低速無人飛行器全機(jī)氣動(dòng)分析與配平特性研究.pdf

1、全機(jī)氣動(dòng)特性分析是無人飛行器總體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，也是全面掌握飛行器總體性能和進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)的前提。小型無人飛行器具有尺寸小、速度低、飛行雷諾數(shù)低等特點(diǎn)，掌握全機(jī)氣動(dòng)參數(shù)能夠?yàn)轱w行器的飛行試驗(yàn)提供重要數(shù)據(jù)參考。螺旋槳滑流對(duì)無人飛行器的氣動(dòng)性能和配平特性具有重要的影響，為了更好的模擬真實(shí)飛行，在全機(jī)氣動(dòng)分析中必須考慮螺旋槳滑流的影響。在低雷諾數(shù)流動(dòng)中，引入轉(zhuǎn)捩模型能夠更加準(zhǔn)確的獲取氣動(dòng)參數(shù)和流場(chǎng)特征。因此，對(duì)于低雷諾數(shù)下螺旋槳推進(jìn)的無人飛行

2、器，全機(jī)氣動(dòng)特性分析在工程應(yīng)用中具有重要意義。
　　本文采用RANS（雷諾平均N-S方程）+ γ-Reοη轉(zhuǎn)捩模型針對(duì)某型低速無人飛行器進(jìn)行分析，飛行馬赫數(shù)0.1左右，雷諾數(shù)約55.×10 5，網(wǎng)格采用適用于復(fù)雜外形的非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格技術(shù)，螺旋槳滑流問題采用MRF（Multiple Reference Frames）方法處理?？刂品匠屉x散采用有限體積法，離散格式選擇具有二階精度的MUSCL迎風(fēng)格式。針對(duì)不可壓流求解選擇預(yù)處理方法。首

3、先通過對(duì)SD7032翼型分析對(duì)比了不同湍流模型在低雷諾數(shù)流動(dòng)計(jì)算中的差異，得出了 S-A模型和 SST k-ω模型能夠較好的模擬低雷諾數(shù)流動(dòng)的結(jié)論。然后提出了預(yù)處理的 γ-Reοη轉(zhuǎn)捩模型的計(jì)算方法，并通過對(duì)平板算例的轉(zhuǎn)捩分析證明了該方法的合理性。進(jìn)而提出了將Michel轉(zhuǎn)捩判據(jù)和γ-Reοη轉(zhuǎn)捩模型綜合運(yùn)用于低雷諾數(shù)流動(dòng)計(jì)算的方法，并在E387翼型和FX63-137機(jī)翼中進(jìn)行了驗(yàn)證計(jì)算，通過與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比證明了該轉(zhuǎn)捩計(jì)算方法的可行性。

4、
　　通過對(duì)無人飛行器進(jìn)行全機(jī)氣動(dòng)特性分析，對(duì)比了有無螺旋槳對(duì)氣動(dòng)性能影響的差異，得出了如下結(jié)論：背推式螺旋槳對(duì)機(jī)翼的影響可以忽略不計(jì)，螺旋槳滑流對(duì)平尾有明顯的影響，影響了全機(jī)的氣動(dòng)參數(shù)和配平特性。無動(dòng)力狀態(tài)下 γ-Reοη轉(zhuǎn)捩模型計(jì)算的阻力相比S-A模型減少了11％左右，升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果差異不大。有動(dòng)力狀態(tài)下 γ-Reοη轉(zhuǎn)捩模型計(jì)算的全機(jī)阻力系數(shù)與SA模型基本相同，升力系數(shù)差別也不大。考慮螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)的升力系數(shù)比不考慮增加了2

5、%左右。螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)導(dǎo)致機(jī)身底部出現(xiàn)較大低壓區(qū)，使得考慮螺旋槳旋轉(zhuǎn)后的全機(jī)阻力系數(shù)變大。螺旋槳滑流改變了平尾附近流場(chǎng)，使得平尾的負(fù)升力減小，增加了飛行器的低頭力矩。在考慮螺旋槳滑流狀態(tài)下，對(duì)不同海拔下的飛行器巡航狀態(tài)進(jìn)行了配平分析，結(jié)果表明該飛行器在不同高度下的配平狀態(tài)可認(rèn)為是不變的。通過不同螺旋槳轉(zhuǎn)速的對(duì)比得出轉(zhuǎn)速的大小對(duì)配平有著較大影響。通過等比例改變螺旋槳的尺寸分析后，發(fā)現(xiàn)螺旋槳尺寸的不同會(huì)導(dǎo)致在推阻平衡下的螺旋槳轉(zhuǎn)速差異較大，