周濤

摘 要：固定翼飛行器主翼的展弦比是影響飛行性能的一項重要指標，大展弦比的固定翼飛行器具有良好的無動力滑翔性能，使用大展弦比固定翼無人機可在失去動力的條件下實現(xiàn)無動力滑翔，亦可使用較小動力進行低速巡航，是一種滯空時間較長，重復使用次數(shù)較多，且飛行穩(wěn)定、安全系數(shù)較高的機型。此種機型大量用于航空攝像、災害監(jiān)測、空中監(jiān)控等領(lǐng)域。該文介紹了一種可無動力滑翔且能攜帶一定載荷進行空中投放的雙體式無人機的設計，并經(jīng)過多次地面和空中測試證明了此種設計的可行性。

關(guān)鍵詞：無動力滑翔 固定翼無人機 雙體式

中圖分類號：TM75 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）01（c）-0093-02

無人機是由航空模型飛機發(fā)展而來的一種不載人飛行器。依靠其體積小、重量輕、操縱方便等優(yōu)勢，在諸多領(lǐng)域得到了廣泛應用。本文介紹了一種可攜帶一定量載荷進行空中投放，并且在失去動力后仍可保持滑翔并安全降落的雙體式無人機的設計。

1 機型的選擇

在進行飛行器外形設計時，如果要單獨設計出一種新的機型，需要經(jīng)過極其復雜的理論計算和反復的實驗，耗費資源較多。因此大部分小型飛行器的外形設計多使用原準法，即以較成熟的小型飛行器機型為原型機進行設計，這樣可以節(jié)省較多的設計資源。本次設計既是以某型較成熟的無人機作為原型機，根據(jù)設計任務，參考原準機的主要參數(shù)進行參數(shù)估算。而原準機的選擇則主要考慮以下幾點：一是原型機為典型的滑翔機機型，飛行穩(wěn)定，巡航空速要求較低，能夠保證試驗和飛行的安全性；二是此種機型設計組人員有較好的操縱經(jīng)驗，有利于試飛工作的開展；三是此類機型無須使用副翼，在滿足操縱需要的同時還可以留出控制通道加裝其他控制設備。

根據(jù)以上情況，設計時可以依靠原型機設計出機翼面積、主翼的展弦比、飛機的尾力臂和機頭的延伸長度；但機翼和機體就則需根據(jù)不同的任務需求進行重新設計。

2 計算總重量范圍

此次設計要求搭載并投放質(zhì)量不小于250g的載荷。考慮到投放裝置的重量和所需預留的余量，可將負載值設定為500g，無動力滑翔機型所需載重比一般為1：5～1：6，由此得出飛機總重為2500g～3000g。

3 發(fā)動機的選擇

選擇發(fā)動機首先應考慮其氣缸容積載荷比。若選用市場上較為成熟的容積載荷比為0.5～0.6kg/cc的兩沖程發(fā)動機，則本次設計應選用的二沖程發(fā)動機氣缸容積應為：

氣缸容積為6cc的二沖程發(fā)動機為40級發(fā)動機，但對于40級的發(fā)動機，有另外一種型號為46級，其氣缸容積為6.5cc，而6.5cc的發(fā)動機是以6cc的反動機為原型，其容積較大只是由于將后者氣缸壁變薄所致，但其動力比6cc級更強，而且可靠性安全性也很穩(wěn)定，甚至重量也比后者更輕，可以說6.5cc發(fā)動機是6cc發(fā)動機的改進型?？紤]到以上因素，也為留出充足的動力余量，此次設計選用了46級發(fā)動機。此種發(fā)動機使用甲醇和蓖麻油的混合燃料，根據(jù)不同的任務需求可將二者體積比設為3：1～4：1，也可加入10%～20%的硝基甲烷作為助燃劑以提高發(fā)動機的動力。

4 機翼的設計

根據(jù)本次設計需求，機翼的設計是較為關(guān)鍵的一項。機翼的設計主要包括選擇主翼翼型、主翼上反角設定、主翼與尾翼的設計等。

4.1 主翼翼型的選擇

翼型的形狀對飛機的性能有很大的影響。翼型截面一般是取同飛機對稱平面相平行的截面，也有的取垂直于機翼的橫截面，對于后掠翼的機翼兩種取法是不同的，而對于此次設計使用的平直翼型，這兩種取法是一樣的。在此次設計中，發(fā)動機功率有一定的余量，且此次設計的機翼為展弦比較大的滑翔式機翼，所以平凸型翼型較為適合，為提高其升力，在機翼安裝時可設計出3°的安裝角。此次設計所選擇的為克拉克Y12%的翼型。

4.2 主翼上反角設定

主翼的上反角可以提高飛機的橫向穩(wěn)定性，當飛機受外界因素影響下發(fā)生傾斜時，升力的方向也會發(fā)生傾斜，而重力仍然指向地面，飛機便會發(fā)生側(cè)滑。在側(cè)滑時，由于上反角的存在，下沉一側(cè)的機翼同側(cè)滑引起的相對氣流的夾角大，升力較大大；上抬一側(cè)的機翼同相對氣流的夾角小，升力?。贿@兩個升力差形成的力矩就會使飛機繞機身軸旋轉(zhuǎn)恢復至水平位置，從而達到自身的水平穩(wěn)定效果。上反角的選擇可以使用原準法，即此次設計使用的上反角與原型機相同為8°。

4.3 主翼與尾翼的設計

主翼與尾翼面積的初步預估可以先給定機翼的翼載荷，根據(jù)翼載荷與飛機總重量計算出主翼面積，再根據(jù)原型機的主翼尾翼面積比計算出水平尾翼與垂直尾翼的面積，為使機翼不至于承載過度，翼載荷不宜過高，可預設為50g/dm2。則：

在各機翼面積確定后，即要考慮機翼的升力。可根據(jù)升力計算公式，其中Y為機翼的升力，單位為千克力（kgf）；p為空氣密度，在海平面或低空飛行的情況下，p近似為1/8kgfs2/m4；v為機翼同氣流的相對速度，單位為m/s；S為機翼面積，單位為m2，是指機翼的投影面積。CY為升力系數(shù)，沒有單位，它與機翼的翼型、迎角等因素有關(guān)。其數(shù)值可用實驗方法求出，計算時也可從機翼升力阻力系數(shù)曲線中查到。

當飛機起飛時速度大約為v=12m/s，此次設計的機翼面積為S=0.6m2，克拉克-Y型機翼，且在設計時為提高升力，使用了3的仰角，則升力系數(shù)CY=0.6，p近似為1/8kgfs2/m4，將以上數(shù)據(jù)代入升力計算公式則：

通過上述計算既能證明此次設計的機翼在載荷較小（僅為50g/dm2）且全負荷（3000g）的情況下，起飛速度為41.6km/h。經(jīng)試驗，本次選用的發(fā)動機可以輕易達到此起飛速度，即證明了設計出的機翼的可行性。

在得出升力余量較充足的結(jié)論后，為保證飛行時的滑翔性能，可選用較大的展弦比，此次設計將展弦比預設為6，則：

即主翼規(guī)格為1900*316mm。再根據(jù)原準法得出水平尾翼規(guī)格為70×22cm，垂尾面積為506cm2。

5 機身的設計

為減小機身重量和尺寸，本次設計使用了一種長條形夾層板材，并選用了雙體式機身，以為增加載荷及后期的功能擴展留出足夠的空間。同時機身長度的計算應保證使飛行時機翼壓力中心位于翼前部1/3翼弦處。

6 結(jié)論

飛機制作時還應考慮材料、主翼框架、翼根、安裝接口等因素。通過完成靜態(tài)測試、無動力低空滑降測試、地面滑跑測試、無載荷試飛、有載荷試飛等多項測試，證明了此種無人機的設計滿足了設計要求。

參考文獻

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