王日生 姜曉春 楊昌發(fā) 陳煒?shù)h

第一作者簡(jiǎn)介：王日生（1982-），男，高級(jí)工程師。研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。

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

摘? 要：降低起落架阻力是提高飛機(jī)氣動(dòng)性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。以某型無(wú)人機(jī)多點(diǎn)式起落架為研究對(duì)象，基于風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)對(duì)比分析前/后起落架的零升阻力系數(shù)，并提出改善起落架阻力特性的方法。試驗(yàn)結(jié)果表明，前起落架構(gòu)型零升阻力系數(shù)最大，相比于干凈構(gòu)型，零升阻力系數(shù)增加81%，最大升阻比降低31%。取消前/后機(jī)輪作為對(duì)照組，獲得機(jī)輪的零升阻力系數(shù)，研究發(fā)現(xiàn)前機(jī)輪零升阻力系數(shù)為0.014，后機(jī)輪零升阻力系數(shù)為0.001，后續(xù)可以給前起落架安裝整流罩以降低阻力。

關(guān)鍵詞：多點(diǎn)式起落架；零升阻力系數(shù)；風(fēng)洞試驗(yàn)；氣動(dòng)干擾；無(wú)人機(jī)

中圖分類(lèi)號(hào)：V216? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ? 文章編號(hào)：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(jī)用于起飛著陸的重要結(jié)構(gòu)附件，能夠吸收撞擊能量、降低沖擊載荷，其性能優(yōu)劣直接影響飛機(jī)飛行安全[1]。起落架是航空領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一，目前國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者針對(duì)起落架氣動(dòng)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(duì)起落架的阻力特性卻少有研究，實(shí)際飛機(jī)設(shè)計(jì)中大多都是根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)預(yù)估起落架阻力。起落架阻力大小會(huì)影響飛機(jī)升阻比、航時(shí)等指標(biāo)參數(shù)，為了能更準(zhǔn)確獲得某型無(wú)人機(jī)多點(diǎn)式起落架阻力特性，本文對(duì)某型無(wú)人機(jī)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，采用桿式六分力應(yīng)變天平測(cè)量了起落架阻力，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析提出了改善起落架阻力特性的方法。

1? 試驗(yàn)設(shè)備與模型

本次某型無(wú)人機(jī)多點(diǎn)式起落架風(fēng)洞試驗(yàn)在航空工業(yè)氣動(dòng)院哈爾濱空氣動(dòng)力研究所FL-52低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段進(jìn)行。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槟承蜔o(wú)人機(jī)1/3縮比模型，包含機(jī)身、機(jī)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(gòu)型試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蛶鹇浼茉囼?yàn)?zāi)Ｐ汀C(jī)身內(nèi)部布置17-N6-50A桿式六分力應(yīng)變天平用于測(cè)量全機(jī)氣動(dòng)力和力矩。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼展長(zhǎng)1.25 m，后掠角5°，機(jī)翼面積0.163 m2。為滿足無(wú)人機(jī)總體要求，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎枚帱c(diǎn)式起落架，為方便區(qū)分，簡(jiǎn)單稱為前起落架和后起落架。前/后機(jī)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(duì)比。

2? 試驗(yàn)內(nèi)容

本次風(fēng)洞試驗(yàn)內(nèi)容包括：干凈構(gòu)型、前起落架構(gòu)型、后起落架構(gòu)型、后起落架無(wú)輪構(gòu)型及前起落架無(wú)輪構(gòu)型5種構(gòu)型測(cè)力試驗(yàn)。前/后起落架構(gòu)型是在干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上安裝前/后起落架。干凈構(gòu)型測(cè)力試驗(yàn)作為對(duì)照組。前/后起落架無(wú)輪構(gòu)型測(cè)力試驗(yàn)?zāi)康氖菍?duì)比分析單獨(dú)機(jī)輪阻力大小。

本次風(fēng)洞試驗(yàn)風(fēng)速為55 m/s，試驗(yàn)迎角范圍為-4～8°。試驗(yàn)數(shù)據(jù)的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)均以俄式坐標(biāo)系的風(fēng)軸系給出。

圖1? 干凈構(gòu)型試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖2? 帶起落架構(gòu)型試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖3? 前/后起落架放大對(duì)比

3? 試驗(yàn)結(jié)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(gòu)型、前起落架構(gòu)型、后起落架構(gòu)型3種構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。試驗(yàn)結(jié)果表明，起落架不影響全機(jī)升力系數(shù)，但是會(huì)增加阻力系數(shù)，從而導(dǎo)致升阻比降低。表1給出了3種構(gòu)型氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比，可以看出前起落架構(gòu)型零升阻力系數(shù)為0.047，相比于干凈構(gòu)型，零升阻力系數(shù)增加了81%；后起落架構(gòu)型增加了35%。前起落架構(gòu)型的最大升阻比為13，相比于干凈構(gòu)型，最大升阻比降低了31%；后起落架構(gòu)型降低了17%。

試驗(yàn)結(jié)果表明，起落架的阻力特性對(duì)全機(jī)升阻比起著至關(guān)重要的影響，應(yīng)盡量降低起落架阻力以提升全機(jī)升阻比。

（a）? 全機(jī)升力系數(shù)曲線

（b）? 全機(jī)阻力系數(shù)曲線

（c）? 全機(jī)極曲線

（d）? 全機(jī)升阻比曲線

圖4? 起落架構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

表1? 起落架構(gòu)型氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比

3.2? 機(jī)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(gòu)型零升阻力系數(shù)大于后起落架構(gòu)型的原因，取消前/后起落架機(jī)輪，再次測(cè)量全機(jī)的氣動(dòng)力和力矩。

圖5給出了前/后起落架構(gòu)型、前/后起落架無(wú)輪構(gòu)型4種構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。同時(shí)表2給出了4種構(gòu)型氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比，可以看出前起落架構(gòu)型零升阻力系數(shù)為0.047，取消前機(jī)輪后，零升阻力系數(shù)為0.033，表明前機(jī)輪帶來(lái)的零升阻力系數(shù)為0.014。后起落架構(gòu)型零升阻力系數(shù)為0.035，取消后機(jī)輪后，零升阻力系數(shù)為0.034，表明后機(jī)輪帶來(lái)的零升阻力系數(shù)僅為0.001。前機(jī)輪零升阻力系數(shù)顯著高于后機(jī)輪，這主要是由于后機(jī)輪安裝了整流罩對(duì)氣流進(jìn)行整流，從而大幅降低了零升阻力系數(shù)。因此，為進(jìn)一步提升某型無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性，建議給前機(jī)輪安裝合適的整流罩以降低零升阻力提高全機(jī)升阻比。

4? 結(jié)論

本文基于風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)對(duì)某型無(wú)人機(jī)多點(diǎn)式起落架阻力特性進(jìn)行分析研究，主要是針對(duì)前/后起落架構(gòu)型阻力對(duì)比分析，然后再進(jìn)一步分析機(jī)輪對(duì)阻力的影響，主要得到了以下結(jié)論。

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

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

3）前機(jī)輪帶來(lái)的零升阻力系數(shù)為0.014，后機(jī)輪帶來(lái)的零升阻力系數(shù)為0.001，后續(xù)可以通過(guò)給前機(jī)輪安裝整流罩以降低全機(jī)零升阻力系數(shù)。

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