一種小型無人復合式升力飛艇的設計與驗證

華杰, 王曉璐, 馬震宇, 靳秋碩

(鄭州航空工業管理學院 航空工程系, 河南 鄭州 450015)

一種小型無人復合式升力飛艇的設計與驗證

華杰, 王曉璐, 馬震宇, 靳秋碩

(鄭州航空工業管理學院 航空工程系, 河南 鄭州 450015)

摘要:提出一種小型無人復合式升力飛艇的設計方案,艇身為采用設計對稱翼型的升力體,橫截面呈橢圓形,艇翼面可傾轉至垂直狀態或水平狀態,能夠滿足起飛或平飛需要。通過數值分析確定整體氣動布局、升力體艇囊的設計及機翼與浮升體氣動設計優化。同時提出艇囊分割分塊設計制作方法,解決吊艙、機翼與艇身的連接。通過FLUENT軟件計算復合飛艇的氣動特性,并與相同體積的傳統飛艇的氣動特性進行了比較。仿真結果表明:設計的復合飛艇飛行阻力小,升力性能優越,最大升阻比迎角為8°,失速迎角可達16°,制作的縮比模型驗證了設計方案的可行性。

關鍵詞:復合式升力飛艇; 布局設計; 氣動性能; 數值仿真; 縮比模型

0引言

飛艇是由動力推進并利用輕于空氣的氣體提供升力的航空器,也是浮空器的一種,現代飛艇分為傳統飛艇和復合式飛艇(混合式飛艇)。復合式飛艇是一種既有空氣動力又有靜浮力的復合升力飛行器[1]。復合式飛艇將傳統飛艇和飛機、直升機三者的優點組合起來,即將動力飛行器和靜力飛行器的優點組合在一起, 在幾何尺寸增加不多的情況下, 發揮出浮升體與氣動體共同的優勢, 提供比常規飛艇高數倍至十幾倍的有效載荷。

復合式飛艇雖然有許多優點但并未廣泛運用,主要有以下幾個難題:(1)總體設計技術,如浮力體與升力面結合的總體布局設計研究;(2)低阻力、靜升力綜合氣動布局設計,如機翼與浮升體氣動優化設計,適于浮升式飛行器的氣動數值模擬及實驗方法研究;(3)結構設計技術,如吊艙、機翼與艇身的連接方式[2]。

本文提出一種小型無人復合式升力飛艇的設計方案,從以上3個難題出發,通過數值分析確定整體氣動布局、升力體艇囊的設計及機翼與浮升體氣動設計優化,并與普通艇囊氣動性能進行對比。采用艇囊分割分塊設計制作方法,解決吊艙、機翼與艇身的連接問題。通過CFD計算仿真分析了所設計的小型無人復合式升力飛艇升阻特性,最終制作縮比模型用于驗證本方案的可行性。

1總體方案設計

本文提出的復合式小型無人飛艇布局如圖1所示。采用對稱翼型升力體艇身,橫截面為橢圓形狀;機翼為梯形翼減小縱向載荷集度,加橢圓翼尖改善翼梢處氣流狀況。全機為類飛翼,縱向靜不穩定,所以機翼采用S形翼型。垂直飛行時為機翼傾轉方式,雙發布局,垂尾和升降副翼(混控)在螺旋槳滑流下,增加舵效;在水平飛行時提高了飛艇的性能,克服了飛艇轉彎上升不靈活的缺點。由于飛艇對于重量要求極高,而復合式飛艇的機翼占據一定比重,為合理控制重量,采用充氣式機翼。由文獻[3]可知,機翼為柔性機翼時,其氣動特性基本不變。

假設復合式小型無人飛艇駐空高度為1 km,任務載荷為8 kg。其總體參數為:艇身長4 m;艇寬1 m;艇囊體積7.125 m3;翼展2.75 m;翼面積2.25 m2;空重4 kg;設計最大起飛重量12 kg。

圖1　飛艇布局Fig.1　Airship layout

2艇身的設計

2.1艇身的氣動設計

艇身的橫截面為橢圓,其控制方程為x2/a2+y2/b2=1,其中b是由中間的對稱翼型決定的。由于艇身體積較大,使用現有的對稱翼型不能滿足提出的設計方案的要求，需要設計出新的對稱翼型,根據所設計不同翼型的升阻特性選擇合適的翼型。

2.1.1翼型設計

翼型設計是氣動設計中最重要的步驟,設計的翼型性能的好壞很大程度上決定了飛行器整體氣動性能。翼型的外形描述通常用翼型參數化方法和內切圓表示法。目前常用的翼型參數化方法有:形函數線性擾動法、特征參數描述法、正交基函數法和CST方法[4]。選擇不同的參數法產生連續光滑的翼型幾何外形有所差異,同時還影響氣動性能和設計時間。常規翼型都可以近似看作有無數個該翼型的內切圓緊密排列在一起,這些內切圓與上下翼面切點的連線剛好分別構成翼型的上下表面[5],如圖2所示的低速翼型。

圖2　翼型的內切圓表示Fig.2　Inscribed circle of airfoil

通過綜合考慮,本文采用內切圓表示法。通過對NACA0020作內切圓分析,得到比例修正產生本文所設計的對稱翼型內切圓半徑數據,連接順滑切線得到設計的翼型。設計最大厚度為50%弦長,最高點位置分別為30%,40%,50%弦長的三種不同對稱翼型，通過坐標數據繪制出翼型進行CFD計算仿真。

2.1.2控制方程及湍流模型

對于低速定常不可壓粘性繞流場,在笛卡爾直角坐標下,質量連續方程表示為[6]:

(1)

動量方程(N-S方程)表示為[6]:

(2)

(3)

(4)

對以上方程進行雷諾時間平均化處理,得到粘湍流雷諾方程(RANS)。S-A粘湍流封閉模型主要用于恰當求解邊界層受粘性影響的區域,對具有層流底層的固壁湍流流動具有較好的收斂性。S-A湍流模型運輸方程為[7]:

(5)

2.1.3網格劃分及計算

采用C型網格,按15倍弦長構成流場外邊界網格,如圖3所示。C型邊界設為速度入口邊界,另一個邊界設為壓力出口邊界。來流速度取為 20 m/s,弦長1 m,Re=10×105,所以本流場為湍流流場。在標準海平面大氣條件下,取迎角為0°,4°,8°共3種情況進行計算。

圖3　翼型網格圖Fig.3　The grid of airfoil

2.1.4翼型選擇

圖4和圖5給出了不同翼型在不同迎角下升力系數和阻力系數的變化曲線。由圖可以得出:雖然最大厚度位置為30%時阻力最小,但是其升力系數也是最小的;在8°迎角時最大厚度位置為40%,阻力比30%的大55%,但升力系數比30%的大68%;對比最大厚度位置為40%與50%的升力系數和阻力系數,最大厚度位置為40%的阻力系數小、升力系數大。

圖5　阻力系數曲線Fig.5　Curves of drag coefficient

表1為不同最大厚度位置翼型的升阻比。由表1可知,最大厚度位置為40%的升阻比始終最大,所以基于最小阻力系數和最大升力系數原則,綜合考慮選擇最大厚度位置為40%的翼型。

表1　不同最大厚度位置翼型的升阻比

2.2艇身的結構設計

通過將艇身分割成3個部分,留出空隙使得剛性連接桿穿過艇身連接各部分,即將通過橫向截面橢圓的長軸所組成的平面分割成兩半,其中的一半將通過橫向截面橢圓的短軸所組成的平面分割成兩半,在重心位置設計空隙槽。這樣可以通過碳桿將艇身、機翼和下面吊艙進行剛性連接,解決了復雜載荷環境下結構整體及多種連接結構細節的高可靠性設計技術,使得剛性的機翼、吊艙等能直接連接在柔性的艇身上。

3飛艇的氣動特性分析

3.1分析模型的建立

3.1.1小型無人復合式升力飛艇模型

根據總體參數及細節參數,利用得到艇身翼型和橢圓控制方程在CATIA中建立艇身模型,選擇合適S形翼型和對稱翼型建立機翼模型,并導入gambit中進行網格劃分。

3.1.2常規飛艇艇囊模型

3.2網格劃分及計算

飛艇流場計算要求在飛艇附近布置足夠密的網格,以準確獲得阻力、升力及力矩數據,同時計算域也必須取得足夠大以適應遠場條件[9]。為此,將流場計算域分為兩個區:以飛艇展長一半的15倍為半徑,艇長的15倍為高,做一個大圓柱體,其外表面作為計算流場的外界;用一個小的圓柱體包圍機翼附近流域,在此域內進行網格加密。同時,根據流場相對飛艇縱剖面對稱的特點,僅計算對稱面一側的半個流場區域即可,以減少計算工作量。

3.3計算結果分析

3.3.1艇囊氣動特性對比

迎角8°時，常規飛艇艇囊與升力體艇囊的升阻對比如表2所示。可以看出,在體積相同的條件下,與常規飛艇艇囊相比,盡管升力體艇囊表面積較大導致其阻力稍大,但其阻力系數較小,而且升力遠遠大于常規飛艇艇囊,是其10倍多;所以在升力特性方面更具優勢,升力體艇囊將提供更大的動升力。同時升力體艇囊的升阻比是其9倍,因此,在飛艇飛行迎角相同的條件下,升力體艇囊的升阻比也優于常規飛艇艇囊。

表2　常規飛艇艇囊與升力體艇囊升阻數據

3.3.2飛艇巡航時的氣動性能分析

圖7和圖8為小型無人復合式升力飛艇的升力系數和阻力系數曲線。圖9為升阻比曲線。圖10為迎角4°時的壓力云圖。

圖7　升力系數曲線Fig.7　Curve of total lift coefficient

圖8　阻力系數曲線Fig.8　Curve of drag coefficient

圖9　升阻比曲線Fig.9　Curve of lift-drag ratio

圖10　α=4°時的壓力云圖Fig.10　The pressure nephogram under α=4 °

由圖7～圖10可知,隨著迎角的增大,小型無人復合式升力飛艇阻力系數增大,升力系數先增大后減小,在迎角16°左右時升力系數最大,最大升阻比在迎角為8°時獲得。所以該小型復合式無人飛艇具有良好的氣動性能,其阻力小、升力性能優越,失速迎角可達16°以上,適合大部分情況下的飛行。

表3為不同迎角下的俯仰力矩系數。由表3可知,俯仰力矩系數隨迎角的增大而減小,系統是縱向穩定的,而且雙垂尾布局在穩定性方面優于傳統飛艇的十字形尾舵布局。所以本設計布局升力體形狀加上雙垂尾,而且機翼翼型為S翼型,使復合式無人飛艇成為靜穩定結構,降低了對控制系統的要求。

表3　不同迎角下的俯仰力矩系數

3.3.3垂直穩定性分析

雖然飛艇水平飛行時翼型力矩系數小于0,為靜穩定的。但是垂直上升時艇身的迎風面積較大,艇身以傾轉軸處分割，左右兩邊受力不同對飛艇穩定性有極大影響,所以要進行氣動分析,找到靜穩定的傾轉軸位置。通過確定不同傾轉軸的位置,計算得到在40%處其俯仰力矩系數為-0.174 32,同時垂直時采用陀螺儀等設備可以修正不穩定情況,所以小型無人復合式升力飛艇可以穩定地垂直起降。

4模型的制作與試驗

為了驗證該布局的飛行方式,按照總體設計參數的比例制作小型樣機(見圖11),該模型為全泡沫結構,使用雙電機動力系統,在垂直起降階段通過陀螺儀進行姿態糾正保證起飛的穩定性。平飛時機翼傾轉,進入正常水平飛行狀態,圖11(a)為模型垂直飛行時的示意圖。為了更好地驗證該布局,同時設計制作了1∶2的模型,該模型采用全輕木式骨架和PVC飛艇專用艇膜,采用本文的艇身連接技術進行結構連接,其結構強度完全滿足飛行需求。圖11(b)為1∶2飛艇樣機模型。

圖11　飛艇樣機Fig.11　Airship prototype model

5結論

(1)與常規飛艇的單囊體相比,升力體艇囊雖然阻力系數較大,但升力特性更優越,后續工作中可進一步改進氣動布局以降低艇囊阻力,同時可采用更先進的能源和推進技術,使其飛行性能得到明顯改善。

(2)小型無人復合式升力飛艇氣動性能優越,失速迎角可以達到16°,且縱向是靜穩定的。

(3)通過艇身的分割結構設計,解決了剛性與柔性之間的連接問題,其結構性能良好。

(4)小型無人復合式升力飛艇可以垂直起降,相對場地的約束較小;同時由于飛艇艇身、機翼產生升力,艇囊提供浮力,有效載荷有巨大提高;其飛行穩定性好,裝載燃油大、續航時間長,具有更廣闊的應用市場。

由于條件的限制,不能進行充分驗證，下一步將完善氣動布局,進一步降低其阻力,并優化結構設計,制作全比例樣機進行驗證飛行。

參考文獻：

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[3]王永超,董強.充氣式機翼設計分析[J].航空科學技術,2014(2):28-33.

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[7]金安帆,宋文萍.基于阻力氣動特性計算的飛艇艇身外形研究[J].航空計算技術,2006,36(2):100-103.

[8]Dorrington G E.Some general remarks on the design of airships[R].AIAA-99-3915,1999.

[9]韓占忠,王敬,蘭小平.FLUENT:流體工程仿真計算實例與應用[M].北京: 北京理工大學出版社,2008:1-26.

(編輯：方春玲)

Design and verification of a small unmanned hybrid lift airship

HUA Jie, WANG Xiao-lu, MA Zhen-yu, JIN Qiu-shuo

(Department of Aeronautical Engineering, Zhengzhou Institute of Aeronautical Industry Management, Zhengzhou 450015, China)

Abstract:A design plan for a small unmanned hybrid lift airship is proposed in this paper. It is a lift body with a symmetrical airfoil, the cross-section is oval, and its wing can tilt to verticality or horizontality to meet requirements of takeoff or level flight. The overall aerodynamic configuration, lift body gasbag design and wings-buoyant body aerodynamic design optimization are determined through numerical analysis. A design and manufacture method of dividing block gasbag to solve the connection problem of pod, wings and body. The FLUENT software is used to analyze the aerodynamic characteristics of the hybrid airship, which are compared with traditional airship of the same volume. Analysis showed that the hybrid airship has low flight drag, excellent lift performance, 8° angle of attack at maximum lift-drag ratio, and up to 16 ° stall angle. Furthermore, a scale model has verified the feasibility of the design.

Key words:hybrid lift airship; layout design; aerodynamic performance; numerical simulation; scale model

收稿日期:2015-07-29;

修訂日期:2015-11-26; 網絡出版時間:2016-01-10 14:09

基金項目:航空科學基金資助(2014ZA55001)；河南省高等學校重點科研項目(15A590002)；國家級大學生創新創業訓練計劃項目(201410485002)

作者簡介:華杰(1993-)，男，江蘇高郵人，本科生，研究方向為飛行器設計與數值分析。

中圖分類號：V221

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)03-0021-05