某螺旋桨长航时无人机气动力改进设计与分析

刘城斌，李杰，李鑫，周丽琼

(西北工业大学航空学院，陕西西安 710072)

引言

螺旋桨无人机由于具有推重比大、油耗低、噪声小和稳定性好等突出优点而被广泛用于执行中高空情报侦察和长时间的监视任务，如美国的捕食者无人机和以色列的苍鹭-B无人机等［1］。这类无人机为了长时间巡航需要保持较低的燃料消耗率，因此巡航设计点的速度一般较低，雷诺数基本处于百万数量级。由于巡航时飞行速度低、空气密度小，使其对机翼的气动性能有较高要求。在低雷诺数条件下实现高升力、高续航因子的机翼气动力设计是螺旋桨长航时无人机开发研制的关键技术。

本文针对螺旋桨长航时无人机的设计使用要求，进行了机翼气动力改进设计和研究。

1 无人机两段机翼设计思想

1.1 续航性能评价准则

螺旋桨无人机的续航时间可以用布雷盖公式(Breguet Equation)［2］来计算:

式中，T为续航时间;η为螺旋桨效率;c为单位耗油率;σ为巡航高度大气密度和海平面大气密度之比;S为机翼面积;Wi和Wf分别为待机巡逻开始和结束时的飞机重量。该式假定 η，c，CL，CD，σ 和 S为常数，可以看出，螺旋桨无人机的待机续航时间与续航因子/CD相关，而不是升阻比CL/CD。螺旋桨无人机若在最大续航因子(/CD)max所对应的速度和升力系数下飞行，将能达到最大续航时间［3］。

为了增大螺旋桨无人机在待机状态的最大续航时间和有效载荷，在对无人机机翼进行气动力改进设计时，主要目标便是有效提高无人机巡航升力系数和续航因子。

1.2 两段机翼设计原理

提高机翼的气动性能需要从二维翼型着手进行改进。现役长航时无人机大多使用的是单段翼型，升力和升阻比的可提升空间很小，限制了其气动性能的进一步提高。相比单段翼型，两段翼型固有的高升力特性以及翼型上所能够保持的较长层流区，使其在高升力时可以维持较小的阻力，升阻比要明显高于相同设计状态下的单段翼型。当两段翼型配置到三维机翼上，会出现诱导阻力和较为明显的寄生阻力，升力和阻力的同时增加使升阻比相比于单段机翼无人机无明显提高，但由于续航因子/CD对升力的变化比升阻比对升力的变化更为敏感，无人机的续航因子将会随升力的提高有一定幅度的增加。因此，将无人机单段机翼设计为两段机翼后，其升力特性和巡航性能会有显著提高［4-7］。

基于以上考虑，本文对某螺旋桨无人机的单段机翼进行了改进设计。在尽量保持原单段机翼几何外形特征的前提下，通过二维翼型设计，将单段机翼改进为两段机翼，并对翼身组合体进行流场数值模拟，通过与原无人机气动性能比较评估，验证了多段机翼应用于长航时无人机的工程价值。

2 气动分析方法

由于本文主要对低速翼型和低速无人机的升力特性和阻力特性进行求解计算，粘性效应较为明显，因此采用求解三维积分形式的非定常雷诺平均N-S方程组对翼型及翼身组合体气动力特性进行分析评估。

为了验证使用的数值计算方法的适应性，分别对GA(W)-1两段翼型和HiLiftPW-1高升力翼身组合在给定状态下进行流场求解并将结果与试验数据进行比较。

算例1:对厚度及流动雷诺数比较接近的GA(W)-1两段翼型进行流场求解［8］，其计算网格如图1所示。图2给出了带有35°偏角的30%后缘襟翼的GA(W)-1翼型在 Ma=0.13，Re=1.5×106，α =10°时计算值与实验值的比较。结果表明计算压强分布与实验值吻合良好，表明本文的方法能较准确地模拟二维粘性流动。

图1 GA(W)-1翼型计算网格

图2 GA(W)-1翼型计算值与实验值对比

算例2:为了验证本文中对三维低速流场计算方法的适应性，使用第一届AIAA高升力研究的翼身组合体(HiLiftPW-1)进行验证，其物面网格如图3所示。

图4和图5分别给出了在Ma=0.2，Re=4.3×106条件下升力系数和阻力系数的计算值与实验值的比较。计算结果与实验结果吻合良好，表明流场求解方法可以作为低速三维粘性流场的求解工具。

图3 HiLiftPW-1物面网格

图5 HiLiftPW-1阻力系数计算值与实验值比较

3 两段翼型设计方法及气动特性分析

3.1 两段翼型设计方法

本文的翼型设计是在前期单段翼型设计研究的基础上，在保持原始翼型基本几何特征的前提下，通过几何方法切割出主翼和襟翼，再调整主翼和襟翼缝道搭配得到性能较好的两段翼型。该方法最大的优点是能通过简单的几何手段，最大程度地体现原始翼型的几何特征，快速高效地生成气动性能良好的两段翼型，并保证生成的两段翼型在缝道处具有较高品质的流动。两段翼型设计过程如图6所示，更加详细的步骤可参见文献［9］。

图6 两段翼型设计过程

3.2 两段翼型气动特性

图7和图8分别给出了设计状态Ma=0.15，Re=1.5×106下两段翼型与原单段翼型升力系数及升阻特性的对比。从计算结果可以看出:本文所设计的两段翼型的最大升力系数为2.72，最大升阻比为158.71，与原单段翼型相比最大升力系数增大了74.35%，最大升阻比增大了28.64%，最大升阻比对应的升力系数从1.1提高到2.0。计算结果表明:本文所设计的两段翼型与原单段翼型相比，在提高升力的同时有效增大了翼型的升阻比，设计点升力系数提高明显。设计结果表明，两段翼型的气动性能明显优于单段翼型，符合本文的设计思路。下一步将把翼型以适当的方式组合成三维机翼并进行翼身组合体气动特性分析评估。

图8 翼型升阻比曲线对比

4 两段机翼无人机气动特性分析

为了进一步研究所设计得到的两段翼型机翼的气动特性，在原螺旋桨无人机上将单段机翼改装为两段机翼，无人机翼身组合体外形如图9所示，物面网格如图10所示。

图11和图12分别给出了设计状态Ma=0.2，Re=2.9×106下两段机翼无人机与原无人机的升力系数及续航因子的对比。从计算结果可以看出:最大升力系数由单段机翼无人机的1.48提高到2.38，增幅达到60.8%;最大续航因子从19提高到21;最佳巡航点对应的升力系数从1.1提高到1.8;两段机翼无人机的可用升力系数从1.1持续到2.1，在该升力系数范围内无人机皆可达到大于20的续航因子。

图11 无人机升力系数曲线对比

图12 无人机续航因子对比

从以上的对比分析可以看出，将传统的单段机翼改进设计为两段机翼，可以带来更大的可用升力增量，显著提高了无人机的升力特性。但是，升力的提高也将不可避免地带来诱导阻力的增加，同时两段机翼的寄生阻力也将更为明显。阻力的增加抵消了升力增加对升阻比CL/CD的贡献，因此两段机翼的升阻比并没有比单段机翼表现出明显的优势(见图13);但在设计点CL=1.8附近，升力增加对续航因子C1.5

L/CD的增益比阻力增加对其的减损要大，因此，影响无人机航时的续航因子提高比较明显(见图12)。

图13 无人机升阻比曲线对比

升力系数和续航因子的提高，可以减少无人机燃油消耗、增加留空时间。由于布雷盖公式中各参数为非国际单位，故假定无人机在巡航状态的各项参数为:η =0.8，c=0.67 lbs/(hp·hr)，σ =0.48，S=123.26 ft2，Wi=2 248 lbs，Wf=1 598 lbs，使用布雷盖公式可以求得原单段无人机续航时间为25.95 h;相同巡航条件下，改进后的两段机翼无人机的续航时间则为28.69 h，和单段无人机相比增加2.74 h。另外，设计点升力系数的提高还可以增大有效载荷、提升飞行高度、降低离地(落地)速度和缩短起飞(着陆)滑跑距离。

5 结束语

针对螺旋桨长航时无人机的使用设计要求，从现有单段翼型出发进行了高升力两段翼型设计，结合某型螺旋桨无人机，对采用两段翼型机翼的翼身组合体数模进行了气动力特性数值分析。计算结果表明，将两段机翼应用于螺旋桨无人机可以产生比单段机翼更大的可用升力和更高的续航因子，对无人机的续航时间、巡航高度、有效载荷以及起飞和着陆性能等都有较为明显的改善，证明了本文设计思想和设计方法的可行性。

［1］ 世界无人机大全编写组.世界无人机大全［M］.北京:航空工业出版社，2004:60-167.

［2］ Andrew H L，Eric L，Roland E F，etal.CU-24:Unmanned aerial vehicle design for long endurance［R］.AIAA-2009-208，2009.

［3］ 李珂.长航时无人机机翼平面参数及翼型选择分析［J］.飞行力学，2007，24(3):9-11.

［4］ Alexander Nagel，Misha Shepshelovich.Development of high-lift UAV wings［R］.AIAA-2006-3467，2006.

［5］ Moshe Steinbuch，Misha Shepshelovich.Development of high altitude long endurance airfoils［R］.AIAA-2004-1052，2004.

［6］ David F Cerra，Joseph Katz.Design and evaluation of a high-lift，thick airfoil for UAV applications［R］.AIAA-2008-292，2008.

［7］ Steinbuch M，Marcus B，Shepshelovich M.Development of UAV wings— subsonic designs［R］.AIAA-2003-603，2003.

［8］ Wentz W H，Ostowari C.Additional flow field studies of the GA(W)-1 airfoil with 30-percent chord Fowler flap including slot-gap variations and cove shapemodifications［R］.NASA-CR-3687，1983.

［9］ 侯成义，龚志斌，刘城斌，等.高空长航时无人机高升阻比两段翼型设计研究［J］.应用力学学报，2011，28(2):148-151.