涡桨类无人机飞行试验参数计算分析研究

许 军

(中国电子科技集团公司第三十八研究所,安徽 合肥 230088)

1 引 言

近年来,无人机因其无人化、滞空时间长等优势得到了广泛应用,特别是在战场侦察监视、预警侦察、察打一体、民用货运、遥感遥测等领域,其发展十分迅猛。随着低速无人机任务载荷重量及功耗等要求的不断提高,低速无人机规模也随着增大,大功率的涡桨发动机类无人机逐渐成为无人机发展的重要方向。

无人机性能试飞是无人机飞行试验的一个重要试飞内容,目的是通过飞行试验验证无人机的性能特性。发动机推力特性是无人机性能评估的基础,如何较好地结合地面推力测试试验、空中飞行试验等结果对发动机推力特性进行校准,这对无人机性能特性评估至关重要。无人机飞行试验数据分析是无人机试验的重要部分,由于实际飞行过程中无法直接采集到无人机气动升力系数、阻力系数、升阻比、发动机推力等参数,需要通过飞行试验数据计算出相关的气动性能参数,并与计算仿真和风洞试验进行对比分析,为无人机改进设计提供设计思路和方法。因此,对无人机系统理论设计研究和工程设计分析具有较好的指导意义[1,2]。

2 试验数据分析方法

本文着重对飞行试验过程中无法直接采集的升力系数、阻力系数、升阻比、发动机推力等参数进行计算分析。飞行试验数据分析方法流程如下:

(2)由飞行试验采集的重量、航迹角、飞行高度、速度等计算出升力系数,并与仿真计算的升力系数进行对比;

(3)由飞行试验采集的重量、航迹角、飞行高度、速度等计算出阻力系数,并与仿真计算的阻力系数进行对比;

(4)通过升力系数、阻力系数等计算出升阻比特性。

3 试验参数分析

3.1 推力计算分析

考虑到实际飞行过程中暂时无法直接采集到发动机的输出功率,而发动机输出功率特性可以直接计算发动机推力,因此采用基于转速和扭矩的计算方法进行发动机输出功率的计算[3-5],相关计算功率如下:

P=ρn3D5

以空中巡航阶段某一过程相关转速、扭矩等参数为基础,计算出某巡航阶段的发动机推力特性,如图1所示。可以看出,在此过程中发动机输出功率约168～195kW。

图1 巡航部分段发动机输出功率

图2给出了巡航部分段发动机推力特性计算结果。分别计算出发动机功率参数Pr、推力参数Tr、螺旋桨前进比λ、功率系数Cp及拉力系数Ct,最终计算出发动机的推力特性。此阶段过程中,λ大致在0.57～0.583之间变化,Cp大致在0.04～0.045之间变化,Ct大致在0.056～0.062之间变化,发动机推力T大致在2430～2710N之间变化。

图2 巡航部分段推力特性计算

3.2 升力系数分析

无人机航迹坐标系下,任一时刻的法向动力学方程[6-9]:

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其中,α为迎角,θ为俯仰角,γ为航迹角,T为推力,L为升力,G为重力,m为质量,V为飞行速度。

无人机在定常直线飞行,当迎角α>0时,因Tsinα为大于0的小量,cL由于省略Tsinα稍偏大,升力系数为:

其中航迹倾斜角为:

迎角α=θ-γ。

图3-图5所示为不同构型下的升力系数飞行试验计算值与风洞结果的对比。图3给出了巡航构型升力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,巡航构型下,基于飞行试验计算出的升力系数比风洞试验的结果要偏大些。巡航构型在2.5°迎角时升力系数基本在0.93左右,且巡航构型下迎角基本稳定在0°～5°之间。

图3 巡航构型升力系数随迎角变化

图4给出了起飞构型升力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,起飞构型下,基于飞行试验计算出的升力系数比风洞试验的结果要偏大些,偏大幅度比巡航构型更大。起飞构型在1°迎角时升力系数基本在1.22左右,且起飞构型下迎角基本稳定在0°～2°之间。

图4 起飞构型升力系数随迎角变化

图5给出了着陆构型升力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,着陆构型下基于飞行试验计算出的升力系数比风洞试验的结果要偏大些,偏大幅度比巡航构型更大。着陆构型在2°迎角时升力系数基本在1.25左右,且着陆构型下迎角基本稳定在0°～4°之间。

图5 着陆构型升力系数随迎角变化

3.3 阻力系数分析

无人机航迹坐标系下,任一时刻的法向动力学方程:

无人机在定常直线飞行时有:

则阻力系数为:

其中航迹倾斜角为:

迎角α=θ-γ。

考虑到发动机推力等会直接影响阻力系数计算,因此需要计算出发动机推力。同时,飞机导航等设备采集的相关参数需要转换至航迹坐标系,水平方向加速度ax、法向加速度g、发动机推力的计算如图6所示,最后,基于相关参数计算出阻力系数。从图6中可以看出,阻力系数大致在0.04～0.066之间。

图6 阻力系数计算参数

图7-图9所示为不同构型下的阻力系数飞行试验计算值与风洞结果的对比。其中,图7给出了巡航构型阻力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,巡航构型下,基于飞行试验计算出的阻力系数与风洞试验的结果要偏大些;巡航构型阻力系数基本在0.03～0.07之间。

图7 巡航构型阻力系数随迎角变化

图8给出了起飞构型阻力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,起飞构型下,基于飞行试验计算出的阻力系数与风洞试验的结果偏差较小,基本吻合;起飞构型阻力系数基本在0.04～0.13之间。

图8 起飞构型阻力系数随迎角变化

图9给出了着陆构型阻力系数随迎角变化曲线。从图中可以看出,着陆构型下,基于飞行试验计算出的阻力系数比风洞试验的结果偏大;着陆构型阻力系数基本在0.09～0.17之间。

图9 着陆构型阻力系数随迎角变化

3.4 升阻比分析

图10-图12所示为不同构型下的升阻比飞行试验计算值与风洞结果的对比。其中,图10给出了巡航构型升阻比随迎角变化曲线。从图中可以看出,巡航构型下,基于飞行试验计算出的升阻比比风洞试验的结果要偏小;巡航构型升阻比基本在13～19之间。

图10 巡航构型升阻比随迎角变化

图11给出了起飞构型升阻比随迎角变化曲线。从图中可以看出,起飞构型下,基于飞行试验计算出的升阻比比风洞试验的结果稍微偏小;起飞构型升阻比基本在11.5～14之间。

图11 起飞构型升阻比随迎角变化

图12给出了着陆构型升阻比随迎角变化曲线。从图中可以看出,着陆构型下,基于飞行试验计算出的升阻比比风洞试验的结果稍微偏大;着陆构型升阻比基本在12～16之间。

图12 着陆构型升阻比随迎角变化

4 结 论

基于飞行试验无法采集的发动机推力、升力系数、阻力系数、升阻比等参数,开展了基于飞行试验数据的相关参数计算,主要结论如下:

(1)基于飞行试验计算出的升力系数与风洞试验结果相比,巡航构型、起飞构型、着陆构型均偏大,巡航构型下的升力系数偏差相对较小。

(2)基于飞行试验计算出的阻力系数与风洞试验结果相比,巡航构型、着陆构型偏大,起飞构型阻力系数偏差较小,基本吻合。

(3)基于飞行试验计算出的升阻比与风洞试验结果相比,巡航构型、起飞构型下要偏小,而着陆构型稍微偏大些。