賀美珠

摘 要：本文采用MATLAB和AVL兩種計算軟件計算了某小型無人機(jī)機(jī)翼在不同過載時的平衡載荷，并對w兩種計算結(jié)果進(jìn)行了對比分析。

關(guān)鍵詞：平衡載荷；MATLAB；AVL

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2017.12.232

0 引言

現(xiàn)階段，無論國內(nèi)還是國外，對于小型無人機(jī)并沒有固定專門的強(qiáng)度設(shè)計規(guī)范，大多數(shù)是在借鑒于有人駕駛的飛機(jī)的強(qiáng)度設(shè)計規(guī)范基礎(chǔ)之上完成。載荷設(shè)計與飛機(jī)的總體、氣動、性能、重量、等專業(yè)關(guān)系密切，需要這些相關(guān)專業(yè)的多種數(shù)據(jù)來源支持，需要處理復(fù)雜的數(shù)據(jù)協(xié)調(diào)關(guān)系，需要滿足和適應(yīng)不斷發(fā)展的適航要求和型號設(shè)計要求。

1 工程估算

該方法是基于CCAR-23、超輕型等多部適航條例綜合要求采用MATLAB語言而編譯的一套小型無人機(jī)的工程估算計算程序，可計算多種過載時的載荷情況。機(jī)翼的載荷計算流程如下：

方法一：該方法假設(shè)升力線是線性的，即升力線斜率是常數(shù)，適用于除上下失速邊界外的機(jī)動包線內(nèi)及邊界上任何點以及突風(fēng)包線速度Vc和Vd的正負(fù)突風(fēng)點的載荷計算。由于已知各點載荷系數(shù)，因此可以確定各點的升力，由公式 確定機(jī)翼攻角，再而求出機(jī)身攻角，即飛行姿態(tài)，再由平衡方程求出平尾平衡載荷，俯仰力矩。

方法二：由于在上下失速邊界上升力線是非線性的，因此第一種方法已經(jīng)不適用了。假設(shè)上下失速邊界上的機(jī)翼臨界迎角一定。估算機(jī)翼臨界迎角，進(jìn)而求出機(jī)身攻角，即飛行姿態(tài)，再由平衡方程求出平尾平衡載荷，俯仰力矩。

2 AVL方法

AVL （Athena Vortex Lattice）是采用渦格法來計算飛機(jī)氣動特性的軟件，適用于無粘性、不可壓縮、小迎角和側(cè)滑角的流動。輸入文件有：飛機(jī)幾何外形、質(zhì)量分布、飛行狀態(tài)等；輸出文件有：穩(wěn)定性與控制導(dǎo)數(shù)、飛機(jī)所受的力與力矩、飛機(jī)模型。

3 結(jié)果分析

襟翼收起時，兩種升力和阻力的計算結(jié)果隨著飛行速度的增大，相近區(qū)域也在發(fā)生改變：速度較小時，兩種計算結(jié)果在小過載時較為接近；速度較大時，兩種計算結(jié)果在大過載時較為接近，如圖二所示。

襟翼放下時，升力較為接近，阻力在過載為2時較為接近。

4 結(jié)論

綜合兩種方法的優(yōu)缺點，MATLAB方法適合用于概念設(shè)計階段的第一輪載荷計算，在較大范圍內(nèi)計算載荷情況，而AVL方法適合用于概念設(shè)計階段的后幾輪載荷計算，可以針對特定點來計算載荷情況，從而節(jié)省計算時間。

值得注意的是，AVL方法在計算飛機(jī)阻力系數(shù)的時候僅僅計算了誘導(dǎo)阻力系數(shù)，并未計算零升阻力系數(shù)，故本文當(dāng)中采用公式：

來計算零升阻力系數(shù)。所以，可能的話，希望在后續(xù)的工作當(dāng)中，能夠?qū)VL進(jìn)行二次開發(fā)，完善計算方法。

參考文獻(xiàn)：

[1]方振平，陳萬春，張曙光等.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[2]飛機(jī)設(shè)計手冊第9冊[S]：載荷、強(qiáng)度和剛度.

[3]CCAR-23部 正常類、實用類、特技類和通勤類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn).

[4]R.D.Hiscocks.Design of Light Aircraft.

[5]某小型無人機(jī)氣動特性計算報告.