郭衛(wèi)剛，張信明，康小偉

(1.海軍航空工程學院 飛行器工程系，山東 煙臺 264001;2.海軍旅順軍械技術(shù)保障大隊92819 部隊，遼寧 旅順 116041)

無人機具有載人機所不具有的優(yōu)勢，其空間利用率很高，并且可以重復(fù)使用。由于不受人生理特點的限制，可以研制出具有如長航時和高過載等特點的飛行器［1］。在此正是利用這一特點，設(shè)計了一款具有長航時，高高度巡航的大型聯(lián)接翼無人機，并對其氣動特性和穩(wěn)定性進行了分析。

聯(lián)接翼本質(zhì)上是一種氣動與結(jié)構(gòu)一體化布局概念，只有充分應(yīng)用氣動/結(jié)構(gòu)一體化分析與優(yōu)化技術(shù)才能獲得全局最優(yōu)方案［2-5］。研究表明聯(lián)接翼飛機與常規(guī)飛機相比具有如下這些優(yōu)點:重量輕;強度大;氣動阻力小;較大的升力線斜率;較大的最大升力系數(shù)等［6-8］。本文在聯(lián)接翼布局概念研究的基礎(chǔ)上，設(shè)計了無人機翼的分析模型，并用亞音速定常流的渦格法按聯(lián)接翼布局特點略作改進進行了計算［9，10］。

1 模型建立

設(shè)計的無人機總體翼展45 m，由前后兩個機翼、雙垂尾及位于機翼翼端的兩片翼梢小翼組成。前后翼呈水平和垂直交錯布局，其目的是為增加無人機氣動穩(wěn)定性。前后機翼都安裝有開縫式襟翼，主翼襟翼為簡單襟翼，后翼襟翼為后退式襟翼。其前后機翼呈交錯式布局，其目的是為了減少兩翼間產(chǎn)生的下洗渦流對機翼及副翼表面的氣流干擾。依據(jù)仿生學中鳥類翅膀的造型設(shè)計了無人機機翼的外形布局，目的是增加整體氣動布局的美感與動感。

主翼采用水平下單翼，變截面變后掠角設(shè)計。主翼根寬3.5 m，后掠角40°;主翼末端寬0.7 m，后掠角8°。

后翼寬1.0 m，前段上反18°，在離機體1/3 處下反18°。這種設(shè)計方式可使無人機具有更好的橫航向穩(wěn)定性。

翼梢小翼安裝在主翼末端，翼根寬1 m，翼尖寬0.2 m。翼梢小翼可以阻斷由機翼下面上繞的氣流，減小機翼的誘導阻力，從而提高無人機的升阻比，同時增加航向穩(wěn)定性，飛機整體布局如圖1 所示。

圖1 無人機整體布局

2 數(shù)值方法

渦格法亦稱旋渦網(wǎng)格法，它是用п 型馬蹄渦來模擬升力作用并將之迭加作為基本解。渦格法是升力面理論中比較實用的數(shù)值計算方法。其基本做法:把一個完整的平面用線條分成許多四方形的網(wǎng)格，在每個網(wǎng)格的1/4 弦線處布置馬蹄渦，在展向方向的中點處3/4 弦線位置布置控制點如圖2所示［11］。對所有機翼表面上的控制點完成求和后，便可以獲得一組滿足不穿透機翼表面邊界條件的有關(guān)馬蹄渦強度的線性代數(shù)方程。這些渦強度都和機翼的環(huán)量有關(guān)，因而和機翼下表面的壓強有關(guān)。對這些壓強差進行積分，即可得到相應(yīng)的合力和合力矩。求解主控方程時，連續(xù)分布在機翼表面上的附著渦是用有限數(shù)目的離散馬蹄渦代替，各個馬蹄渦放置在梯形面元里［12］。計算結(jié)果表明，這樣選取控制點，后緣條件也能自動滿足(圖2)。

圖2 馬蹄渦分布

分別用γ1，γ2，γ3，…，γn來表示n 個渦格上離散馬蹄渦的無量綱渦強Γ/lu∞。采用平面渦線的畢奧-薩瓦公式計算位于第j 個渦格上渦強為γj的馬蹄渦在第i 個渦格控制點i 處產(chǎn)生的誘導速度uzij。很明顯，uzij是三段渦線作用結(jié)果的累加和，可用下列表達式計算

式(1)中Cij稱為影響系數(shù)，是γj=1 時在i 點產(chǎn)生的uZij/u∞值。Cij是一個無量綱幾何量，可由i 點和j 點渦格上馬蹄渦兩個角點的x 和y 坐標計算而得。所在渦格上的馬蹄渦在i 渦格控制點處所產(chǎn)生的y 向無量綱誘導速度值

Cij可由畢奧-薩瓦公式和幾何關(guān)系求得。

將翼面線化邊界條件應(yīng)用于第i 個控制點上，得

n 個渦格上有n 個待定的γj，n 個控制點上有式(3)給出的n 個代數(shù)方程式，聯(lián)立求解可得n 個γj值。在求得各個渦格上馬蹄渦強γj后，機翼氣動系數(shù)。

1)翼剖面的升力系數(shù)

式(4)中k 為渦格的行數(shù)。

2)機翼的升力系數(shù)

式(5)中m 為半翼渦格的列數(shù)。

3)翼剖面的俯仰力矩系數(shù)

式(6)中x'i為渦格附著渦線(1/4 弦線)中點的x 坐標。

4)機翼的俯仰力矩系數(shù)

式(7)中bA為機翼的平均氣動弦長。

在計算過程中，為減小計算的工作量和工作時間，無側(cè)滑情況下，可在其中的半個機翼上布置馬蹄渦和控制點，而另外的半個機翼可通過移動控制點的方法來進行計算。采取這種計算方式，可在不影響計算精度的前提下，使計算量減少一半，從而縮短了計算時間，增加了工作效率。

3 建模與網(wǎng)格劃分

利用Matlab 軟件，根據(jù)無人機外形參數(shù)進行整體布局的建模并對整個機翼進行了網(wǎng)格的劃分。網(wǎng)格劃分時，在滿足計算精度的同時計算時間又不能太長，如圖3 所示?？刂泣c分布情況如圖4 所示。

圖3 機翼表面網(wǎng)格

圖4 控制點分布

4 計算結(jié)果與分析

由圖5 可以看出，隨迎角增大，升力系數(shù)逐漸增大，基本呈線性變化。圖6 顯示，阻力系數(shù)隨迎角的增加也是不斷增大的，通過計算可知，最大升阻比可達18.2，完全可以滿足設(shè)計要求。

圖5 升力系數(shù)隨迎角變化

圖6 阻力系數(shù)隨迎角變化

由圖7 可知，隨升力系數(shù)增加，俯仰力矩系數(shù)呈逐漸減少趨勢，其導數(shù)＜0，說明飛機具有縱向靜穩(wěn)定性。同樣，由圖8 可知，隨側(cè)滑角增加，飛機的橫向力矩系數(shù)和航線力矩系數(shù)都呈減小趨勢，曲線基本呈線性變化規(guī)律，且各自導數(shù)＜0 和＜0，說明飛機具有橫航向靜穩(wěn)定性［7］。

圖7 俯仰力矩隨升力系數(shù)變化

圖8 橫航向力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化

4 結(jié)束語

根據(jù)無人機特點，考慮長航時和高度巡航的要求，設(shè)計了一種具有聯(lián)接翼氣動布局的大型無人機。通過計算，其升力特性、阻力特性及穩(wěn)定性均滿足設(shè)計要求。其結(jié)果可為聯(lián)接翼布局的大型飛行器氣動性能和飛行控制的科學研究提供理論支持。

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