某無人機多點式起落架風洞試驗研究

第一作者簡介：王日生（1982-），男，高級工程師。研究方向為飛行器設計。

DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.16.016

摘" 要：降低起落架阻力是提高飛機氣動性能的關鍵技術之一。以某型無人機多點式起落架為研究對象，基于風洞試驗技術對比分析前/后起落架的零升阻力系數，并提出改善起落架阻力特性的方法。試驗結果表明，前起落架構型零升阻力系數最大，相比于干凈構型，零升阻力系數增加81%，最大升阻比降低31%。取消前/后機輪作為對照組，獲得機輪的零升阻力系數，研究發現前機輪零升阻力系數為0.014，后機輪零升阻力系數為0.001，后續可以給前起落架安裝整流罩以降低阻力。

關鍵詞：多點式起落架；零升阻力系數；風洞試驗；氣動干擾；無人機

中圖分類號：V216" " " 文獻標志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2024）16-0069-04

Abstract： Reducing the landing gear resistance is one of the key technologies to improve the aerodynamic performance of aircraft. Taking the multi-point landing gear of a UAV as the research object， the zero-lift resistance coefficient of the front and rear landing gear is compared and analyzed based on the wind tunnel test technology， and the method to improve the resistance characteristics of the landing gear is put forward. The test results show that the zero-lift resistance coefficient of the front landing gear configuration is the largest. Compared with the clean configuration， the zero-lift resistance coefficient increases by 81%， and the maximum lift-drag ratio decreases by 31%. The zero-lift resistance coefficient of the front and rear wheels is obtained by canceling the front / rear wheel as the control group. It is found that the zero-lift resistance coefficient of the front wheel is 0.014 and that of the rear wheel is 0.001. The fairing can be installed to the front landing gear to reduce the resistance.

Keywords： multi-point landing gear; zero-lift drag coefficient; wind tunnel test; aerodynamic interference; UAV

起落架是飛機用于起飛著陸的重要結構附件，能夠吸收撞擊能量、降低沖擊載荷，其性能優劣直接影響飛機飛行安全[1]。起落架是航空領域的研究熱點之一，目前國內外許多學者針對起落架氣動噪聲[2-7]、起落架減震緩沖性能[8-11]、起落架收放性能[12-15]等方面做了大量研究。針對起落架的阻力特性卻少有研究，實際飛機設計中大多都是根據工程經驗預估起落架阻力。起落架阻力大小會影響飛機升阻比、航時等指標參數，為了能更準確獲得某型無人機多點式起落架阻力特性，本文對某型無人機進行了風洞試驗研究，采用桿式六分力應變天平測量了起落架阻力，根據試驗結果進行分析提出了改善起落架阻力特性的方法。

1" 試驗設備與模型

本次某型無人機多點式起落架風洞試驗在航空工業氣動院哈爾濱空氣動力研究所FL-52低速風洞實驗段進行。試驗模型為某型無人機1/3縮比模型，包含機身、機翼、尾翼和起落架等部件，采用腹部支撐方式。圖1和圖2分別為干凈構型試驗模型和帶起落架試驗模型。機身內部布置17-N6-50A桿式六分力應變天平用于測量全機氣動力和力矩。試驗模型機翼展長1.25 m，后掠角5°，機翼面積0.163 m2。為滿足無人機總體要求，試驗模型采用多點式起落架，為方便區分，簡單稱為前起落架和后起落架。前/后機輪直徑都為46.5 mm，前輪直接裸露在空中，后輪采用了整流罩整形，圖3為前/后起落架放大對比。

2" 試驗內容

本次風洞試驗內容包括：干凈構型、前起落架構型、后起落架構型、后起落架無輪構型及前起落架無輪構型5種構型測力試驗。前/后起落架構型是在干凈構型基礎上安裝前/后起落架。干凈構型測力試驗作為對照組。前/后起落架無輪構型測力試驗目的是對比分析單獨機輪阻力大小。

本次風洞試驗風速為55 m/s，試驗迎角范圍為-4～8°。試驗數據的氣動力和氣動力矩系數均以俄式坐標系的風軸系給出。

圖1" 干凈構型試驗模型

圖2" 帶起落架構型試驗模型

圖3" 前/后起落架放大對比

3" 試驗結果與分析

3.1" 前/后起落架阻力特性分析

圖4給出了干凈構型、前起落架構型、后起落架構型3種構型風洞試驗結果對比。試驗結果表明，起落架不影響全機升力系數，但是會增加阻力系數，從而導致升阻比降低。表1給出了3種構型氣動參數對比，可以看出前起落架構型零升阻力系數為0.047，相比于干凈構型，零升阻力系數增加了81%；后起落架構型增加了35%。前起落架構型的最大升阻比為13，相比于干凈構型，最大升阻比降低了31%；后起落架構型降低了17%。

試驗結果表明，起落架的阻力特性對全機升阻比起著至關重要的影響，應盡量降低起落架阻力以提升全機升阻比。

（a）" 全機升力系數曲線

（b）" 全機阻力系數曲線

（c）" 全機極曲線

（d）" 全機升阻比曲線

圖4" 起落架構型試驗結果對比

表1" 起落架構型氣動參數對比

3.2" 機輪阻力特性分析

為了更深入研究起落架阻力特性，分析前起落架構型零升阻力系數大于后起落架構型的原因，取消前/后起落架機輪，再次測量全機的氣動力和力矩。

圖5給出了前/后起落架構型、前/后起落架無輪構型4種構型風洞試驗結果對比。同時表2給出了4種構型氣動參數對比，可以看出前起落架構型零升阻力系數為0.047，取消前機輪后，零升阻力系數為0.033，表明前機輪帶來的零升阻力系數為0.014。后起落架構型零升阻力系數為0.035，取消后機輪后，零升阻力系數為0.034，表明后機輪帶來的零升阻力系數僅為0.001。前機輪零升阻力系數顯著高于后機輪，這主要是由于后機輪安裝了整流罩對氣流進行整流，從而大幅降低了零升阻力系數。因此，為進一步提升某型無人機氣動特性，建議給前機輪安裝合適的整流罩以降低零升阻力提高全機升阻比。

4" 結論

本文基于風洞試驗技術對某型無人機多點式起落架阻力特性進行分析研究，主要是針對前/后起落架構型阻力對比分析，然后再進一步分析機輪對阻力的影響，主要得到了以下結論。

1）前起落架構型零升阻力系數最大，相比于干凈構型，零升阻力系數增加了81%，最大升阻比降低了31%。

2）后起落架構型零升阻力系數相比于干凈構型增加了35%，最大升阻比降低了17%。

3）前機輪帶來的零升阻力系數為0.014，后機輪帶來的零升阻力系數為0.001，后續可以通過給前機輪安裝整流罩以降低全機零升阻力系數。

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