軍事偵察無人機(jī)空氣動力學(xué)

李祥++黃鈺++張焰

【摘 要】在軍事偵察領(lǐng)域，無人機(jī)得到了廣泛的應(yīng)用，為偵察工作的開展提供了更多的保障。而就目前來看，軍事偵察無人機(jī)在空氣動力學(xué)方面存在一些特殊問題，值得無人機(jī)設(shè)計和操縱人員給予更多的關(guān)注?；谶@種情況，本文對軍事偵察無人機(jī)的空氣動力學(xué)展開了分析，以期為關(guān)注這一話題的人們提供參考。

【關(guān)鍵詞】軍事偵察 無人機(jī) 空氣動力學(xué)

在世界范圍內(nèi)，軍事偵察無人機(jī)多為低雷諾數(shù)無人機(jī)，具有一定的空氣動力學(xué)特性。加強(qiáng)該類無人機(jī)的空氣動力學(xué)研究，則能夠幫助無人機(jī)設(shè)計人員更好的完成無人機(jī)翼型的設(shè)計選型，從而確保無人機(jī)的飛行性能。此外，也可以幫助無人機(jī)操縱人員更好的了解無人機(jī)的飛行特點(diǎn)，繼而更好的完成軍事偵察任務(wù)。

1 軍事偵察無人機(jī)及其空氣動力學(xué)特點(diǎn)

所謂的無人機(jī)，其實(shí)就是無人駕駛飛機(jī)的簡稱，是目前最熱門的軍事裝備研究項(xiàng)目之一。在使用的過程中，無人機(jī)雖然無需人在飛機(jī)內(nèi)部操縱，但是仍然需要人在地面或其他飛機(jī)上操縱。但不同于普通飛機(jī)，無人機(jī)只需要在關(guān)鍵時刻操縱，比如降落、判斷目標(biāo)或作重要決策等時刻。在其他時刻，無人機(jī)則可以按照預(yù)裝的程序執(zhí)行不同的任務(wù)，無需人的過多干預(yù)。所謂的軍事偵察無人機(jī)，則是在軍事偵察活動中應(yīng)用的無人機(jī)。目前，較多國家的海軍、陸軍和空軍已經(jīng)開始利用無人機(jī)進(jìn)行海陸空的偵察。在美國，用于地面?zhèn)刹斓臒o人機(jī)有“全球鷹”，可以利用光電探測系統(tǒng)、地搜索雷達(dá)等機(jī)載設(shè)備每日完成約103700km2土地的探測，并且利用衛(wèi)星將錄取數(shù)據(jù)實(shí)時發(fā)送給地面站。在國內(nèi)，目前服役的軍用偵察無人機(jī)為無偵-5型無人遠(yuǎn)程偵察機(jī)。自上世紀(jì)70年代開始，我國就開始仿制“火蜂”無人機(jī)，并將其命名為WZ-5型，需要利用母機(jī)運(yùn)載和發(fā)射。而現(xiàn)役無人機(jī)也是由該種無人機(jī)改進(jìn)而來，裝有全球定位系統(tǒng)和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，利用渦輪噴氣發(fā)動機(jī)提供動力，裝有紅外攝像機(jī)、光學(xué)和電視等設(shè)備，續(xù)航時間可達(dá)3小時，飛行高度可達(dá)17500m。

從空氣動力學(xué)角度來看，軍事偵察無人機(jī)需要滿足隱身要求，所以其氣動設(shè)計需要同時考慮氣動性能和隱身性能要求。所以，該類無人機(jī)在氣動外形上需要滿足高升阻比和隱身要求，并且滿足高機(jī)動性要求。為滿足這些要求，大多無人機(jī)采取的都是無尾設(shè)計方案，一些則采取了推力矢量控制方案。針對無尾型無人機(jī)，其在氣動力方面需要尋求全新操縱機(jī)構(gòu)，然后利用該機(jī)構(gòu)進(jìn)行垂直尾翼的替代，從而為機(jī)身提供足夠的偏航力矩，繼而使無人機(jī)能夠靈敏完成不同的動作。而多數(shù)無人機(jī)都會遭遇小雷諾數(shù)空氣動力學(xué)問題，這也成為了軍事偵察無人機(jī)的一大特點(diǎn)。所謂的雷諾數(shù)，則是決定機(jī)翼和邊界層性質(zhì)是否失速的參考數(shù)值，可以作為無人機(jī)空氣動力學(xué)研究的參考依據(jù)[1]。想要獲得該參數(shù)，還要對無人機(jī)的機(jī)翼失速問題展開分析，以便通過測量翼弦長度完成雷諾數(shù)的計算。如果無人機(jī)的機(jī)翼雷諾數(shù)保持在臨界數(shù)值以上，其在飛行的過程中將擁有較好的性能。而臨界雷諾數(shù)的大小，與翼型厚度和彎曲程度等參數(shù)有關(guān)。此外，在軍事偵察無人機(jī)空氣動力學(xué)研究方面，除了研究機(jī)翼的空氣動力學(xué)問題，還要從整體角度對其空氣動力學(xué)問題展開分析，才能更好的滿足無人機(jī)的氣動性能要求。

2 軍事偵察無人機(jī)空氣動力學(xué)研究

2.1 無人機(jī)機(jī)翼的空氣動力學(xué)研究

2.1.1 翼型分析

在設(shè)計無人機(jī)機(jī)翼時，通常使用百分?jǐn)?shù)進(jìn)行翼型厚度、最高點(diǎn)和中弧線彎曲度等參數(shù)的表示，而機(jī)翼弦長則為基準(zhǔn)長度，需要從前緣作出發(fā)點(diǎn)。目前，無人機(jī)的翼型有較多種類，通常要冠以研究單位或個人的名字。在對翼型外形坐標(biāo)進(jìn)行表示時，需要利用百分?jǐn)?shù)完成翼型上、下弧線上的一些點(diǎn)的坐標(biāo)的表示，坐標(biāo)原點(diǎn)為前緣。在對翼型性能進(jìn)行表示時，需要對其在不同迎角所具有的升阻比、升力系數(shù)、焦點(diǎn)力矩系數(shù)和阻力系數(shù)等參數(shù)進(jìn)行表示。除了阻力和升力特性，還要了解翼型數(shù)據(jù)在壓力中心上的位置。如果升力作用點(diǎn)在翼弦上，則阻力也要作用于翼弦位置。通常的情況下，中小型無人機(jī)擁有較大的雷諾數(shù)，與普通飛機(jī)無過大氣動力差別，在翼型選擇上可以采取常規(guī)設(shè)計方法。但是，軍事偵察無人機(jī)通常為高空長航時無人機(jī)，其雷諾數(shù)較小。因?yàn)?，高空空氣較為稀薄，長時間在高空飛行，將導(dǎo)致無人機(jī)需要由較大升力系數(shù)，需要使用噴氣式發(fā)動機(jī)。在這一條件下，無人機(jī)翼型設(shè)計只能選取升力系數(shù)較大的機(jī)翼類型，以滿足翼型升阻比大的設(shè)計要求。在兩種翼型擁有相當(dāng)?shù)纳璞鹊那闆r下，則可以進(jìn)行對應(yīng)升力系數(shù)較大的翼型。通常的情況下，可以選用新的層流翼型以滿足該要求，比如“全球鷹”就是采取該種翼型，具有較大的機(jī)翼展弦比，并且翼弦較短，具有較大的升力系數(shù)。

2.1.2 翼型所受影響分析

無人機(jī)的機(jī)翼并非是無限長的翼展，其上翼面壓力較小，下翼面則具有較大壓力。所以在翼尖的位置，氣流會向上流動，從而產(chǎn)生渦流。而整個機(jī)翼的氣流流動，都會受到渦流的影響。首先，受渦流影響，機(jī)翼的上下壓力分布將發(fā)生改變，從而導(dǎo)致上下面的壓力差減小，繼而導(dǎo)致機(jī)翼升力減小。其次，在渦流影響下，機(jī)翼的迎角會有所減小，靠近翼尖的位置的迎角減小的幅度更大，以至于機(jī)翼總升力系數(shù)會遭到減小。再者，在渦流的影響下，機(jī)翼后面氣流會開始向下傾斜，從而導(dǎo)致機(jī)翼阻力增加。該阻力被稱之為誘導(dǎo)阻力，在無人機(jī)進(jìn)行大迎角飛行的條件下，該阻力值將占據(jù)總阻力的1/3以上，因此會影響無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性。為克服渦流效應(yīng)，則需要提高機(jī)翼的升力系數(shù)。而一般的情況下，機(jī)翼的升力系數(shù)就是沿著翼展方向各個剖面升力系數(shù)的平均值[2]。如果機(jī)翼為梯形，越靠近翼尖的位置弦長越小，其局部升力系數(shù)將較大，容易導(dǎo)致機(jī)翼失速。想要改善機(jī)翼升力系數(shù)分布，則要采取扭轉(zhuǎn)翼平面的設(shè)計方法。具體來講，就是沿著翼尖方向逐漸減少翼型安裝角，從而使翼型根部具有較大的迎角，繼而使翼尖過早失速的問題得到解決。

2.1.3 機(jī)翼性能改善方法

想要使無人機(jī)的機(jī)翼性能得到改善，還要采取良好翼型，并提高機(jī)翼雷諾數(shù)和加大展弦比。除此之外，還可以使用翼尖小翼的方法進(jìn)行機(jī)翼升阻比的提高。從以往研究來看，通過加裝翼尖小翼，就可以將小型無人機(jī)的最大升阻比提高至10.6%。但是，使用該種設(shè)計方法，將導(dǎo)致機(jī)翼流場復(fù)雜，從而導(dǎo)致小翼氣動特性受到較多參數(shù)的影響，如傾斜角、安裝角和小翼高度等，通常難以完成小翼氣動特定的精確計算。想要獲得最佳參數(shù)組合，則需要借助風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行參數(shù)確定。而在對無人機(jī)的氣動特性進(jìn)行改進(jìn)時，則需要對根部彎矩增加問題和全機(jī)靜穩(wěn)定性對機(jī)翼空氣動力特性產(chǎn)生的影響展開分析[3]。由于軍事偵察機(jī)有著較高的機(jī)動性要求，所以不能只提高機(jī)翼升阻比，還要對其隱身要求和操縱穩(wěn)定性進(jìn)行考慮，因此通常需要采用增加前后緣襟翼的方式進(jìn)行機(jī)翼改進(jìn)，并且配合以推力矢量控制方法。

2.2 無人機(jī)整體的空氣動力學(xué)研究

對軍事偵察無人機(jī)的空氣動力特性展開分析可以發(fā)現(xiàn)，整個無人機(jī)受到的空氣動力就是各部件受到的空氣動力之和。而無人機(jī)的升力主要由機(jī)翼提供，包含尾翼在內(nèi)的其他部件只會產(chǎn)生較小的升力。在阻力方面，無人機(jī)的各部分部件都會產(chǎn)生阻力。因?yàn)?，各部件之間存在相互干擾作用，所以總的阻力可能要高于各部件阻力之和。因此在研究軍事偵察無人機(jī)的空氣動力學(xué)時，還要對無人機(jī)整體的空氣動力學(xué)特點(diǎn)展開分析。

2.2.1 各部件阻力系數(shù)分析

在對無人機(jī)總的氣動特性展開分析時，需要利用風(fēng)洞試驗(yàn)完成各附著物體的阻力系數(shù)的測試。如果不開展風(fēng)洞試驗(yàn)，則需要利用各種資料完成各物體阻力系數(shù)的匯總分析，然后進(jìn)行阻力的計算。從機(jī)身阻力上來看，軍事偵察無人機(jī)無座艙，但是需要完成各種偵察設(shè)備的安裝，所以機(jī)身仍然有一定的大小。但是，該類機(jī)身都是流線型機(jī)身，擁有不小于表面摩擦阻力的機(jī)身阻力。在無人機(jī)雷諾數(shù)較小的情況下，可以將機(jī)身邊界層當(dāng)成是層流，可以邊界層附近數(shù)值為摩擦力系數(shù)，然后結(jié)合機(jī)身橫截面積進(jìn)行機(jī)身阻力系數(shù)的求取。此外，由于軍事偵察無人機(jī)需要安裝各種探測器，所以機(jī)身上將擁有整流鼓包[4]。根據(jù)設(shè)計參數(shù)，則可以完成鼓包截面積的計算，然后進(jìn)行機(jī)身突出物阻力的計算。此外，還要根據(jù)輪胎截面積進(jìn)行無人機(jī)起落架阻力的計算。

2.2.2 整體空氣動力學(xué)分析

在對無人機(jī)的全機(jī)阻力系數(shù)進(jìn)行分析時，可以將無人機(jī)的阻力劃分為兩部分，既各部件廢阻力和機(jī)翼阻力。對各部件廢阻力進(jìn)行計算，就是需要完成無人機(jī)各部件與升力無關(guān)的廢阻力的計算，包含各部件廢阻力和各部件間的相互干擾廢阻力。通常的情況下，需要通過試驗(yàn)才能得到干擾阻力。如果沒有確切數(shù)據(jù)，可以假設(shè)干擾阻力位各部件廢阻力和的10%。在實(shí)際計算的過程中，各部件擁有不同的參考面積，還要先完成與機(jī)翼面積對應(yīng)的廢阻力系數(shù)的求取，具體包含尾翼、機(jī)身和外整流包等。得到與升力無關(guān)的廢阻力系數(shù)后，就可以將其與機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力系數(shù)相加，從而得到全機(jī)的阻力系數(shù)。在實(shí)際設(shè)計無人機(jī)時，由于全機(jī)有利迎角將大于機(jī)翼有利迎角，所以在機(jī)身等部件擁有較大阻力的情況下，迎角角度增加的就越多[5]。假設(shè)無人機(jī)廢阻力系數(shù)不隨著迎角變化而變化，則可以完成無人機(jī)最大升阻比的計算。如下式（1）所示，Kmax為無人機(jī)最大升阻比，A為機(jī)翼展弦比，CDO，A為無人機(jī)總的廢阻力系數(shù)。由此可知，想要使無人機(jī)的最大升阻比得到提高，還要減少無人機(jī)的廢阻力系數(shù)，也可以增加機(jī)翼展弦比。

2.2.3 動力裝置的空氣動力學(xué)分析

無人機(jī)在飛行的過程中，需要使用動力裝置為飛機(jī)飛行提供動力。而使用電動機(jī)和內(nèi)燃機(jī)等動力裝置，需要依靠螺旋槳產(chǎn)生的拉力為無人機(jī)飛行提供動力。所以，螺旋槳的設(shè)計將直接影響無人機(jī)的性能。對螺旋槳的氣動力進(jìn)行考慮時，通常需要以槳葉半徑0.7處的截面形狀為基準(zhǔn)。在無人機(jī)飛行時，通過螺旋槳旋轉(zhuǎn)面的相對氣流速度與氣流速度的矢量和，則為翼型速度[6]。計算通過的氣流速度，需要求取無人機(jī)前進(jìn)速度和螺旋槳滑流速度的平均值，通?？梢詫⒒魉俣犬?dāng)成是前進(jìn)速度的2/3。結(jié)合翼型速度、螺旋槳轉(zhuǎn)速、槳葉半徑處弦長、和螺旋槳直徑，則能夠完成螺旋槳雷諾數(shù)的求取。而軍事偵察無人機(jī)的動力裝置通常為無刷直流電動機(jī)，功率較小，螺旋槳直徑為2m左右。由于雷諾數(shù)較低，通常使用較寬的槳葉。

在無人機(jī)飛行的過程中，如果作俯仰機(jī)等動作，機(jī)身將按照曲線飛行，螺旋槳則會高速旋轉(zhuǎn)，并產(chǎn)生陀螺力矩。隨著轉(zhuǎn)速的升高，無人機(jī)飛行角度也會逐漸增大，從而導(dǎo)致螺旋槳產(chǎn)生更大的陀螺力矩。而該種力矩將導(dǎo)致無人機(jī)作出俯仰運(yùn)動或偏轉(zhuǎn)，繼而使無人機(jī)能夠順利執(zhí)行任務(wù)。分析其規(guī)律可以發(fā)現(xiàn)，在螺旋槳沿著順時針方向轉(zhuǎn)動時，其產(chǎn)生的力矩將使無人機(jī)向右偏轉(zhuǎn)[7]。此時，如果是無人機(jī)低頭，無人機(jī)就會向左偏轉(zhuǎn)。在螺旋槳沿著逆時針方向旋轉(zhuǎn)時，則會產(chǎn)生相反的結(jié)果。對無人機(jī)進(jìn)行飛行控制時，還要對這些因素進(jìn)行綜合考慮。通常的情況下，微型無人機(jī)具有較大的螺旋槳，需要對其產(chǎn)生的力矩進(jìn)行考慮。如果使用雙發(fā)動機(jī)，則需要使其螺旋槳相互反向旋轉(zhuǎn)，從而進(jìn)行力矩的抵消[8]。而軍事偵察無人機(jī)的機(jī)身相對較大，螺旋槳相對較小，產(chǎn)生的影響并不明顯。

3 結(jié)語

加強(qiáng)對軍事偵察無人機(jī)的空氣動力學(xué)研究，則可以更好的了解無人機(jī)的空氣動力學(xué)原理，從而更好的完成無人機(jī)的設(shè)計和操縱。因此，相信本文對軍事偵察無人機(jī)空氣動力學(xué)展開的研究，可以為相關(guān)工作的開展帶來一些啟示。

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