該無人機氣動性能較為優異，可作為低空低速無人機發電裝置。