超輕型大載荷無人機的設(shè)計與實現(xiàn)

黃嘉豪+陳子杰+黃科超

摘 要：本文以超輕型載重?zé)o人機作為研究重點。分析行業(yè)研究文獻與固定翼無人機行業(yè)，對固定翼無人機的結(jié)構(gòu)展開多角度探討，包括無人機材料、受力、裝配方式等方面。以“減輕每一克重量”為核心思想，使用高彈性輕質(zhì)工程木質(zhì)為主體材料，提出高韌性碳纖維復(fù)合材料和凱夫拉原絲復(fù)合材料進行纏擾補強的方案，設(shè)計一款翼展達3.1m，機身1.8m長，整機重量僅970g，電機拉力峰值達4.3kg，載荷比達到5以上的固定翼無人機。該飛行器采用了S1223高升力翼型為飛機提供足夠的升力。經(jīng)測試，該固定翼無人機飛行效率好、性價比高，給未來固定翼大載荷的無人機設(shè)計帶來一個新方向。

關(guān)鍵詞：無人機 超輕型 大載荷 碳纖維復(fù)合材料 凱夫拉復(fù)合材料

中圖分類號：V279 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）11（b）-0012-02

1 無人機輕型結(jié)構(gòu)具體設(shè)計

1.1 動力方面的設(shè)計

第一步對各個參量進行設(shè)置，設(shè)載重量W1=6kg，空機質(zhì)量Wa=1kg，按設(shè)計規(guī)定推重比一定要適當(dāng)，預(yù)取推重比Kf=T/W1+Wa=0.4，知拉力T應(yīng)保持在2.8～3kgf這個范圍內(nèi)。

常規(guī)翼型其升阻比最好保持在50以上，通常情況下這個參量不會考慮誘導(dǎo)阻力這方面的影響，但是卻在這種高升力飛機上占比相當(dāng)大。除此之外，如果翼型精確度不高同樣會使升阻比低于預(yù)計值。就算是把對機翼有影響的所有阻力都考慮到，其他部位還是會構(gòu)成阻力，比如機身下面水袋構(gòu)成的壓差阻力等。還有一個要點必須注意：飛機不會一直處于平行飛行狀態(tài)。如果遇到下降氣流這種情況，拋開其他因素和情況，只在爬升這個過程中就要借助巨大的升力，不然便不能達到起飛距離ld≤25m這個要求。拉力產(chǎn)生的加速度，總加速度a=dv/dt，這里的Kd不是通過機翼參數(shù)算出來的，它是由方程計算，這里的代表阻力占重力之比，屬于推重比中一個重要組成部分，估算得出大概為0.3，也就是說平飛油門保持75%（）。d代表起飛速度，條件不足暫時定為d。因此。

總而言之就是有直驅(qū)和減速這兩個思路。大家都清楚，拉力只與螺旋槳尺寸以及轉(zhuǎn)速相關(guān)聯(lián)（準(zhǔn)確地說還與漿型有關(guān)），我們設(shè)定16×7.5槳，隨意選取一種電機，只要這個電機的轉(zhuǎn)速可以達到5700rpm，那么這時拉力為2.7kgf。其實電機作用就是能夠確保在這一載荷下完成事前規(guī)定的轉(zhuǎn)速。電壓以及KV值直接決定了電機空載轉(zhuǎn)速，根據(jù)上面所陳述可得此電機的空載轉(zhuǎn)速為rpm，實際轉(zhuǎn)速由載荷以及轉(zhuǎn)子尺寸所決定。絕大部分電機處于正常工作狀態(tài)時，就可以將其作為預(yù)估電機KV值和螺旋槳尺寸配比時的參考。

一提到減速馬上就會想到單電機減速。高KV電機蝎子電機2221，處在稍微有些超載情況下，減速比就可以定為5， KV值定為3595，同時使用15×7.5螺旋槳，便可達到要求。把減速組以及電調(diào)都算在其中，大概也可以保持在160g左右。

1.2 氣動方面的設(shè)計

因為飛機重量有著非常嚴(yán)格的規(guī)定，每個部位結(jié)構(gòu)都十分有限，最終總體重量是800g還是1200g屬于同一問題，我們把翼展尺寸規(guī)定為3m，從剛剛開始著手畫圖一直到實際制作，整個過程減重問題十分困難。

我們的任務(wù)就是在目前工藝水平下，找到尺寸、重量、結(jié)構(gòu)與載荷的一個平衡點。展弦比若過于大，翼面積便過于?。蝗粽瓜冶忍?，那么升力損失便會過大。因此展弦比為8最適宜，但是還要將翼載計算出來然后進行判定。平均弦長：Ca=A/8=309mm，翼面積：Sw=A2/8=76.5dm2，翼載：Lw=W/Sw=7000/76.5=91.5<100，在合理范圍內(nèi)。

機翼形狀可分為3種：矩形翼、梯形翼以及橢圓翼。對于橢圓機翼而言，翼稍處弦長相對較小，就會使翼型在翼稍處與設(shè)計存在一些偏差，同時也會對翼稍失速產(chǎn)生安全隱患。針對載重飛機這種動力欠佳且飛行高度低于30m的飛機來說，如果產(chǎn)生翼稍失速就不能夠改出。然而矩形機翼的翼稍就非常安全，與橢圓機翼相比有很大優(yōu)勢。然而矩形翼也有很多問題，清華的解決方案就是加裝翼梢小翼。但在筆者看來，加裝了翼梢小翼之后能夠增加升力并不現(xiàn)實。因為它只是使一部分本該獲得的升力重新得到利用而已，而自身并未提供升力。除去翼梢小翼本身重量不說，它本身還會受到無法想象的橫力。大多數(shù)學(xué)校會選擇分段近似的梯形翼，與矩形翼相比較，不僅對結(jié)構(gòu)的氣動利用率更高，還完成了梁的漸變，與受力分布更相符。

飛機的雷諾數(shù)可用公式來體現(xiàn)：Re，它們依次代表的是空氣密度、氣流速度、氣流流經(jīng)物體的距離以及粘度，使用的單位也都是ISO國際單位制。對一般航模進行分析時，如果飛行高度處在海平面時，通過公式表示為：RecA，這里的cA代表平均氣動弦長，在矩形翼里其實就是弦長。但是我們希望獲得所有剖面的氣動性能，因此在前文基礎(chǔ)上，根據(jù)平均弦長和三段近似，大致估算出翼根弦長會在400mm以下。速度需要回代，預(yù)測在12m/s以下（前文預(yù)測期望是10m/s）。那么雷諾數(shù)最高值就是330000。

對翼尖進行設(shè)計時必須注意要避開臨界雷諾數(shù)這個問題。根據(jù)圖我們能夠發(fā)現(xiàn)，如果Re>120000時，曲線一般都比較正常。這就說明翼尖最短也要超過150mm。但如果從實際出發(fā)，只考慮雷諾數(shù)，這個值越大才越好?，F(xiàn)在假設(shè)Re進行計算，這樣能夠預(yù)防因為對速度估算不準(zhǔn)而帶來更多麻煩。那么弦長就是220mm。根據(jù)三段機翼的長度和翼面積，很容易得到矩形翼弦長為360mm。

因為制作時必然存在一些偏差，比如蒙皮塌陷等，我們還是假定KL=0.8，那么。根據(jù)升力公式：，以及平飛時受力平衡L=G，計算出。這時Re=279000。因為計算過程中只考慮了升力系數(shù)這個方面，所以差別不會太明顯，大可將其忽略。

1.3 翼梁結(jié)構(gòu)方面設(shè)計

第一，做實心梁時拒絕使用相同材料。主要是因為正應(yīng)力離中心層越遠反而增大，中間部位使用的材料沒有必要與翼緣處使用的材料相同。第二，不管是哪種梁，腹板處所使用的材料也不要與翼緣處使用的相同，對正應(yīng)力進行分析時根本不用考慮。如此一來也能提高一些冗余度。第三，正應(yīng)力分配時可以不考慮梁的厚度，可以認為梁截面上每個地方的正應(yīng)力都相等。

計算得出正應(yīng)力，若暫取b，d，W=2I/h=4.6×10-7m3此時σ=38MPa，這個值并不算太大。然而這只是處于沒過載情況下，而實際上根本不可能忽略這個因素。

假定過載系數(shù)SG=2.0，與氣動力相乘，得到正應(yīng)力為76MPa。木材的許用應(yīng)力一般在5～7MPa之間，明顯不足。而碳纖維許用應(yīng)力一般在2～7GPa之間，完全充足。另外碳纖維比強度很高，適合運用在重量極限的飛機上。盡管此次試驗并未使用碳纖維，然而其緣條尺寸更小，厚度更薄，只有1mm。即便梁和翼肋之間結(jié)合緊密，兩端都取固定情況下，肋間距取小值0.1m，碳纖維的彈性模量E=200GPa，但是緣條的慣性積很小，。綜合得N

。

在之前計算出來的正應(yīng)力基礎(chǔ)上，根部所受壓力大概為，也就是說過載系數(shù)為2這種情況下，梁依然會失穩(wěn)。預(yù)防失穩(wěn)效果最顯著的方法就是對支撐條件進行改善，做到極致就是實心梁。如此一來，便不會有失穩(wěn)情況產(chǎn)生。填芯所用材料一般就是泡沫，它與輕木、碳板之間利用泡沫膠結(jié)合。如果機翼撓度過大，會產(chǎn)生很多危害，比如：（1）蒙皮褶皺，氣動性能降低；（2）木結(jié)構(gòu)應(yīng)力增大，容易斷裂，特別是蒙版；（3）造成不必要的上反，可能造成未預(yù)見的氣動效應(yīng)；4、副翼轉(zhuǎn)向不靈活，容易造成舵機短路引起掉電。

2 結(jié)論

本文通過具體分析，對各種方案進行多項測試，同時在滿足結(jié)構(gòu)要求的情況下，盡可能地采用新型材料，該機架優(yōu)點如下：（1）與同重量飛機相比翼展增加60%，飛行器極限載運重量增加100%；（2）定點續(xù)航時間比同類飛行器增加16%，在電池12.6V情況下，電機與減速組拉力峰值達到4.3kg，是同類的1.6倍，另外飛機器的總運載量增加20%以上。

參考文獻

[1] 馬遠超.多旋翼飛行器導(dǎo)航及控制技術(shù)研究[D].哈爾濱工程大學(xué)，2013.endprint