新型翼梢小翼在超輕型大載荷無人機上的應用

方偉邏 劉瑞航 閆晨曦

摘要：飛行器的減阻問題是現今的重點研究對象，而作為增升減阻的重點，翼梢小翼的功效從誕生至今頗受業界的認可。翼梢小翼可以有效地降低干擾阻力，在民用客機上的應用大大的提高了長航程飛行的經濟效益。而在國內的的無人機設計大賽中，超輕型大載荷無人機上加裝翼梢小翼并未得到充分的應用，本文使用基于xfoil的無人機設計軟件計算翼梢小翼對升阻比的影響，分析給超輕型大載荷無人機加裝小翼的利與弊與飛機整體設計。

關鍵詞：超輕載重無人飛行器；翼梢小翼；增升減阻

1.新型翼梢小翼載體無人機的設計

1.1動力選用

本次設計的翼梢小翼實驗載體無人機機體自身質量限制在1KG范圍以內，載重量設計為7KG，起飛重量達到8KG。本次選用電機為兩個老虎動力的全新產品F60PROII作為動力，KV值選用2700，兩個電機組成減速組，減速比取3.8，小齒輪采用0.5模20齒鋁合金齒輪，大齒采用0.5模76齒POM齒輪，螺旋槳采用獵鷹18*12金標螺旋槳。經過計算與實驗，使用英菲尼迪2200mah100C石墨烯電池能夠提供4.0KG的強大拉力，使用銀燕45A電調，全新版本的電調重量僅僅為4g一個，而全套動力重量僅為150g，電池經過減重把XT60頭替換為香蕉頭并稍微減重后重量為190g，是目前市面能買到的性價比較高的動力組合，相比傳達到0.5，保證了足夠大的拉力，在極限情況下，使飛機有更好的應急能力。

1.2結構設計

由于本文討論超輕型載重飛機，飛機重量限制1KG，為了保證足夠的翼面積，在此我們僅考慮了輕木蒙皮結構，主梁位置設在機翼弦長1/4位置，采用輕木、碳纖維方管，碳纖維片、凱夫拉原絲材料作為承力主梁，不設前墻，D盒采用全輕木蒙版不掏空，3mm厚度的橫紋輕木作為主體，掏空減重并設翼肋卡槽，上表面覆上3mm*3mm圓心方管，下覆3*1mm碳片，使用1500目凱夫拉原絲纏繞主梁，翼肋采用2mm輕木鏤空減重。載機自身采用了開縫襟翼設計，襟翼亦采用輕木蒙皮結構，在未加裝翼梢小翼前，起飛重量為6KG，飛機自重達到950g，也就是說，只有50g的重量要完成機翼兩端的翼梢小翼的主體加上連接結構，顯然較難達到，所以在保證電池提供足夠的放電電流（1800mah 75c電池重量140g，放電電流達到135a，由于采用雙穿越機電機，兩個電機需要的電流保守計算約為100a）。情況下，我們又多處了50g的重量加以利用，整個外段機翼重量也只在105g范圍內，在100g內設計需要的小翼可謂游刃有余。機翼連接與小翼的連接采用航空層板與輕木重疊成3mm復合板上下在覆上0.5*3碳片作為插銷。機身采用輕木鏤空蒙皮結構，在足夠剛度的前提下盡量減重即可，方向舵升降舵使用全動設計提升大載荷下的機動性。

1.3氣動設計

考慮到整機重量必須在1KG內，為了防止在總體設計與制作完成后再進行過多的減重，以至于出現不必要的結構缺陷，我們在設計之初則采用保守的大小。在此我們選擇翼展為3m，三段機翼，中段矩形，外段梯形，翼根現弦長為390mm，翼尖弦長250mm的設計，除副翼以外的其他機翼部分采用在原S1223翼型上進行開縫，增加固有彎度，長度并盡量延遲氣流在機翼表面的分離。S1223翼型升力原本就高，增加開縫襟翼后，機翼的升力系數更加上了一層樓，使用改設計的原因在于此機為我們已經投入使用的成熟機型之一。再者，小翼的作用主要是減少誘導阻力，誘導阻力的產生，在升力曲線的前半段就是還沒有到達失速迎角的前半段升力隨迎角增大而增大，而升力的本質是上下表面的壓力差，而引起誘導阻力的大小關系是壓力差導致的下洗流壓力差越大，升力越大壓力差越大下洗流越大誘導阻力越大， 由于壓力差的存在，機翼下表面的壓力比機翼上表面的壓力大，導致空氣從機翼下表面繞過翼尖翻到機翼上表面，而小翼的存在則是為了一定程度的阻隔機翼的上表面與下表面，減少空氣向上翻產生的誘導阻力。同時，翼型升力系數越高，機翼上下表面壓力差越大，由之產生的誘導阻力也越高，本文在此主要討論翼梢小翼對此類超輕型大載荷無人機的增益作用，增加翼梢小翼后，效果也會得到更加顯著的體現。翼梢小翼在此選取主機翼翼展的12%，330mm高度向上安裝的s1210翼型小翼，由于小翼的作用是阻隔空氣從機翼下表面向上表面翻，理論上小翼的高度自然是高度足夠高為佳，但是考慮到重量的限制，小翼自身對阻力的貢獻，在此選擇高度為330mm，計算后可得誘導阻力因子為1.15。翼尖小翼的仿真分析使用了具有友好操作界面的xfoil軟件，XFLR5，在該軟件中把最外端的一截機翼設置為小翼即可，可以調整該段機翼的翼型，平面形狀，安裝角以及扭轉角，選擇適當的參數。在確定翼尖小翼參數的最佳組合時 ，除應使其 獲得的升阻比增加為最大外 ，還應注意不使翼尖小 翼產生過大的翼根彎矩 ，給結構和重量帶來不利。影 響翼尖小翼特性的幾何參數有 [1]： 小翼的高度 （展 長 ）、弦長、傾斜角、安裝角、前緣后掠角、尖削比、面 積和翼型等。 根據翼尖小翼減阻的基本原理 ，小翼阻力系數 減小量 （ΔCD ）的粗略估算 [5]公式為： ΔCD = - Sw S 2π Aw Aw + 2 2 K2C2 L - CD0w 式中 ， Sw /S為小翼相對面積； Aw 為小翼的展弦比； CL 為機翼的升力系數； CD0w為小翼的零升阻力系數。 由上式可見 ，加大小翼展弦比 （即增加小翼高 度 ）和增加小翼面積 ，可增強小翼的減阻效果。但為 使翼根彎矩的增加較少 ，一般小翼的高度不超過半 翼展的 10% ，小翼的相對面積亦不超過 1%～ 2% 。

主機翼失速前，小翼不會失速即可。本次使用S1210翼型這樣的高升力翼型作為小翼翼型非常的有違常識，但在軟件仿真計算中，我們可以發現如果小翼自身升力不足，則小翼自身會很容易失速，這是因為超輕型大載荷無人機在載重飛行的情況下，氣動載荷非常之大，機翼的翼尖渦實在太強，有別于我們平時看到的其他小翼，所以我們采用了這種新型的翼梢小翼。小翼的安裝角以及扭轉角我們都選擇默認的0度，這對氣動的影響幾乎可以忽略不計，考慮到制作與裝配難度，此處不做更改。此外，小翼與主機翼的夾角為70度，主要是怕機翼（主要是連接處）有撓度后翼稍小翼向內傾斜。 原則上，小翼的最大厚度應該正對著機翼翼型的最大厚度之后，否則兩個壓力恢復區重疊的話會導致不必要的氣流分離。但這次，小翼相對于主翼的位置主要是考慮到結構上連接方便。最終計算結果，本次設計的小翼使主機翼誘導阻力降低30%，總體阻力降低20%。

2.結論

此次設計的新型翼梢小翼明顯的增大了超輕型大載荷無人機的升阻比，在翼尖渦流強大的其他飛機設計中具有參考意義。然而在實際飛行中發現，由于超大超高翼尖小翼的存在，飛機橫向受風面積增大，在復雜的飛行環境中對連接結構與飛行器的操控存在著新的挑戰，后期可通過改用強度更高的連接機構，用3K紋碳纖維板代替木材復合板，增加上反角或者飛控等方法改善現有狀況。

參考文獻：

[1]錢煒祺 ，汪 清 ，王文正等.遺傳算法在氣動力參數辨 識中的應用 [ J].空氣動力學學報 ， 2003， 21（ 2）： 196201.