渦槳類無人機飛行試驗參數計算分析研究

許 軍

(中國電子科技集團公司第三十八研究所,安徽 合肥 230088)

1 引 言

近年來,無人機因其無人化、滯空時間長等優勢得到了廣泛應用,特別是在戰場偵察監視、預警偵察、察打一體、民用貨運、遙感遙測等領域,其發展十分迅猛。隨著低速無人機任務載荷重量及功耗等要求的不斷提高,低速無人機規模也隨著增大,大功率的渦槳發動機類無人機逐漸成為無人機發展的重要方向。

無人機性能試飛是無人機飛行試驗的一個重要試飛內容,目的是通過飛行試驗驗證無人機的性能特性。發動機推力特性是無人機性能評估的基礎,如何較好地結合地面推力測試試驗、空中飛行試驗等結果對發動機推力特性進行校準,這對無人機性能特性評估至關重要。無人機飛行試驗數據分析是無人機試驗的重要部分,由于實際飛行過程中無法直接采集到無人機氣動升力系數、阻力系數、升阻比、發動機推力等參數,需要通過飛行試驗數據計算出相關的氣動性能參數,并與計算仿真和風洞試驗進行對比分析,為無人機改進設計提供設計思路和方法。因此,對無人機系統理論設計研究和工程設計分析具有較好的指導意義[1,2]。

2 試驗數據分析方法

本文著重對飛行試驗過程中無法直接采集的升力系數、阻力系數、升阻比、發動機推力等參數進行計算分析。飛行試驗數據分析方法流程如下:

(2)由飛行試驗采集的重量、航跡角、飛行高度、速度等計算出升力系數,并與仿真計算的升力系數進行對比;

(3)由飛行試驗采集的重量、航跡角、飛行高度、速度等計算出阻力系數,并與仿真計算的阻力系數進行對比;

(4)通過升力系數、阻力系數等計算出升阻比特性。

3 試驗參數分析

3.1 推力計算分析

考慮到實際飛行過程中暫時無法直接采集到發動機的輸出功率,而發動機輸出功率特性可以直接計算發動機推力,因此采用基于轉速和扭矩的計算方法進行發動機輸出功率的計算[3-5],相關計算功率如下:

P=ρn3D5

以空中巡航階段某一過程相關轉速、扭矩等參數為基礎,計算出某巡航階段的發動機推力特性,如圖1所示?？梢钥闯?在此過程中發動機輸出功率約168～195kW。

圖1 巡航部分段發動機輸出功率

圖2給出了巡航部分段發動機推力特性計算結果。分別計算出發動機功率參數Pr、推力參數Tr、螺旋槳前進比λ、功率系數Cp及拉力系數Ct,最終計算出發動機的推力特性。此階段過程中,λ大致在0.57～0.583之間變化,Cp大致在0.04～0.045之間變化,Ct大致在0.056～0.062之間變化,發動機推力T大致在2430～2710N之間變化。

圖2 巡航部分段推力特性計算

3.2 升力系數分析

無人機航跡坐標系下,任一時刻的法向動力學方程[6-9]:

針對教學內容中每一章節的知識點對應的趣味實例，如拼圖游戲、QQ虛擬服裝秀等真實的網站作品也放在課程網絡學習平臺上，讓學生可以對照瀏覽和操作，如圖3所示.

其中,α為迎角,θ為俯仰角,γ為航跡角,T為推力,L為升力,G為重力,m為質量,V為飛行速度。

無人機在定常直線飛行,當迎角α>0時,因Tsinα為大于0的小量,cL由于省略Tsinα稍偏大,升力系數為:

其中航跡傾斜角為:

迎角α=θ-γ。

圖3-圖5所示為不同構型下的升力系數飛行試驗計算值與風洞結果的對比。圖3給出了巡航構型升力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構型下,基于飛行試驗計算出的升力系數比風洞試驗的結果要偏大些。巡航構型在2.5°迎角時升力系數基本在0.93左右,且巡航構型下迎角基本穩定在0°～5°之間。

圖3 巡航構型升力系數隨迎角變化

圖4給出了起飛構型升力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構型下,基于飛行試驗計算出的升力系數比風洞試驗的結果要偏大些,偏大幅度比巡航構型更大。起飛構型在1°迎角時升力系數基本在1.22左右,且起飛構型下迎角基本穩定在0°～2°之間。

圖4 起飛構型升力系數隨迎角變化

圖5給出了著陸構型升力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構型下基于飛行試驗計算出的升力系數比風洞試驗的結果要偏大些,偏大幅度比巡航構型更大。著陸構型在2°迎角時升力系數基本在1.25左右,且著陸構型下迎角基本穩定在0°～4°之間。

圖5 著陸構型升力系數隨迎角變化

3.3 阻力系數分析

無人機航跡坐標系下,任一時刻的法向動力學方程:

無人機在定常直線飛行時有:

則阻力系數為:

其中航跡傾斜角為:

迎角α=θ-γ。

考慮到發動機推力等會直接影響阻力系數計算,因此需要計算出發動機推力。同時,飛機導航等設備采集的相關參數需要轉換至航跡坐標系,水平方向加速度ax、法向加速度g、發動機推力的計算如圖6所示,最后,基于相關參數計算出阻力系數。從圖6中可以看出,阻力系數大致在0.04～0.066之間。

圖6 阻力系數計算參數

圖7-圖9所示為不同構型下的阻力系數飛行試驗計算值與風洞結果的對比。其中,圖7給出了巡航構型阻力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構型下,基于飛行試驗計算出的阻力系數與風洞試驗的結果要偏大些;巡航構型阻力系數基本在0.03～0.07之間。

圖7 巡航構型阻力系數隨迎角變化

圖8給出了起飛構型阻力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構型下,基于飛行試驗計算出的阻力系數與風洞試驗的結果偏差較小,基本吻合;起飛構型阻力系數基本在0.04～0.13之間。

圖8 起飛構型阻力系數隨迎角變化

圖9給出了著陸構型阻力系數隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構型下,基于飛行試驗計算出的阻力系數比風洞試驗的結果偏大;著陸構型阻力系數基本在0.09～0.17之間。

圖9 著陸構型阻力系數隨迎角變化

3.4 升阻比分析

圖10-圖12所示為不同構型下的升阻比飛行試驗計算值與風洞結果的對比。其中,圖10給出了巡航構型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,巡航構型下,基于飛行試驗計算出的升阻比比風洞試驗的結果要偏小;巡航構型升阻比基本在13～19之間。

圖10 巡航構型升阻比隨迎角變化

圖11給出了起飛構型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,起飛構型下,基于飛行試驗計算出的升阻比比風洞試驗的結果稍微偏小;起飛構型升阻比基本在11.5～14之間。

圖11 起飛構型升阻比隨迎角變化

圖12給出了著陸構型升阻比隨迎角變化曲線。從圖中可以看出,著陸構型下,基于飛行試驗計算出的升阻比比風洞試驗的結果稍微偏大;著陸構型升阻比基本在12～16之間。

圖12 著陸構型升阻比隨迎角變化

4 結 論

基于飛行試驗無法采集的發動機推力、升力系數、阻力系數、升阻比等參數,開展了基于飛行試驗數據的相關參數計算,主要結論如下:

(1)基于飛行試驗計算出的升力系數與風洞試驗結果相比,巡航構型、起飛構型、著陸構型均偏大,巡航構型下的升力系數偏差相對較小。

(2)基于飛行試驗計算出的阻力系數與風洞試驗結果相比,巡航構型、著陸構型偏大,起飛構型阻力系數偏差較小,基本吻合。

(3)基于飛行試驗計算出的升阻比與風洞試驗結果相比,巡航構型、起飛構型下要偏小,而著陸構型稍微偏大些。