一种大载荷量轻型无人机的总体方案设计与建模

黄 荣

（厦门大学嘉庚学院机电工程学院，福建 漳州363105）

0 前言

飞控系统的研发过程需要一个安全可靠的飞行平台来进行飞行验证。而无人机由于没有人的约束，所以不仅可以具备有人飞机的特点以外，还可得到比有人飞机更多的设计自由度，而且可以用于执行人不便或不能完成的特殊任务。因此，设计一款适合于飞控研发试飞，且具有较大载荷量的轻型无人机具有很大应用前景。

1 总体设计

1.1 性能要求

综合以往用于飞控研发的无人机性能，提出以下设计指标：

静稳定飞机

设计最大起飞重量≤20 kg

设计空机质量≤10 kg

有效载荷≥3 kg

巡航速度≤75 km/h

最大平飞速度≤100 km/h

降落速度≤55 km/h

满载起飞滑跑距离≤50 m

巡航高度≤120 m（考虑到国内无人机飞行安全法规，不做大升限设计）

起降方式：滑跑/弹射起飞，滑跑/降落伞降落

1.2 提出方案

结合研究的基本要求和以上的性能指标，提出以下初步设计方案：

（1）为了降低巡航速度和降落速度，需要提高整机的升阻比，优选高升阻比翼型；

（2）要降低飞机的起落距离就需要对机翼构型进行更为精细的设计，优化展弦比、机翼外形，使载荷分布更合理；

（3）为增大飞机横侧向与航向稳定性，选取较大的平垂尾尾容量；

（4）为了增大机头空间，将发动机置于尾部或其他位置；

（5）考虑到发动机后置以及垂尾尾容量加大，故采用双尾撑布局；

（6）为避免后置发动机螺旋桨滑流对平尾舵效的影响给飞控造成不必要的影响，故考虑移动平尾位置或其他构型尾翼。

综上所述，本文将对大展弦比，双尾撑后推式轻型无人机进行总体设计。

1.3 基本飞行任务剖面

飞行任务剖面，为完成某一特定飞行任务而绘制的飞机航迹图形，是飞机战术技术要求的组成部分和重要的设计依据，也是形象地表达飞行任务的一种形式[1]。如图1所示即为本文所设计的轻型无人机的基本飞行任务剖面。

图1 基本任务剖面

图1 中各个阶段为：1为起飞段；2为加速爬升段；3为巡航阶段；4为减速下降阶段；5为着陆阶段。

1.4 总体布局

由以上提出的方案对飞机总体布局进行设计，飞机采用正常双尾撑布局形式，该布局与常规固定翼类似，设计经验和试飞经验较多，且飞机重心在气动焦点之前，符合静稳定特性。

最终确定出本架轻型无人机的总体布局方案：

（1）发动机后置腰推形式，油/电两用；

（2）采用双垂尾形式；

（3）大展弦比平直、梯形机翼，综合考虑当地飞行场地、车辆运输以及国内“低小慢”航空器大致尺寸，设定翼展I=4 m；

（4）平尾位置布置于垂尾上部。

1.5 展弦比估算

本文所设计的轻型无人机属于“低小慢”航空器范畴，飞行中的阻力主要来自压差阻力和摩擦阻力，而摩擦阻力Cf与飞机外表面与气流接触的浸润面积Sjr有关。

因为本文所设计的飞机为常规双尾撑布局，又因目前此类“低小慢”航空器的设计准则不完备，故其浸润面积比可以参考通用航空飞行器设计。

展弦比计算：取浸润面积比

普通载荷量无人机等效展弦比λ=8，美军“死神”无人机等效展弦比λ=20，展弦比太小会使得横向稳定性减弱，而“死神”无人机展弦比太大，致使机翼承受的弯矩过大，因此本文设计的无人机展弦比先取两者中间值14，故设等效展弦比

则又有浸润展弦比

1.6 翼型选择

翼型是构成机翼、尾翼的重要部分，它直接影响到飞机的性能和飞行品质[2]。

巡航高度取定100 m，巡航速度75 km/h，参考同级别其他无人机平均气动弦长b≈0.35 m等参数下，此时雷诺数Re=500 000。

通常情况下，大弯度翼型被称为高升力翼型，大弯度翼型拥有更大的最大升力系数[3]。根据以上数据和条件筛选翼型库，拟定选择AH-79-100B翼型，通过翼型模拟软件对该翼型的曲线进行计算分析，结果如图2、图3所示。

图2 升力、阻力系数曲线

图3 升阻比、俯仰力矩系数曲线

由图3可知AH-79-100B翼型在Re=500 000情况下，总体上具有较高的升阻比和升力系数，且全范围内曲线较平滑，无过大的激变，唯一的不足是俯仰力矩偏大，综合考虑，决定选取AH-79-100B翼型。AH-79-100B翼型相对厚度为10.04%在30.9%的弦长处，相对曲面为6.42%在50%的弦长处。由图2可知在迎角为13度时AH-79-100B翼型最大升力系数CLmax=1.76。

1.7 翼载荷的估算

飞机的翼载荷是指飞机重量m与机翼参考面积之比S，即m/S。通常重量都用正常起飞重量m0作为衡量的基准，而机翼参考面积S是指气动力系数CL、CD等时用的机翼参考面积[4]。

（1）求失速速度

等效展弦比

机翼平均气动弦长

机翼展长

机翼面积

飞机总重

整机的最大升力系数一般为翼型最大升力系数的80%，则最大升力系数

本文设计的轻型无人机应用于航测、实验室飞控实验等领域，且考虑到航线问题，一般飞行高度不超过300 m，则空气密度ρ＝1.29 kg/m3由升力公式。

求出设计失速速度

（2）设计最大翼载

在轻型无人机设计中，为使飞机易于操控且不至于速度过大，翼载荷一般不超多200 g/dm2，故以上设计最大翼载荷符合要求。

2 无人机基本参数设计

2.1 机翼外形参数设计

对于轻型无人机而言，在设计机翼时，首先要把满足设计要求的飞行技术性能作为主要依据，即应保证：

（1）在飞、着陆和空中机动状态下有尽可能大的升力及高的升阻比；

（2）在巡航状态和大速度下有尽可能小的气动阻力；

本文设计的轻型无人机机翼相对机身的位置，采用中单翼，翼身干扰小，阻力小。为使飞机拥有更好的横向稳定性以及更小的涡阻，将机翼形状设计为类滑翔机状态。得到：

等效展弦比λ＝14（第1章中已取定）

机翼展长l＝4 m（第1章中已取定）

机翼投影形状设计为细长梯形状，属于平直机翼的变种，拥有较优良的气动特性，生产加工方便，但是需要选择好合适的根梢比。

由低速飞机根梢比取2.222…时有最小诱导阻力[5]，且经过验证飞行可知，根梢比2.222…左右梯形机翼拥有最合理的载荷分布，故取根梢比

在前文已经取定平均气动弦长b=0.281 m，则根据根梢比η=2可得：

翼根弦长

翼尖弦长

又根据翼展和平均气动弦长已知，可求得

机翼面积

AH-79-100B翼型升力系数曲线和阻力系数曲线如图4所示。

图4 翼型升力系数、阻力系数曲线

本文设计的轻型无人机具有大载重量的特点，因此机身横截面积会相对较大，综合参考以上升力系数和阻力系数曲线，为了使飞机尽可能减小阻力的同时又兼具较高升力，所以取定：

机翼安装角：

上反角可提供横向安定效应；对于有后掠角的机翼，因侧滑而产生横向安定性[6]。而本文设计的轻型无人机采用了大展弦比中单翼设计，本身即具有很强的横向稳定性。为防止横向稳定过强，故机翼不设计上反角和后掠角。

由于设计采用的是根梢比为2的梯形机翼，综合考虑气流分量和后期制造难易程度，本文决定设计机翼前缘平直的直角梯形的机翼构型。

2.2 机身参数

2.2.1 机身长度

飞机起飞总重确定后，就可由表1中的数据得到机身长度的初值[1]。

表1 机身长度与起飞总重的关系

由设计最大起飞重量 ≤ 20 kg（即W0≤ 20 kg），查表得：A=1.6，C=0.23。

计算出机身设计长度

2.2.2 机身长细比

由已知定义，机身长细比＝机身长度／最大当量直径，当机身内部体积一定，长细比为3.0左右亚音速机身阻力最小，长细比为14左右的超音速机身阻力最小，绝大多数的飞机机身的长细比在两者之间[7]。

本文设计的轻型无人机属于低空低速飞机，无考虑超大长细比，相反应该考虑以大容积大载荷量为设计目标。参考其他载运量较大的无人机最大截面直径为0.23 m，拟定本文设计最大截面直径为0.25 m。综合参考之后，本文设计的轻型无人机拟设定机身长细比为4.0，即

则机身长度：

2.3 尾翼的布局及参数的选择

本文设计的轻型无人机的尾翼的布置采用固定尾撑双垂尾形式，并且把平尾抬高，避开了机翼尾流和螺旋桨滑流，使其效率提高，从而可以适当减小平尾尺寸，也为之后的飞控控制减少控制难度[8]。垂尾、平尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此这些翼面都要采用对称翼型[7]。

2.3.1 垂尾参数设计

飞机的航向安定性和操纵性是通过垂尾及方向舵来实现的[9]。为了达到更好的载荷分布效果，垂尾与主机翼一样采用直角梯形外部形状构型，方便生产制造。

尾翼的展弦比和尖削比参数如表2所示[1]。

表2 尾翼的展弦比和尖削比

上表中A为展弦比，λ尖削比（即为根梢比倒数）。

一般垂尾相对面积（SV/SW）大约为20%~25%，本文设计的轻型无人机将主要应用于航测、实验室飞控实验等领域，需要要求飞机具有较高的航向稳定性，所以设计取定：SV/SW=25%，则

由于本文设计的轻型无人机展弦比为14，与一般滑翔机类似，所以垂尾展弦比参考滑翔机范围取值，兼顾尾撑式布局存在的扭转风险，所以垂尾不设计太高，则取

本文设计的轻型无人机拟采用不小于23英寸（约0.6 m）的螺旋桨，为使平尾能够有效脱离螺旋桨滑流的影响，则设计垂尾高度不小于0.45 m，兼顾考虑上文提到的不应有太高大的垂尾，则取定

较大的尖削比可是使平尾设计得更低矮但面积更大，同时小的尖削比可以提高翼面的失速角度范围，使得垂尾工作在更广阔的侧滑角度里而不失速，且平尾高抬，类似T尾设计，所以参考数据，取

综合以上数据，可计算出垂尾的基本设计值：

符合设计要求。

2.3.2 平尾参数设计

平尾的主要作用是平衡机翼产生的纵向力矩，它们所能提供的力矩效率与其产生的升力及力臂成正比，而升力与其面积成正比[9]。

由表2可知，一般平尾相对面积（SH/S）大约为20%~25%，因为本文设计将平尾高抬离开螺旋桨滑流区和机翼下洗区，且垂于两垂尾之间，具有端板效应，所以平尾效率较高，可以适当采用较小面积的平尾设计。综上所述，取定（SH/S）=20%

平尾设计采用矩形外观构型，实用高效，便于安装。

由于平尾设计安装于平尾接近尖端处，所以将平尾安装处设计在垂尾弦长0.25 m处，又因平尾为矩形构造，为不造成不必要的干扰阻力，故综合考虑将平尾弦长设计定为0.25 m，即

根据已定的平尾面积SH=0.22 m2，计算出平尾展长lH≈0.9 m

则平尾展弦比AH=0.9/0.25=3.6，在可用范围内。

2.3.3 尾容量设定及尾力臂确定

尾容量是衡量飞机尾翼对飞机俯仰、航向安定性的基本数值。尾力臂是指机翼平均气动弦长前四分之一处到尾翼弦长前四分之一处的距离，相当于平垂尾为改变飞机姿态施力的力臂[10]。

如表3所示[1]，为经典飞机尾容量参考值。

表3 平垂尾经典尾容量参考值

垂尾尾容量

参考喷气运输机垂尾容量经典值，取CVT＝0.09

则：

平尾尾容量

参考喷气运输机垂尾容量经典值，取CHT=1.00

则：

综上，平尾力臂与垂尾力臂基本相等，则在具体设计当中只需注意将平尾和垂尾四分之一弦长点设计重合即可。

2.4 三维建模

利用航空工业中应用最广的三维建模软件CATIA，根据以上设计出的参数进行本文轻型无人机的三维建模工作。三视图及等二轴测图如图5所示。

图5 三维模型的各个视图

3 总结与展望

本文设计确定了一种大载荷量无人机的基本参数，计算了基本飞行数据，建立了该轻型无人机的三维气动外形模型。设计过程表明，该轻型无人机设计方案可行，为后续的研制工作做了较为充足的理论设计准备。该轻型无人机主要适用于飞控验证飞行，也可适用于航空测绘、森林防火、国土资源调查等领域。