李繼廣，唐成虎，閆 鵬，路 南，張兆楊，李浩東

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院, 西安 710077)

0 引言

近年來(lái)，無(wú)人機(jī)技術(shù)獲得極大的發(fā)展和廣泛的應(yīng)用[1-2]。隨著智能技術(shù)和控制技術(shù)的發(fā)展以及人力成本提高，無(wú)人機(jī)必將在更多的領(lǐng)域發(fā)揮更大的作用，如地質(zhì)普查、巡線、航拍、物流、快遞等領(lǐng)域[3-5]。

固定翼無(wú)人機(jī)具有飛行速度快、航程/航時(shí)長(zhǎng)、任務(wù)載荷大等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于民用航空領(lǐng)域[6-8]。西安航空學(xué)院通用航空工程技術(shù)中心立足于民用航空應(yīng)用需求，采用計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)、全數(shù)字化制造、3D增加制造、復(fù)合材料制造等主流先技術(shù)，獨(dú)立研發(fā)了新一代無(wú)人機(jī)產(chǎn)品——西航一號(hào)無(wú)人機(jī)。西航一號(hào)無(wú)人機(jī)作為一款全新的機(jī)型，在試飛過(guò)程中表現(xiàn)出一些不足之處。本文以該無(wú)人機(jī)的試飛結(jié)果為依據(jù)，分析了該無(wú)人機(jī)前期設(shè)計(jì)的不足，并針對(duì)存在問(wèn)題，提出改進(jìn)方案。

1 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)特性分析

西航一號(hào)無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)定位是長(zhǎng)航時(shí)、多用途民用無(wú)人機(jī)。設(shè)計(jì)要求包括較大的航時(shí)、較大的機(jī)身裝載空間、方便運(yùn)輸使用的模塊化設(shè)計(jì)、靈活的任務(wù)載荷更換能力、滿足野外簡(jiǎn)易跑道使用要求的優(yōu)良起降性。為了滿足以上設(shè)計(jì)需求，該無(wú)人機(jī)采用翼身融合體升力體布局，同時(shí)設(shè)計(jì)了可拆卸的機(jī)翼和尾翼，使得該機(jī)整體分為六個(gè)獨(dú)立的部分，方便儲(chǔ)藏和運(yùn)輸。為了保證優(yōu)良的起降性能，將該機(jī)的尾翼設(shè)計(jì)為“尾撐式平+雙垂尾”結(jié)構(gòu)。該機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)還包括以下方面。

1.1 總體特性分析

1.1.1 滿足較大裝載空間要求的高升阻比總體設(shè)計(jì)

該機(jī)使用常規(guī)布局形式，但為了滿足裝載空間的要求并提高升阻比，無(wú)人機(jī)采用“升力體機(jī)身+翼身融合+大展弦比機(jī)翼+尾撐式尾翼”的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)。此種設(shè)計(jì)具有裝載空間大、結(jié)構(gòu)重量輕、氣動(dòng)效率高、穩(wěn)定性和操縱性好等優(yōu)點(diǎn)。升力體機(jī)身設(shè)計(jì)保證了該無(wú)人機(jī)長(zhǎng)航時(shí)飛行所需要的增升、減阻，提高升阻比等氣動(dòng)設(shè)計(jì)重要目標(biāo)。

1.1.2 升力體機(jī)身設(shè)計(jì)

采用的是升力體機(jī)身,保證了對(duì)油箱和設(shè)備的裝載。機(jī)身主要采用大厚度的對(duì)稱面結(jié)構(gòu)和RY-100翼型作為機(jī)身的控制面，通過(guò)截面水平引導(dǎo)線和截面垂直引導(dǎo)線相合產(chǎn)生機(jī)體的縱向控制線來(lái)確定機(jī)身的輪廓線，“升力體機(jī)身+翼身融合+大展弦比機(jī)翼”的設(shè)計(jì)相對(duì)于常規(guī)設(shè)計(jì)減少了阻力系數(shù)，增大了升阻比。

1.1.3 尾撐式布局形式

西航一號(hào)無(wú)人機(jī)的尾翼使用了抬高平尾的尾撐式布局形式。對(duì)于尾翼的翼型，在垂尾上采用常用的NACA0010和NACA0006對(duì)稱翼型，而在平尾上使用了常用的NACA0012對(duì)稱翼型。這種尾翼設(shè)計(jì)方式保證了無(wú)人機(jī)的起降性能，增加了舵面的操縱效率。同時(shí)，高尾撐平尾避免了螺旋槳滑流對(duì)操縱的不利影響，提高了大迎角飛行能力。如圖1所示。

圖1西航一號(hào)無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)圖

1.2 氣動(dòng)特性計(jì)算分析

對(duì)初始估算模型進(jìn)行數(shù)值模擬檢驗(yàn)，采用CFD數(shù)值模擬的方法對(duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算。其計(jì)算狀態(tài)為：Ma=0.075，H=2km，Re=2.85×105，計(jì)算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，考慮到粘性計(jì)算需要，物面第一層網(wǎng)格距離物面約為1×10-5m，保證近物面y+≈1，加密機(jī)翼前后緣及機(jī)翼垂尾與機(jī)身連接處的網(wǎng)格密度，計(jì)算網(wǎng)格量為460萬(wàn)。為了保證計(jì)算數(shù)據(jù)的可靠，設(shè)計(jì)過(guò)程采用了數(shù)值模擬的結(jié)果與工程經(jīng)驗(yàn)公式估算結(jié)果相互對(duì)比驗(yàn)證的方式，如圖2—圖4所示。

圖2 初始模型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格圖

圖3數(shù)值模擬與估算升力特征曲線對(duì)比圖

圖4數(shù)值模擬與估算阻力特征曲線對(duì)比圖

從數(shù)值計(jì)算與工程經(jīng)驗(yàn)公式估算結(jié)果的對(duì)比中可知，兩種計(jì)算方法獲得數(shù)據(jù)基本相同，說(shuō)明計(jì)算結(jié)果具有較高的可信性。但是，采用常規(guī)布局經(jīng)驗(yàn)公式時(shí)，估算的升力系數(shù)在小迎角范圍內(nèi)大于CFD計(jì)算值，其主要原因是采用正常式布局估算時(shí)，升力體機(jī)身對(duì)尾翼的影響結(jié)果估算較小所致。對(duì)于阻力系數(shù)的估計(jì)來(lái)看，阻力的估計(jì)值較為準(zhǔn)確。其估算結(jié)果與數(shù)值模擬的結(jié)果趨勢(shì)接近，可以作為初始布局的設(shè)計(jì)依據(jù)。

1.3 飛行性能計(jì)算校核

根據(jù)氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果，對(duì)該無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)性能進(jìn)行校核檢驗(yàn)。

1.3.1 起降階段校核

當(dāng)無(wú)人機(jī)返航時(shí)，其最大飛行速度不能大于90km/h，在這種狀態(tài)下要求無(wú)人機(jī)不能失速。

則在攔阻降落時(shí)的速度時(shí):

CL=2*W/pv2S=35*9.8/0.5*0.1225/*(90/3.6)2*1.2=0.749

1.3.2 巡航時(shí)間

無(wú)人機(jī)航程采用布雷蓋(Breguet)公式進(jìn)行航時(shí)估計(jì)。考慮到初始構(gòu)型并未使用光電轉(zhuǎn)塔等外部設(shè)施，其巡航升阻比應(yīng)遠(yuǎn)小于計(jì)算所得的13.2，按其70%計(jì)算，其巡航升阻比約為9.24，此時(shí)估算的巡航航時(shí)為：

t=1550(K/Vme)(η/Ce)[1-(Wfi/W0)0.1]

=1550(11/100)*(0.8(0.42/1.34))[1-(24/35)0.1]

=16.29h

1.4 設(shè)計(jì)飛行性能

在掌握西航一號(hào)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性之后，需要確定該無(wú)人機(jī)的飛行包線。確定飛行包線如圖5所示。

該無(wú)人機(jī)飛行性能參數(shù)如表1所示。

圖5 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)飛行包線

表1 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)飛行性能參數(shù)

設(shè)計(jì)起飛重量下，在3000m巡航高度以有利速度飛行時(shí)，即升阻比最大所對(duì)應(yīng)的速度，飛機(jī)具有最大航程約為1096.28km。飛機(jī)以經(jīng)濟(jì)速度飛行時(shí)，即需用功率最低點(diǎn)對(duì)應(yīng)的速度，飛機(jī)具有的最大航時(shí)約為8.79h。當(dāng)飛機(jī)減少2kg燃油重量，仍可以達(dá)到續(xù)航7小時(shí)的飛行要求。因此，以上飛行性能參數(shù)均達(dá)到總體設(shè)計(jì)指標(biāo)。

2 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)試飛驗(yàn)證和分析

2.1 飛行試驗(yàn)

西航一號(hào)無(wú)人機(jī)試飛現(xiàn)場(chǎng)如圖6所示。

圖6(a) 試飛前調(diào)試 圖6(b) 空中飛行的無(wú)人機(jī)

環(huán)境條件：起飛逆風(fēng)，平均風(fēng)速3～4級(jí)，最大風(fēng)速5～6級(jí)；跑道條件：砂礫硬質(zhì)跑道，道面有小石子，硬化條件一般。

試飛結(jié)果分析：飛行過(guò)程中，無(wú)人機(jī)的速度如圖7所示。

圖7 無(wú)人機(jī)飛行速度

從圖7可知，無(wú)人機(jī)飛行中的速度在16～32m/s之間，速度偏差主要來(lái)源于風(fēng)速的影響。4級(jí)風(fēng)速一般為5.5～7.9m/s，則無(wú)人機(jī)平飛的速度大概為22～26m/s。飛行過(guò)程中，無(wú)人機(jī)的高度如圖8所示。

圖8 無(wú)人機(jī)飛行高度

從圖8可知，無(wú)人機(jī)飛行中的最大高度為65m。由于無(wú)人機(jī)是逆風(fēng)起飛，結(jié)合速度圖可知無(wú)人機(jī)的起飛速度為24m/s左右。飛行過(guò)程中，由飛行數(shù)據(jù)可知，飛行過(guò)程中姿態(tài)整體保持穩(wěn)定。無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角如圖9所示。

圖9 (a) 無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角度

圖9 (b) 無(wú)人機(jī)俯仰角度

2.2 航模手評(píng)價(jià)

起飛大概一分半內(nèi)在用舵面配平飛機(jī)。無(wú)人機(jī)低頭較嚴(yán)重，且伴隨左滾轉(zhuǎn)。調(diào)整完成后，俯仰操縱感覺(jué)比較好，滾轉(zhuǎn)操縱效果比預(yù)想的差。整體感覺(jué)，無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程中操縱適中。

2.3 試飛結(jié)果分析

從試飛結(jié)果可知，無(wú)人機(jī)巡航速度為32m/s，與設(shè)計(jì)時(shí)速相等，證明了總體設(shè)計(jì)和性能計(jì)算結(jié)果是可信的。同時(shí)，該無(wú)人機(jī)在16m/s的速度下可以保持飛行穩(wěn)定，證明了該機(jī)優(yōu)良的低速穩(wěn)定性能和低速操縱性能。該性能是無(wú)人機(jī)起飛、著陸性能的重要指標(biāo)，也證明了該機(jī)優(yōu)良的起降性能。另外，大風(fēng)條件下的成功飛行，也證明了該機(jī)雙垂尾、翼梢小翼設(shè)計(jì)方案優(yōu)良的抗側(cè)風(fēng)能力。這些試飛數(shù)據(jù)證明了總體設(shè)計(jì)是合理的，性能計(jì)算數(shù)據(jù)是正確的。

2.4 試飛過(guò)程發(fā)現(xiàn)的問(wèn)題

2.4.1 俯仰穩(wěn)定性不足問(wèn)題

在試飛過(guò)程中，升降舵位于中位時(shí)，無(wú)人機(jī)有比較嚴(yán)重的低頭趨勢(shì)。為了配平無(wú)人機(jī)飛行中的俯仰穩(wěn)定，升降舵需要7度的配平角度。分析問(wèn)題產(chǎn)生原因是無(wú)人機(jī)俯仰穩(wěn)定性不足所致。

2.4.2 橫向穩(wěn)定性過(guò)大問(wèn)題

在試飛過(guò)程中，無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎過(guò)程比較緩慢，對(duì)轉(zhuǎn)彎航路跟蹤存在誤差。分析問(wèn)題產(chǎn)生原因是該無(wú)人機(jī)采用雙垂尾和小翼設(shè)計(jì)，使得無(wú)人機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性偏大，無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)彎靈活性不足所致。

2.4.3 發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)熱問(wèn)題

該問(wèn)題發(fā)現(xiàn)于無(wú)人機(jī)地面發(fā)動(dòng)機(jī)極限測(cè)試過(guò)程中。在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行大功率、長(zhǎng)時(shí)間工作時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)散熱并在發(fā)動(dòng)機(jī)周圍聚集，使得發(fā)動(dòng)機(jī)溫度過(guò)熱，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。分析問(wèn)題產(chǎn)生原因是無(wú)人機(jī)尾部發(fā)動(dòng)機(jī)安裝底座阻擋了發(fā)動(dòng)機(jī)工作熱量的耗散，進(jìn)而引起發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)熱所致。

3 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)改進(jìn)

3.1 對(duì)俯仰穩(wěn)定性不足的改進(jìn)

無(wú)人機(jī)俯仰穩(wěn)定性不足主要是穩(wěn)定裕度不足造成的，即無(wú)人機(jī)重心相對(duì)氣動(dòng)焦點(diǎn)靠前的距離過(guò)短。對(duì)于無(wú)人機(jī)俯仰穩(wěn)定性不足問(wèn)題，解決方案有兩個(gè)：(1)將無(wú)人機(jī)重心位置配平到更加靠前的位置；(2)調(diào)整無(wú)人機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)位置，使其向后移動(dòng)。

然而，由于機(jī)身較短，以及材料、制造工藝的限制，無(wú)人機(jī)重心位置向機(jī)頭方向配平存在困難。該無(wú)人機(jī)各系統(tǒng)重量及各系統(tǒng)重量對(duì)重心位置的影響如表2所示。

表2 無(wú)人機(jī)重心位置監(jiān)控表

續(xù)表2

序號(hào)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)名稱質(zhì)量(kg)重心位置(X軸,mm)質(zhì)量矩(Kg.mm)10飛控0.529814911電源管理系統(tǒng)0.349014712發(fā)動(dòng)機(jī)1.51200180013動(dòng)力系統(tǒng)螺旋槳0.2122024414燃油6660396015配重配重塊11200200合計(jì)25.0517064.8重心位置(mm)681.2

從無(wú)人機(jī)重心位置監(jiān)控表可知，無(wú)論是采取減輕各系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量或者增加配重的方式，都難以使得無(wú)人機(jī)的重心位置前移。因此，針對(duì)該問(wèn)題的解決方法為將無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)焦點(diǎn)位置后移。具體改進(jìn)方法為將無(wú)人機(jī)水平尾翼安裝角度由原來(lái)的0度增加到1.5度。

3.2 橫向穩(wěn)定性的改進(jìn)

橫向穩(wěn)定性過(guò)大主要是該無(wú)人機(jī)采用雙垂尾和雙翼梢小翼所致，使得無(wú)人機(jī)的航向穩(wěn)定過(guò)大。改進(jìn)方案為減小無(wú)人機(jī)翼梢小翼面積。

3.3 解決發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)熱問(wèn)題

為動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣散熱道解決了發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)熱問(wèn)題，如圖10所示。

圖10(a) 一體化蒙皮-散熱道側(cè)視圖 圖10(b) 一體化蒙皮-散熱道仰視圖

4 結(jié)語(yǔ)

本文總結(jié)了西航一號(hào)無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，分析了該無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)特性、氣動(dòng)性能和飛行性能，通過(guò)飛行試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了該無(wú)人機(jī)存在的問(wèn)題，并針對(duì)存在問(wèn)題提出了解決方案，如表3所示。

表3 西航一號(hào)無(wú)人機(jī)存在問(wèn)題解決方案