李继广，李嘉兴，严天建,2，闫 朋，刘天栋，王 科
(1. 西安航空学院 飞行器学院, 西安 710077;2. 西安恒翔控制技术有限公司，西安 710000)
我国拥有300万平方公里海洋面积，6 500多个沿海岛屿[1],面临着海岛后勤补给、海上巡逻、海上通信保障等实际需求。常规无人机、有人机在远离本土的岛礁上应用面临海上岛礁大都不具备建设常规固定翼起降要求的跑道，垂直起降、旋翼飞行器航程、航时不足，维护保障简陋，飞行器难以长期部署等实际问题[2-5]。针对岛礁实际需求，以及岛礁的特殊使用环境，本文设计了一款基于倾转矢量技术的长航时、大载重无人机。
1.1 性能指标
根据岛礁应用的实际需求，设计的无人机应满足：(1)最大起飞重量为150 kg；
(2)航程大于1 600 km；
(3)最大平飞速度不低于150 km/h；
(4)巡航速度为100～120 km/h；
(5)起飞距离小于200 m。
1.2 设计特点
根据岛礁特定的使用环境，设计特点如下：
(1)倾转矢量设计。岛礁条件下的短距起降是设计的侧重点，为实现优良的短距起降性能，综合考虑倾转旋翼布局优良的短距起降能力和常规布局优良的续航能力，提出了一种兼顾这两种布局优点的倾转动力矢量推进方案。同时，推力矢量技术也可扩展无人机的飞行包线、改善无人机的飞行性能和飞行品质，提高其安全性。
(2)油电混合能源供应方案。油电混合能源供应方案可以满足高海拔的飞行的需求，且采用电机作为动力源也便于布置矢量推进系统。
(3)以巡航性能和制造成本为约束的气动优化设计方法。为了达到最佳的经济性，设计采用了具有高升阻比的V型尾翼翼身融合体总体气动布局方案，可降低油耗，提高经济性。为降低制造成本，对翼型进行了以结构和制造成本为约束条件的气动优化。
(4)低成本设计理念。设计采用了模块化与便捷化设计，部件与部件之间采用快拆结构进行连接，保证飞机的快速组装、拆卸与转运等任务需求。
1.3 总体设计方案
根据性能指标和确定的设计原则，该设计方案采用如下关键技术：
(1)大展弦比上单翼与V型尾翼的气动布局方案。上单翼布局可以为无人机内部货舱提供更大的载货空间，可以保证机身内部的有效容积；
同时，上单翼的布局保证了机翼间主梁间传力的完整性，可以减轻对结构方面的要求；
V型尾翼的使用进一步减轻了所需的结构质量，根据V型尾翼的设计方法，在保证了原有所需的平尾尾容量与垂尾尾容量的前提下减小了尾部结构尺寸[6]。
(2)低位单尾撑布局。设计这种布局具有简单、乱离路径少、结构质量轻等特点，同时这种布局气动构型较为简单、飞机的气动特性分析较为容易，设计成本低[7]。选择较低位置布置尾撑杆可以减少隔框传力、增加机身容积；
整机结构采用模块化设计方便安装、制作与维护。
(3)倾转动力矢量推进设计。推进系统的倾转可以极大的提高无人机的起降性能，但是，动力系统倾转机构的设计、倾转角度的选择等问题，都给设计方案的确定带来挑战。该方案根据起飞距离估算公式可以建立电机倾转角度与起飞滑跑距离比值的曲线，并精心设计了倾转机构，极大地提高了无人机的起降性能。
2.1 总体设计和矢量动力设计
倾转矢量无人机的整体设计效果如图1所示。
图1 倾转矢量无人机总体设计和结构效果图
该机的总体设计参数如表1所示。
表1 总体设计参数
为满足设计需求，此无人机的动力系统采用油电混合的动力系统。油电混合系统相对纯电动系统而言在同等重量下无人机续航时间更长；
相较于纯油动系统，混合系统工作效率更高(纯油动系统燃油燃烧不充分)。同时，电机相对活塞式发动机重量更轻，且可对电机进行矢量控制，在起飞阶段使电机倾转缩短起飞距离。
倾转矢量无人机地面加速滑跑距离s为：
(1)
式中：g为重力加速度；
v为无人机的速度；
vt为无人机起飞时的速度；
T为发动机推力，θ为发动机矢量倾角，G为飞机的重量；
F为地面摩擦力；
ρ为流体密度；
A为机翼面积；
cd为阻力系数；
c1为升力系数。
图2所示为根据式(1)计算所得电机倾角与起飞滑跑距离比值的关系曲线。由图2可知，在最佳状态下起飞距离可缩减到原本的75%左右，且无人机起飞重量越大，最短起飞距离对应的电机倾转角越小，起飞距离越长。
图2 起飞距离与电机倾角的关系
2.2 气动性能计算
2.2.1 计算网格绘制
无人机气动性能计算使用网格为非结构性多面体网格，该网格具有多个相邻单元、较高的近似梯度，可合理地预测梯度和当地流动的分布。对于挤压、拉伸等引起的网格变形，多面体网格可以通过增加新的节点、单元或面进行自动结合、分裂或修型，对于结构性网格的生成效率与非结构性网格的计算效率，多面体网格能够很好的平衡。
为保证精确求解粘性子层，通常y+取值接近1。根据航空业通用计算方式，壁面y+取1.2。雷诺数(Re)及y+的计算公式为
(2)
(3)
式中：ρ为流体密度；
vf为流体流速；
l为特征长度；
μ为动力粘性系数；
Δy为网格长度；
L为模型特征长度。
计算得Re为1.014×106，第一层网格高度为1.378×10-5m。附面层增长率通常选为1.1～1.2。根据经验，附面层厚度通常为3～5 mm。取增长率为1.2，附面层厚度为3.5 mm，据此可以确定所需加密层数为30层。根据计算结果对模型进行网格划分，节点和网格数如表2所示，划分的网格如图3～图5所示。
表2 气动性能计算节点及网格数
图3 机身网格
图4 连接处网格
图5 全机网格
2.2.2 计算边界条件设定
计算采用SSTκ-ω湍流模型。该模型在航空航天领域应用广泛，有大量可参考的研究和计算案例[8-9]。SSTκ-ω湍流模型计算工况如表3所示。
表3 计算工况
2.2.3 气动数据汇总
设计无人机的气动性能计算结果如图6和图7所示。
图6 整机升力/阻力系数曲线图
图7 整机升阻比曲线
由图6和图7可知，迎角为0°时，飞机的整机升力系数为0.475 9，产生的升力为127.48 kg；
当迎角为4°时整机最大升阻比最大，可达19.5，指标均满足初始设计的要求。根据升力系数曲线可以看出，该机在大迎角下具有较好的升力特性，表明该翼型具有良好的低速性能。由阻力系数曲线与升阻比曲线还可看出，迎角在10°以内时升阻比较高，阻力系数较小，因此该翼型适用迎角范围应不大于10°。此外，从升力系数曲线还可看出，迎角为6°时整机升力系数的增长速度开始下降。迎角为15°时升力系数达到最大值，之后进入平稳阶段，当迎角达18°时升力系数开始下降。
图8所示为设计无人机的力矩系数随迎角的变化曲线。由图8可知，迎角大于6°，无人机的低头力矩开始增加。这是因为尾翼在翼根尾缘处开始发生小范围气流分离，使得升力的斜率减小。这是由于V尾在翼根处的特殊连接形成了通道效应，气流在流经尾翼根部处会经历先加速过程，这会降低尾翼表面压力系数从而提高尾翼所产生的升力；
气流加速后流经尾翼后缘，由于尾翼所使用翼型对翼型厚度进行过优化处理，所以在尾翼尾部通道扩张会比较剧烈，导致尾缘气流发生小范围分离。在8°迎角下尾翼根部后缘压力系数明显低于尾翼后缘中上部压力系数，这种气流分离可以增加尾翼后缘处的升力。随着迎角增大，这种分离并未出现明显的大范围扩散。
图8 力矩系数曲线
3.1 试验样机
倾转矢量无人机设计为模块化设计，整机分为11个模块，模块与模块之间采用较为简单的连接方式进行连接，以保证无人机组装迅速、拆卸与转运方便。该机模块划分如图9所示。
图9 模块划分示意图
设计无人机采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合体气动布局方案，很好地兼容了巡航经济性和载重能力。气动验证试验样机如图10所示。
图10 气动验证机：前视图(左)和侧视图(右)
3.2 实时仿真飞行验证
为了验证该无人机的设计性能，这里采用全实时仿真系统对该机进行全过程自动飞行仿真验证。仿真结果如图11和图12所示。
图11 实时仿真飞行画面
图12 飞行轨迹
从图11和12可知，该无人机具有良好的飞行性能，满足总体设计性能指标要求。
(1)采用倾转动力矢量推进方案，设计一款适于岛礁使用的无人机。该无人机滑跑距离小于200 m，且可在简易跑道上完成起降任务。
(2)设计无人机采用V型尾翼+大展弦比+翼身融合体气动布局方案，很好地兼容了巡航经济性和载重能力。
(3)该无人机采用油电混合双发推进设计方案，很好的保证了高海拔条件下的动力需求，扩展了无人机的高度使用飞行包线。
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