新型弹射技术，对无人机串联翼布局，提高起飞性能的研究？

文 |古轩说史

编辑 | 古轩说史

近年来，无人机（UAV）系统在全球军事和民用领域得到广泛应用，随着技术的进步，各种无人机系统层出不穷，特别是变形飞行器，可以操纵其外部形状来取代传统的操纵面以获得更好的飞行性能。

然而，由于变形飞机自适应改变气动外形，其气动参数发生剧烈变化，导致系统变得复杂和不确定，与传统飞行器相比，变形无人机的空气动力学和操控对研究人员来说更具挑战性。

01

飞机结构及数值模拟方法

串联翼飞机的设计中，鸭翼和机翼的尺寸相同，旨在增加负载能力并保持纵向平衡，为了减少鸭翼对下洗流的影响，选择了机翼位于鸭翼上方的布局。

在选择翼型时，考虑到弹射发射过程中的稳定性以及折叠要求，决定采用低曲率的翼型作为鸭翼和机翼，在弹射发射后，飞机展开时，鸭翼向前旋转90°，机翼向后旋转90°，垂直尾翼向上旋转65°。

影响串联翼系统性能的三个主要因素是交错St（Stagger）、间隙G和鸭翼与机翼之间的相对角度，为了更好地定义串联翼系统的参数，考虑到翼型变形，保持鸭翼与机翼平行状态，因此间隙D保持不变，其中c代表机翼弦长，α代表迎角（AOA），v代表自由流速度。

通过适当设置间隙和交错度，可以显著降低粘性阻力，由于机翼位于鸭翼上方，St和G均为正值，较小的St会导致鸭翼和机翼之间相互作用更强，而较大的St可能会对串联翼系统的气动耦合产生负面影响。

为了避免折叠结构干涉，St必须足够大以适应翼展，一般情况下300mm是一个适当的尺寸。

在折叠状态下，无人机的四个翼型在Z轴方向上重叠，而在展开状态下，串联翼无人机的布局是不对称的，存在两种翼型布局。

考虑到翼型厚度，鸭翼之间和机翼之间的垂直距离，A型的左右间隙均为30mm，而B型的左间隙为40mm，右间隙为20毫米，自由流速度V为20 m/s，对应于基于翼型弦长c的雷诺数Re为1.0 × 10^5。

02

不同折叠模型的空气动力特性

在相同的边界条件下，对两种模型在不同迎角下的气动特性进行了详细的数值研究，尽管两个模型的升力和阻力曲线几乎重叠，然而微小的间隙差异对整体的升力和阻力特性影响微乎其微，与此相反，模型A和模型B之间在绕车身轴线上的侧倾力矩表现出明显差异。

具体而言，模型A的侧倾力矩（MA）保持负值，最大值达到-0.014 N·m，负号表示方向，其变化趋势平稳，与升力特性相似，然而，模型B的侧倾力矩（MB）变化较大。

在迎角小于4°时，侧倾力矩为负值，变化接近零，而当攻角大于4°时，侧倾力矩发生反转，在攻角为16°时达到最大值0.046 N·m，随后迅速趋近于零，这种现象可能主要受到翼型布局不对称导致的下洗流影响不平衡所影响。

下洗流效应导致气流在鸭翼之后向下倾斜，从而产生下洗角ε，从而减小了机翼的有效迎角，值得注意的是，模型A和B之间的翼型布局会导致此效应在两者之间产生不同的影响，模型A的侧倾力矩变化较小，而模型B的侧倾力矩则表现出较大的变化。

两个模型在不同攻角下的静压分布也呈现出一些有趣的趋势，在模型A中，左侧翼面的静压大于右侧，导致了恒定的负侧倾力矩。

而在模型B中，随着攻角的变化，静压分布表现出明显的不对称性，当α=4°时，右侧翼面受到鸭翼产生的下洗流影响更大，因此左侧的静压力大于右侧，随着攻角的增加这种差异变得更加显著。

随着攻角（α）逐渐增加至16°，模型中左翼和右翼之间的压力差变得更加明显，导致相应的侧倾力矩增大，当攻角达到16°时，鸭翼在上表面形成明显的前缘涡，同时下洗流的影响破坏了机翼涡的形成，随着攻角的增加，下洗流影响的区域逐渐远离机翼。

在攻角为22°时，下洗流效应更加明显，但由于较大的攻角，下洗流对机翼的影响较小，同时机翼的上表面还出现了前缘涡，在这种情况下，机翼上表面的静压曲线表现出不规则的变化，相应的滚转力矩趋近于零。

攻角的增加，下洗流对模型B机翼的影响变化较大，模型B的横滚力矩受到间隙不对称性和下洗流的影响，变化较为显著，相比之下，模型A产生的不平衡侧倾力矩的变化趋势与其升力特性相似，最大值仅为模型B产生力矩的30%，可以使用模型A产生的扭矩来补偿。

03

展开过程中的非定常气动效应

在弹射器发射后，变形无人机的鸭翼和机翼会以90°的速度向前和向后旋转至最终位置，这一过程中，研究了空气动力特性的变化。

为了分析变形速率的影响，针对4°攻角情况下，分别模拟了变形周期为0.05秒、0.1秒和0.2秒的情况，并将其与最终稳定状态下的结果进行对比，暂时未考虑垂直尾翼的运动。

鸭翼和机翼的升力和阻力变化与稳态值进行了对比，稳态值指的是在展开状态下的变形无人机的气动特性，结果清楚地显示出快速变形对非稳态特性产生的影响，表明整个无人机在展开过程中会受到一定程度的空气动力影响。

随着旋转角度的增加，鸭翼和机翼的升力和阻力都显著增加，这可以解释为，在从与机身轴平行的位置快速旋转到最终位置的过程中，它们的投影面积和表面积垂直于气流的方向迅速增加。

鸭翼升力（LC）表现出明显的非线性特性，其在旋转角度达到72°左右时达到最大值，对于机翼升力（LW），在旋转角度小于55°时，其从1%缓慢增加至10%，然后急剧增加至55%以上。

这种现象一方面可以归因于旋转过程中翼型相对于气流方向的不断变化，导致翼型截面形状在与无人机对称面平行的方向上变得非常不规则，另一方面，鸭翼与机翼之间的气动干扰和耦合效应也对展开过程中的气动特性产生影响。

在变形初始阶段，鸭翼和机翼沿Z轴方向的投影区域会部分重叠，随着下洗流涡的脱离，重叠区域会形成低压区，这些结果突显了在无人机展开过程中，鸭翼和机翼的变形以及它们之间的相互作用如何影响气动特性的变化。

当机翼部分位于45°旋转角时，鸭翼产生的低压区位于其上方，导致机翼升力（LW）缓慢增加。

随着旋转角度的增大，重叠部分逐渐分离，机翼远离低压区，从而导致LW迅速增加，机翼的反作用会增强鸭翼上方的低压区，而机翼的干扰会在鸭翼后缘产生较弱的高压区，由于这些效应的相互作用，鸭翼升力（LC）呈现出非线性特性。

模拟结果表明，三种不同变形率下的升力和阻力特性呈现出相似的趋势，如果变形时间为0.05秒，那么相应的LC和鸭翼阻力（DC）会比0.1秒和0.2秒的情况增加更多。

在旋转角度达到90°时，LC尤其分别增加约42％、23％和13％，DC分别增加了约50％、26％和14％，相反，如果变形时间为0.05秒，则相应的LW和机翼阻力（DW）会比0.1秒和0.2秒的情况减少更多，LW分别减少了约45%、27%和19%；DW分别减少了约25%、11%和8%，这表明变形率对非定常气动特性的影响非常显著。

三种不同变形时间（分别为10π、5π和2.5π）的情况下，根据式（5），附加运动将导致升力分别增加约52.7%、24.9%和12.1%。

附加运动对非定常气动性能产生显著影响，其趋势与上述结果相似，LC和DC的增加以及LW和DW的减少主要归因于这些额外运动，随着变形速率的增加，这些变化效应也更加显著，同时滞后效应也会被快速变形速率带来的附加运动效应所遮盖。

整个展开过程中，无人机的总升力（L）近乎呈线性增加，而总阻力（D）则表现出非线性增加。

由于鸭翼的气动力增加，而机翼的气动力减小，这两种效应相互抵消，使得L和D相对于稳态值略有变化，同样鸭翼和机翼在附加运动的影响下，变形速率越快，气动力的变化越大，这说明鸭翼在展开过程中起到了主导作用。

展开过程中，鸭翼和机翼会产生绕旋转轴的铰链力矩，如图15所示，随着旋转角度的增加，鸭翼铰链力矩（MC）和机翼铰链力矩（MW）分别与DC和DW呈现出相似的变化趋势，然而，MC呈现出增量线性趋势，而MW则表现出明显的非线性特征。

需要注意的是，不可忽视鸭翼与机翼之间的气动干扰，以及鸭翼在展开过程中所产生的下洗效应，同时翼尖在向后旋转运动时会出现异常变形，导致翼尖处的压差增大。

在考虑了这些影响后，MW的非线性特性变得明显，而且变形周期越短，对MC和MW的影响越大，相对于稳态值，这些影响导致MC的增加约为87%、50%和28%，而MW则减小了约25%、11%和7%。

04

折叠状态和展开状态下的弹射器发射

根据实验结果，在飞机的折叠状态和展开状态下，弹射发射产生的空气动力效应存在显著的差异，在折叠状态下弹射发射的情况下，飞机的升力和阻力均表现出线性增加，并在大约0.14秒左右达到了稳态值（SSV）。

这种趋势的形成是由于流体的惯性效应造成的，导致飞机的气动力变化在一定程度上滞后于稳态值，唯一的区别在于折叠状态下弹射发射的飞机升力始终低于稳态升力（LS），而阻力相对于稳态阻力（DS）的变化在展开过程结束时超过了8%。

折叠状态下弹射的飞机在起飞的初始阶段显示出较高的升力和阻力值，阻力相对于稳态阻力增加了11%，这也是由于流体惯性的影响，导致气动力变化在到达稳态时存在一定的延迟。

折叠状态下的飞机在弹射发射后会展开翼型，此时升力正在上升阶段，如果变形速率过慢，可能会导致升力不足，从而影响发射的成功。

相比之下，在展开状态下飞机的弹射发射只需克服流体的惯性效应，因此延迟时间相对较短，但需要更大的弹射力。

通过在相同环境条件和相同发射角度下进行的两种状态的弹射实验，证实了这两种方式下飞机都能取得良好的发射效果，折叠状态下弹射的飞机相对于展开状态下的飞机具有更高的初始起飞速度。

在初始阶段，飞机的飞行轨迹近似于平飞，此外，当飞机的弹射器在没有经历展开过程的情况下发射时，会出现迅速的爬升。

从实验中的观察中发现，展开状态下的飞行器发射后的稳定性较折叠状态下更难控制，这可能是由于升力超调效应的影响，这些实验结果与模拟结果相当一致。