傾轉旋翼無人機過渡姿態氣動分析

盧溈宗 鐘斌

摘 要：本文設計了一款新型傾轉旋翼無人機，既能夠垂直起降，又能夠快速巡航飛行。使用Pro/e設計了無人機虛擬樣機，通過SC/Tetra軟件對無人機在傾轉狀態下螺旋槳不同轉速時的氣動性能進行了仿真研究，證明該無人機的結構設計的可行性和優越性。

關鍵詞：傾轉旋翼無人機；過渡姿態；結構設計；氣動分析

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

1 確定設計指標

通過對比國內外現有傾轉旋翼無人機設計指標，對無人機主要參數以及技術戰術指標

進行確定。該型無人機需要確定的總體參數和技術戰術指標包括：有效載荷 、起飛重量 、翼展長度 、巡航速度 ，最大巡航速度 。

表1無人機設計指標參數

參數類型 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

參數大小 1.2Kg 3Kg 1.8m 30m/s 45m/s

無人機三維模型建立Pro/e中無人機結構模型如圖1所示。此時無人機旋翼傾轉的角度為45°。

圖1旋翼傾轉45°無人機總體結構圖

無人機通過控制四個傾轉旋翼的傾轉角度和螺旋槳轉速、轉向，改變無人機的飛行姿態，實現無人機的垂直起降、懸停、前飛、偏轉、翻滾等動作。

2 過渡狀態氣動性能CFD分析計算

傾轉旋翼無人機旋翼傾轉過渡狀態是無人機飛行過程中最關鍵的飛行狀態，本文使用SC/Tetra軟件對這種狀態進行數值分析研究。

2.1 網格劃分

首先對計算域用八分木堆積，對無人機水平方向進行加密。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，設置8層邊界層。

2.2 計算域設置

在Sc tetra中加入流體計算域即模擬空洞實驗，以無人機機身長寬作為一個尺寸單位，無人機前部空間為1個機身長度尺寸；后部空間為2個機身長度尺寸；無人機側面因考慮氣流對飛機的升力作用，故將側面流體域的直徑變為機身寬度的2倍，如圖2所示。

圖2無人機外流場設置

圖3無人機旋轉域設置

由于需要對無人機螺旋槳轉動的狀態進行計算，因此對無人機的的螺旋槳設置旋轉域。在四個螺旋槳外圍添加半徑為0.105m，高度為0.15m的旋轉區域，如圖3所示。對螺旋槳轉動區域設置為旋轉域，且繞螺旋槳軸旋轉。

2.3 邊界條件確定

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

2.4 計算結果分析

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

圖4不同轉速下升力、阻力曲線圖

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

旋翼不同轉速下無人機的縱向截面壓強分布如圖5所示：

（a） （b）

圖5不同旋翼轉速下無人機縱向截面壓力云圖

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

3結語

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

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