微小型飛行器氣動布局設計與試驗驗證

微小型飛行器氣動布局設計與試驗驗證

1微小型航天器的研制難點通常，雷諾數(shù)為10，這是航空領(lǐng)域的普遍現(xiàn)象。在雷諾數(shù)為10由于微小型飛行器飛行速度和風速為同一量級,風速的變化會造成雷諾數(shù)的劇烈變化,從而使按先前常規(guī)思想設計的飛行器氣動性能、穩(wěn)定性、操縱性急劇惡化,飛行性能受到嚴重的影響。當前學術(shù)界公認的微小型飛行器的研制難點在于以下幾個方面:(1)提高飛行器的飛行穩(wěn)定性;(2)增強抗陣風或突風載荷的干擾能力2小型機翼結(jié)構(gòu)失速抗突風能力分析微小型飛行器在飛行過程中受到突風載荷的作用,由于本身的轉(zhuǎn)動慣量小,飛行器的迎角變化劇烈?？雇伙L能力在一定程度上取決于飛行器失速迎角的大小,失速迎角越大,其抗突風能力就相對越好。所謂的極端設計要求是指在極端惡劣氣候環(huán)境(突風載荷作用)下能完成自主航拍任務。具體要求是:(1)失速迎角在30°附近;(2)抗風能力達到抗3～4級風力;(3)穩(wěn)定性適于航拍。在極端條件下進行飛行的主要核心在于有效提高飛機抗突風能力。圖2是本課題組進行小型無人飛行器設計課題研發(fā)的整體思路框架示意圖。為有效地提高失速迎角,本文采用76/30邊條和主翼,如圖3所示。這種設計結(jié)構(gòu)可有效減小由于飛行過程中迎角變化對微小型飛行器飛行狀態(tài)的干擾,進而大幅度改善微小型飛行器的抗風飛行性能,從而保持飛行器的穩(wěn)定性對于微小型飛行器設計而言,翼型的選擇尤為關(guān)鍵從加工工藝角度考慮,相比之下S121012%的二維結(jié)構(gòu)最為復雜;從幾何外形考慮,其彎曲且薄的機翼后緣受力狀態(tài)類似于薄板的邊緣加載集中載荷,易受損傷,不易進行加工與后期的維護。取飛行雷諾數(shù)Re=10從圖4中可以看出:E591與S121012%的升力阻力系數(shù)較為相似,而在相同迎角下,S121012%由于其后緣采用的大彎度結(jié)構(gòu),氣流通過機翼下表面滯留時間相對較長,能夠獲得相對較大的升力系數(shù);然而在失速后,ClarkY翼型仍能保持一定升力,E591與S121012%相比之下過失速升力性能較差。ClarkY翼型的這種特性與設計的基本要求吻合。在阻力氣動特性方面,在大于10°迎角情況下,S121012%阻力系數(shù)急劇增加,而ClarkY翼型增加幅度較小;在升力氣動特性方面,在大于10°迎角情況下,S121012%升力系數(shù)的導數(shù)趨近于0,不再增長。而E591翼型相比ClarkY翼型來說,阻力系數(shù)明顯較大,綜合考慮本文設計采用ClarkY翼型。3結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的數(shù)值模擬計算驗證根據(jù)上文所述,可將飛機的基本設計尺寸確定,但由于低雷諾數(shù)的數(shù)值計算可靠性較低,本文將數(shù)值模擬計算作為設計的初步定性分析工具,以具體的風洞試驗作為分析氣動性能的定量方法。圖5是飛機的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與實際外形。進行氣動性能初步驗證,為微小型飛行器進行定性的分析。在本次計算中主要采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,極小部分采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行劃分。網(wǎng)格數(shù)為300萬左右,采用三維單精度計算。所選用雷諾數(shù)的大小為1.977×10圖6是數(shù)值模擬計算出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的估算結(jié)果,可以明顯地看出飛機的升阻比在9°附近達到峰值,隨著迎角的增大,低頭力矩的數(shù)值增加。失速迎角的范圍為27°～33°,符合本文對于失速迎角范圍的設計要求。4不同迎角下升降波的升阻比變化圖7是在北航D1風洞中進行吹風的實驗模型圖,其縮比為0.2。三個舵面均可以變化角度,角度片的大小為0°、±15°、±30°。安裝采用側(cè)裝式,天平安裝在迎風面。在整個實驗中,側(cè)滑角的大小被固定,始終為0°。下面是實驗的結(jié)果及分析。所采用的風洞試驗數(shù)據(jù)經(jīng)過重復性試驗誤差在5%以內(nèi),符合工程的要求。圖8～圖11對比的是不同雷諾數(shù)下升降舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)時所對應的升阻比的變化情況。所對應的雷諾數(shù)為3.956×10下面定量地比較不同迎角下升阻比相差量值的區(qū)別。本文分別以Re=6.59×10通過表2可以得到,當迎角為6°時,下偏升降舵30°升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比增加34.98%,而上偏30°升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比減少63.086%。因此,在Re=6.59×10通過表3可以得到,當迎角為6°時,下偏升降舵30°升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比增加69.76%,而上偏30°升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比減少為55.2%。因此,在Re=7.9×10對比上面兩組選定雷諾數(shù)下的數(shù)據(jù),可以明顯地看出盡管飛機本身設計的失速迎角達到30°以上,但由于迎角達到20°以上時,舵面的可操縱性已降低很多,當收到外界影響時恢復狀態(tài)較為緩慢。5不同面向模型時升阻比的變化圖12～圖15為是不同雷諾數(shù)下副翼發(fā)生偏轉(zhuǎn)時,所對應的升阻比的變化情況。當Re=3.95×10通過表4可以看出:當迎角為6°、副翼偏轉(zhuǎn)30°時升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比減少28.63%;而副翼偏轉(zhuǎn)15°時升阻比與未偏轉(zhuǎn)時相比減少24.35%。因此,在Re=6.59×106養(yǎng)成器布局設計通過對微小型飛行器的外形設計與相關(guān)的風洞試驗分析以及相關(guān)的外場實驗,本文得出:對于非常規(guī)氣動布局,在突風載荷作用情況下,提升失速迎角,可使微小型飛行器的