盧溈宗 鐘斌

摘 要：本文設(shè)計了一款新型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)，既能夠垂直起降，又能夠快速巡航飛行。使用Pro/e設(shè)計了無人機(jī)虛擬樣機(jī)，通過SC/Tetra軟件對無人機(jī)在傾轉(zhuǎn)狀態(tài)下螺旋槳不同轉(zhuǎn)速時的氣動性能進(jìn)行了仿真研究，證明該無人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計的可行性和優(yōu)越性。

關(guān)鍵詞：傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)；過渡姿態(tài)；結(jié)構(gòu)設(shè)計；氣動分析

傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)是近年來無人機(jī)研究領(lǐng)域興起的研究熱點，類屬于垂直起降飛行器范疇。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)飛行模式包括直升機(jī)飛行模式、空中過渡飛行模式和飛機(jī)飛行模式等，其中傾轉(zhuǎn)過渡模式時該無人機(jī)極具代表性的一種飛行模式，對無人機(jī)的性能考驗極大。本文設(shè)計了一種新型的無人機(jī)結(jié)構(gòu)，并對該無人機(jī)的氣動性能進(jìn)行了仿真計算分析，驗證了該結(jié)構(gòu)的可行性和高效性。

1 確定設(shè)計指標(biāo)

通過對比國內(nèi)外現(xiàn)有傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)設(shè)計指標(biāo)，對無人機(jī)主要參數(shù)以及技術(shù)戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)

進(jìn)行確定。該型無人機(jī)需要確定的總體參數(shù)和技術(shù)戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)包括：有效載荷 、起飛重量 、翼展長度 、巡航速度 ，最大巡航速度 。

表1無人機(jī)設(shè)計指標(biāo)參數(shù)

參數(shù)類型 有效載荷 Wp 起飛重量W0 翼展長度L 巡航速度V 最大速度Vmax

參數(shù)大小 1.2Kg 3Kg 1.8m 30m/s 45m/s

無人機(jī)三維模型建立Pro/e中無人機(jī)結(jié)構(gòu)模型如圖1所示。此時無人機(jī)旋翼傾轉(zhuǎn)的角度為45°。

圖1旋翼傾轉(zhuǎn)45°無人機(jī)總體結(jié)構(gòu)圖

無人機(jī)通過控制四個傾轉(zhuǎn)旋翼的傾轉(zhuǎn)角度和螺旋槳轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)向，改變無人機(jī)的飛行姿態(tài)，實現(xiàn)無人機(jī)的垂直起降、懸停、前飛、偏轉(zhuǎn)、翻滾等動作。

2 過渡狀態(tài)氣動性能CFD分析計算

傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)旋翼傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)是無人機(jī)飛行過程中最關(guān)鍵的飛行狀態(tài)，本文使用SC/Tetra軟件對這種狀態(tài)進(jìn)行數(shù)值分析研究。

2.1 網(wǎng)格劃分

首先對計算域用八分木堆積，對無人機(jī)水平方向進(jìn)行加密。然后插入邊界層，邊界層第一層高度為2e-5m，增長率為1.1，為確保計算精度，設(shè)置8層邊界層。

2.2 計算域設(shè)置

在Sc tetra中加入流體計算域即模擬空洞實驗，以無人機(jī)機(jī)身長寬作為一個尺寸單位，無人機(jī)前部空間為1個機(jī)身長度尺寸；后部空間為2個機(jī)身長度尺寸；無人機(jī)側(cè)面因考慮氣流對飛機(jī)的升力作用，故將側(cè)面流體域的直徑變?yōu)闄C(jī)身寬度的2倍，如圖2所示。

圖2無人機(jī)外流場設(shè)置

圖3無人機(jī)旋轉(zhuǎn)域設(shè)置

由于需要對無人機(jī)螺旋槳轉(zhuǎn)動的狀態(tài)進(jìn)行計算，因此對無人機(jī)的的螺旋槳設(shè)置旋轉(zhuǎn)域。在四個螺旋槳外圍添加半徑為0.105m，高度為0.15m的旋轉(zhuǎn)區(qū)域，如圖3所示。對螺旋槳轉(zhuǎn)動區(qū)域設(shè)置為旋轉(zhuǎn)域，且繞螺旋槳軸旋轉(zhuǎn)。

2.3 邊界條件確定

對于本文所研究的流場數(shù)值模擬計算，采用的湍流模型為S-A模型。進(jìn)口邊界（inlet）、出口邊界（outlet）均設(shè)置為自由出入流；側(cè)面圓柱面及機(jī)身均為壁面（wall）邊界，無人機(jī)面（planer）為無滑移壁面，計算域側(cè)面為自由出入流，計算結(jié)果收斂條件為1e-4。

2.4 計算結(jié)果分析

分別對該無人機(jī)在螺旋槳轉(zhuǎn)速為800r/min、2000 r/min、3600 r/min、6000 r/min、8000 r/min時的升力進(jìn)行計算，得到在不同轉(zhuǎn)速下該無人機(jī)獲得升力與螺旋槳轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系曲線如圖4所示。

圖4不同轉(zhuǎn)速下升力、阻力曲線圖

分析圖4可以看出，在旋翼傾轉(zhuǎn)角 等于45°時，無人機(jī)的升力及阻力都隨著轉(zhuǎn)速的增大而增大，此時旋翼拉力一部分提供無人機(jī)升力，一部分提供無人機(jī)前飛的推力，因此此時無人機(jī)的升力、阻力相差不大。當(dāng)轉(zhuǎn)速達(dá)到7000r/min后，無人機(jī)的升力與阻力基本相等，最后甚至阻力要大于升力，因此在傾轉(zhuǎn)過程中，無人機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速不宜過大，否則會影響到無人機(jī)的飛行穩(wěn)定性和高效性。

旋翼不同轉(zhuǎn)速下無人機(jī)的縱向截面壓強(qiáng)分布如圖5所示：

（a） （b）

圖5不同旋翼轉(zhuǎn)速下無人機(jī)縱向截面壓力云圖

從圖5可以看出，旋翼傾轉(zhuǎn)角度 等于45°時，無人機(jī)縱向截面低壓區(qū)主要集中在無人機(jī)的前上方，高壓區(qū)主要集中在無人機(jī)的下后方。隨著旋翼轉(zhuǎn)速的增加，無人機(jī)縱向截面的高低壓區(qū)域壓力差也逐漸增大，高低壓區(qū)域的面積也逐漸增大，無人機(jī)獲得的升力及推力也在逐漸增大。

3結(jié)語

本文采用CFD方法對傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)傾轉(zhuǎn)過渡狀態(tài)下的氣動性能進(jìn)行了計算。隨著旋翼轉(zhuǎn)速的增加，無人機(jī)獲得的升力明顯增大，在旋翼轉(zhuǎn)速增大過程中，過渡狀態(tài)下無人機(jī)升力要大于阻力，但是并不明顯，這也是此時無人機(jī)飛行不夠穩(wěn)定的原因之一。

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