串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计*

华 杰,马震宇,李德坚,刘晓楠

(郑州航空工业管理学院,郑州 450000)



串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计*

华 杰,马震宇,李德坚,刘晓楠

(郑州航空工业管理学院,郑州 450000)

国内外试飞成功的太阳能无人机均采用常规机翼布局。设计确定一种太阳能螺旋桨无人机总体参数,机翼采用串置翼。应用FLUENT并基于3D粘性流场计算,验证表明串置翼比单翼具有气动优势。在迎角0°和6°下,对串置翼前后翼水平及垂直相对位置60种变化组合,模拟计算组合翼型升阻特性。结果表明两翼水平距离为5倍弦长和垂直距离为0.4倍弦长下,串置翼气动性能最佳。进一步确定翼及副翼和舵参数,制作完成缩比模型并试飞。

太阳能无人机;串置翼布局;总体参数;低速气动性能;数值仿真;缩比试飞模型

0 引言

太阳能无人机是利用光伏电池的零碳环保飞行器,广泛采用大展弦比、长直机翼布局,螺旋桨装置推进,要求必须具有较高的低速飞行升阻比。Scharp对非常规串置翼直翼低雷诺数下气动特性进行试验研究,验证了串置翼布局的气动优势[1]。Mark对串置翼做了大量气动性能研究[2]。国内李广佳等进行了串置翼低雷诺数气动特性研究[3-4],常浩等对串置翼用于飞艇进行了气动研究[5]。这些研究都表明串置翼布局比单机翼具有明显气动优势,通过分配前后两个机翼的升力可使升致诱导阻力明显减小,升阻比明显提高。在机翼参考面积和翼展等主要参数相同情况下,串置翼在气动性能方面提升潜力更大。

目前在国内外太阳能无人机试飞成功的试验机中,机翼仍然都是采用常规气动布局,如瑞士的“阳光动力2号”、国内的绿色先锋号及全国科研类航空航天锦标赛中的太阳能飞机等。以全国科研类航空航天锦标赛对太阳能飞机重量的要求为限制,设计确定一种太阳能螺旋桨动力无人机方案总体参数,机翼采用非常规串置翼布局形式。首先对串置翼与单翼的升阻特性进行计算比较,然后对串置翼前后翼水平相对位置和垂直相对位置不同组合条件下二维流场进行计算分析,最后进一步确定串置翼及其副翼和方向舵的布局参数,并制作串置翼无人机飞行测试缩比模型。

1 太阳能串置翼无人机总体参数

太阳能飞机白天用电池板收集并储存太阳能,晚间依靠储能电池提供电能。太阳能飞机维持微弱的功率平衡及相应的能量平衡而实现持续飞行,平飞需用功率可表示为[6]:

(1)

对于一般的太阳能飞机总体参数设计,通常仅考虑飞机自身的重量和功耗的平衡关系。

将飞机总体方案设计主要确定的总体参数[7]拓展用于太阳能串置翼无人机总体方案参数的确定:

1)提出巡航速度、续航时间、任务载荷重量等设计指标。

2)以全国科研类航空航天锦标赛对太阳能飞机重量要求为限制,确定无人机总重。

3)选择合适的机翼翼型,得到最大升力系数。

4)根据飞行雷诺数,初步确定最佳升阻比。

5)初步确定翼载荷(此方面太阳能飞机与滑翔机有所类似)。

通过以上过程并通过式(1),计算太阳能无人机平飞功率。选配无刷电机并根据其功率和附加电子设备功率计算得到总功率,由此定出太阳能电池板总面积。根据太阳能电池板尺寸,确定直机翼弦长。综合各参数并进行调整和修正,设计确定出太阳能螺旋桨动力推进的串置翼无人机总体方案,基本参数见表1。

表1 太阳能螺桨动力串置翼无人机总体参数

2 串置翼与单翼气动特性计算比较

2.1 计算条件

根据串置翼无人机总体设计方案,假设前、后翼之间垂直相对距离分别为-1.2和1.2倍弦长(后翼处于上方时垂直相对距离为负值),水平相对距离为5倍弦长。为进行比较,对于单翼布局的机翼,其面积和展长与串置翼的保持一致。不考虑螺旋桨和机身作用,按标准海平面大气条件,飞行速度或相对来流速度为8.5 m/s,迎角和侧滑角均为0°。

2.2 绕流控制方程

在笛卡尔直角坐标下,对于机翼的低速定常粘性空气绕流三维流场,连续方程和动量方程为[8]:

方程经雷诺时均化处理得粘性湍流雷诺方程(RANS)。选用S-A粘湍流封闭模型,主要用于恰当求解边界层受粘性影响的区域,对具有层流底层的固壁湍流流动具有较好的收敛性[9]。

(6)

2.3 流场计算划分网格

机翼流场计算要求在机翼附近布置足够密的网格,以准确获得阻力和升力及力矩数据,同时计算域也必须取得足够大以适应远场条件[9]。为此,将流场计算域分为两个区:以机翼展长一半的15倍为半径做一个大圆柱体,其外表面作为计算流场的外界;用一个小的圆柱体包围机翼附近流域,以在此域内进行网格加密。因流场相对飞机纵剖面对称,故仅计算对称面一侧半个区域流场。半个流域三维计算网格在纵对称面上的划分见图1。

图1 半个流域局部三维网格

2.4 计算结果与分析

对以上串置翼两种组合方案及单机翼布局分别进行数值模拟计算,从而获得机翼绕流压强分布与升力系数CI、阻力系数Cd和升阻比k等数据,主要结果见表2。

在相同机翼面积和展长下,串置翼的总升力比单机翼的大5.2%,虽然总阻力比单机翼稍大,但升阻比大1.8%,串置翼气动性能总体优于单机翼。采用串置翼布局方案,可以解决机翼面积、展长和机翼结构矛盾,可获得更小的机翼几何尺寸,气动性能提升空间更大。

表2 串置翼与单翼升阻特性计算结果

3 串置翼翼型气动特性计算分析

3.1 计算模型和条件

针对以上串置翼总体方案,根据二维低速粘性空气绕流控制方程,进行前后翼相对位置多种不同组合下流场及升力和阻力的仿真计算。

串置翼前后翼型的弦长b相等,b=0.35 m,翼型均为FX 63-137smoothed,最大相对厚度为13.7%。前、后翼相对位置规定见图2,水平相对距离S定义为前翼型的后缘到后翼型的前缘之间的水平距离,垂直相对距离H定义为两翼型中点之间的铅垂距离,且后翼处于上方时垂直相对距离定为负值。

设定S=b、2b、3b、4b、5b,每种S下取H分别为:-0.4b、-0.8b、-1.2b、0.4b、0.8b、1.2b,来流迎角取为0°和6°,总共60种相对位置和状态组合情况。据此,计算分析位置和状态参数变化对串置翼组合翼型流场及升阻特性的影响。

图2 前后翼型相对位置规定

3.2 流场边界和网格划分

运用分区网格生成技术以控制网格加密和网格数量[3]。按15倍弦长构成矩形流场外边界,前和上、下3个边界设定为速度入口边界,后边界设为压力出口边界。在比翼型弦长和单位厚度稍大点的翼型表面附近的矩形流域内,划分非结构化网格并加密。前后翼型表面均为绝热固壁且流动黏性无滑移。速度入口来流速度为8.5 m/s,采用Simple算法,基于弦长的雷诺数为2×105。图3为前后翼型周围流域计算网格。

图3 二维流场计算划分网格

3.3 计算结果与分析

3.3.1 垂直相对距离对气动性能的影响

图4和图5是前翼和后翼在不同水平距离下升阻比变化计算曲线。随垂直相对距离增大,前翼型升阻比有所下降,后翼型升阻比提高。在较小水平相对距离下,垂直相对距离变化对前后翼气动性能影响较大。在水平相对距离较大时,垂直相对距离变化对前后翼气动性能影响较小,垂直相对位置为正值比为相应负值时有利于前后翼整体气动性能提升,这与文献[3]分析结果一致。

图4 前翼升阻比变化计算曲线(α=0°)

图5 后翼升阻比变化计算曲线(α=0°)

3.3.2 水平相对距离对气动性能的影响

图6和图7是串置翼在不同的垂直相对距离下总升力系数和升阻比的计算曲线。在水平相对距离S的增大过程中,总升力系数呈变大的发展趋势,不同垂直相对距离H下的气动特性差距逐渐减小。

在S增加为较大时,升阻比也呈变大的发展态势。当水平相对距离S达到5倍弦长情况下,不同组合下的升力系数、阻力系数和升阻比趋于基本相同,且相对而言H=0.4b时,串置翼整体具有最佳的气动性能。

图6 迎角0°时串置翼总升力系数计算曲线

图7 迎角0°时串置翼总升阻比计算曲线

表3为H=0.8b时不同水平距离下前翼和后翼的升阻系数结果。随着水平相对距离增大,前翼升力系数变小,后翼的变大。前翼升力系数最大是后翼的1.6倍,后翼阻力系数最大是前翼的6.4倍。这说明前翼对总升力的贡献较大,而后翼占总阻力的成分更大,前翼的气动效果比后翼的好,分析这应缘于前翼对后翼的下洗作用及后翼对前翼的强上洗作用。

表3 H=0.8b时前后翼气动力系数计算结果

数值计算结果还表明,当飞行迎角为6°时,串置翼二维升阻特性变化规律与0°迎角以上的变化规律相似。

4 串置翼无人机试飞缩比模型

4.1 模型设计

太阳能螺旋桨动力串置翼无人机为非常规气动布局,其飞行采用鸭翼控制方式,前翼上的副翼作为升降舵使用,后翼上的副翼作为滚控使用。

为保证无人机横侧向静稳定性,根据经验设计前翼上反角为5°,各上反段长度为翼展的1/5。副翼面积相对机翼面积为5%～7%,副翼相对弦长(与机翼当地弦长之比)为20%～25%,其位置从50%机翼半展长处延伸至90%机翼半展长处。机身上立尾面积相对机翼总面积在20%～25%,其上方向舵在弦向所占比例为20%。

依据总体参数和以上参数,使用Profili翼型软件获得翼型二维图,再导入CATIA软件,进行机翼和机身三维实体建模。图8为构建的太阳能螺旋桨串置翼无人机3D模型。

图8 串置翼无人机实体模型

4.2 缩比试飞模型制作

串置翼无人机设计翼展是3.5 m,考虑到实验条件和场地等因素,制作1∶2缩比试飞实物模型。

应用CAD软件绘制模型二维零件图,使用激光雕刻机雕制各零件。使用保温板和泡沫切割机制作机翼,机身采用细碳杆,采用环氧树脂将机身与机翼通过航空层板刚性联接。

将各块电池板串联焊接并连接至微型太阳能充电器,实测太阳能电池额定功率为74 W。因太阳能电池板不能与机翼曲面很好贴合且易碎,故将电池板封装于机翼内部。机翼表面采用透明透光超轻蒙皮,可保证机翼外形和光能转换效率。通过制作表明,串置翼布局的太阳能飞机在太阳电池能板铺设面积方面也具有明显优势。

图9 太阳能螺旋桨动力串置翼无人机模型试飞

经过试飞试验,测得模型飞机的起飞滑跑距离为40 m,最大平飞速度为14 m/s,最大爬升率为0.9 m/s。图9为太阳能螺旋桨动力串置翼无人机缩比模型试飞照片。

5 结论

1)应用常规飞机总体参数设计方法,结合重量平衡和能量平衡分析,快速设计一种太阳能螺旋桨串置翼无人机总体方案。

2)数值仿真验证表明,在相同机翼面积和翼展条件下,串置翼的升力系数明显高于单机翼,而且升阻比也比较大,串置翼气动性能总体优于单机翼。

3)在多参数组合变化条件下,串置翼二维绕流数值模拟结果表明:在水平相对距离较大时,垂直相对距离变化对前后翼气动性能影响较小,垂直相对位置为正值比为负值时有助于串置翼的气动性能提升。在水平相对距离增大过程中,串置翼总升力系数和升阻比逐渐变大。在前后翼水平相对距离设计为5倍弦长、垂直相对距离为0.4倍弦长的组合方案下,串置翼整体气动力性能相对最佳。

4)设计制作并试飞了串置翼太阳能螺旋桨动力缩比模型,在太阳能电池板铺设面积方面串置翼布局也具有明显优势。

[1] SCHARP D F, MUELLER T J. Experimental study of a low re-ynolds number tandem airfoil configuration [J]. Journal of Aircraft, 1992, 29(2): 231-236.

[2] MARK D R, BRUCE P S. Benefits of dual wings over sing-le wings for high-performance business airplanes [J]. Jour-nal of Aircraft, 1984, 21(2): 116-127.

[3] 李广佳, 李锋, 石文. 串置翼型数值模拟及气动特性分析 [J]. 飞机设计, 2006(1): 19-24.

[4] ZHANG Guoqing, YANG Shuxing. Experimental investigation of the aerodynamic characteristics of tandem-airfoil based on low Reynolds number [J]. Chinese Journal of Computational Mechanics, 2010, 27(4): 733-737.

[5] 常浩, 马东立, 李毅波, 等. 复合无人飞行器气动特性研究 [J]. 航空计算技术, 2009, 39(4): 87-90.

[6] 张芳, 徐含乐, 任武. 特种太阳能飞机总体参数设计方法研究 [J]. 科学技术与工程, 2012, 12(24): 6245-6251.

[7] 李为吉. 飞机总体设计 [M]. 西安: 西北工业大学出版社, 2005: 3-32.

[8] 钱翼稷. 空气动力学 [M]. 北京: 北京航天航空大学出版社, 2004: 34-44.

[9] 韩占忠. FLUENT: 流体工程仿真计算实例与分析 [M]. 北京: 北京理工大学出版社, 2009: 57-80.

Simulation Research on Aerodynamic Characteristics of Tandem Wing Solar Energy UAV and Model Design

HUA Jie,MA Zhenyu,LI Dejian,LIU Xiaonan

(Zhengzhou Uniuersity of Aeronautics, Zhengzhou 450000, China)

Successful test flights of solar powered unmanned aerial vehicles(UAVsat home and abroad are using conventional wing layout. The overall parameters of a kind of solar energy UAV were determined, it is propeller powered and the wing adopts unconventional tandem wing configuration. Based on FLUENT software and calculation of 3D viscous flow field, verification calculation shows the tandem wing is better than single wing in aerodynamic performance. Two-dimensional numerical simulation of low speed aerodynamic characteristic of the tandem wing was performed in sixty kinds of different relative horizontal distance and height for 0° and 6° attack angle. Through analysis on the results of lift, drag and lift-to-drag ratio, it is found that aerodynamic performance of the tandem wing is relatively best when the relative horizontal distance is 5 times the chord and relative vertical height is 0.4 times chord. Furthermore, configuration parameters of the tandem wing, aileron and rudder were determined, making 1∶2 scaled model of the tandem wing UAV and testing flight.

solar energy unmanned aerial vehicle; tandem wing configuration; general parameters; low speed aerodynamic performance; numerical simulation; scaling flight test model

2015-06-09

国家级大学生创新创业训练计划(201410485002);郑州航院大学生科技创新基金(ZHCJ20131501)资助

华杰(1993-),男,江苏高邮人,本科,研究方向:飞行器气动设计。

V279;V211.3

A