中国指挥与控制学会会刊 
1 初始方案设计及性能分析
某型无人机初始气动外形主要几何参数如表1 所示,针对该方案,开展了基本纵向气动特性计算,计算状态为高度H=0 m,速度V=200 m/s,计算结果如下所示:图1 为升力系数随迎角变化曲线,其中CL为升力系数,α为迎角。图2 为升阻比随迎角变化曲线,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角。从图中可以看出,该方案具有较好的纵向气动特性,最大可用迎角8°,最大升阻比大于10。
但上述计算结果未考虑实际飞行状态下发动机进排气对全机性能影响,为此,依据总体参数、气动特性参数、发动机性能参数进一步计算了计及发动机进排气影响下的全机气动特性[3],计算结果如下所示:图3 为计及进排气影响对称面压力分布云图。图4 为计及进排气影响升力系数曲线,其中CL为升力系数,α为迎角。图5 为计及进排气影响升阻比曲线,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角。
从上述计算结果可以看出,进排气对全机升力特性影响较小,基本可以忽略。但其对全机阻力特性影响较大,阻力系数增大约0.0138,最大升阻比降低约1.82,在最大平飞速度状态升阻比降低0.72,此时全机阻力增大,发动机需用推力较大,计算发动机装机推力损失后,需用推力和可用推力基本相当。但考虑气动理论计算难以计及机体表面加工质量、小型外露物(如空速管)等的影响[4]。因此,实际能否达到最大飞行速度,风险较大,需针对该外形进行气动减阻优化设计。
2 气动减阻优化设计
2.1 设计思想
为满足全机最大飞行速度要求,气动减阻优化设计重点针对机翼、尾翼等关键气动部件开展设计。在翼型不变的前提下,通过减小机翼面积和尾翼面积以减小全机阻力[5]。
2.2 优化设计方案
为达到全机减阻目的,设计了3种不同方案[6],各方案具体几何参数如表2 所示。方案1去掉部分翼尖,展长变为1.3 m,尾翼不变;方案2去掉部分翼尖,展长变为1.4 m,尾翼不变;方案3去掉部分翼根,展长变为1.4 m,减小尾翼面积。各方案外形对比如图6 所示。
针对上述三种方案,进行考虑进排气影响的气动特性计算评估[7],计算结果如表3 所示,可以看出,在最大飞行速度状态下,方案3升阻比最大,对应发动机需用推力最小,因此确定方案3作为最终方案。
表3 各方案计算结果对比 |
| 速度/(m/s) | 升力系数 | 升阻比 | |
|---|---|---|---|
| 原始方案 | 200 | 0.120 | 2.49 |
| 方案1 | 200 | 0.136 | 2.87 |
| 方案2 | 200 | 0.129 | 2.81 |
| 方案3 | 200 | 0.146 | 2.93 |
3 最终方案气动特性分析
3.1 基本气动特性分析
最终方案升力系数随迎角变化曲线如图7 所示,其中CL为升力系数,α为迎角。升阻比随迎角变化曲线如图8 所示,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角。从图中可以看出,无人机升力线斜率约为0.1,最大升阻比约为10,具有较好的升阻特性。
侧力系数随侧滑角变化曲线如图9 所示,其中Cy为侧力系数,β为侧滑角,α为迎角。偏航力矩系数随侧滑角变化曲线如图10 所示,其中Cn为偏航力矩系数,β为侧滑角,α为迎角。从图中可以看出,侧力系数曲线与力矩系数曲线均线性度较好,侧力系数、偏航力矩系数曲线斜率随迎角增加而略有减小,但变化不大,可以保证无人机高速飞行时横向稳定[8]。
3.2 计算进排气影响气动特性分析
考虑发动机进排气影响,开展纵向气动特性分析,计算状态为高度H=0 m,速度V=200 m/s,计算结果如下所示:计算进排气影响升力系数曲线如图11 所示,其中CL为升力系数,α为迎角。计算进排气影响阻力系数曲线如图12 所示,其中Cd为阻力系数,α为迎角。计算进排气影响升阻比曲线如图13 所示,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角。
从上述计算结果可以看出,考虑进排气影响后,全机升力系数增大约0.013,阻力系数增大约0.009,最大升阻比降低约0.5。通过性能分析,在最大平飞速度状态时,升力系数约为0.146,升阻比约为2.93。原始方案设计状态,在最大平飞速度状态时,升阻比约为2.49。可以看出,气动减阻优化设计效果明显,在最大速度状态升阻比增加约0.44,气动阻力有显著改善,大大降低最大速度无法达到的风险。
4 外挂任务载荷气动减阻设计
为满足使用要求,无人机需外挂任务载荷,外挂载荷安装位置对全机升阻特性将有较大影响[9],下面对任务载荷安装位置对全机升阻特性影响进行分析。
4.1 初始外挂任务载荷构型设计
初始方案设计3种外挂任务载荷构型,研究外挂载荷与机翼不同位置关系的影响,3种构型如图14 所示,任务载荷与翼根弦线法向距离分别为0.085 m、0.075 m、0.065 m。
4.2 结果分析及优化设计
3种构型升阻比计算结果如图15 所示,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角。从图15 中可以看出,3种方案均导致原机翼升阻比下降,最大降幅可达4左右,将任务载荷挂载于机翼下方对最大飞行速度不利。
为有效提高升阻比,最终方案将任务载荷(曳光管)装载于翼尖处,并通过风洞试验进行验证,结果如图16 所示,其中CL/Cd为升阻比,α为迎角,可以看出,与原始外挂任务载荷构型相比,最终方案对全机升阻比有较好改善,既能够满足任务载荷挂载需求,而且对最大飞行速度影响最小。
5 结束语
无人机气动外形设计时,需考虑发动机进排气对全机气动特性影响,本文计算结果表明,进排气对全机升力特性影响较小,但对阻力特性影响较大,如果初始方案阶段考虑不足,后期可能会对全机最大飞行速度有较大影响。针对某型无人机在考虑发动机进排气影响状态下,最大飞行速度可能无法达到的问题,进行了全机气动减阻优化设计,重点针对机翼、尾翼等关键气动部件设计了多种不同方案,在翼型不变的前提下,通过合理优化机翼、尾翼形状大小以减小全机阻力[10],通过计算确定了最优方案,气动减阻优化效果明显,在最大速度状态升阻比增加约0.44,大大降低最大速度无法达到的风险。并对任务载荷安装位置对全机升阻特性影响进行分析研究,结果表明:将任务载荷外挂于机翼下方会导致全机升阻比下降,对最大飞行速度不利,将任务载荷装载于翼尖处,对全机升阻特性会有较好改善,相关无人机设计者今后遇到同类问题时可以作为借鉴参考。