李 源，曹啟武，2，盧 翔，龍澤翔，陳克儉

(1. 中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院 天津300300；2. 上海飛機(jī)客戶服務(wù)有限公司 上海200241)

一種便攜式快速拆裝超輕無人機(jī)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

李 源1，曹啟武1，2，盧 翔1，龍澤翔1，陳克儉1

(1. 中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院 天津300300；2. 上海飛機(jī)客戶服務(wù)有限公司 上海200241)

針對(duì)傳統(tǒng)小型無人飛行器的自重大、單人攜帶不便、外場組裝和拆卸耗費(fèi)時(shí)間過長等問題，設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)了一種便攜式快速拆裝超輕無人機(jī)。該款無人機(jī)解決了傳統(tǒng)無人機(jī)有效裝載量小和便攜性不好等問題，能夠?qū)崿F(xiàn)外場快速拆裝，大大提高了工作效率。設(shè)計(jì)制作及飛行試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性與實(shí)用性。

無人機(jī) 便攜 快速拆裝 設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)小型無人飛行器的自重占最大起飛重量的比例較大，導(dǎo)致單機(jī)有效裝載量下降，除傘降方式之外需要較大的進(jìn)近空域和較長的降落跑道，單人攜帶不便，外場組裝和拆卸耗費(fèi)時(shí)間過長。如果設(shè)計(jì)一種自重超輕，可拆卸裝箱，利用快速連接方式進(jìn)行組裝的無人飛行器，既可以解決傳統(tǒng)無人機(jī)的有效裝載量較小的問題和便攜性問題，還能夠?qū)崿F(xiàn)快速拆裝，進(jìn)而提高在外場工作環(huán)境下的工作效率。為了實(shí)現(xiàn)上述功能特點(diǎn)，基于無人機(jī)及其制造技術(shù)設(shè)計(jì)與制作了一種便攜式快速拆裝超輕無人機(jī)。

1 整機(jī)技術(shù)方案

在便攜式快速拆裝超輕無人機(jī)中，機(jī)翼分為可拆卸的三段，即左段翼、中央翼和右段翼；機(jī)身分為前機(jī)身、垂尾段機(jī)身和平尾段機(jī)身，其中前機(jī)身和中央翼組合成中央翼盒，并集成起落架。將垂尾與垂尾段機(jī)身進(jìn)行組合，將平尾和平尾段機(jī)身進(jìn)行組合。將所有的機(jī)體部件進(jìn)行空間排布之后，正好可裝進(jìn)一個(gè)外部尺寸為1000mm×400mm×400mm的收納箱中。此箱尺寸正好適合大多數(shù)私家車的后排座位和后備箱尺寸，外加背帶更便于單人攜帶，故具有較好的便攜性。

整機(jī)制造材料采用低密度巴爾沙木，采用碳纖維與凱夫拉纖維加強(qiáng)的方式制成復(fù)合材料。在各連接處預(yù)埋鋁片并在鋁片上打鉚釘孔，利用拉鉚方式進(jìn)行連接。飛機(jī)設(shè)計(jì)自重800g，最大設(shè)計(jì)起飛重量5kg。

1.1 機(jī)翼設(shè)計(jì)

1.1.1 機(jī)翼的平面形狀及幾何參數(shù)

梯形機(jī)翼能兼顧橢圓形機(jī)翼的氣動(dòng)性和矩形機(jī)翼的工藝。飛機(jī)拆卸后可裝進(jìn)外部尺寸為1000mm×400mm× 400mm的收納箱中。據(jù)以上兩點(diǎn)初步確定機(jī)翼平面形狀。翼根弦長cr為363mm，翼尖弦長ct為226mm，機(jī)翼平面形狀為各翼肋1 4弦長處連線為一條直線的梯形；翼展l為2280mm，分為左段翼、中央翼、右段翼，長度分別為950mm、380mm、950mm。

1.1.2 翼型選擇

此無人機(jī)主要用途為航拍測繪、偵查搜尋和空對(duì)地物資投放，需具有一定的裝載能力及低空低速巡航能力，翼型選擇方向?yàn)閺澏容^大的低速翼型。設(shè)定常用巡航高度為20m，巡航速度為11m/s。

計(jì)算雷諾數(shù)為225411，選出CLARK Y、MH112、MH113、MH114、MH116幾種翼型進(jìn)行分析(見圖1)，雷諾數(shù)取225000。在不同迎角下，MH114表現(xiàn)出的升阻比最佳(見圖2)，故選擇MH114作為大翼的翼型。

圖1 初步選出的翼型Fig.1 Preliminary selected airfoils

圖2 各翼型升阻比的比較Fig.2 Airfoil lift-drag ratio comparison

1.1.3 機(jī)翼焦點(diǎn)

翼型有焦點(diǎn)，機(jī)翼也有焦點(diǎn)，作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力對(duì)該點(diǎn)的力矩不隨迎角變化。低速時(shí)機(jī)翼焦點(diǎn)的位置取決于機(jī)翼的平面形狀和剖面形狀。對(duì)于展弦比λ≥4、后掠角χ1/4≤30°的無扭轉(zhuǎn)機(jī)翼，其焦點(diǎn)F大約在1 4平均氣動(dòng)弦長處。此無人機(jī)機(jī)翼的后掠角χ1/4=0°，其1 4平均氣動(dòng)弦長點(diǎn)在機(jī)體中軸線上的投影即為1 4翼根弦長點(diǎn)，即機(jī)翼的焦點(diǎn)在1 4翼根弦長處。

1.1.4 機(jī)翼的升力系數(shù)展弦比修正

有限翼展機(jī)翼，由于上下翼面壓力差，會(huì)產(chǎn)生翼尖渦流。翼尖渦流對(duì)整個(gè)機(jī)翼氣流流動(dòng)影響主要表現(xiàn)為：減少了上下翼面的壓力差，使升力減小；減小機(jī)翼各部分實(shí)際迎角，使機(jī)翼產(chǎn)生的總升力系數(shù)減小，機(jī)翼迎角減小的數(shù)值稱為誘導(dǎo)迎角Δα；使機(jī)翼后的氣流向下傾斜(所謂下洗流)，增加了阻力。

在本文中，機(jī)翼的升力系數(shù)用CL表示，翼型的升力系數(shù)用Cl表示。機(jī)翼產(chǎn)生的升力系數(shù)在小迎角時(shí)與絕對(duì)迎角成正比，所以升力系數(shù)曲線開頭是一條近似的直線，且認(rèn)為在不同迎角下升力線斜率不相等。理論上誘導(dǎo)迎角的大小等于下洗角的一半，即：

式中：CLα——在迎角為α?xí)r機(jī)翼的升力系數(shù)。

設(shè)翼型的升力系數(shù)曲線已知，可求出翼型升力曲線的斜率dCldα。有時(shí)可以認(rèn)為升力線斜率等于翼型迎角為α?xí)r翼型的升力系數(shù)Clα與翼型絕對(duì)迎角αabs(絕對(duì)迎角即翼型零升力迎角0α與翼型迎角α數(shù)值之和)的比值，并用Bα表示

如果機(jī)翼展弦比是λ(不是無窮大)，那么機(jī)翼升力系數(shù)曲線斜率受誘導(dǎo)迎角的影響也將改變，機(jī)翼升力系數(shù)要達(dá)與Clα相同的值，機(jī)翼迎角需加上誘導(dǎo)迎角Δα。則機(jī)翼升力線斜率是：

式中：CLλ——在機(jī)翼迎角為α、展弦比為λ時(shí)的機(jī)翼升力系數(shù)；Bα——翼型迎角為α?xí)r翼型升力系數(shù)曲線斜率。

在迎角為5°時(shí)，翼型升力系數(shù)Cl為1.32，翼型的零升迎角α0為-7°。由式(1)～(5)計(jì)算分別得到：誘導(dǎo)迎角Δα= 2.4710°；翼型升力線斜率Bα=0.11；機(jī)翼升力線斜率Bλα= 0.0912；5°迎角下機(jī)翼升力系數(shù)CLλ=1.0482；對(duì)?5～10°迎角下的機(jī)翼升力系數(shù)進(jìn)行修正，結(jié)果略。

1.1.5 機(jī)翼的阻力系數(shù)展弦比修正

機(jī)翼阻力系數(shù)除了翼型阻力系數(shù)(稱為廢阻力系數(shù))CD0外還應(yīng)包括誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi，即：

λ——機(jī)翼展弦比；

π——圓周率；

ki——機(jī)翼平面形狀修正系數(shù)，與機(jī)翼后掠角有很大關(guān)系，平直機(jī)翼或后掠角小于30°機(jī)翼約等于1.05～1.30，后掠角增大則ki值變大，三角翼約為1.55～1.57。

所以機(jī)翼阻力系數(shù)：

在5°迎角時(shí)，翼型阻力系數(shù)CD為0.014。由于本設(shè)計(jì)機(jī)翼平面形狀為梯形，且焦點(diǎn)連線后掠角χ1/4為0°，故取機(jī)翼平面修正系數(shù)ki為1.05。

由式(6)和式(7)計(jì)算分別得到誘導(dǎo)阻力系數(shù)CDi=0.0752；機(jī)翼阻力系數(shù)CD=0.089 2；對(duì)?5～10°迎角下的機(jī)翼阻力系數(shù)進(jìn)行修正，結(jié)果略。

1.1.6 機(jī)翼安裝角設(shè)計(jì)

氣流以一定的角度流經(jīng)翼型時(shí)會(huì)出現(xiàn)偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致翼型前方的上洗和后方的下洗。流線的運(yùn)動(dòng)就好像在原本機(jī)翼的位置放置一團(tuán)旋轉(zhuǎn)的空氣柱，即附著渦。此附著渦使機(jī)翼前方氣流存在上洗，上洗氣流會(huì)減小迎角。故在設(shè)計(jì)時(shí)，安裝角θ應(yīng)該是取得最大升阻比的迎角αm加上上洗角。而上洗角即為誘導(dǎo)迎角，故上洗角表達(dá)式為：

式中：θ——機(jī)翼安裝角；αm——取得最大升阻比的迎角；Δα為上洗角。由式(8)和式(9)計(jì)算得到上洗角Δα=1.5233；機(jī)翼安裝角θ=1.5233。為制作簡便，安裝角取1.5°。

1.2 平尾設(shè)計(jì)

1.2.1 平尾的平面形狀及幾何參數(shù)

為保證平尾不比機(jī)翼先失速，平尾展弦比較小，對(duì)于大展弦比機(jī)翼飛機(jī)：平尾展弦比λ≈3～5。設(shè)定平尾翼根弦長chr為198mm，翼尖弦長cht為158mm，展長lh為760mm，尾翼的平面形狀為后緣在一條直線上的直角梯形。

1.2.2 平尾翼型選擇

對(duì)于正常布局的平尾，翼型大多采用對(duì)稱翼型或反彎翼型。對(duì)于低速飛機(jī)，翼型的相對(duì)厚度約為10%～15%。本設(shè)計(jì)案例選擇平尾翼型為NACA0010，是一個(gè)無彎度，厚10%的翼型。

1.2.3 幾何法確定平尾平均氣動(dòng)弦及焦點(diǎn)

對(duì)于平直的帶有梯度的機(jī)翼，可以采用圖3的方法確定焦點(diǎn)?？傻闷轿驳钠骄鶜鈩?dòng)弦長為178.750mm，平尾焦點(diǎn)的位置為翼根弦距前緣63.9400mm處。即平尾焦點(diǎn)與平尾翼根弦前緣距離lh1為63.9400mm。

圖3 幾何法確定平尾焦點(diǎn)Fig.3 Using geometry method to determine horizontal tail aerodynamic center

1.2.4 平尾尾力臂及尾容量

本設(shè)計(jì)案例中，取平尾尾力臂為平尾焦點(diǎn)到機(jī)翼焦點(diǎn)的距離。在平尾與平尾段機(jī)身進(jìn)行組裝時(shí)，平尾前緣桁條與平尾段機(jī)身上的定位孔進(jìn)行配合，定位孔前端距機(jī)翼焦點(diǎn)的距離lh2為1018.2100mm。

平尾尾力臂為：

平尾尾容量為：

式中：L平尾——平尾尾力臂；S平尾——平尾面積；S——機(jī)翼面積；cA——平均氣動(dòng)弦長。

由式(10)和式(11)計(jì)算得到：

1.2.5 平尾安裝角設(shè)計(jì)

所有水平尾翼的設(shè)計(jì)和安裝都必須考慮水平尾翼處機(jī)翼對(duì)氣流的下洗效應(yīng)。機(jī)翼的展弦比越小，機(jī)身越短，下洗效應(yīng)就越強(qiáng)。結(jié)果是水平尾翼的實(shí)際迎角常常比設(shè)計(jì)的幾何迎角小得多。在機(jī)翼后的下洗角近似由下面的公式給出：

式中：CL——機(jī)翼升力系數(shù)；λ——展弦比。

由式(12)計(jì)算得到下洗角ε(°)=2.9215。對(duì)于正常式布局，在水平尾翼處翼尖渦已經(jīng)幾乎完成了“卷起”，就形成了單一的大的翼尖渦，平尾前的幾何迎角進(jìn)一步減小。如果將平尾設(shè)計(jì)成零升平尾，則來流角即為機(jī)翼后的下洗角，能消除平尾的翼尖渦阻。由于平尾翼型為對(duì)稱翼型，故只需平尾處來流迎角為0°，就能實(shí)現(xiàn)零升，故安裝角取2.9°。

1.3 垂尾設(shè)計(jì)

1.3.1 垂尾的平面形狀及幾何參數(shù)

垂尾翼根弦長cvr為337mm，翼尖弦長cvt為203mm，展長lh為331mm，尾翼的平面形狀為翼弦1 4連線的后掠角為19°的梯形。

1.3.2 幾何法確定垂尾焦點(diǎn)

垂尾與機(jī)翼和平尾的不同點(diǎn)在于垂尾是個(gè)半翼，其焦點(diǎn)仍可使用幾何法進(jìn)行確定(見圖4)。

圖4 幾何法確定垂尾焦點(diǎn)Fig.4Using geometry method to determine vertical tail aerodynamic center

可得垂尾的平均氣動(dòng)弦長為275.54mm，垂尾焦點(diǎn)的位置為翼根弦距前緣136.97mm處。即垂尾焦點(diǎn)與垂尾翼根弦前緣距離lv1為136.97mm。

1.3.3 垂尾尾力臂及尾容量

尾力臂為垂尾平均氣動(dòng)弦1 4弦點(diǎn)至機(jī)翼平均氣動(dòng)弦1 4弦點(diǎn)之距離，在垂尾與垂尾段機(jī)身進(jìn)行組裝時(shí)，垂尾前緣桁條與垂尾段機(jī)身上的定位孔進(jìn)行配合，定位孔前端距機(jī)翼焦點(diǎn)的距離lv2為890.5600mm。

垂尾尾力臂：

垂尾尾容量：

式中：L垂尾——垂尾尾力臂；S垂尾——垂尾面積；S——機(jī)翼面積；L——機(jī)翼展長。

2 整機(jī)參數(shù)

2.1 整機(jī)焦點(diǎn)確定

無人飛機(jī)的水平尾翼也有自己的焦點(diǎn)。當(dāng)迎角變化時(shí)，水平尾翼的升力對(duì)其焦點(diǎn)的力矩不變，所以同樣可以把水平尾翼的焦點(diǎn)看成是迎角變化時(shí)水平尾翼升力增量的作用點(diǎn)。如果將作用在機(jī)翼焦點(diǎn)上的機(jī)翼升力增量(ΔLW)和作用在水平尾翼焦點(diǎn)上的平尾升力增量(ΔLH)的合力作用點(diǎn)求出來，這個(gè)點(diǎn)就是整架無人飛機(jī)的焦點(diǎn)。當(dāng)迎角變化時(shí)，整架無人飛機(jī)的升力增量也可以認(rèn)為是作用在整架無人飛機(jī)的焦點(diǎn)上。

大多數(shù)無人飛機(jī)機(jī)翼的焦點(diǎn)在0.25弦長處。整架無人飛機(jī)的焦點(diǎn)位置可以近似用下式進(jìn)行計(jì)算：

式中：XF——焦點(diǎn)離機(jī)翼前緣的距離，用機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長度百分?jǐn)?shù)表示；kF——考慮平尾受機(jī)翼后洗流等因素影響的修正系數(shù)(約0.7～0.8)；SW——機(jī)翼面積；SH——平尾面積；lH——平尾尾力臂，即從重心到平尾焦點(diǎn)的距離；c——機(jī)翼弦長。

由式(13)得整機(jī)焦點(diǎn)XF=0.7956。即焦點(diǎn)離機(jī)翼前緣的距離為238.53mm處。

2.2 整機(jī)重心確定

飛機(jī)平尾設(shè)計(jì)為零升平尾，故在機(jī)翼上的力矩值應(yīng)設(shè)計(jì)為零。根據(jù)機(jī)翼升力對(duì)焦點(diǎn)產(chǎn)生的力矩大小不隨迎角改變而改變的這個(gè)性質(zhì)，可以設(shè)想升力作用在焦點(diǎn)上，升力的力矩可用焦點(diǎn)力矩代替。若機(jī)翼上的力矩值為零，則升力對(duì)重心產(chǎn)生的力矩ML，阻力對(duì)重心產(chǎn)生的力矩MD與焦點(diǎn)力矩值M0之和應(yīng)為零。

式中：ρ——空氣密度，20℃時(shí)，取1.205kg m3；V——飛行速度；S——機(jī)翼面積；CL——機(jī)翼升力系數(shù)；X——重心距機(jī)翼焦點(diǎn)的前后距離。

式中：CD——機(jī)翼阻力系數(shù)；Y——重心距機(jī)翼焦點(diǎn)的上下距離。

式中：c——機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長；mz0——焦點(diǎn)力矩系數(shù)，MH114翼型在0°迎角時(shí)，力矩系數(shù)為－0.1856。

由式(17)焦點(diǎn)力矩M0=-2.724 N·m，其中負(fù)號(hào)表示焦點(diǎn)力矩為低頭力矩，將重心的上下位置設(shè)計(jì)在機(jī)翼焦點(diǎn)同一高度上，要確定重心的前后位置，只需要升力對(duì)重心的力矩和焦點(diǎn)力矩平衡即可。由式(15)可知升力對(duì)重心力矩ML=0.5× 1.205× 112×0.6715× 0.646 2×X；由式(16)可知阻力對(duì)重心力矩MD=0.5× 1.205× 112×0.0309× 0.646 2×Y ；取Y=0，得X=0.0861m。故重心位置位于焦點(diǎn)后86.1096mm處，即距離機(jī)翼前緣的176.8596mm處。

2.3 機(jī)體結(jié)構(gòu)及連接方案

機(jī)翼分為3段，分別為左段翼、中央翼、右段翼。左端機(jī)翼，中央翼盒和右段機(jī)翼通過邊翼翼緣連接鋁片上的鉚釘孔和中央翼緣連接鋁片上的鉚釘孔以拉鉚的方式進(jìn)行快速連接。左端機(jī)翼和右段機(jī)翼通過外伸出的邊翼后墻插銷和中央翼盒上的中央翼后墻插孔相配合作為提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度的機(jī)構(gòu)。

3 結(jié) 論

運(yùn)用小型低速無人機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，利用碳纖維復(fù)合材料成型技術(shù)及凱夫拉纖維加強(qiáng)技術(shù)，研發(fā)了一款便攜式快速拆裝超輕無人機(jī)。對(duì)該無人機(jī)總體布局、機(jī)翼、尾翼、機(jī)體結(jié)構(gòu)和連接方式進(jìn)行設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明各項(xiàng)性能滿足設(shè)計(jì)要求。

此無人機(jī)較傳統(tǒng)小型無人機(jī)的主要優(yōu)勢在于：①整機(jī)制造材料采用低密度巴爾沙木，采用碳纖維與凱夫拉纖維加強(qiáng)的方式制成復(fù)合材料，使飛機(jī)在具有較大的承力能力的同時(shí)具有超輕的自重；②將所有的機(jī)身部件進(jìn)行空間排布之后，正好可以裝進(jìn)一個(gè)尺寸為1000mm×400mm×400mm的收納箱中，可以很輕松地放入普通家用轎車的后排，在箱子上加上背帶后可以由單人進(jìn)行攜帶，提高了飛機(jī)的便攜性；③飛機(jī)在幾分鐘之內(nèi)便可以完成開箱、組裝和調(diào)試，大大縮短了各類任務(wù)的反應(yīng)時(shí)間，極大地提高了工作效率。

該設(shè)計(jì)方案可為航拍測繪、偵查搜尋和空對(duì)地物資投放的無人機(jī)提供理論依據(jù)和工程應(yīng)用指導(dǎo)。

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A Portable Fast Assembly and Disassembly Lightweight UAV：Design and Realization

LI Yuan1，CAO Qiwu1，2，LU Xiang1，LONG Zexiang1，CHEN Kejian1
(1. College of Aeronautical Engineering，CAUC，Tianjin 300300，China；2．Shanghai Aircraft Customer Service Co.，Ltd.，Shanghai 200241，China)

As traditional small-scale UAVs have the shortcomings of heavy deadweight，carrying inconvenience，outfield assembly and long disassembling time，a portable，rapidly unassembled，ultra light UAV was designed and realized in this paper．This ultra light UAV overcomes the shortcomings of traditional UAVs，such as small valid loading capacity and inconvenience of carrying，achieves rapid assembly and disassembly at external work environments．Production and experiment on physical object proved the feasibility of this design.

UAV；portable；rapid assembly and disassembly；design

V221+.8

：A

：1006-8945(2015)08-0047-04

2015-07-08