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(原创)浅谈长航时无人飞行器

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发表于 2014-2-8 15:54:12 | 显示全部楼层 |阅读模式
                                                                        浅谈长航时无人飞行器
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      最近我们国家无人机研制方面出现了一个井喷期:翔龙、暗箭等大型无人机相继曝光以及各个科研院所的研制型号也是种类繁多,乃至大学生三五个人也要搞无人机。一时间似乎人人都谈论无人机,人人都要搞无人机,随着美国X47B也上舰实验,英国雷神战机也是消息不断等等等等,大有无人机取代有人机之势。但事实真的是这样嘛?今天我就来结合我的专业知识和对无人机发展现状特别是长航时无人机的发展现状来跟大家聊一聊。                                                                                (本图为英国雷神), n% V9 B, ~! n
     首先,无人机按用途可分为军用和民用两大类,在军用无人机中又分为侦察无人机和战斗无人机、靶机和微型无人机四大类。侦察无人机一般分为战术侦察无人机和长航时战略侦察无人机。可以这么说在所有无人侦察机中长航时无人机是技术难度最高,而战术、战略价值最大的。那么,它难是难在哪里呢?(接下来我会详细介绍下它的技术细节,可能一次说不完,完全是想啥说啥,各位看时全当图个乐吧)

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 楼主| 发表于 2014-2-8 16:17:11 | 显示全部楼层
      这里我先大致说一下无人机的气动外形的设计过程,大致要经历:1、制定设计目标和性能要求  2、基本外形和总体参数初确定 3、机翼设计及气动分析  4、机身尾翼和操纵面的设计 5、无人机三维整体气动分析,当然实际上很多工作我没说全。那么接下来我们就按这个步骤来具体说说长航时无人飞行器的设计。       长航时顾名思义就是要求无人机执行任务的时间尽可能长,一架飞机的飞行时间叫做航时,美国U-2侦察机航时为十几个小时,采用复合材料换装新动力后极限状态飞行甚至可达20小时以上。下面所列为U-2侦察机的一些参数:
4 o5 V- B" E0 h$ B机身重量: 7.03t    最大飞行速度: 830km/h(高度21300m)  最大航程:8830km* a: Q/ T% K; m* D
但是你要想到它不能不飞回来啊,所以它的侦查半径最多也就4000多公里,但各位仔细想想,我不可能刚飞到目标上空就回来吧,算上在目标上空的侦查时间以及各种逆风阻力损耗等,作战半径可就又要少很多啦,关于这一点我们稍后细谈。
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 楼主| 发表于 2014-2-8 16:41:31 | 显示全部楼层
    在发动机水平一定机体大小一定的情况下,为了使飞行器尽量做到长航时,一个最明摆着的方法就是要增加它的升力减小飞机的阻力,增大飞机的升力系数和升阻比,减小阻力系数。对于长航时无人飞行器的设计,机翼设计占到了很重要的地位。在适合高空长航时的气动布局中,大展弦比设计是设计师最先想到的。如:U-2、全球鹰(他们都有超长的翼展,相对较短的翼弦)(RQ-4A全球鹰)
& [) M+ f9 ~: ^+ _因为较大的展弦比是提高低亚音速飞行器升阻比最方便的办法。当然了一些其他的办法也能达到同样的目的甚至更好我就不展开了,如气动效率最高的飞翼形式。(当然飞翼也有飞翼的一些麻烦,主要就是控制方面的事)- u' z, X) E( u. h: m
(这就叫飞翼形式不得不羡慕美国军方土豪)
1 G; U. v# O$ i: K+ i在选定好我们的展弦比这一基本数据后,我们还要选定翼型,这也是十分关键的一步。
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(这是20个相似翼型的形状对比图)
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 楼主| 发表于 2014-2-8 16:54:36 | 显示全部楼层
      对于长航时亚音速飞行的无人机一般就选用层流翼型,但是具体到翼型参数则要从现有翼型中仔细取舍、进行大量不同雷诺数下气动性能实验,有的还要运用优化方法得到新翼型才符合我们的设计任务要求。举个例子有些翼型在我们所给任务要求下(一定速度下)可能性能突出,但稍有扰动它的飞行环境有变,它的气动性能曲线就会发生很大变动这也是不行的。! Z5 C# ]% e2 @
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 楼主| 发表于 2014-2-8 17:24:23 | 显示全部楼层
(本图就为某翼型在一定条件下的上下表面压力云图), q- h! y" d- v
选好展弦比、翼型后我们还有几个参数需要选择如机翼是否后掠啊、是否上反啊等等,选定好这些后机翼的形状设计就算差不多了,当然还有操纵面的布置啦等等就不详细介绍了。3 v6 {8 @5 |2 I6 D
其实到这一步各国设计师都会干,也差不了多少。其实包括气动外形设计也是差不了多少,为什么,因为相同的任务需求,必定导致相似的设计(当然其实很多技术细节是不一样的)。很多人老说歼20山寨谁谁谁,歼31山寨谁谁谁,我这里只能说真没办法啊。

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 楼主| 发表于 2014-2-8 17:44:51 | 显示全部楼层
    既然说各国的设计师都会干,那么,真正长航时无人飞行器的难点在哪里呢?难就难在生产和维护、机载设备的可靠性以及机载的侦察设备。这几方面任何一个方面都至关重要。哪一个都不能是短板。试想发动机连续工作24小时,谁能?目前这技术标准也就屈指可数的几个国家能达到吧。所以有些时候我们对我们国家的航空工业也不能盲目乐观。
 楼主| 发表于 2014-2-8 18:17:18 | 显示全部楼层
       具体来说国内最大的难题就是动力问题,现有型号的动力系统技术水平较低,如据说翔龙无人机采用的是涡喷-7发动机,根据2006年珠海航展上翔龙的展示数据飞行速度:750km/h、最大航时:9.5h,还是与国际先进水平有明显差距的。当然在现阶段处于试验状态下采用这种发动机也有可靠成熟的考虑,而且从现有机体结构来看还有换装发动机升级的空间。但是不得不说我国在中等推力涡扇发动机型号的现状还不尽如人意。(翔龙无人机)(再补充一下:翔龙无人机采用了联翼设计,两幅机翼在机体纵向构成封闭菱形,联翼一个不言自明的优点就是在升力性能相同的前提下能够做到翼展小于常规机翼翼展。但联翼也有很大的麻烦,毕竟联翼是一种新型布局形式,联动控制经验还较少,气动配平是个问题。我考虑这也是某些技术上的无奈或妥协,比如材料问题导致大展弦比的机翼强度不足。所以这里也看到了美国航空工业的基础之深厚:U-2侦察机能做到24.38米,这是材料方面的胜利)

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 楼主| 发表于 2014-2-8 20:14:14 | 显示全部楼层
      长航时无人飞行器的飞行时间是个很重要的指标,与此同时航速也是个很重要的指标。很简单的道理,同样长度时间,我的速度快飞的自然就远,作战半径也就大。接下来我引用一段海陆空天惯性世界杂志128期中的话——若长航时无人机的巡航速度为300km/h,以巡航时间24小时计算,则最大理论航程为7200km。去掉长航时要求的目标区域飞行时间占航时60%,剩余航程的作战半径勉强能达到1400km,扣除逆风、爬高和安全燃料的储备的作战半径约为1100km。这样算来这样的作战半径也就算个战术侦察机标准,仍然处于常规指挥控制的范围内。而如果巡航航速能够增加到500km/h,那么同样条件下作战半径就能达到2200km,这就达到了中程战略轰炸机的标准,必须采用卫星通讯这样的远程通讯手段了。无人机的系统可靠性和自主控制能力也就要求更高了。因此可以说长航时无人机留空时间只有和飞行速度结合起来才能真正体现出长航时无人机的作用来。至于现在很多号称可以飞十几个小时但巡航速度只有百余公里的“大航模”在技术上根本不符合长航时的技术标准。
 楼主| 发表于 2014-2-8 21:22:40 | 显示全部楼层
今天就先写这么多吧
发表于 2014-2-8 21:48:27 | 显示全部楼层
好啊,鼓励原创啊!& m# ?3 O% [5 k2 |
原创内容在标题里表明原创比较好。
 楼主| 发表于 2014-2-9 19:37:01 | 显示全部楼层
今天陪同学去了趟美术馆接受了下艺术的熏陶,哈哈。现在咱开始接着写。对了顺便给各位推荐本书《模型飞机空气动力学》 作者:【英】马丁*西蒙斯 航空工业出版社,这本书对于对航空、空气动力学感兴趣的朋友可以说是十分适合,本书没有复杂公式,插图较多,看起来要比国内很多空气动力学教材简单很多。
 楼主| 发表于 2014-2-9 20:07:32 | 显示全部楼层
前面扯得有点多了,但基本上把机翼的设计说完了。当然还有一些辅助措施,如增加翼梢小翼来减小飞机的诱导阻力从而实现节油的目的。具体原理见下图:(翼梢小翼原理示意图)                   现在我们继续按之前的思路来分析机身和尾翼的设计。机身是有效装载的主要部分,并且把无人机的重要部件连为一体,包括机翼、尾翼、发动机等等。这种功能上的复杂性使得在设计过程中不论是选择机身参数、尺寸和形状都有一定难度。机身不仅承受栽重的重量,而且还承受飞机各部件传到机身上的载荷。机身的设计特别是机头的设计也要考虑减小阻力的要求,对于超音速飞行器成一定度数的圆锥形机头可以有效减小激波阻力,变正激波或脱体激波为斜激波。而对于我们亚音速飞行器来说相对要求就相对较少了,如选择30%层流低阻机身,即层流范围到30%长度处。

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 楼主| 发表于 2014-2-9 20:30:43 | 显示全部楼层
接下来说尾翼,尾翼是用来保证飞行稳定性和操纵性的,为了保证稳定性,我们需要知道中性点的位置,即:飞机整体气动力的作用中心。尾翼一般选择对称翼型,如NACA对称翼型。而且为了减小阻力,尾翼的厚度也不宜过大。而且尾翼也要避免安装在发动机的尾流中,以免引起尾翼震动进而影响飞机的稳定性。接下来说说舵面的设计,舵面设计力求在满足稳定性力矩的要求前提下,使舵面相对弦长沿翼展展长方向不变,不然的话,首先是铰链力矩明显的增大;其次是连接舵面的尾翼固定部分(水平安定面及垂直安定面)的后梁缘条外形必须是曲线变化的,使加工复杂。对速度不高的飞机,最有利的舵面相对面积通常在尾翼面积的0.3~0.45之间。
 楼主| 发表于 2014-2-9 21:39:13 | 显示全部楼层
当我们干完以上这些工作后就进入到了整机气动分析阶段,为了验证我们的气动设计是否达到了设计要求,在这一阶段我们要进行计算机上的三维实体模型气动分析以及实体模型的风洞试验。
发表于 2014-2-10 09:45:04 | 显示全部楼层
12楼的图形象地说明了增加翼梢小翼能减少漩涡强度。但没说明漩涡强度的减少与飞机诱导阻力减小的关系。
4 r# g. e& P' D# N作者能否说明一下,毕竟我不太懂飞机设计专业。我想大网很多朋友也不是这个专业的。
 楼主| 发表于 2014-2-10 10:23:04 | 显示全部楼层
回复 15# 阿春 * s  c1 V, d0 ]5 A$ ~+ C! y
好的,谢谢你的提问。机翼产生升力时,机翼下表面的压力比上表面的大,而机翼翼展长度又是有限的,所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖,向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时,在翼尖部份形成旋涡,这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。 ' z8 U: h) |" M# u0 P! ?) D, t% D
7 ~' n) y: k& Y8 q. n; D
(翼尖涡流)
& u4 J* t  k5 `8 |( z" I6 O
* Z0 o  }* z; ~/ n; K7 e  v3 T) ?+ U0 Q翼尖涡流中气流的放置是有规律的,靠翼尖内侧面,气流向下,靠翼尖外侧,气流是向上的即上升气流。翼尖涡流从正面看是旋转的,俯视看翼尖涡流是不断旋转并向后运动的。9 W! A7 i3 L8 J! Z4 n# ]  h

+ b* x) \: W0 r9 q$ ^7 S- z飞行中,有时从飞机翼尖的凝结云也可看到翼尖涡流。因为翼尖涡流的范围内压力很低,如果空气中所含水蒸汽膨胀冷却而凝结成水珠,便会看到由翼尖向后的两道白雾状的涡流索。! J& i% S& }# G. g0 V, W) K
由于这种翼尖涡流是不断旋转并向后运动的,那么它就具有垂直机翼的速度分量和平行于飞行速度方向的分量。而平行于飞行速度方向的分量引起的分力起阻碍飞机前进的作用,称之为诱导阻力。
$ O6 R  M. U5 |& _那么如何减小诱导阻力,一种是增加翼梢小翼,另一种就是增大展弦比。

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发表于 2014-2-16 19:17:27 | 显示全部楼层
gyt怎么不继续写了?一直期待中。
 楼主| 发表于 2014-3-11 11:20:05 | 显示全部楼层
       sorry这个贴拖得时间有点长了,现在我就接着写。先给各位推荐一本书《飞机总体设计》 李为吉主编,该书对军事还好着了解大致的飞机设计步骤和注意事项有较详细的描述,而且简单易懂。! c% s0 J" A0 k1 d0 r2 f* J

2 A: [# |2 I4 ?9 N7 X" `9 @      当我们完成了整体的气动外形设计和风洞试验后,接下来的步骤就进入结构打样设计。什么是结构打样设计呢,就是对主受力部件进行初步设计和分析,选择合理的结构形式,确定采用的材料、工艺和进行重量估算。      
# h5 I7 H& h) C# t9 E# Y9 f7 j

- L& M; A; {! X& @& x" u2 e& Z( n现在就拿机翼的结构设计来说 " Y4 r: k9 C( D
机翼所受的载荷有如下几种:空气动力(以分布力的形式作用)、翼面结构质量力(包括重力和惯性力)、其他部件和外挂传来的集中载荷。而这些外载荷,传导到机翼内部的内力就有三种形式:剪力、弯矩、扭矩。为此机翼的各个结构部件要传导不同形式的内力,而翼面的结构形式有很多,种总结起来有蒙皮骨架式、整体壁板式、夹层结构翼面。这几种机翼结构各有优缺点,不能一概而论,视设计情况而定。

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 楼主| 发表于 2014-3-11 13:18:56 | 显示全部楼层
      下面我来说一个在机翼结构设计中时常面临的而且十分难以解决的一个难题——颤振。颤振是一种自激振动,任何一个升力面,当它在气流中运动,达到某一速度,在非定常空气动、惯性力及弹性力的相互影响下,刚好使它的振动持续下去,这种现象成为颤振。颤振的一个特点是多自由度的耦合,我们都能够理解,单自由度的振动在气流中会由于气流的阻尼作用会逐渐被衰弱。而颤振不同在分析机翼颤振问题时我们要考虑弯曲、扭转和副翼偏转三个自由度,在有些情况下则只用考虑前两者称为二自由度颤振。颤振问题分析起来是十分复杂的,我们这里就只用两张图来简单说明一下。
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9 b/ C: V9 f' I6 {
通过两张图的对比,可以看出第二张图的情况弯曲和扭转运动有90度的相位差,因而气动力总是做正功,从而起到激励振动的作用,最后机翼被振动破坏,因而结构设计时要充分考虑这一问题。

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 楼主| 发表于 2014-3-11 14:29:42 | 显示全部楼层

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