CN109808913B - 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，分别通过对无人机主翼、倒V尾翼和可偏转翼梢小翼的设计解决了现今大多数无人机在做俯冲和爬升机动时具有大的高度损失，不能保证续航性，并且具有失速特性欠佳的问题。采用倒V形尾翼布局和后置螺旋桨动力方式。该布局不仅能以较少的部件总数来减小尾翼之间及尾翼与机身之间的干扰阻力，而且能减弱尾翼上的气流下洗以增强航向稳定性。同时该布局也可避免螺旋桨滑流，提高俯仰稳定性。

Description

一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法

技术领域

本发明属于无人机的设计领域，具体涉及一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法。

背景技术

在现代军事力量发展中，人们越来越重视信息化和自动化，日益复杂的战场环境也要求提高部队的综合作战能力。随着人工智能、传感器技术、自动控制技术的快速发展，无人机的多任务执行能力和作战能力越来越得到重视。虽然无人机的使用数量、种类和频次等呈快速增长趋势，但是多功能的高机动性军用无人机还未有深入研究与发展。在民用方面，可装载红外、数码照相机或气象传感器等设备，飞机采用手抛起飞，伞降或滑降，可广泛用于地面灾情探查，电力线路巡检，地理信息测绘，搜救，大气探测等领域。为兼顾无人机的储运和飞行机动性，拟提出一种可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，以此打开无人机性能改进和新一代飞行器发展研究的新思路。

国内现役无人机广泛采用大展弦比、固定翼梢小翼的平直机翼布局，以适应其低速飞行性能要求。这种布局飞机具有单一最优性能，不满足在多工况、多任务情况下保持优势飞行的需求。可偏转翼梢小翼无人机可以根据不同飞行状态，相应改变翼梢小翼偏转角，使其拥有更高的飞行效能和稳定性。2014年覃慷对可变斜角翼梢小翼飞机起飞效能展开研究，验证了此类翼梢小翼能够提高飞机的起飞效能，但并未提高其飞行器巡航速度下机动性能。国外对机翼大面积偏转的相关研究有许多，但是对翼梢小翼的偏转相关的研究报道还很少。美国的洛克希德·马丁公司受DARPA委托研制的一种代号“鸬鹚”的机翼可偏转的无人机，翼展4.9m，全机长5.8m，采用横向偏转的方式将机翼沿分离面转轴上下偏转。2017年，NASA计划研究和测试一种机翼能够在飞行过程中自由偏转的技术，以此来提高飞机飞行效率和能力。单一布局形式的无人机有以下两种问题，以航程为主的设计要求下，由于加装翼梢小翼来减小诱导阻力，无人机的机动性，就会受到影响而降低；以大迎角机动、转弯半径等高机动性能为主的设计要求下，无人机的航程就会受到影响而降低。京东物流无人机，虽通过加装4组电机来解决垂直起降的问题，但由于多加装的电机，其阻力增大，航程也相应降低。小翼偏转技术在国内无人机的应用还未见报道。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，解决了现今大多数无人机不能兼顾高俯冲机动性和低改出俯冲高度损失，并且具有失速特性欠佳的问题。

本发明的技术方案是：一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：无人机主翼的设计：

根据设计点马赫数和升阻比的要求，依据普朗特升力线理论确定主翼取展弦比λ和根梢比η，无人机主翼展长为b_w，由公式(1)、(2)计算得主翼平均几何弦长C_W、主翼翼根弦长b₀和翼尖弦长b₁；

步骤二：倒V尾翼的设计：

首先，设定尾翼的布置方式是垂尾和平尾的布置方式；然后分别设计等效的水平尾翼和垂直尾翼，设定无人机平尾容量C_HT，垂尾容量C_VT，结合步骤一中主翼的设计参数C_w、b_w及主翼参考面积公式(3)、尾容量公式(4)、力臂经验公式(5)，求出取整后的平尾面积S_HT，垂尾面积S_VT，尾力臂L；

L_HT＝KC_W (5)

式中，L_HT和L_VT分别代表平尾力臂和垂尾力臂，S为机翼参考面积，L_HT＝L_VT＝L；K＝1.9-2.5；

V型尾翼的总面积与等效水平尾翼和垂直尾翼的面积之和相等，见公式(6)；

S_V＝S_VT+S_HT (6)

然后，将倒V尾的夹角调整到等效垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，即倒V尾的夹角为90°；设定尾翼梢根比η′,尾翼根部弦长b_T0；由式(6)、(7)求得单个尾翼翼尖弦长b_T1，尾翼展长b_Tw；

S_V＝(b_T1+b_T0)×b_Tw (7)

步骤三：可偏转翼梢小翼展向位置的确定：

可偏转翼梢小翼的长度S与步骤一中求得的主翼展长b_w的关系式为：

s＝0.1b_w (12)

依据公式(12)求解S，从而确定翼梢小翼在主翼展向上的位置；

步骤四：确定翼梢小翼偏转角θ与飞机巡航速度下气动性能的变化关系：

设定朝向主翼上表面的方向为正，构建翼梢小翼偏转角θ分别为-60°、-30°、0°、30°、60°、90°的6种状态下的几何模型，迎角在-3°～27°范围内每隔3°进行均匀来流无攻角的CFD数值计算，得到不同小翼偏转角θ下升力系数C_L、升阻比k和俯仰力矩系数C_m随迎角变化的关系，确定处在设定巡航速度下，不同迎角对应的最优小翼偏转角；

步骤五：翼梢小翼与主翼的连接及舵面参数的确定：

设定舵机的转角为150°，能够实现翼梢小翼从-60°～90°的偏转；依据步骤一到步骤四中无人机的整体参数设计，确定副翼面积为机翼面积的5％～8％，副翼宽度为翼梢小翼翼根弦长的20％～25％，副翼位置从主翼35％半展长处延伸至主翼70％半展长处；单个尾舵占单个尾翼面积的25％～28％，宽度占单个尾翼翼根弦长的25％～30％。

本发明的进一步技术方案是：步骤四中设定(1)在巡航速度v＝30m/s下，迎角α∈[-3°，18°)∪(21°，27°]时，小翼偏转角θ＝90°；迎角α∈[18°，21°]时，小翼偏转角θ＝-60°；(2)在巡航速度v＝30m/s下，在迎角3°时小翼偏转角0°。

本发明的进一步技术方案是：所述无人机采用桁梁式机身、双梁式机翼和尾翼；机身截面、机翼及尾翼截面均采用厚度为2mm的松木利用激光雕刻机雕刻而成。

本发明的进一步技术方案是：所述翼梢小翼和主翼通过舵机、舵机连杆和舵机架连接。

本发明的进一步技术方案是：所述无人机的机身、机翼和尾翼之间通过碳纤维杆连接，保证碳纤维杆与机身、机翼、尾翼的连接处为过盈配合。

本发明的进一步技术方案是：所述无人机的电机设置于机身后部，所述电机安装使用盒式结构，用于提高电机安装的稳定性，减少由于机械振动对动力性能的影响。

有益效果

本发明的有益效果在于：采用倒V形尾翼布局和后置螺旋桨动力方式。该布局不仅能以较少的部件总数来减小尾翼之间及尾翼与机身之间的干扰阻力，而且能减弱尾翼上的气流下洗以增强航向稳定性。同时该布局也可避免螺旋桨滑流，提高俯仰稳定性。

通过对不同小翼偏转角和来流迎角组合工况的CFD分析，在巡航状态下，采用雷诺时均法和SST湍流模型，获得了翼梢小翼偏转角与升阻比、俯仰力矩等飞机气动性能的变化关系。小翼未偏转时，升阻比达最大值，利于无人机巡航，延长其航时；同时可减小改出俯冲高度损失，减少动力损耗。小翼向上偏转时，飞机的俯冲角增大，俯冲机动性增强。小翼向下偏转时，失速迎角提高，失速特性改善。

附图说明

图1可偏转翼梢小翼无人机几何模型侧视图。

图2主翼设计平面示意图。

图3尾翼设计平面示意图。

图4机身设计平面示意图。

图5翼梢小翼和主翼相对位置示意图。

图6机翼、机身、尾翼安装示意图。

图7翼梢小翼和主翼通过舵机连接示意图。

图8不同小翼偏转角下升力系数随迎角变化曲线。

图9不同小翼偏转角下升阻比随迎角变化曲线。

图10不同小翼偏转角下俯仰力矩系数随迎角变化曲线。

附图标记说明：1.主翼-机身前连接孔；2.主翼-机身后连接孔；3.尾翼-机身后连接孔；4.碳纤维杆；5.机身骨架；6.主翼骨架；7.尾翼骨架；8.舵机；9.舵机连杆；10.舵机架。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本实施例一种可偏转翼梢小翼的无人机，如图1。飞行速度范围为20m/s～40m/s，巡航速度为30m/s；机身长度、宽度分别为0.704m、0.132m；主翼翼展1.2m，翼根弦长0.3m，翼型采用NACA6412,安装角为3°尾翼翼展0.346m，翼根弦长0.2m，翼型采用NACA0010；尾翼距重心力臂长度为0.541m。

步骤一：主翼的设计：

根据普朗特升力线理论，小后掠大展弦比(λ≥5)、根梢比在η＝2～3的梯形机翼在低亚音速飞行时具有良好的升阻特性(升阻比在设计要请求范围内)，本机主翼取展弦比λ＝6、根梢比η＝3。结合二维翼型理论，内凹型翼型具有升阻比大、俯仰力矩大的特点，符合该机低速飞行的设计需要，因此本机主翼翼型选择采用了NACA6412翼型。取一般小型侦察无人机展长b_w＝1.2m，并由式(1)、(2)计算得主翼平均几何弦长为C_W＝0.2m，主翼翼根弦长b₀＝0.3m,翼尖弦长b₁＝0.1m，如图2。

步骤二：倒V尾翼的设计：

设计V尾时需假设尾翼的布置方式是垂尾和平尾的常规布置方式分别设计等效的水平尾翼和垂直尾翼。典型的常规布局无人机平尾容量C_HT＝0.5，垂尾容量C_VT＝0.05。结合主翼的设计参数C_w、b_w及主翼参考面积公式(3)和尾容量公式(4)、力臂经验公式(5)可求出取整后的平尾面积S_HT＝48000mm²，垂尾面积S_VT＝28800mm²，尾力臂L＝0.5m。式中L_HT和L_VT分别代表平尾力臂和垂尾力臂，S为机翼参考面积。这里假设L_HT＝L_VT＝L,K取2.5。

L_HT＝L＝KC_W(K＝1.9-2.5) (5)

对于倒V型尾翼的飞机，V型尾翼的总面积应S_V与等效水平尾翼面积S_HT和等效垂直尾翼面积S_VT之和相等，见式(6)。同时倒V尾的夹角应调整到等效垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，即倒V尾的夹角为90°。由于低速飞行时大多数飞机的尾翼是梢根比η在2～3.5的对称翼型机翼，因此取尾翼梢根比η′＝2，尾翼根部弦长b_T0＝0.2m，翼型为NACA0010。由式(6)、(7)得单个尾翼翼尖弦长b_T1＝0.1m，单个尾翼展长b_Tw＝0.256m，如图3。

S_V＝S_VT+S_HT (6)

S_V＝(b_T1+b_T0)×b_Tw (7)

步骤三：机身的设计：

如图4，设计机身各截面为圆截面，确定6个圆截面c_i(i＝1,2,3,4,5,6)的直径分别为60mm,132mm,106mm,83mm,73mm,68mm；除c₂截面外，其余各截面均为同心圆；c₂与其余各圆截面的圆心距为18mm。确定各截面圆心距机头距离d_i(i＝1,2,3,4,5,6)分别为24mm，163mm，324mm，518mm，628mm，704mm，其中d₃同为主翼与机身相交后翼根前缘距机头距离。最后用三次样条曲线拟合和各截面，得到机身轮廓线。

步骤四：可偏转翼梢小翼展向位置的确定：

对于质量G保持不变的电机驱动的螺旋桨飞机，在一定航程Δl内以定常速度v飞行时，其飞行航时t的计算公式如式(9)，式中k为升阻比、P为电机额定功率。

翼梢小翼的位置在大型客机上的长度s占主翼展长b_w的5％～15％，该机翼梢小翼的位置设计参考此范围。取s＝0.05b_w、s＝0.1b_w、s＝0.15b_w三个特征位置，对上述设计的主翼进行建模，并在标准大气压条件下进行均匀来流无攻角的CFD数值计算，其巡航速度v＝30m/s时，数值计算结果见表一。由表一和式(9)知，当升阻比k最大时，飞行航时最小，即最省飞行耗电量，因此确定s＝0.1b_w＝0.12m为翼梢小翼在主翼展向上的位置。

步骤五：翼梢小翼偏转角θ与飞机巡航速度下气动性能的变化关系获得：

取s＝0.1b_w＝0.12m。如图5，规定向上为正，构建翼梢小翼偏转角θ分别为-60°、-30°、0°、30°、60°、90°的6种状态下的无人机几何模型(此时初步确定主翼与机身的安装角为0°)，并在-3°～27°范围内每隔3°进行均匀来流(v＝30m/s)无攻角的CFD数值计算，不同小翼倾角θ下升力系数C_L、升阻比k和俯仰力矩系数C_m随迎角变化CFD数值计算结果分别见表二～表四，对应曲线见图8～图10。

飞机俯冲时，俯冲角β可由式(10)计算得到：

式中:G、β、v、S、C_L和ρ分别为飞机重力、俯冲角、飞机速度、机翼参考面积、升力系数和当地空气密度。

当飞机由俯冲到水平时，改出俯冲的高度损失如式(11)：

式中:V₁、

n_z和g分别为改出俯冲时的速度、轨迹倾角、法向过载和重力加速度。

由式(10)知，升力系数C_L越小，俯冲角β越大，因此俯冲机动性越强。由式(11)知，法向过载n_z越大，改出俯冲的高度损失越小。而升力系数C_L与法向过载n_z正相关，C_L越大，n_z越大，因此通过使翼梢小翼偏转来调整巡航速度下的升力系数C_L，提高其俯冲机动性或降低改出俯冲高度损失。

1)在巡航速度v＝30m/s下，迎角α∈[-3°，18°)∪(21°，27°]时，小翼偏转角θ＝90°能使该无人机机俯冲机动性最佳；迎角α∈[18°，21°]时，小翼偏转角θ＝-60°能使该机俯冲机动性最佳；

2)在巡航速度v＝30m/s下，小翼偏转角为0°时，能使改出俯冲高度损失最小，从而减小动力损耗；

3)在巡航速度v＝30m/s下，在迎角3°和小翼偏转角0°时，升阻比最大，此时有利于无人机巡航并可获得最大续航时间；

4)在巡航速度v＝30m/s下，翼梢小翼向下偏转能够提高失速迎角，失速特性得到改善；

5)在巡航速度v＝30m/s下，迎角α∈[18°，27°]时，翼梢小翼向上偏转能够提高纵向静稳定性；

从图7知，翼梢小翼向下偏转时，在迎角为24°时才发生失速现象，小翼不向下偏转时，在迎角为21°时就发生了失速现象。这说明小翼向下偏转提增大了其失速迎角。从图8知，在迎角3°和小翼偏转角0°时，升阻比最大，由式(9)得此时有利于无人机巡航并可获得最大续航时间。由图9和飞行力学的知识得出,在大迎角下，可偏转翼梢小翼无人机通过小翼向上偏转会改善纵向稳定性，降低操纵稳定性。

步骤六：机身、主翼和尾翼的连接：

如图6，为保证无人机飞行结构强度和重量限制，采用桁梁式机身与双梁式机翼和尾翼的结构设计。为保证强度，机身截面和机翼及尾翼截面均采用厚度为2mm的松木利用激光雕刻机雕刻而成。因在迎角3°和小翼偏转角0°时，升阻比最大，所以将主翼的安装角最终确定为3°。由于碳纤维杆具有质量轻和强度高的特点，利用碳纤维杆连接机身、机翼和尾翼。三部分均可从碳纤维杆中拔出，碳纤维杆与各部分连接处为过盈配合。将电机及桨叶置于机身后部，使用加强的盒式结构提高电机安装的稳定性，减少由于机械振动对动力性能的影响。

步骤七：翼梢小翼与主翼的连接及舵面参数的确定：

如图7，利用舵机与其配套连接件将翼梢小翼和主翼连接，舵机的转角为150°，可实现翼梢小翼从-60°～90°的偏转。根据飞机总体设计舵面设计参考经验值，在靠近翼尖的位置布置副翼，设计副翼面积为机翼面积的5％～8％，副翼宽度为翼梢小翼翼根弦长的20％～25％，其位置从35％半展长处延伸至70％半展长处。单个尾舵占单个尾翼面积的25％～28％，最大宽度占单个尾翼翼根弦长的25％～30％。

步骤八：飞控的调试：

在主翼的吸力面和压力面的叶展中部分别布置压力传感器并接入飞控板，传输其升力数据，使该机通过翼梢小翼的舵机信号通道使翼梢小翼偏转。其余舵面的信号线与接收机连接后与飞控板连接，最后通过遥控控制该机的飞行姿态。

表一为翼梢小翼不同展向位置下的主翼气动数据

相对位置	升力(N)	升阻比
			s＝0.05b<sub>w</sub>	36.998	10.002
s＝0.10b<sub>w</sub>	40.125	11.965
			s＝0.15b<sub>w</sub>	39.654	11.534

表二为不同小翼偏转角下的无人机升力系数数据

表三为不同小翼偏转角下的无人机升阻比数据

表四为不同小翼偏转角下的无人机俯仰力矩系数数据

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤一：无人机主翼的设计：

根据设计点马赫数和升阻比的要求，依据普朗特升力线理论确定主翼取展弦比λ和根梢比η，无人机主翼展长为b_w，由公式(1)、(2)计算得主翼平均几何弦长C_W、主翼翼根弦长b₀和翼尖弦长b₁；

步骤二：倒V尾翼的设计：

首先，设定尾翼的布置方式是垂尾和平尾的布置方式；然后分别设计等效的水平尾翼和垂直尾翼，设定无人机平尾容量C_HT，垂尾容量C_VT，结合步骤一中主翼的设计参数C_w、b_w及主翼参考面积公式(3)、尾容量公式(4)、力臂经验公式(5)，求出取整后的平尾面积S_HT，垂尾面积S_VT，尾力臂L；

L_HT＝KC_W (5)

式中，L_HT和L_VT分别代表平尾力臂和垂尾力臂，S为机翼参考面积，L_HT＝L_VT＝L；K＝1.9-2.5；

V型尾翼的总面积与等效水平尾翼和垂直尾翼的面积之和相等，见公式(6)；

S_V＝S_VT+S_HT (6)

然后，将倒V尾的夹角调整到等效垂尾和平尾面积之比的平方根的反正切，即倒V尾的夹角为90°；设定尾翼梢根比η′,尾翼根部弦长b_T0；由式(6)、(7)求得单个尾翼翼尖弦长b_T1，尾翼展长b_Tw；

S_V＝(b_T1+b_T0)×b_Tw (7)

步骤三：可偏转翼梢小翼展向位置的确定：

可偏转翼梢小翼的长度S与步骤一中求得的主翼展长b_w的关系式为：

s＝0.1b_w (12)

依据公式(12)求解S，从而确定翼梢小翼在主翼展向上的位置；

步骤四：确定翼梢小翼偏转角θ与飞机巡航速度下气动性能的变化关系：

设定朝向主翼上表面的方向为正，构建翼梢小翼偏转角θ分别为-60°、-30°、0°、30°、60°、90°的6种状态下的几何模型，迎角在-3°～27°范围内每隔3°进行均匀来流无攻角的CFD数值计算，得到不同小翼偏转角θ下升力系数C_L、升阻比k和俯仰力矩系数C_m随迎角变化的关系，确定处在设定巡航速度下，不同迎角对应的最优小翼偏转角；

步骤五：翼梢小翼与主翼的连接及舵面参数的确定：

设定舵机的转角为150°，能够实现翼梢小翼从-60°～90°的偏转；依据步骤一到步骤四中无人机的整体参数设计，确定副翼面积为机翼面积的5％～8％，副翼宽度为翼梢小翼翼根弦长的20％～25％，副翼位置从主翼35％半展长处延伸至主翼70％半展长处；单个尾舵占单个尾翼面积的25％～28％，宽度占单个尾翼翼根弦长的25％～30％。

2.根据权利要求1所述带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于：在所述步骤四中设定(1)在巡航速度v＝30m/s下，迎角α∈[-3°，18°)∪(21°，27°]时，小翼偏转角θ＝90°；迎角α∈[18°，21°]时，小翼偏转角θ＝-60°；(2)在巡航速度v＝30m/s下，在迎角3°时小翼偏转角0°。

3.根据权利要求1所述带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于：所述无人机采用桁梁式机身、双梁式机翼和尾翼；机身截面、机翼及尾翼截面均采用厚度为2mm的松木利用激光雕刻机雕刻而成。

4.根据权利要求1所述带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于：所述翼梢小翼和主翼通过舵机、舵机连杆和舵机架连接。

5.根据权利要求1所述带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于：所述无人机的机身、机翼和尾翼之间通过碳纤维杆连接，保证碳纤维杆与机身、机翼、尾翼的连接处为过盈配合。

6.根据权利要求1所述带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法，其特征在于：所述无人机的电机设置于机身后部，所述电机安装使用盒式结构，用于提高电机安装的稳定性，减少由于机械振动对动力性能的影响。

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