火星稀薄大气环境下的四旋翼无人机动力系统初步研究

刘洋洋，向树红，唐振宇，赵 华，任琼英，李 昊，王俊峰

（1. 北京卫星环境工程研究所；2. 北京卫星环境工程研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室：北京 100094）

火星稀薄大气环境下的四旋翼无人机动力系统初步研究

刘洋洋1,2，向树红1,2，唐振宇1，赵 华1,2，任琼英1，李 昊1，王俊峰1

（1. 北京卫星环境工程研究所；2. 北京卫星环境工程研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室：北京 100094）

火星的低气压环境为飞机可能应用于火星探测创造了条件。四旋翼飞机具有结构简单、可靠性高、可空中悬停、可重复起降等众多优势，成为火星探测应用的研究方向之一。文章针对火星四旋翼无人机关键的动力系统，用二维CFD仿真软件建立了螺旋桨模型，仿真分析了桨叶倾角、转速和半径等因素对桨叶升力的影响，并进行了螺旋桨初步方案设计。针对方案还开展了稀薄大气环境下的试验，测试了螺旋桨的升力，获得了与仿真分析一致的结果。文章研究可为火星四旋翼无人机动力系统进一步细化设计提供参考。

火星；四旋翼无人机；动力系统；初步研究

0 引言

火星的大气稀薄，仅相当于地球30～35 km高空的大气压强，但这仍使得在火星上使用空气动力航空器成为可能[1]。火星航空器的概念自20世纪70年代就已被提出[2]，早期的研究多集中在以喷气式发动机为动力的固定翼飞机[3-5]和共轴反桨的直升机[6]等。对于喷气式发动机的固定翼飞机，为了提供足够升力，要求飞行速度非常高，不利于火星探测任务；对于共轴反桨的直升机，由于结构非常复杂，实现难度很大。

鉴于此，本文提出了四旋翼火星无人机的概念。四旋翼飞机结构简单，可靠性高；可以实现空中悬停，有利于定点探测；使用电能为螺旋桨提供动力，方便长时间多次起降。针对四旋翼无人机的概念开展初步研究，确定其总体参数，包括总功率1300 W的需求。选用直流无刷电机作为动力方案，每台电机的功率只需300 W多一点。在此基础上，特别对动力系统（螺旋桨）进行较深入的研究，针对桨叶倾角、转速和半径等参数对桨叶升力的影响，开展二维CFD仿真分析；根据仿真分析的结果，初步完成螺旋桨的方案设计；开展稀薄大气环境下的样机升力测试试验，并与仿真结果进行对比分析。

1 四旋翼飞机螺旋桨方案的二维CFD仿真

1.1 仿真模型建立

图1所示是螺旋桨的气体流动图。为了模拟螺旋桨的气动特性，需要对螺旋体进行三维建模和计算流体力学仿真，但建模非常复杂，针对各种工况的计算量也非常大。因此，在探索其运动规律的基础上需对其进行简化。

图1 三维螺旋桨的气体流动特性示意和简化分析模型Fig. 1 Sketch of gas flow characteristics of 3D propellers and model for simplified analysis

沿径向在螺旋桨半径r处截取一个截面（如图1(b)所示）进行气动分析。螺旋桨的转速为ω，来流气体的速度为v，则v=ωr。针对截取的该截面，可以简化为一个具有固定来流速度v的二维流动工况。我们可以通过设计一系列不同来流速度v和不同桨叶倾角α以覆盖多种飞行工况，开展螺旋桨的初步设计。速度在 35～150 m/s范围设置了 11个值，倾角在5°～15°之间设置了11个值，进行组合设计分析，共开展了121个工况的计算。初步设计时，螺旋桨的叶片选用 NACA6412翼形。该翼形10°倾角工况的计算网格划分如图2所示。

图2 10°倾角工况计算网格Fig. 2 Mesh for the case of 10° angle of inclination

仿真计算中，来流气体成分为CO2，其压强设置为700 Pa，温度为225 K。图3显示了叶片倾角10°、来流速度150 m/s组合工况下气体压强分布仿真结果，在获得气体压强分布后，再通过积分获得该组合工况下桨叶所受的力，计算得到：水平方向的阻力为1.19 N/m，垂直方向的升力为4.80 N/m。由于力是按照z方向上以单位长度 1 m进行统计的，故单位为N/m。

图3 10°倾角和150 m/s速度组合工况下的气体压强分布及叶片受力统计Fig. 3 Pressure distribution and blade force for the case of 10°angle of inclination and 150 m/s of speed

1.2 螺旋桨仿真分析及设计

升力是螺旋桨设计最关键的参数指标，阻力表征电机带动螺旋桨转动所需克服的力，因此又常将升力FL与阻力FD的比值（升阻比FL/FD）作为螺旋桨设计的重要参数。将各个组合工况的升力、阻力及升阻比进行统计与处理，可以得到它们随速度和倾角变化的二维分布。图4显示了升阻比随着来流速度和叶片倾角的变化，图中网格节点即为每个计算点，由于计算点比较离散，所以图中部分等值线出现了折线。

图4 来流速度与叶片倾角对升阻比影响仿真结果Fig. 4 Simulation results of influence of inflow velocity and blade angle on lift-drag ratio

根据v=ωr，图4中的来流速度变化反映了半径的变化，一旦来流速度确定，便可以确定半径。选取图中升阻比最大的一条曲线（图中的白色曲线）进行分析计算，可得到在这种半径−倾角组合下的升力、阻力的关系，如图5所示。可以看出，升力和阻力的曲线基本呈线性变化，因此可以使用直线对其进行拟合，拟合结果如图中虚线所示，其拟合方程分别为：

图5 升力与阻力随来流速度变化关系及其线性拟合结果Fig. 5 The relationship and linear fitting results of lift and drag forces against inflow velocity

式中：r1表示桨叶面的起始点；r2表示桨叶的最大半径。近似计算中，可令r1为0。由式(3)可知，单个桨叶的总升力是桨径和转速的函数。同时还要考虑到桨尖的最大来流速度不应超过声速，即要求Mach数尽量小于1，通过计算可得到桨半径r的范围为 0.15～0.7 m，转速n的范围为 2000～10 000 r/min，桨叶总升力和桨尖Mach数的分布如图6所示。

图6 积分获得的桨叶总升力与桨尖Mach数分布Fig. 6 The lift force of blade and Mach number distribution obtained through integration

图 6表示了桨的半径与其转速的不同组合对桨叶的升力的影响，可以利用图示结果对螺旋桨开展设计。从图6中取出纵坐标（半径）为0.4、0.5、0.6 m的3条横线上对应的升力与转速的值，即可得到这 3种尺寸桨的升力随转速的变化关系，如图 7所示。结合图6中的Mach数分布，可以确定不同尺寸的桨叶最高转速，图7即针对不同尺寸的桨叶标示出其许用的转速极限（见图中红色箭头截断处）。

图7 不同尺寸桨叶的转速与升力关系Fig. 7 The relationship of blade speed and lift force for different blade sizes

通过以上分析可知，对于0.4～0.6 m半径的单个桨叶，其升力可达到1～2 N左右；2桨叶则为2～4 N；对于4桨叶，考虑一定的效率损失，可达3～6 N左右。采用四旋翼结构，则总的升力为10～24 N左右。火星的重力加速度为3.8 m/s2，则该升力可以提起 2.6～6.6 kg物体。这个质量与目前常用的四旋翼无人机质量相近，由此可见，四旋翼无人机的动力系统方案可行。

以上仿真计算中只针对一种叶片截面形状，既没有考虑其他叶片截面形状也没有考虑叶片宽度因素，另外，稀薄大气环境下的低雷诺数流动问题也不可忽略。可见，还有很大的优化提高空间，未来有必要进行更细致的优化设计。

2 稀薄大气环境下的螺旋桨升力初步测量试验

根据仿真分析的结果，初步设计制作了螺旋桨样机并开展升力测量试验，试验照片如图8所示。考虑到运载火箭对航天器的尺寸限制，螺旋桨的半径初步设计为0.26 m，倾角14°；桨距约0.37m；桨叶数量为4，由2个2桨叶的木桨叠加而成。试验在北京卫星环境工程研究所的真空舱内开展。气体温度为常温，气体成分为大气，气压为1000 Pa。

图8 稀薄大气环境下螺旋桨升力测量试验Fig. 8 Test of propeller lift in thin atmosphere

采用质量称原理对升力进行测量：螺旋桨转动前测量其质量为W0，转动过程中再次测量其质量为Wf，则总的升力Ft,exp为

测量结果如表1所示。从结果看，螺旋桨的升力可以达到2.2 N。根据图6的仿真结果，当半径为0.25 m、转速为10 000 r/min时，单个桨叶可产生的升力为0.72 N，则4个桨叶的升力为2.88 N。由于仿真时没有考虑效率因素，若考虑到效率因素后，可认为仿真与试验结果基本一致。

表1 1000 Pa稀薄大气环境下螺旋桨升力测量结果Table 1 The results of propeller lift in 1000 Pa thin atmosphere

3 结束语

本文针对四旋翼无人机关键的动力系统开展了研究，通过二维CFD仿真建立了桨叶倾角、转速和半径等因素对桨叶升力影响的关系，基于此开展了螺旋桨的初步方案设计。通过在稀薄大气环境下螺旋桨升力的测量试验，进一步验证了仿真结果的正确性。仿真计算考虑的因素比较单一，试验测量手段不够完善，测量的精度也有待进一步提高，未来还需要继续推进该领域的研究工作。

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[1] 欧阳自远, 肖福根. 火星探测的主要科学问题[J]. 航天器环境工程, 2011, 28(3): 205-217 OUYANG Z Y, XIAO F G. Major scientific issues involved in Mars exploration[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(3): 205-217

[2] 陈金宝, 聂宏, 柏合民, 等. 旋翼着陆器在火星探测中的研究进展[J]. 航天返回与遥感, 2008, 29(1): 6-10 CHEN J B, NIE H, BAI H M, et al. The development of rotary-wing lander for Mars[J]. Spacecraft Recovery &Remote Sensing, 2008, 29(1): 6-10

[3] BRAUN R D, WRIGHT H S, CROOM M A, et al.Design of the ARES Mars airplane and mission architecture[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006,43(5): 1026-1034

[4] KUHL C A．Design of a Mars airplane propulsion system for the Aerial Regional-Scale Environmental Survey (ARES) mission concept: NASA/TM-2009-215700[R], 2009

[5] KUHL C A, GAYLE S W, HUNTER C A, et al. Trade study of multiple thruster options for the Mars airplane concept: NASA/TM-2009-215699[R], 2009

[6] SAVU G, OPRISIU C, TRIFU O. An autonomous flying robot for Mars exploration: IAF-93-R.3.445[R], 1993

Preliminary research of the power system for Mars UAV with four rotors in thin atmosphere

LIU Yangyang1,2, XIANG Shuhong1,2, TANG Zhenyu1, ZHAO Hua1,2, REN Qiongying1,
LI Hao1, WANG Junfeng1
(1. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering;2. Science and Technology on Reliability and Environmental Engineering Laboratory,Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering: Beijing 100094, China)

The hypobaric environment on Mars creates the condition for the aircraft to be used in the Mars explorations. The four-rotor aircraft will be a potential choice in the Mars aircraft investigation because of its simple structure and high reliability, besides, it can also hover in the air, and be able to takeoff and land repeatedly. This paper focuses on the propulsion technology for the Mars four-rotor aircraft, and a 2D-CFD model is established of its propellers. The relationship of the blade inclination, the rotation speed, and the radius with the blade lift is analyzed by the model. The preliminary design of propellers is made based on this relationship. By tests in thin atmosphere, the thrust of propellers is obtained which agrees with the numerical simulation. The results of this paper can provide a theoretical basis for the further design of the dynamic system of the Mars UAV (unmanned aerial vehicle) with four-rotor propellers.

Mars; four-rotor UAV; power system; preliminary research

V476; V412.4

A

1673-1379(2017)05-0478-04

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.05.004

2017-02-23；

2017-09-12

刘洋洋, 向树红, 唐振宇, 等. 火星稀薄大气环境下的四旋翼无人机动力系统初步研究[J]. 航天器环境工程,2017, 34(5): 478-481

LIU Y Y, XIANG S H, TANG Z Y, et al. Preliminary research of the power system for Mars UAV with four rotors in thin atmosphere[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(5): 478-481

（编辑：肖福根）

刘洋洋（1991—），女，硕士研究生，研究方向为航天器特殊环境工程；E-mail: lyycasc@163.com。指导教师：向树红（1963—），男，研究员，博士生导师，主要从事航天器动力学环境模拟和试验技术研究。