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军事侦察无人机空气动力学

发布时间:2018-12-28 01:06:01 文章来源:未来智讯    
    军事侦察无人机空气动力学作者:未知   【摘 要】在军事侦察领域,无人机得到了广泛的应用,为侦察事务的开展提供了更多的保障。而就目前来看,军事侦察无人机在空气动力学方面存在一些特殊问题,值得无人机设计和操纵人员给予更多的关注。基于这种情况,本文对军事侦察无人机的空气动力学展开了分析,以期为关注这一话题的人们提供参考。
  【关键词】军事侦察 无人机 空气动力学
  在世界范围内,军事侦察无人机多为低雷诺数无人机,具有一定的空气动力学特性。加强该类无人机的空气动力学研讨,则可以帮助无人机设计人员更好的完成无人机翼型的设计选型,从而确保无人机的飞行本能。此外,也能够帮助无人机操纵人员更好的明白无人机的飞行特点,继而更好的完成军事侦察任务。
  1 军事侦察无人机及其空气动力学特点
  所谓的无人机,其实便是无人驾驶飞机的简称,是目前最热门的军事装备研讨项目之一。在使用的过程中,无人机虽然无需人在飞机内部操纵,然而仍然需要人在地面或其他飞机上操纵。但不同于普通飞机,无人机只需要在关键时刻操纵,比如下降、判断指标或作重要决策等时刻。在其他时刻,无人机则能够按照预装的程序执行不同的任务,无需人的过多干预。所谓的军事侦察无人机,则是在军事侦察活动中应用的无人机。目前,较多国家的海军、陆军和空军已经起初利用无人机进行海陆空的侦察。在美国,用于地面侦察的无人机有“全球鹰”,能够利用光电探测系统、地搜索雷达等机载设备每日完成约103700km2土地的探测,并且利用卫星将录取数据实时发送给地面站。在国内,目前服役的军用侦察无人机为无侦-5型无人远程侦察机。自上世纪70年代起初,我国就起初仿制“火蜂”无人机,并将其命名为WZ-5型,需要利用母机运载和发射。而现役无人机也是由该种无人机改进而来,装有全球定位系统和惯性导航系统,利用涡轮喷气发动机提供动力,装有红外摄像机、光学和电视等设备,续航时间可达3小时,飞行高度可达17500m。
  从空气动力学角度来看,军事侦察无人机需要满足隐身要求,所以其气动设计需要同时考虑气动本能和隐身本能要求。所以,该类无人机在气动外形上需要满足高升阻比和隐身要求,并且满足高机动性要求。为满足这些要求,大多无人机采取的都是无尾设计方案,一些则采取了推力矢量抑制方案。针对无尾型无人机,其在气动力方面需要寻求全新操纵机构,然后利用该机构进行垂直尾翼的替代,从而为机身提供足够的偏航力矩,继而使无人机可以灵敏完成不同的动作。而多数无人机都会遭遇小雷诺数空气动力学问题,这也成为了军事侦察无人机的一大特点。所谓的雷诺数,则是决定机翼和边界层性质是否失速的参考数值,能够作为无人机空气动力学研讨的参考依据[1]。想要获得该参数,还要对无人机的机翼失速问题展开分析,以便通过测量翼弦长度完成雷诺数的计算。如果无人机的机翼雷诺数保持在临界数值以上,其在飞行的过程中将拥有较好的本能。而临界雷诺数的大小,与翼型厚度和弯曲程度等参数有关。此外,在军事侦察无人机空气动力学研讨方面,除了研讨机翼的空气动力学问题,还要从总体角度对其空气动力学问题展开分析,才能更好的满足无人机的气动本能要求。
  2 军事侦察无人机空气动力学研讨
  2.1 无人机机翼的空气动力学研讨
  2.1.1 翼型分析
  在设计无人机机翼时,常常使用百分数进行翼型厚度、最高点和中弧线弯曲度等参数的表示,而机翼弦长则为基准长度,需要以前缘作起程点。目前,无人机的翼型有较多种类,常常要冠以研讨单位或个人的名字。在对翼型外形坐标进行表示时,需要利用百分数完成翼型上、下弧线上的一些点的坐标的表示,坐标原点为前缘。在对翼型本能进行表示时,需要对其在不同迎角所具有的升阻比、升力系数、焦点力矩系数和阻力系数等参数进行表示。除了阻力和升力特性,还要明白翼型数据在压力中心上的位置。如果升力作用点在翼弦上,则阻力也要作用于翼弦位置。常常的情况下,中小型无人机拥有较大的雷诺数,与普通飞机无过大气动力差别,在翼型选择上能够采取常规设计方法。然而,军事侦察无人机常常为高空长航时无人机,其雷诺数较小。因为,高空空气较为稀薄,长时间在高空飞行,将导致无人机需要由较大升力系数,需要使用喷气式发动机。在这一条件下,无人机翼型设计只可采用升力系数较大的机翼类型,以满足翼型升阻比大的�O计要求。在两种翼型拥有非常的升阻比的情况下,则能够进行对应升力系数较大的翼型。常常的情况下,能够选用新的层流翼型以满足该要求,比如“全球鹰”便是采取该种翼型,具有较大的机翼展弦比,并且翼弦较短,具有较大的升力系数。
  2.1.2 翼型所受影响分析
  无人机的机翼并非是无限长的翼展,其上翼面压力较小,下翼面则具有较大压力。所以在翼尖的位置,气流会向上流动,从而产生涡流。而整个机翼的气流流动,都会受到涡流的影响。最初,受涡流影响,机翼的上下压力分布将发生改变,从而导致上下面的压力差减小,继而导致机翼升力减小。其次,在涡流影响下,机翼的迎角会有所减小,靠近翼尖的位置的迎角减小的幅度更大,以至于机翼总升力系数会遭到减小。再者,在涡流的影响下,机翼后面气流会起初向下倾斜,从而导致机翼阻力增加。该阻力被称之为诱导阻力,在无人机进行大迎角飞行的条件下,该阻力值将占据总阻力的1/3以上,因此会影响无人机飞行的稳定性。为克服涡流效应,则需要提高机翼的升力系数。而一般的情况下,机翼的升力系数便是沿着翼展方向各个剖面升力系数的平均值[2]。如果机翼为梯形,越靠近翼尖的位置弦长越小,其部分升力系数将较大,容易导致机翼失速。想要改善机翼升力系数分布,则要采取扭转翼平面的设计方法。具体来讲,便是沿着翼尖方向逐步削减翼型安装角,从而使翼型根部具有较大的迎角,继而使翼尖过早失速的问题得到解决。
  2.1.3 机翼本能改善方法
  想要使无人机的机翼本能得到改善,还要采取良好翼型,并提高机翼雷诺数和加大展弦比。除此之外,还能够使用翼尖小翼的方法进行机翼升阻比的提高。从以往研讨来看,通过加装翼尖小翼,就能够将小型无人机的最大升阻比提高至10.6%。然而,使用该种设计方法,将导致机翼流场复杂,从而导致小翼气动特性受到较多参数的影响,如倾斜角、安装角和小翼高度等,常常难以完成小翼气动特定的精确计算。想要获得最佳参数组合,则需要借助风洞试验进行参数确定。而在对无人机的气动特性进行改进时,则需要对根部弯矩增加问题和全机静稳定性对机翼空气动力特性产生的影响展开分析[3]。由于军事侦察机有着较高的机动性要求,所以不能只提高机翼升阻比,还要对其隐身要求和操纵稳定性进行考虑,因此常常需要选取增加前后缘襟翼的方式进行机翼改进,并且配合以推力矢量抑制方法。   2.2 无人机总体的空气动力学研讨
  对军事侦察无人机的空气动力特性展开分析能够发现,整个无人机受到的空气动力便是各部件受到的空气动力之和。而无人机的升力主要由机翼提供,包含尾翼在内的其他部件只会产生较小的升力。在阻力方面,无人机的各局部部件都会产生阻力。因为,各部件之间存在相互干扰作用,所以总的阻力可能要高于各部件阻力之和。因此在研讨军事侦察无人机的空气动力学时,还要对无人机总体的空气动力学特点展开分析。
  2.2.1 各部件阻力系数分析
  在对无人机总的气动特性展开分析时,需要利用风洞试验完成各附着物体的阻力系数的测试。如果不开展风洞试验,则需要利用各种资料完成各物体阻力系数的汇总分析,然后进行阻力的计算。从机身阻力上来看,军事侦察无人机无座舱,然而需要完成各种侦察设备的安装,所以机身仍然有一定的大小。然而,该类机身都是流线型机身,拥有不小于表面摩擦阻力的机身阻力。在无人机雷诺数较小的情况下,能够将机身边界层当成是层流,能够边界层附近数值为摩擦力系数,然后联合机身横截面积进行机身阻力系数的求取。此外,由于军事侦察无人机需要安装各种探测器,所以机身上将拥有整流鼓包[4]。根据设计参数,则能够完成鼓包截面积的计算,然后进行机身突出物阻力的计算。此外,还要根据轮胎截面积进行无人机起落架阻力的计算。
  2.2.2 总体空气动力学分析
  在对无人机的全机阻力系数进行分析时,能够将无人机的阻力划分为两局部,既各部件废阻力和机翼阻力。对各部件废阻力进行计算,便是需要完成无人机各部件与升力无关的废阻力的计算,包含各部件废阻力和各部件间的相互干扰废阻力。常常的情况下,需要通过试验才能得到干扰阻力。如果没有确切数据,能够假如干扰阻力位各部件废阻力和的10%。在实际计算的过程中,各部件拥有不同的参考面积,还要先完成与机翼面积对应的废阻力系数的求取,具体包含尾翼、机身和外整流包等。得到与升力无关的废阻力系数后,就能够将其与机翼的诱导阻力系数相加,从而得到全机的阻力系数。在实际设计无人机时,由于全机有利迎角将大于机翼有利迎角,所以在机身等部件拥有较大阻力的情况下,迎角角度增加的就越多[5]。假如无人机废阻力系数不随着迎角变化而变化,则能够完成无人机最大升阻比的计算。如下式(1)所示,Kmax为无人机最大升阻比,A为机翼展弦比,CDO,A�槲奕嘶�总的废阻力系数。由此可知,想要使无人机的最大升阻比得到提高,还要削减无人机的废阻力系数,也能够增加机翼展弦比。
  2.2.3 动力装置的空气动力学分析
  无人机在飞行的过程中,需要使用动力装置为飞机飞行提供动力。而使用电动机和内燃机等动力装置,需要依靠螺旋桨产生的拉力为无人机飞行提供动力。所以,螺旋桨的设计将直接影响无人机的本能。对螺旋桨的气动力进行考虑时,常常需要以桨叶半径0.7处的截面形状为基准。在无人机飞行时,通过螺旋桨旋转面的相对气流速度与气流速度的矢量和,则为翼型速度[6]。计算通过的气流速度,需要求取无人机前进速度和螺旋桨滑流速度的平均值,常常能够将滑流速度当成是前进速度的2/3。联合翼型速度、螺旋桨转速、桨叶半径处弦长、和螺旋桨直径,则可以完成螺旋桨雷诺数的求取。而军事侦察无人机的动力装置常常为无刷直流电动机,功率较小,螺旋桨直径为2m左右。由于雷诺数较低,常常使用较宽的桨叶。
  在无人机飞行的过程中,如果作俯仰机等动作,机身将按照曲线飞行,螺旋桨则会高速旋转,并产生陀螺力矩。随着转速的升高,无人机飞行角度也会逐步增大,从而导致螺旋桨产生更大的陀螺力矩。而该种力矩将导致无人机作出俯仰运动或偏转,继而使无人机可以顺利执行任务。分析其规律能够发现,在螺旋桨沿着顺时针方向转动时,其产生的力矩将使无人机向右偏转[7]。此时,如果是无人机低头,无人机就会向左偏转。在螺旋桨沿着逆时针方向旋转时,则会产生相反的结果。对无人机进行飞行抑制时,还要对这些因素进行综合考虑。常常的情况下,微型无人机具有较大的螺旋桨,需要对其产生的力矩进行考虑。如果使用双发动机,则需要使其螺旋桨相互反向旋转,从而进行力矩的对消[8]。而军事侦察无人机的机身相对较大,螺旋桨相对较小,产生的影响并不明显。
  3 结语
  加强对军事侦察无人机的空气动力学研讨,则能够更好的明白无人机的空气动力学原理,从而更好的完成无人机的设计和操纵。因此,相信本文对军事侦察无人机空气动力学展开的研讨,能够为相关事务的开展带来一些启示。
  参考文献:
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