可變翼軍用無人機的研究和設計

【摘 要】針對目前軍用無人機對于升力的更高需求，對飛機外形進行創(chuàng)新型設計并且對機翼采取變前掠翼設計，來減小飛機的阻力和提高氣動性能。利用PROE三維建模軟件對飛機整體外形進行建模，及利用GAMBIT軟件對飛機整體進行網(wǎng)格劃分并用FLUENT軟件對飛機各氣動參數(shù)進行計算，再與現(xiàn)有的固定翼無人機升力參數(shù)對比，進行優(yōu)化。

【關鍵詞】無人機；變前掠翼；三維建模；網(wǎng)格劃分；升力參數(shù)計算及對比

目前，世界各國在軍用無人機上都未生產(chǎn)或使用可變翼的無人機，而且大量的無人機并不能很好的實現(xiàn)理想的氣動外形，導致許多領域內(nèi)的任務無法順利的完成。現(xiàn)對無人機采用可變翼設計，且采用變前掠翼設計，利用三維軟件PROE和流體分析軟件GAMBIT、FLUENT分別對其進行建模和計算，從理論上實現(xiàn)對升力方面的優(yōu)化。

一、三維建模

注：飛機翼展3000mm、長：2600mm、高：400mm。

（1）低速起降 （2）跨音速巡航 （3）超音速突防

二、 網(wǎng)格劃分及飛機氣動分布

（1）對無人機使用對稱網(wǎng)格劃分，以減少網(wǎng)格數(shù)量，利于流場計算。（2）利用三棱柱網(wǎng)格代替三棱錐網(wǎng)格，以增加有效網(wǎng)格數(shù)量，使計算更加精確。

三、計算結(jié)果及分析

（1）無人機在來流為0.2Ma時，升力系數(shù)和阻力系數(shù)圖。

（2）無人機在來流為0.8Ma時，升力系數(shù)和阻力系數(shù)圖。

（3）無人機在來流為2Ma時，升力系數(shù)和阻力系數(shù)圖。

升阻比的公式如下：L/D=■，其中L為升力，F(xiàn)■為阻力。飛機的阻力會和升力使用相同的參考面積，也就是其翼面積，因此升阻比可簡化為升力系數(shù)及阻力系數(shù)之間的比值：L/D=■。通過計算，此無人機的升阻比為：低速起降：34.286，跨音速巡航

9.355，超音速突防4.311。

四、結(jié)論

（1）可變翼的軍用無人機不僅可以實現(xiàn)不同姿態(tài)的飛行，同時還可以滿足在各個姿態(tài)上飛機有著良好的氣動外形，對無人機采用變前掠翼設計可以有效的提高其本身的升阻比等參數(shù)，并且能夠獲得更為良好的氣動外形，使無人機能夠達到使用需求。（2）變前掠翼飛機的翼尖在前，翼根在后，升阻比大，流經(jīng)翼尖的氣流不易分離，保持機翼前緣良好的氣動性能，升力主要集中在翼根區(qū)域，減少了翼根承受的彎曲應力，從而進一步提高飛機的機動性。

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