變形仿生飛翼跨介質無人機外形設計與航行仿真

呂 達,蘇浩秦，2,李 筠,張子俊, 龍 浩，馬 宇，劉曉偉

(1.中國航天空氣動力技術研究院， 北京 100074；2.彩虹無人機科技有限公司， 北京 100074； 3.北京聯合大學 北京市信息服務工程重點實驗室， 北京 100101； 4.北京聯合大學機器人學院， 北京 100027)

1 引言

水空兩棲跨介質無人機是一種同時擁有水中、空中運動能力的無人機，且其能通過自身能量及驅動裝置多次跨越水、空兩種介質。水空跨介質無人機具備了水下航行器的隱蔽性以及空中無人機的機動性，能同時完成水中及空中的作業及作戰任務，得到了各國研究人員的廣泛關注，是無人系統裝備發展的研究熱點。現有的跨介質無人機主要可分為仿生滑翔跨介質無人機、變形跨介質無人機、多旋翼跨介質無人機、仿生撲翼跨介質無人機等。目前，已經取得實質進展或實現跨介質航行的無人機項目主要有如下：美國海軍的“鸕鶿”水下發射跨介質無人機[1]，該項目計劃將無人機通過潛射導彈發射筒發射，完成任務后采用減速傘減速并濺落入水，由無人潛航器回收；MIT的仿飛魚跨介質無人機，該無人機已經實現短距離跨介質滑翔[2]；Siddall 等[3]設計了一款槳式推進仿鰹鳥兩棲飛行器AquaMav，采用噴射方式從水下起飛，采用鰹鳥濺落式入水；Zufferey等[4]在AquaMAV的基礎上設計了新一代跨介質航行器，不同之處在于新樣機利用化學反應爆炸而不是高壓氣體來完成噴水動作，重點對出水過程進行了驗證。Lu等[5]提出一種跨介質旋翼固定翼復合飛行器“哪吒”，具備垂直起降、平飛巡航、水下滑翔、水空多次穿越能力。William S等[6]-[7]開發了“鷹鰩”(EagleRay)固定翼跨介質航行器，可從水面起飛或潛入水下航行。目前所公開的跨介質無人機主要存在如下問題：單一的外形難以滿足水空兩相的航行特點；可實現的飛行距離一般較短；飛行速度較慢，一般為亞音速；一般為常規布局，空中隱身效果較差；以單次跨越介質模式為主，難以同時實現多次跨越介質；跨越介質時普遍噪聲較大。本文中所設計的變形仿生飛翼跨介質無人機(deformable bionic flying-wing aerial-aquatic unmanned vehicle，DBFAUV)外形采用飛翼布局，結合頭部仿生設計，相比于傳統常規布局跨介質無人機更重視隱身能力，且頭部的仿生化設計帶來了更小的入水水花和噪聲，無尾的布局又能顯著減低無人機在水下航行時的阻力，相比常規布局的跨介質無人機，隱蔽性更好，生存能力更強。通過CFD計算了該無人機空中飛行和水下航行的流場，驗證了該外形設計具有良好的氣動和水動特性。

2 變形仿生飛翼跨介質無人機外形設計

傳統的航空飛行器以及水下航行器在外形方面存在巨大的差異，這是由于航行介質的不同導致的。水的密度以及黏度都大大高于空氣，根據相似原理，同樣的外形在相同速度下在水中航行產生的升力是空中的14倍，因此，跨介質無人機在空中需保持較高速度飛行，在水中需保持較低的速度和較大的負攻角航行，然而，較大的負攻角所導致的誘導阻力又使得無人機較難在水中航行。借鑒傳統的航空飛行器的外形設計，提出了一種兼顧水空兩相航行的變形無人機外形，同時該外形兼顧隱身效果以及入水的穩定性和降噪。

該跨介質無人機的工作模式為“單次入水，上浮海面回收”，無人機由陸地或者軍艦上的發射裝置發射，隨后無人機開始飛行，飛行高度為10～20 km，飛行速度為馬赫數0.78；到達預定位置后，無人機開始準備入水。無人機入水前減速到30 m/s，且將機翼外部向下折疊至機身腹部；入水過程采用滑翔濺落入水；入水之后機身翻轉180°，折疊后的機翼產生的負升力用以抵消浮力，隨后無人機開始水下作業，以最大10 m/s的速度航行，任務完成后上浮至海面完成回收。

該跨介質無人機頭部模仿鰹鳥頭部設計，以此期望降低在入水時空泡對無人機的影響，鰹鳥從其鳥喙尖端到頭部的直徑逐漸增大，鰹鳥在入水時能夠使水流流向身后，濺起少量的入水水花，從而使入水姿態更容易被控制以及降低入水噪聲。該跨介質無人機采用飛翼布局，機翼采用中等后掠角可折疊變形翼，兼顧空中隱身效果以及水下航行減阻，無人機在空中飛行時，機翼完全展開以增加升力，在水下航行時，機翼外部向下折疊至飛機腹部，減少無人機在水下的阻力，同時，無尾的設計能夠進一步減少該無人機在水下航行時受到的阻力。

空中飛行狀態下的DBFAUV外形如圖1所示，水下航行狀態的DBFAUV外形如圖2所示。濺落入水時的DBFAUV外形如圖3所示。

圖1 DBFAUV在空中飛行狀態下的外形圖Fig.1 Conceptual diagram of the DBFUAV in the air

圖2 DBFAUV在水下航行狀態下的外形圖Fig.2 Conceptual diagram of the DBFUAV in the water

圖3 DBFAUV在濺落入水時的外形圖Fig.3 Conceptual diagram of the DBFUAV splashing into the water

3 數值方法及網格

3.1 計算模型和網格

本文中所述無人機在流體中航行時，涉及到復雜的湍流問題，采用工程應用中較為常用的雷諾平均法，通過引入湍流模型封閉方程組，求解湍流要素的時均值。

本文中網格劃分采用非結構化網格，計算域設置為長為16 m，半徑為6 m的圓柱體，無人機頂端距計算域入口6 m。并且對無人機頭部、尾部、機翼等曲率變化較大的位置進行加密處理，且對機翼后緣、水下機翼折疊處等流場參數變化劇烈的區域進行加密處理。圖4為該跨介質無人機空中狀態下的網格劃分及壁面Y+分布云圖，圖5為水下狀態的網格劃分及壁面Y+分布云圖，空中狀態下的網格數量約為700萬，水下狀態的網格數量約為800萬。空中狀態的壁面法向網格第一層的高度定為0.000 001 6，邊界層總高度為0.001，水下狀態的壁面法向網格第一層的高度定為0.000 002 8，邊界層總高度為0.001，經檢驗，本文中所述2種狀態下的網格的近壁面處的Y+值均在1以下。

圖4 DBFAUV在空氣介質中的網格及Y+分布云圖Fig.4 Mesh generation of the DBFAUV in the air phase and the contour of wall Y+

圖5 DBFAUV在海水介質中的網格及Y+分布云圖Fig.5 Mesh generation of the DBFAUV in the water phase and the contour of wall Y+

3.2 控制方程

本文中所涉及到的控制方程主要包括質量守恒方程、動量守恒方程和能量守恒方程。文獻[1]給出其通用形式如下，

(1)

3.3 湍流模型

選取基于SST(Shear stress transport)的k-ω方程模型，其考慮了湍流剪切應力的傳播，能夠很好的處理近壁面處低雷諾數的數值計算，并且同樣具備k-ω模型對于遠場計算的優點，其對于不同界面的處理具有較好的適應性，收斂效果好。

k-ω模型求解了2個運輸方程，分別為湍動能方程和湍流頻率方程：

(2)

(3)

式中：Pk為層流產生的湍流動能；σk和σω分別為湍動能方程和湍流頻率方程的湍流能量普朗特數，湍流黏度μt與湍動能和湍流頻率有關，其關系式為：

(4)

3.4 邊界條件

無人機壁面采用無滑移壁面，采用亞松弛因子默認值計算初場。流體入口的邊界類型為壓力遠場條件。選擇笛卡爾坐標系速度分量定義方式，速度分量隨無人機攻角變化而變化。

首先對無人機空中氣動特性進行研究，選擇基于密度的隱式求解器，計算域內介質為空氣，表壓設定為101.33 kPa，合速度大小分別設置為馬赫數0.5，0.65和0.78。

對無人機水下水動特性進行研究時，選擇基于壓力的隱式求解器，計算域內介質設置為海水，表壓設置為160 kPa，合速度大小分別設置為1 m/s，5 m/s，10 m/s。

圖6為無人機在空中以馬赫數0.78的速度0°攻角飛行時的表面壓力云圖。由圖中可以看出，無人機頭部、翼前緣形成高壓區，機身中部及翼中部產生低壓區，與實際工程經驗相符。圖7為流場剖面速度云圖，由圖中可看出，飛機背部中段局部速度較高，從而產生較大升力。

圖6 DBFAUV在空中飛行時的表面壓力云圖 (馬赫數0.78，攻角為0°)Fig.6 Surface pressure contour of the DBFAUV at the speed of Mach Number 0.78 with 0° attack angles

圖7 DBFAUV在空中飛行時的流場剖面速度云圖 (馬赫數0.78，攻角為0°)Fig.7 Velocity contour of the flow field at the speed of Mach Number 0.78 with 0° attack angle

4 計算結果分析

本文中計算了無人機空中飛行時速度在馬赫數0.5，0.65，0.78下，攻角在-15°變化到15°共27個狀態之下的流場。計算了無人機在水下航行時在1 m/s，5 m/s，10 m/s的航行速度下，攻角在-30°變化到30°共39個狀態之下的流場。

圖8為該DBFAUV在空氣中的阻力系數隨攻角變化曲線，由圖可以看出：阻力系數的最低點對應一小的負攻角，阻力基本上以最小點處成對稱分布，且阻力在-5°到5°攻角范圍之內變化平緩，當攻角小于-5°或超過5°時，DBFAUV的阻力急劇上升，這是由于其迎風面積的增加造成的。

圖8 DBFAUV空氣中的阻力系數隨攻角變化曲線Fig.8 Drag coefficient curve of the DBFAUV in the air with attack angle

圖9為該DBFAUV在空氣中的升力系數隨攻角變化曲線，由圖可以看出：升力系數隨攻角的增加而增加，且在攻角超過12°之后變化平緩。升力系數的零點對應一小的負攻角，約為-4°。0°攻角時飛機產生正升力，且在攻角較小時，即可產生較大升力。

圖9 DBFAUV空氣中的升力系數隨攻角變化曲線Fig.9 Lift coefficient curve of the DBFAUV in air with attack angles

圖10為該DBFAUV在空氣中的升阻比隨攻角變化曲線，由圖可以看出：當攻角到達4°左右時，升阻比達到最大，因此，根據航程計算公式，保持攻角在4°左右小范圍內變化是減小阻力增大航程的關鍵。

圖10 DBFAUV空氣中的升阻比隨攻角變化曲線Fig.10 Lift to drag ratio curve of the DBFAUV in air with attack angles

圖11為無人機在水中以5 m/s的速度0°攻角航行時的表面壓力云圖。由圖中可以看出，無人機的頭部、翼前緣、翼后緣以及翼折疊處形成高壓區，無人機的上翼面前部，下翼面中部產生低壓區，與實際的工程經驗較為相符。圖12為流場剖面速度云圖，由圖中可看出，在實際航行過程中，由于無人機在水下翻轉180°航行，在翼折疊后無人機下表面中段的流體流速較高，從而產生向下的升力。

圖11 DBFAUV在水中以5 m/s的速度0°攻角 航行時的表面壓力云圖Fig.11 Surface pressure contour of the DBFAUV sailing in water at a speed of 5 m/s with 0° attack angle

圖12 DBFAUV在水中以5 m/s的速度0°攻角 航行時的流場剖面速度云圖Fig.12 Velocity contour of the flow field at a speed of 5 m/s with 0° attack angle

圖13為該DBFAUV在水中翻轉與不翻轉航行時的阻力系數隨攻角變化曲線，由圖可以看出：該無人機在翻轉180°航行時，當攻角為2°左右時，DBFAUV所受阻力最小，且當攻角在2°到4°之間時，阻力系數幾乎無變化。當無人機處于負攻角時的阻力系數曲線變化相比正攻角時更為平緩。且阻力在0°到5°攻角范圍之內變化較小，當攻角小于0°或超過5°時，DBFAUV的阻力系數開始快速上升，這是由于其迎風面積的增加造成的。因此，保持攻角在2°到4°之間變化是減小水下阻力的關鍵。

圖13 DBFAUV在水中翻轉與不翻轉的阻力系數 隨攻角變化曲線Fig.13 Drag coefficient curve of the DBFAUV in water with attack angles

圖14為該DBFAUV在水中翻轉與不翻轉航行時的升力系數隨攻角變化曲線，由圖可以看出：該無人機在翻轉180°航行時，該無人機的升力系數隨攻角的增加而減小，大體上成線性變化。零升力攻角約為5°。0°攻角時飛機產生負升力，且在攻角在5°左右進行小范圍變化時，產生的升力較小，同時阻力也較小，故可以通過控制攻角在5°左右來實現飛機在水下的配平與減阻。

圖14 DBFAUV在水中翻轉與不翻轉的升力系數 隨攻角變化曲線Fig.14 Lift coefficient curve of the DBFAUV in water with attack angles

此外，不難看出，若該無人機在水下翻轉180°航行，升力與浮力配平后其受到的阻力將更小。這是由于該無人機的密度小于水的密度，以所述DBFAUV為例，其在水下存在正浮力ΔB=200 N，若要配平升力和正浮力，則該無人機需要產生的負升力大小為-ΔB=-200 N，則當無人機翻轉180°時，則可推得其在航行速度為10 m/s時的升力系數為-0.002，由圖14可得其配平攻角為4.8°，其對應的阻力系數為0.020 5，同理可得當無人機不翻轉時，配平攻角為5.3°，則其對應的阻力系數為0.021 3，翻轉相比不翻轉阻力系數減小了3.8%，從而可看出當該無人機在水下翻轉航行能降低其阻力。

5 DBFAUV的航行動力學仿真

上文中描述了DBFAUV的外形設計和其基本的氣動和水動特性。然而，為了研究該跨介質無人機外形在實際飛行狀態下的機動性和操控性，對該飛行器進行動力學仿真是十分必要的。

設計用于該DBFAUV的組合式操縱系統，包括3對舵，分別為升降舵、副翼1以及副翼2。DBFAUV在空中飛行時，采用Bank to turn(BTT)傾斜轉彎技術，通過3種舵機的聯動傾斜機身，靠升力來改變方向，且靠升降舵來控制高度，其控制系統的舵面組成如圖15所示。DBFAUV在水下航行時，副翼1與副翼2組合成一個開合式襟翼，通過該開合式翼控制飛行器的方向，采用Side to turn(STT)側滑控制技術直接通過“擺動”來控制方向，且與空中飛行類似，DBFAUV在水下靠升降舵來控制深度，水下控制系統的舵面組成如圖16所示。

圖15 DBFAUV在空中飛行時的舵面組成示意圖Fig.15 Composition of control surface of DBFAUV in the air

圖16 DBFAUV在水中航行時的舵面組成示意圖Fig.16 Composition of control surface of DBFAUV in the water

通過CFD以及工程估算法得到該DBFAUV在飛行狀態下的氣動數據以及水下航行時的水動數據[10]。在Simulink中采用S-函數建立其2種狀態下的動力學模型[11]，如圖17所示。采用PID控制技術設計空中飛行以及水下航行的控制系統[12]，用以測試該飛行器在2種狀態下的機動和操控性能，無人機在空氣中和水下的舵效由CFD方法獲得。無人機的總體數據和仿真過程中的基本信息如表1所示。無人機在空氣中的舵效信息如表2所示，無人機在水中的舵效信息如表3所示。

圖17 采用S-函數的DBFAUV的動力學仿真模型示意圖 Fig.17 Dynamic simulation model of the DBFAUV using S-Function

表1 無人機的總體數據及仿真基本信息設置Table 1 General data and basic simulation information setting of the DBFAUV

表2 無人機在空氣中的舵效信息

表3 無人機在水中的舵效信息

圖18為該DBFAUV在空中以200 m/s的速度下，高度從距離海平面200 m下降到170 m，且同時偏航角由正北0°變為北偏西30°時的高度變化曲線°，圖19為該過程的偏航角變化曲線。由圖可看出，本文中所設計的飛行器在空中可以通過升降舵的改變來實現縱向高度的變化，以及通過升降舵與副翼的配合以傾斜轉彎的方式實現航向的變化，且高度調整以及偏航角變化較為精準迅速，超調量小，故該無人機在空中操縱性較好。

圖18 DBFAUV在空中的高度變化曲線Fig.18 Height curve of the DBFAUV in the air

圖19 DBFAUV在空中的偏航角變化曲線Fig.19 Pitch angle curve of the DBFAUV in the air

圖20為該DBFAUV在水下以10 m/s的速度下，深度從距離海平面200 m上升到170 m，且同時偏航角由正北0°變為北偏西30°時的深度變化曲線，圖21為該過程的偏航角變化曲線。由圖可看出，本文中所設計的飛行器在水中可以通過升降舵的改變來實現縱向深度的變化，以及通過開合翼以側滑轉彎的方式實現航向的變化，深度以及偏航角的改變過程均在15 s內完成，且無超調，證明該無人機在水下操縱較為靈活且平穩。

圖20 DBFAUV在水中的深度變化曲線Fig.20 Depth curve of the DBFAUV in the water

圖21 DBFAUV在水中的偏航角變化曲線Fig.21 Pitch angle curve of the DBFAUV in the water

6 結論

1) 所設計的無人機在空中飛行時具有良好的升阻特性，攻角較小時阻力較小，升阻比較大。且該無人機能夠通過變形獲得較好的水下航行能力，其水下阻力在小攻角時較小，且其變形后的機翼提供的升力能夠抵消無人機的正浮力，能夠達到氣動性能和水動性能的良好平衡。

2) 所設計的無人機密度比水小，需要利用飛機產生的升力抵消正浮力，使無人機在水下翻轉180°航行，可利用升力抵消正浮力獲得更小的航行阻力，增大航程。

3) 所設計的無人機在空中能夠通過升降舵和兩組副翼的聯動實現控制高度以及航向，在水下能夠通過升降舵和由副翼組成的開合式翼分別控制深度和航向，在2種介質中的機動性與操控性均達到平衡。

4) 作者將在以后重點研究該無人機在入水過程中進一步減少水花以及降低噪音等問題。