海空無人機的構型設計與氣動水動分析*

邢文中,蔣 蓁

(上海大學機電工程與自動化學院,上海 200072)

海空無人機的構型設計與氣動水動分析*

邢文中,蔣 蓁

(上海大學機電工程與自動化學院,上海 200072)

海空兩棲無人機是一種既能在天上飛,又能在水下航行的新型航空航海器,具有很高的研究與應用價值。設計了一種海空無人機的構型,為了研究該構型在飛行與潛水時的可行性,利用Fluent對海空無人機外部構型進行氣動和水動特性計算分析。然后根據仿真與分析得到的氣動系數與水動力系數得出,所設計的海空無人機外形布局分別符合飛行與水下航行要求,確定了外形布局的可行性,為進一步研究提供理論支持。

海空無人機;構型設計;氣動水動特性;計算流體力學

0 引言

未來作戰空間將是一體、聯合、全維等特點的戰場,需要能多空間作戰的武器。如果能研制出既能在空中飛行,又能在水底潛行,必要時能迅速潛入水底躲避敵方并且可以突然從水底飛出攻擊敵方的武器,對未來的戰爭將具有重要意義[1-4]。海空兩棲無人機是一種既能在天上飛,又能在水下航行的新型航空航海器。

我國對海空兩棲無人機的研究較少,在國外研究較為成熟的是美國的潛射飛機,需要借助發射裝置才能從水中進人空中。文中設計的海空兩棲無人機能夠從空中過渡到水面切換模式潛入海里,然后可以從海里上浮至水面切換模式起飛至空中。

文中先采用常規的飛機設計方法確定了無人機的相關參數,然后再結合潛艇設計時涉及的主要參數,確定了海空無人機的外形布局。設計了一種機翼變形機構,使得海空無人機能夠在飛行模式與潛水模式之間自由切換運行。為了驗證海空無人機外部構型的可行性,文中利用商業CFD軟件Fluent對海空無人機外部構型進行氣動和水動特性計算分析。

1 海空無人機外形設計

本課題主要把設計的著重點放在飛行和潛水功能的實現上,對其他各項技術指標不做過高的要求。總體構型需要建立在保證飛行要求和潛水要求的基礎上,在潛水時需要有較小的阻力和較好的結構強度,在飛行時主要需要有足夠大的升力。海空無人機的飛行方式和普通飛機一樣是利用機翼來提供升力,水下航行方式是采用水翼提供向下升力的方式來保證它的潛水要求。

由于海空無人機主要活動區域在空中,所以先采用常規的飛機設計方法確定海空無人機的各項與飛行相關的參數,然后再確定潛水過程的各項參數。為了對海空無人機的外部構型進行定量描述,建立相應的坐標系:無人機頭部頂端作為坐標原點O,無人機縱軸指向機尾方向為X軸,無人機對稱面內垂直X軸且指向無人機上方的為Y軸,垂直于對稱面且指向左方的為Z軸。

1.1 飛行模式的模型

相對于飛機外形設計來說,潛艇等水下航行體對外形的要求更高,由于水的密度遠大于空氣的原因使得水下航行的阻力很大,所以阻力對潛水器的性能起主要限制作用,而限制飛機性能的很大一部分是升力。在潛水器的設計中主體外形有水滴形和過渡形艇型等流線型外形,所以機身選擇過渡形艇型外形,機身長11.6 m。

無人機的翼型是構成機翼、尾翼的重要部分[5],它對無人機飛行質量與性能起決定作用。在Profili2.15b經過初步的篩選,選擇出小型無人機上比較常用的幾種翼型進行對比分析。通過對比分析以上翼型數據,結合潛水無人機水上起降要求以及機翼變形要求等特殊因素,最終選擇NACA4412低速高升力翼型。機翼形狀參數:翼根弦長為3.2 m,翼尖弦長2.0 m,翼展為12.0 m。

因為翼展變化較大,副翼效果較差,所以采用差動平尾作為橫向操縱面。由于V形尾翼可以改善隱身性能與飛機浸潤面積[6],尾翼產生的干擾阻力小,而由于將垂尾和平尾合二為一,減輕了結構重量,另外也比普通的垂尾加平尾的簡單。

潛水模式時需要采用水翼提供向下升力的方式來保證它的潛水要求,通過對比分析幾種翼型數據,選擇NACA0012翼型。

1.2 機翼變形機構

海空無人機在空氣中飛行時需要相對大的機翼來產生足夠大的升力保證飛機飛起來,而潛水時只需要相對很小的機翼就能使海空無人機潛下去。因此模式切換時必須改變機翼的形狀,考慮到飛機發展到現在也出現了多種機翼變形方案[7],主要有變后掠翼,伸縮機翼,還有充氣機翼。目前運用較多的是變后掠翼機構。后掠翼飛行器兩側機翼實現后掠的驅動結構很多,有連桿式,液壓式和曲柄滑塊式。連桿機構、曲柄滑塊機構因自身重量較輕等優勢[8],適合應用到無人機后掠翼的變形機構中。

最終選擇滑塊搖桿機構,該驅動方式為滑塊運動,選擇絲杠和大力矩的電機來驅動滑塊搖桿機構運動,從而使機翼變后掠。

圖1 機翼變形機構原理圖

圖2 機翼變形前后機構簡圖

綜上建模方法,可以得到海空無人機兩種模式下的外部構型。

圖3 飛行模式下幾何模型

圖4 潛水模式下幾何模型

2 無人機的氣動特性計算與分析

2.1 海空無人機氣動性能計算

通過Fluent軟件對飛行模式下的海空無人機氣動性能進行計算,使用的網格劃分工具是Fluent里自帶的前處理軟件Gambit。由于只計算海空無人機的縱向特性,不分析側向特性,所以只計算一半模型,這樣可以減少計算量[9],提高運算效率。

設置計算域為半圓柱體,縱向長度為無人機長度的10倍,截面半徑為無人機橫向的5倍,計算域盡可能設置較大,使得計算分析精準。采用非結構網格將流場空間離散化[10]。

圖5 計算域

圖6 網格化

將無人機的表面除了對稱面設置為壁面邊界;設置計算域內除對稱面與無人機表面外的面為壓力遠場;由于只計算分析了一半模型,因此對稱面為模型截面。

將無人機模型從Gambit導出的網格文件導入Fluent中,采用基于壓強的求解器,選用S-A湍流模型,根據飛行高度、速度等已知條件,設置邊界條件,選擇一階迎風離散格式[11],設定相應的參考值,計算分析阻力系數、升力系數和俯仰力矩系數,機翼參考面積16.9 m2,平均氣動弦長2.65 m,進行迭代計算直至收斂到相應的精度,完成流場計算,可以獲得海空無人機在相應條件下的氣動特性參數與外流場流動物理量的分布。文中設計的海空無人機工作范圍屬于低空亞音速。在迎角從0°到30°范圍內對海空無人機三維流場進行了分析計算,根據前面對總體參數的估算設置,計算速度范圍選擇0.1～0.6Ma。

2.2 計算結果分析

經過Fluent迭代計算,得到海空無人機在不同條件下升力系數、阻力系數以及俯仰力矩系數隨著攻角的變化,并求出了相應條件下升阻比。

圖7 氣動特性曲線

在攻角為5°、飛行馬赫數Ma=0.3時,海空無人機上下表面壓強分布如圖8所示。

圖8 海空無人機表面壓強分布

從氣動特性曲線圖可知,海空無人機在飛行時,隨著攻角的增大,升力系數平緩增大,慢慢趨于穩定,與翼型NACA4412變化趨勢大致相同,而馬赫數的變化并沒有引起升力系數的明顯變化。攻角在10°以下時,升力系數基本成線性增長,隨后攻角的不斷增大,升力系數斜率逐漸變小,在攻角為15°時升力系數達到最大值,然后逐漸減小。在攻角較小時,升力系數曲線基本重合,在攻角為15°左右時開始失速。

阻力系數隨著攻角增大而增大,在攻角較小時馬赫數的變化并沒有引起阻力系數的明顯變化,基本重合,攻角逐漸增大時阻力系數明顯增大。在整個攻角增大的過程中,阻力系數曲線斜率不斷增大。

升阻比是研究無人機空氣動力性能的重要參數,升阻比越大對飛行越有利,整個攻角變化過程中,升阻比曲線都比較平緩。在攻角為5°左右時,升阻比都達到最大值;在0.3Ma時,升阻比最大,約為8,滿足無人機的氣動設計要求。

無人機隨著攻角的變化,力矩也發生了變化,這對于無人機的穩定性影響較大。而俯仰力矩系數與無人機的俯仰靜穩定性有著密切的聯系,俯仰靜穩定性是指無人機平衡飛行狀態受到擾動,攻角發生變化,擾動消失瞬間飛行器恢復原平衡迎角的趨勢,圖7在中小攻角下,無人機的俯仰力矩系數為負值且趨于穩定,說明無人機在此條件下是靜穩定的;當無人機攻角大于18°時,俯仰力矩系數變為正值,無人機則為靜不穩定的。

圖8是在0.3Ma,攻角為10°時海空無人機上下表面壓強分布圖。機頭的頂部處于高壓區。隨著攻角的增大,機翼前緣為低壓區,在攻角達到10°的時候,機翼前緣形成穩定的低壓區,機翼上表面處在低壓區,下表面處于高壓區,從而形成壓力差。

3 無人機的水動特性計算與分析

3.1 海空無人機的水動特性計算

潛水模式的前處理與飛行模式下的前處理相似,只是邊界條件有所不同。

將無人機的表面除了對稱面設置為壁面邊界;計算域的左邊界為速度入口邊界;計算域的右邊界為壓力出口邊界。由于只計算分析了一半模型,因此對稱面為模型截面。

基于有限體積法控制方程的離散格式,采用RNGκ-ε湍流模型和標準的壁面函數,運用STMPLEC方法計算壓力速度關聯方程,離散的代數方程用逐點Gauss-Seidel迭代法求解。擴散項采用中心差分格式離散,動量運用二階迎風格式離散;湍動能、湍動耗散率和特殊耗散率運用一階迎風格式離散,壓力插值運用標準方式。由于網格單元采用了四面體,網格化后顯示多數網格歪斜度在0.7以下,因此網格質量較高,計算時可以設置較大的欠松弛因子提高運算時間。

3.2 計算分析

經過計算,得到無人飛行器在潛水模式下,在速度入口來流速度分別為1 m/s、3 m/s、5 m/s時,在不同攻角下的升阻力系數及升阻比變化曲線如圖9所示。

圖9 水動特性曲線

通過觀察阻力系數曲線可知,0到20°攻角的情況下,阻力系數可以近似為拋物線分布。攻角越大,則阻力系數越大。升力系數在小攻角的情況基本是線性增加的。在0°～10°攻角的范圍內,升阻比隨著攻角的增加逐漸增加。

通過對無人機潛水模式壁面壓力的數值預報,可以發現在無人機的頭部、尾翼的前端面壓力均比較大,從而掌握了無人機上一些顯著地方的壁面壓力分布情況。

4 結論

文中完成了海空無人機構型設計與一種能夠在兩種模式下自由切換的機翼變形機構,通過對簡化模型進行氣動、水動特性計算分析,得出:

1)在海空無人機的概念設計階段中,對其構型進行了氣動與水動特性計算分析,能夠為以后的設計方案選擇與論證提供有效的理論支持;

2)運用CFD數值模擬技術很好的預報了無人機潛水時的阻力系數,壁面壓力分布,而這些都為無人機潛水快速性和艇型優化提供了非常好的參考。

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Configuration Design and Aerodynamic and Hydrodynamic Performance Analysis of Sea-air Unmanned Aerial Vehicle

XING Wenzhong,JIANG Zhen

(School of Mechatronic Engineering and Autonation, Shanghai University, Shanghai 200072, China)

Amphibious air-sea UAV is an aviation and navigation device which can not only fly in the sky, but also navigate under water, and it has great research significance and application value. A structure of amphibious air-sea UAV was designed. The aerodynamic and hydrodynamics performances of UAV were analyzed with Fluent software to prove its feasibility. As results were analyzed, the calculated data could show the aerodynamic and hydrodynamic coefficient. As a result, the configuration of UAV could satisfy flying and diving quality with favorable aerodynamic and hydrodynamic performances, and it is confirmed that the UAV’s shape structure is feasible and provides theoretical support for further research.

UAV; structural design; aerodynamic and hydrodynamic performance; CFD

2014-07-25

國家自然科學基金(61175092)資助

邢文中(1990-),男,江蘇濱海人,碩士研究生,研究方向:無人機概念設計與計算流體力學。

V211.5

A