超輕型大載荷無人機的設計與實現

黃嘉豪+陳子杰+黃科超

摘 要：本文以超輕型載重無人機作為研究重點。分析行業研究文獻與固定翼無人機行業，對固定翼無人機的結構展開多角度探討，包括無人機材料、受力、裝配方式等方面。以“減輕每一克重量”為核心思想，使用高彈性輕質工程木質為主體材料，提出高韌性碳纖維復合材料和凱夫拉原絲復合材料進行纏擾補強的方案，設計一款翼展達3.1m，機身1.8m長，整機重量僅970g，電機拉力峰值達4.3kg，載荷比達到5以上的固定翼無人機。該飛行器采用了S1223高升力翼型為飛機提供足夠的升力。經測試，該固定翼無人機飛行效率好、性價比高，給未來固定翼大載荷的無人機設計帶來一個新方向。

關鍵詞：無人機 超輕型 大載荷 碳纖維復合材料 凱夫拉復合材料

中圖分類號：V279 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）11（b）-0012-02

1 無人機輕型結構具體設計

1.1 動力方面的設計

第一步對各個參量進行設置，設載重量W1=6kg，空機質量Wa=1kg，按設計規定推重比一定要適當，預取推重比Kf=T/W1+Wa=0.4，知拉力T應保持在2.8～3kgf這個范圍內。

常規翼型其升阻比最好保持在50以上，通常情況下這個參量不會考慮誘導阻力這方面的影響，但是卻在這種高升力飛機上占比相當大。除此之外，如果翼型精確度不高同樣會使升阻比低于預計值。就算是把對機翼有影響的所有阻力都考慮到，其他部位還是會構成阻力，比如機身下面水袋構成的壓差阻力等。還有一個要點必須注意：飛機不會一直處于平行飛行狀態。如果遇到下降氣流這種情況，拋開其他因素和情況，只在爬升這個過程中就要借助巨大的升力，不然便不能達到起飛距離ld≤25m這個要求。拉力產生的加速度，總加速度a=dv/dt，這里的Kd不是通過機翼參數算出來的，它是由方程計算，這里的代表阻力占重力之比，屬于推重比中一個重要組成部分，估算得出大概為0.3，也就是說平飛油門保持75%（）。d代表起飛速度，條件不足暫時定為d。因此。

總而言之就是有直驅和減速這兩個思路。大家都清楚，拉力只與螺旋槳尺寸以及轉速相關聯（準確地說還與漿型有關），我們設定16×7.5槳，隨意選取一種電機，只要這個電機的轉速可以達到5700rpm，那么這時拉力為2.7kgf。其實電機作用就是能夠確保在這一載荷下完成事前規定的轉速。電壓以及KV值直接決定了電機空載轉速，根據上面所陳述可得此電機的空載轉速為rpm，實際轉速由載荷以及轉子尺寸所決定。絕大部分電機處于正常工作狀態時，就可以將其作為預估電機KV值和螺旋槳尺寸配比時的參考。

一提到減速馬上就會想到單電機減速。高KV電機蝎子電機2221，處在稍微有些超載情況下，減速比就可以定為5， KV值定為3595，同時使用15×7.5螺旋槳，便可達到要求。把減速組以及電調都算在其中，大概也可以保持在160g左右。

1.2 氣動方面的設計

因為飛機重量有著非常嚴格的規定，每個部位結構都十分有限，最終總體重量是800g還是1200g屬于同一問題，我們把翼展尺寸規定為3m，從剛剛開始著手畫圖一直到實際制作，整個過程減重問題十分困難。

我們的任務就是在目前工藝水平下，找到尺寸、重量、結構與載荷的一個平衡點。展弦比若過于大，翼面積便過于小；若展弦比太小，那么升力損失便會過大。因此展弦比為8最適宜，但是還要將翼載計算出來然后進行判定。平均弦長：Ca=A/8=309mm，翼面積：Sw=A2/8=76.5dm2，翼載：Lw=W/Sw=7000/76.5=91.5<100，在合理范圍內。

機翼形狀可分為3種：矩形翼、梯形翼以及橢圓翼。對于橢圓機翼而言，翼稍處弦長相對較小，就會使翼型在翼稍處與設計存在一些偏差，同時也會對翼稍失速產生安全隱患。針對載重飛機這種動力欠佳且飛行高度低于30m的飛機來說，如果產生翼稍失速就不能夠改出。然而矩形機翼的翼稍就非常安全，與橢圓機翼相比有很大優勢。然而矩形翼也有很多問題，清華的解決方案就是加裝翼梢小翼。但在筆者看來，加裝了翼梢小翼之后能夠增加升力并不現實。因為它只是使一部分本該獲得的升力重新得到利用而已，而自身并未提供升力。除去翼梢小翼本身重量不說，它本身還會受到無法想象的橫力。大多數學校會選擇分段近似的梯形翼，與矩形翼相比較，不僅對結構的氣動利用率更高，還完成了梁的漸變，與受力分布更相符。

飛機的雷諾數可用公式來體現：Re，它們依次代表的是空氣密度、氣流速度、氣流流經物體的距離以及粘度，使用的單位也都是ISO國際單位制。對一般航模進行分析時，如果飛行高度處在海平面時，通過公式表示為：RecA，這里的cA代表平均氣動弦長，在矩形翼里其實就是弦長。但是我們希望獲得所有剖面的氣動性能，因此在前文基礎上，根據平均弦長和三段近似，大致估算出翼根弦長會在400mm以下。速度需要回代，預測在12m/s以下（前文預測期望是10m/s）。那么雷諾數最高值就是330000。

對翼尖進行設計時必須注意要避開臨界雷諾數這個問題。根據圖我們能夠發現，如果Re>120000時，曲線一般都比較正常。這就說明翼尖最短也要超過150mm。但如果從實際出發，只考慮雷諾數，這個值越大才越好。現在假設Re進行計算，這樣能夠預防因為對速度估算不準而帶來更多麻煩。那么弦長就是220mm。根據三段機翼的長度和翼面積，很容易得到矩形翼弦長為360mm。

因為制作時必然存在一些偏差，比如蒙皮塌陷等，我們還是假定KL=0.8，那么。根據升力公式：，以及平飛時受力平衡L=G，計算出。這時Re=279000。因為計算過程中只考慮了升力系數這個方面，所以差別不會太明顯，大可將其忽略。

1.3 翼梁結構方面設計

第一，做實心梁時拒絕使用相同材料。主要是因為正應力離中心層越遠反而增大，中間部位使用的材料沒有必要與翼緣處使用的材料相同。第二，不管是哪種梁，腹板處所使用的材料也不要與翼緣處使用的相同，對正應力進行分析時根本不用考慮。如此一來也能提高一些冗余度。第三，正應力分配時可以不考慮梁的厚度，可以認為梁截面上每個地方的正應力都相等。

計算得出正應力，若暫取b，d，W=2I/h=4.6×10-7m3此時σ=38MPa，這個值并不算太大。然而這只是處于沒過載情況下，而實際上根本不可能忽略這個因素。

假定過載系數SG=2.0，與氣動力相乘，得到正應力為76MPa。木材的許用應力一般在5～7MPa之間，明顯不足。而碳纖維許用應力一般在2～7GPa之間，完全充足。另外碳纖維比強度很高，適合運用在重量極限的飛機上。盡管此次試驗并未使用碳纖維，然而其緣條尺寸更小，厚度更薄，只有1mm。即便梁和翼肋之間結合緊密，兩端都取固定情況下，肋間距取小值0.1m，碳纖維的彈性模量E=200GPa，但是緣條的慣性積很小，。綜合得N

。

在之前計算出來的正應力基礎上，根部所受壓力大概為，也就是說過載系數為2這種情況下，梁依然會失穩。預防失穩效果最顯著的方法就是對支撐條件進行改善，做到極致就是實心梁。如此一來，便不會有失穩情況產生。填芯所用材料一般就是泡沫，它與輕木、碳板之間利用泡沫膠結合。如果機翼撓度過大，會產生很多危害，比如：（1）蒙皮褶皺，氣動性能降低；（2）木結構應力增大，容易斷裂，特別是蒙版；（3）造成不必要的上反，可能造成未預見的氣動效應；4、副翼轉向不靈活，容易造成舵機短路引起掉電。

2 結論

本文通過具體分析，對各種方案進行多項測試，同時在滿足結構要求的情況下，盡可能地采用新型材料，該機架優點如下：（1）與同重量飛機相比翼展增加60%，飛行器極限載運重量增加100%；（2）定點續航時間比同類飛行器增加16%，在電池12.6V情況下，電機與減速組拉力峰值達到4.3kg，是同類的1.6倍，另外飛機器的總運載量增加20%以上。

參考文獻

[1] 馬遠超.多旋翼飛行器導航及控制技術研究[D].哈爾濱工程大學，2013.endprint