傾轉機翼無人機氣動設計與分析

蘇揚 徐爽

【摘? 要】垂直起降固定翼無人機是當下無人機發展的趨勢之一。傾轉機翼無人機作為其重要的一個分支，在國內外均有一定程度的發展。論文參考NASA傾轉機翼無人機GL-10的構型，建立了理論計算結合XFLR5氣動估算軟件分析的設計方法，并對傾轉機翼無人機進行設計和分析，證明了該設計方法的可行性。

【Abstract】Vertical take-off and landing fixed-wing UAV is one of the current development trends of unmanned aerial vehicles （UAVs）. As an important branch of UAVs， tilt wing UAVs have been developed to a certain extent at home and abroad. In this paper， referring to the configuration of NASA tilt wing UAV GL-10， a design method combining theoretical calculation and XFLR5 aerodynamic estimation software analysis was established， and the design and analysis of the tilt wing UAV proved the feasibility of the design method.

【關鍵詞】傾轉機翼;理論計算;氣動估算;XFLR5

【Keywords】tilt wing; theoretical calculation; aerodynamic estimation; XFLR5

【中圖分類號】V279? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?【文獻標志碼】A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?【文章編號】1673-1069（2021）03-0177-02

1 引言

垂直起降固定翼無人機是一種新型的無人機，既具有類似多旋翼的垂直起降能力，又具有固定翼的高速巡航能力，在航拍航測、電力巡線、森林滅火等領域均有廣泛應用。傾轉機翼無人機是一種特殊的垂直起降固定翼無人機，其能夠同時傾轉機翼和安裝在機翼上的動力裝置。2014年，NASA研制了一款新型電動傾轉機翼無人機GL-10，完成了首飛試驗并進行了不斷的測試改進，研究人員稱其效率能夠達到普通直升機的4倍。本文以GL-10的構型為基礎，設計一款采用分布式推進方式傾轉機翼無人機。

2 無人機氣動設計

2.1 機翼設計

①翼載荷。一般來說，要求機動性好、起飛著陸速度小的飛機，采用小的翼載荷，本項目計劃設計的無人機為一款低速無人機重量W=7kg，巡航飛行速度為V=16.5m/s，因此翼載荷應選取小值。經統計重量在10kg以內、巡航速度小于20m/s的多款小型無人機的設計參數，取其翼載荷為11kg/m2。

③翼展。翼展為機翼的總長度，考慮機翼拆裝及轉場裝箱方便，初定無人機翼展為L=2.2m。

⑥機翼根梢比。機翼根梢比為翼根弦長和翼梢弦長的比值，一個合適的根梢比能夠有效地提高機翼的重量效率[1]，本文選擇根梢比為1.3的梯形機翼。

⑦后掠角。此型無人機由于需要兼顧垂飛和平飛兩種飛行狀態，需要設置較小的后掠角匹配垂飛和平飛時的重心及壓力中心的關系，設計一個小的后掠角11°。

⑧安裝角。安裝角指機翼安裝在機身上時翼根剖面弦線與機身軸線之間的夾角主要由巡航狀態的升力系數決定，設計一個小的安裝角1°。

⑨機翼翼型。由于本文設計無人機屬于小型低空低速無人機，以低速情況下升阻比大為選取標準。根據經驗，選擇翼型為FX 63-137為機翼翼型。

⑩機翼動力裝置布置。為了分散結構受力，減小螺旋槳尺寸，機翼前緣電機采用分布式推進方式，4臺機翼電機分別位于兩側機翼展向的1/3處和2/3處，最大推力為2.5kg，機翼電機和尾翼電機的推力比為2∶1。

2.2 尾翼設計

①平尾面積。根據設計經驗，平尾面積應為機翼面積的20%～25%，考慮到尾翼兩端布置電機，尾翼需要一定的強度剛度，且螺旋槳的尾流會影響平尾效率，故平尾面積取25%的機翼面積，即為0.1575m2。

②垂尾面積。根據設計經驗，垂尾面積應為機翼面積的10%左右，即為0.063m2。

③尾翼翼型。尾翼為了滿足安定面需求和達到最佳的操縱效果，尾翼需采用對稱翼型NACA0010。

④尾力臂。按照雙發通用飛機的參考尾容量（平尾0.8，垂尾0.04）來設計尾力臂。

⑤尾翼動力裝置布置。兩臺尾翼電機位于尾翼翼梢，最大推力為1.25kg。和機翼類似，平尾和垂尾均采用合適根梢比和中等展弦比的梯形尾翼設計。

3 無人機氣動分析

本文基于XFLR5軟件進行初步氣動估算，XFLR5是在Xfoil翼型分析軟件的基礎上編寫的，用于低雷諾數下的翼型、機翼、小型飛機的氣動分析軟件。Xfoil用來設計和分析亞音速翼型，在工程和科研工作中均有廣泛的應用。無人機氣動分析的步驟如圖2所示。

平飛模式下，觀察圖4a中所展示的是無人機在迎角-10°至10°范圍內的升力變化曲線，可以發現在迎角為0°時，整機升力等于重力為70N，整機保持升力重力平衡。圖4b中展示的是無人機在迎角-10°至10°范圍內的縱向力矩系數變化曲線，可以發現在迎角為0°時，縱向力矩系數約為0，即無人機在縱向保持力矩穩定。垂飛模式下，無人機6臺電機最大能夠提供14kg的升力，遠大于設計最大起飛重量7kg，故垂飛模式下也可以處于平衡狀態。

縱向位置以翼根前緣為坐標原點，即翼根前緣X=0。多旋翼無人機的穩定性主要在于各旋翼提供的拉力對重心取矩為0。該無人機垂飛狀態的設計重心在X_CG1=0.239m。

無人機在平飛模式時與固定翼飛機無異，其靜穩定性的主要判據在于俯仰穩定度。根據俯仰穩定度近似計算公式，對無人機的俯仰穩定度進行計算：

其中，氣動中心和焦點均通過XFLR5軟件估算而來，重心在無人機機身縱向和全機壓力中心重合，而焦點可以通過XFLR5軟件間接算得。飛機焦點的特征在于，在一定雷諾數下，當飛機的迎角改變時，其所受到的空氣動力對于此點的合力矩不變。根據這一特征，XFLR5軟件可以通過設定不同的無人機重心位置來計算相對不同位置的點取矩的俯仰力矩系數-迎角曲線，當對于某點的俯仰力矩系數-迎角曲線近似為一條直線時，即所受到的空氣動力對于此點的合力矩不變，則可認為該點為無人機的焦點。

通過上述總體分析計算可得縱向穩定度為-0.171，固定翼無人機的俯仰穩定度一般為-0.2～-0.15，無人機處于合理的俯仰穩定度區間，所以該無人機平飛時縱向是穩定的。

4 結論

本文建立了理論計算結合XFLR5氣動估算軟件分析的設計方法，并對傾轉機翼無人機進行設計和分析，證明了該設計方法的可行性，為類似構型的無人機氣動設計提供了參考。

【參考文獻】

【1】西蒙斯.模型飛機空氣動力學[M].北京：航空工業出版社，2007.