朱 航 王 月 蘭玉彬 張 萃 李珂宇

(1.吉林大學(xué)機(jī)械與航空航天工程學(xué)院，長春 130025; 2.數(shù)控裝備可靠性教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長春 130025;3.國家精準(zhǔn)農(nóng)業(yè)航空施藥技術(shù)國際聯(lián)合研究中心，廣州 510642)

0 引言

我國是農(nóng)業(yè)大國,無人機(jī)遙感技術(shù)在農(nóng)業(yè)監(jiān)測中發(fā)揮了至關(guān)重要的作用[1]。遙感技術(shù)受分辨率、時間周期、地理、空域和氣象條件等限制，作業(yè)成本高，在農(nóng)業(yè)監(jiān)測中具有很大的局限性[2-3]。采用小型無人機(jī)遙感信息平臺獲取信息，具有運(yùn)行成本低、靈活性高以及獲取數(shù)據(jù)實(shí)時快速等特點(diǎn)，是目前監(jiān)測、快速獲取農(nóng)田信息的主要方法之一[4-6]。

小型無人機(jī)包括小型固定翼無人機(jī)、直升機(jī)和總質(zhì)量在5 kg以下的多旋翼無人機(jī)[7]。無人機(jī)多采用電力驅(qū)動，也有少數(shù)無人機(jī)采用油動的方式[8]。相比于油動無人機(jī)，電動無人機(jī)體積小巧、成本較低、場地適應(yīng)能力強(qiáng)，是遙感無人機(jī)發(fā)展的主流方向。

近年來，國外對農(nóng)用遙感無人機(jī)的研究較多。德國MikroKopter公司開發(fā)的OktoKopter XL型電動八旋翼無人機(jī)可搭載2.5 kg光學(xué)載荷，續(xù)航時間最長可達(dá)到30 min[9]。Draganfly創(chuàng)新公司開發(fā)的Draganflyer X6型電動三軸六旋翼無人機(jī)的自身質(zhì)量為1 kg，最大負(fù)載可達(dá)500 g，續(xù)航時間20 min[10]。瑞士SenseFly公司開發(fā)的EBEE型電動固定翼無人機(jī)采用翼身融合式布局，起飛質(zhì)量700 g，續(xù)航時間可達(dá)到50 min[11]。美國ReadyMadeRC公司開發(fā)的Anaconda型電動固定翼無人機(jī)采用雙尾撐V型尾翼的構(gòu)型，最大負(fù)載4 kg，續(xù)航時間最長可達(dá)到45 min[12]。德國MAVinci公司開發(fā)的Sirius I型電動固定翼無人機(jī)采用常規(guī)式布局，自身質(zhì)量2.3 kg，最大負(fù)載550 g，并巡航飛行40 min[13]。在國內(nèi)，深圳大疆科技創(chuàng)新公司開發(fā)的Spreading Wing S1000+型電動八旋翼無人機(jī)有效載荷可達(dá)3 kg，續(xù)航時間為15 min[14]。張立元[15]設(shè)計(jì)的六旋翼電動無人機(jī)起飛質(zhì)量4.5 kg，綜合飛行時間可達(dá)19.2 min。楊貴軍等[16]利用多旋翼無人機(jī)平臺監(jiān)測小麥育種信息，無人機(jī)有效載荷3.5 kg，續(xù)航時間15 min。盡管國內(nèi)外研究者對小型遙感無人機(jī)進(jìn)行了大量研究，但是載荷能力和續(xù)航時間等問題仍是小型電動遙感無人機(jī)目前急需解決的重點(diǎn)問題[17-19]。

國內(nèi)目前對固定翼遙感無人機(jī)的研究還較少。相比于多旋翼無人機(jī)，固定翼無人機(jī)擁有更長的續(xù)航時間、更強(qiáng)的載荷能力和更優(yōu)的飛行效率[20]，可以大大提高作業(yè)效率，節(jié)省時間成本。固定翼無人機(jī)氣動布局影響其升阻比，進(jìn)而影響無人機(jī)續(xù)航時間[21-22]，翼身融合布局結(jié)構(gòu)的固定翼無人機(jī)的升阻比高、整體質(zhì)量小，續(xù)航時間更長[23]，非常適合應(yīng)用于農(nóng)業(yè)遙感監(jiān)測和軍事偵察等領(lǐng)域。

為了解決電動無人機(jī)續(xù)航時間短的問題，本文結(jié)合農(nóng)業(yè)遙感監(jiān)測需求，設(shè)計(jì)一款翼身融合布局的電動輕型固定翼無人機(jī)，提出一種電動輕型固定翼無人機(jī)設(shè)計(jì)方法，并優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)、分析仿真結(jié)果，旨在突破電動輕型固定翼無人機(jī)載荷與動力系統(tǒng)最優(yōu)匹配和飛行穩(wěn)定性等技術(shù)難點(diǎn)，為電動固定翼遙感無人機(jī)在農(nóng)業(yè)領(lǐng)域的應(yīng)用提供理論和技術(shù)支撐。

1 總體設(shè)計(jì)

根據(jù)農(nóng)業(yè)遙感監(jiān)測需求，電動輕型固定翼遙感無人機(jī)主要設(shè)計(jì)目標(biāo)為：翼展小于1 m，采用電力驅(qū)動，搭載RedEdge-MX型多光譜相機(jī)，質(zhì)量232 g，工作高度120 m時地物分辨率為8 cm，續(xù)航時間60 min，采用手拋式起飛，滑行降落。

1.1 設(shè)計(jì)參數(shù)確定

1.1.1起飛質(zhì)量

質(zhì)量分析是無人機(jī)性能分析的基礎(chǔ)，無人機(jī)起飛質(zhì)量計(jì)算式為[24]

WT=W1+W2+W3+W4

(1)

式中WT——飛機(jī)起飛質(zhì)量

W1——結(jié)構(gòu)質(zhì)量

W2——動力裝置質(zhì)量

W3——電池質(zhì)量

W4——機(jī)載電子與任務(wù)設(shè)備質(zhì)量

機(jī)身材料使用EPP泡沫(發(fā)泡聚丙烯)，EPP材料密度小、抗震抗壓、耐腐蝕性強(qiáng)，非常適合用作輕型固定翼無人機(jī)機(jī)體的材料，密度為31 kg/m3，無人機(jī)體積為0.005 m3，得到結(jié)構(gòu)質(zhì)量W1為0.2 kg。動力裝置使用朗宇2212 KV2450型無刷電機(jī)，質(zhì)量57 g，使用40 A電子調(diào)速器，質(zhì)量39 g，槳葉使用6040槳，舵機(jī)質(zhì)量為12 g，包括舵機(jī)拉桿等結(jié)構(gòu)，W2定為0.2 kg。電池選用鋰聚合電池(3S，11.1 V)，容量為3 300 mA·h的鋰電池，W3為0.3 kg。機(jī)載電子與任務(wù)設(shè)備包括飛控和攝像頭等，W4為0.8 kg。整機(jī)起飛質(zhì)量WT定為1.5 kg。

1.1.2整機(jī)參考面積與翼載荷

對于普通固定翼無人機(jī)，翼載荷(飛機(jī)質(zhì)量W除以整機(jī)參考面積S)一般為35～100 g/dm2[25],經(jīng)過計(jì)算，滿足起飛質(zhì)量的參考面積為0.15～0.43 m2。本文參考面積選用除翼尖小翼外的全部投影面積，整機(jī)參考面積確定為0.22 m2，翼載荷為68 g/dm2。

1.1.3整機(jī)展弦比

較大的展弦比能降低翼尖渦產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力，增加升力曲線斜率，延長續(xù)航時間，但是過大的展弦比也會增加機(jī)翼的質(zhì)量，增大彎矩，導(dǎo)致機(jī)翼變形，較小的展弦比使得結(jié)構(gòu)緊湊，展弦比計(jì)算式為

(2)

式中b——機(jī)翼平均幾何弦長

l——機(jī)翼展長

整機(jī)參考面積為0.22 m2，根據(jù)設(shè)計(jì)要求翼展長確定為0.9 m，展弦比λ=3.68。

1.1.4其他參數(shù)

對于低速飛機(jī)，后掠角可調(diào)節(jié)飛機(jī)重心位置以及改善飛機(jī)穩(wěn)定性。初定前緣后掠角為30°，后緣后掠角為17°。翼尖小翼采用上小翼的形式。機(jī)翼扭轉(zhuǎn)一定角度可以防止大攻角下的翼尖失速，改善機(jī)翼上的升力分布與巡航特性，為了簡化制造工藝，取0°扭轉(zhuǎn)。機(jī)翼安裝角和上反角參考閔山山[26]所設(shè)計(jì)的翼身融合布局無人機(jī)，選取為0°。

1.2 幾何模型建立

根據(jù)設(shè)計(jì)參數(shù)，將無人機(jī)平面形狀劃分為4個部件，分別為機(jī)身、內(nèi)翼、外翼和翼尖小翼，外翼上設(shè)有副翼，如圖1所示。利用三維建模軟件CATIA，根據(jù)以上設(shè)計(jì)的各個參數(shù)建立無人機(jī)幾何模型，如圖2所示，整個模型長900 mm，寬520 mm，高110 mm。

1.3 飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

飛行控制系統(tǒng)在無人機(jī)系統(tǒng)中起著關(guān)鍵作用，相當(dāng)于無人機(jī)的大腦，進(jìn)行決策和控制。飛行控制系統(tǒng)主要包括：主控制器、位姿估計(jì)模塊、動力模塊、通信模塊和電源模塊，結(jié)構(gòu)框架如圖3所示。本研究采用的動力模塊包括1個電機(jī)和2個舵機(jī)，電機(jī)給尾部螺旋槳提供動力，2個舵機(jī)分別控制左右副翼，實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和俯仰運(yùn)動。電機(jī)輸出巡航階段螺旋槳所需轉(zhuǎn)速，用于更精確的CFD仿真。

2 仿真計(jì)算

針對無人機(jī)的氣動外形，基于ANSYS 15.0軟件中Fluent模塊利用CFD計(jì)算其氣動特性，通過ANSYS 15.0軟件中的流固耦合模塊分析其受應(yīng)力、應(yīng)變情況。

2.1 CFD仿真

2.1.1三維網(wǎng)格劃分

劃分網(wǎng)格的目的是將流場區(qū)域離散化，將實(shí)際流場的物理域轉(zhuǎn)換為形狀便于計(jì)算的計(jì)算域，網(wǎng)格劃分占據(jù)CFD周期60%～80%的時間，并且計(jì)算結(jié)果的精度和網(wǎng)格質(zhì)量密切相關(guān)[27]。本文選取的計(jì)算域如圖4所示，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，創(chuàng)建的網(wǎng)格數(shù)量為210萬，內(nèi)流域中旋轉(zhuǎn)域單元尺寸采用4×10-3m，無人機(jī)表面邊界層第1層厚度取2×10-5m，內(nèi)流域尺寸最小為2×10-3m，外流域尺寸最小為0.1 m，生長率采用1.1，無人機(jī)劃分的網(wǎng)格如圖5所示。

劃分的網(wǎng)格傾斜度為0.23，正交質(zhì)量為0.85，網(wǎng)格傾斜度在0～0.25之間，正交質(zhì)量在0.7～0.95之間，表示網(wǎng)格質(zhì)量良好。

2.1.2邊界條件和參數(shù)設(shè)置

對外流場進(jìn)行數(shù)值模擬仿真時，利用有限體積法求解N-S方程計(jì)算空氣動力學(xué)[28],在穩(wěn)態(tài)計(jì)算模式下，選擇SSTk-ω湍流模型[29-30]作為流體區(qū)域模型，其運(yùn)輸方程為

(3)

(4)

式中k——湍動能ω——比耗散率

ρ——空氣密度

i、j——三維空間的自由度，取1、2、3

Gk——湍流動能

Gω——比耗散生成項(xiàng)

Dω——正交發(fā)散項(xiàng)

Γk、Γω——擴(kuò)散率

Sk、Sω——用戶自定義的源項(xiàng)

ui——流體流動速度

Yk、Yω——發(fā)散項(xiàng)

由于在標(biāo)準(zhǔn)大氣壓和正常溫度下的空氣密度變化量小于5%，并且空速不大，遠(yuǎn)小于0.3Ma，故將其視作不可壓縮氣體，并且考慮空氣重力，選用基于壓力的求解器類型，材料選用不可壓縮氣體，空氣密度ρ=1.225 kg/m3，大氣壓為101.325 kPa，空氣粘性系數(shù)μ=1.789 4×10-5Pa/s，溫度為288.15 K。入口選用速度入口，速度為30 m/s，出口選用壓力出口，上下面和飛機(jī)表面選用無滑移壁面，雷諾數(shù)Re約為4×105，槳葉旋轉(zhuǎn)體的轉(zhuǎn)速定為滿足巡航要求時的10 000 r/min。求解算法為收斂速度快的SIMPLEC算法，根據(jù)無人機(jī)飛行過程中迎角的變化，計(jì)算迎角為0°～20°中的11個工況。

2.2 流固耦合

流固耦合分為直接耦合、單向流固耦合和雙向流固耦合[31]。單向流固耦合過程簡單，穩(wěn)態(tài)求解快，單向流固耦合應(yīng)力比雙向流固耦合大，運(yùn)算速度快，也更偏于設(shè)計(jì)安全[32],本文采用基于ANSYS的單向流固耦合。

2.2.1材料加載及網(wǎng)格劃分

機(jī)體材料選用EPP泡沫，螺旋槳材料選用ABS塑料，EPP[33]和ABS[34]材料特性如表1所示，在Engineering Data中定義參數(shù)后，加載到機(jī)體上。利用四面體網(wǎng)格劃分方法劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量接近13萬。

表1 材料特性參數(shù)Tab.1 Material properties

2.2.2CFD數(shù)據(jù)導(dǎo)入

流固耦合面的數(shù)據(jù)通過壓力數(shù)據(jù)的形式導(dǎo)入靜力學(xué)分析，如圖6所示，尾部設(shè)定為固定面，計(jì)算在此氣動條件下的結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形量。

3 結(jié)果與分析

3.1 數(shù)值分析與參數(shù)優(yōu)化

3.1.1模型優(yōu)化

在展弦比、梢根比等參數(shù)確定的情況下，在初始模型的基礎(chǔ)上，對無人機(jī)機(jī)身的后掠角和翼尖小翼的類型進(jìn)行改進(jìn)，得到相對優(yōu)化的模型，提高升阻比，提升續(xù)航性能，并得到后掠角與翼尖小翼類型對無人機(jī)氣動性能的影響。

目前已有的農(nóng)用電動飛翼無人機(jī)一般采用中等后掠角[29]，結(jié)合本研究采用的初始結(jié)構(gòu)，后掠角范圍定為25°～40°。翼尖小翼能改善機(jī)身受到的誘導(dǎo)阻力，一般有上小翼、下小翼和翼梢端板3種形式。故后掠角與小翼類型各選用4個水平，如表2所示，利用CFD仿真進(jìn)行16次的全面試驗(yàn)。

表2 因素水平Tab.2 Factors and levels

3.1.2參數(shù)優(yōu)化結(jié)果分析

通過改變后掠角和翼尖小翼類型，阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比試驗(yàn)結(jié)果如圖7～ 9所示。

如圖7所示，阻力系數(shù)隨著后掠角的升高大致呈下降趨勢，后掠角的增大對減小飛行過程中產(chǎn)生的阻力有一定的作用。后掠角一定時，無小翼類型的阻力系數(shù)最小，上小翼的阻力系數(shù)最大。 翼尖小翼結(jié)構(gòu)的加入，會略微增大飛行過程中產(chǎn)生的阻力。

如圖8所示，升力系數(shù)隨著后掠角的增大基本呈下降趨勢，后掠角的增大使得無人機(jī)在飛行過程中產(chǎn)生的升力減小。后掠角一定時，無小翼類型的升力系數(shù)最小，后掠角在30°～40°之間時，翼梢端板類型的升力系數(shù)最大。翼尖小翼結(jié)構(gòu)的加入，會降低飛行過程中產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力，提高無人機(jī)的升力。

如圖9所示，無人機(jī)的升阻比隨著后掠角的增大先升高后降低，并在35°時達(dá)到最大值。后掠角一定時，無小翼類型的升阻比最小，翼梢端板類型的升阻比最大?？梢钥闯觯捎靡砑庑∫肀M管會增大一部分阻力系數(shù)，但對增大整機(jī)的升阻比貢獻(xiàn)很大。

3.1.3最優(yōu)模型

由全面試驗(yàn)的結(jié)果得出，后掠角為35°，采用翼梢端板類型的無人機(jī)升阻比最大。采用此結(jié)果作為優(yōu)化后的模型，升阻比較初始模型提升了2.6%。優(yōu)化后的模型如圖10所示。

3.2 氣動特性

3.2.1巡航時長

選用最優(yōu)模型，改變迎角，設(shè)計(jì)的翼身融合布局無人機(jī)氣動性能結(jié)果如圖11～13所示。

如圖11所示，升力系數(shù)隨迎角增大而增大，在0°～16°升力系數(shù)近似線性變化，之后斜率越來越小，在迎角為0°時升力系數(shù)最小，為0.054，在迎角為20°時升力系數(shù)最大，為1.24，并且在20°時斜率趨于0，此時已經(jīng)接近失速迎角。在小于16°均可作為巡航迎角。

飛機(jī)在飛行過程中，阻力來自摩擦阻力、誘導(dǎo)阻力和壓差阻力，通常CFD軟件計(jì)算所得阻力系數(shù)較真實(shí)值偏大[35]。由圖12可知，阻力系數(shù)隨迎角的增大而升高，且斜率越來越大，在迎角為0°時阻力系數(shù)最小，為0.02，在迎角為20°時阻力系數(shù)已達(dá)到0.175。無人機(jī)機(jī)翼的阻力系數(shù)在小迎角時起主導(dǎo)作用的是摩擦阻力，小迎角下壓差阻力變化不大，在大迎角時，壓差阻力與誘導(dǎo)阻力迅速增大，成為主導(dǎo)因素，使得阻力曲線的斜率越來越大。

如圖13所示，隨著迎角的增大，升阻比先增大再減小，在迎角6°～8°之間，升阻比最大，在迎角為6°時，升阻比為13。

無人機(jī)工作時，電池大部分能量用于巡航狀態(tài)，在巡航狀態(tài)無人機(jī)續(xù)航時間與升阻比有關(guān)，升阻比越大，續(xù)航時間越長，巡航范圍也會提高。近似取迎角6°時為巡航迎角，在巡航時力平衡方程滿足[26]

(5)

式中G——機(jī)體重力α——迎角

L——升力D——阻力

T——電機(jī)推力v——巡航速度

CL——升力系數(shù)CD——阻力系數(shù)

由式(5)可得無人機(jī)在迎角為6°時的巡航速度為15.5 m/s。對于電動無人機(jī)，其續(xù)航時間計(jì)算式為[36]

(6)

式中Qdc——電池儲存能量

ηm——巡航狀態(tài)電機(jī)效率

ηprop——螺旋槳效率

ηε——電子調(diào)速器效率

g——重力加速度

本研究動力系統(tǒng)所選取的電池電壓為11.1 V，3 300 mA·h鋰電池，電機(jī)效率ηm為0.8，螺旋槳效率ηprop為0.7，電子調(diào)速器效率ηε為0.95。因此，計(jì)算得到在此巡航狀態(tài)下無人機(jī)飛行時間t為65 min，滿足長航時設(shè)計(jì)要求。

3.2.2巡航狀態(tài)氣動特性分析

在迎角為6°、空速為15.5 m/s(巡航狀態(tài))條件下，無人機(jī)上下表面壓力云圖如圖14所示，顯示的壓力范圍為機(jī)身的壓力范圍。

由圖14可知，無人機(jī)整體壓力分布合理，壓力最大值在機(jī)翼的前緣部分，為143 Pa，下表面壓力普遍大于上表面，從而形成升力。同時上表面壓力最小處在機(jī)翼前緣部分，上下壓差的較大值也普遍集中在機(jī)翼前緣部分，說明升力主要來自于機(jī)翼前半段，后半段對升力貢獻(xiàn)較小，符合一般規(guī)律。沿翼展方向截取離對稱面100、200、280、350、420 mm處的翼剖面，測量5個部分機(jī)體表面的壓力系數(shù)分布，圖15為初始模型和優(yōu)化模型這5個部分機(jī)體表面壓力系數(shù)分布圖。

如圖15所示，機(jī)翼下表面壓力系數(shù)基本大于上表面壓力系數(shù)，并且在前緣部分上下表面的壓力系數(shù)差值大于后緣部分，說明升力主要集中在機(jī)翼前緣部分。y=100 mm處為內(nèi)翼壓力系數(shù)分布，其余部分為外翼壓力系數(shù)分布，機(jī)身由于需要給機(jī)載電子與任務(wù)設(shè)備提供足夠的空間，獨(dú)特的氣動外形也使得提供的升力較小，內(nèi)翼和外翼提供了大部分升力。通過初始模型與優(yōu)化模型的壓力系數(shù)對比，靠近機(jī)身的部分壓力分布近似相同，在靠近翼梢的部分，優(yōu)化方案的壓力系數(shù)分布優(yōu)于初始方案。說明改進(jìn)后掠角和翼尖小翼類型對固定翼的影響主要集中在翼梢部分。

3.3 受力變形

在迎角為6°、空速為15.5 m/s(巡航狀態(tài))條件下，通過單向流固耦合，得到的總變形量和應(yīng)力如圖16所示。

如圖16a所示，總變形量基本分布在機(jī)翼上，越靠近翼梢總變形量越大，最大值為0.288 38 mm，分布在翼梢的位置上，機(jī)身與槳葉的總變形量相對很小，總的來說，在巡航狀態(tài)的氣動載荷導(dǎo)致的總變形量很小，符合正常工作條件。由圖16b可知，機(jī)身上的應(yīng)力主要分布在機(jī)翼上，最大值分布在翼根處，為0.08 MPa，故無人機(jī)在巡航狀態(tài)時，機(jī)翼承受了主要的升力，使得應(yīng)力主要集中在機(jī)翼翼根的部分，EPP材料在成型條件合適時，拉伸強(qiáng)度最大能達(dá)到1.9 MPa[37]，機(jī)身能承受在此巡航狀態(tài)的氣動載荷。槳葉上的應(yīng)力能達(dá)到6.251 8 MPa，遠(yuǎn)小于螺旋槳的彎曲屈服強(qiáng)度70 MPa[34]。該無人機(jī)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度均滿足設(shè)計(jì)和遙感領(lǐng)域使用要求。

4 結(jié)論

(1)通過改進(jìn)后掠角和翼尖小翼類型對初始模型進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化，獲得后掠角與翼尖小翼類型對整機(jī)阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比的影響規(guī)律，優(yōu)化后升阻比提高了2.6%。

(2)機(jī)體壓力分布合理，機(jī)身下表面壓力普遍大于上表面壓力，升力主要集中在機(jī)翼前緣部分，在巡航階段無人機(jī)機(jī)翼下表面壓力最大，為143 Pa。

(3)所設(shè)計(jì)的農(nóng)用遙感無人機(jī)擁有良好的氣動性能，升阻比最大可達(dá)13。在起飛質(zhì)量為1.5 kg、迎角為6°、巡航速度為15.5 m/s時，數(shù)值分析計(jì)算所得續(xù)航時間為65 min，滿足農(nóng)業(yè)遙感監(jiān)測中長航時、無人機(jī)載荷與動力系統(tǒng)最優(yōu)匹配的設(shè)計(jì)要求。

(4)在巡航階段，機(jī)身氣動載荷下的應(yīng)力最大值為0.08 MPa，小于材料的拉伸強(qiáng)度1.9 MPa，槳葉上應(yīng)力最大為6.251 8 MPa，遠(yuǎn)小于材料的屈服強(qiáng)度70 MPa，總變形量最大為0.288 38 mm，不會影響正常工作。在巡航階段該無人機(jī)結(jié)構(gòu)和選用的材料均能滿足設(shè)計(jì)和使用要求。