摘要：介绍了研究太阳能无人机气动特性时的控制方程与湍流模型。为设计出具有较高气动性能的太阳能无人机，应用计算机软件对具有较高升阻比的翼型进行气动特性分析，进而选取合适的翼型。与此同时，在相同机翼面积和机翼展长的情况下，对新型串列翼布局和常规单翼布局太阳能无人机进行气动特性分析，确认新型串列翼布局具有更高的气动性能。
关键词：无人机翼型气动特性分析
1研究背景
太阳能无人机自面世以来就深受各国的大力追捧，亚卫星的特性使其在民用和军事上均有广泛的应用。而在设计过程中，气动布局对太阳能无人机的航行具有较大影响，好的布局形式可以较大地减少电量损耗，从而增加太阳能无人机的航行时间。目前，太阳能无人机的气动布局大多采用常规布局和飞翼布局，但研究表明，串列翼布局同样适用于太阳能无人机。三种太阳能无人机气动布局如图1所示。
在已公开的文献中，查健锐等[1]对多个翼型进行了气动分析，李广佳等[2]和Husain等[3]对串列翼进行了二维数值计算，常浩等[4]对串列翼用于飞艇进行了研究，华杰等[5]对串列翼的最佳布局形式进行了研究。上述研究均针对前后翼具有相同翼展和弦长展开，笔者则提出将串列翼用于太阳能无人机，采用前机翼弦长和翼展均小于后机翼，但与后机翼具有相同展弦比的布局形式。应用ANSYS软件分析比较三种具有较高升阻比翼型的升阻特性和俯仰力矩系数，以及相同太阳能板铺设面积和相同翼展下新型串列翼布局与常规布局的气动特性，从而选择更有利于太阳能无人机飞行的翼型及气动布局形式。
3翼型选择
由于太阳能无人机在飞行过程中的能量转换有限，并且其飞行高度较高，飞行速度较低，飞行雷诺数也较小，因此在机翼翼型的选择上以高升阻比翼型为主，这样能减小飞行过程的电能损耗，以达到持久飞行的效果。目前所熟知的高升阻比翼型有NACA44系列和CLARKY系列，笔者在研究中选取NACA4415翼型、CLARK-Y2翼型，以及国内某通用航空公司所用的独特翼型DAE21翼型进行升阻特性和俯仰力矩比较，从而选择更为适合太阳能无人机的翼型。
3.1网格划分及边界条件
采用计算流体动力学(CFD)软件对翼型进行二维网格划分，采用C型结构化网格，在翼型附近进行局部加密。在翼型上下面分别布置300个网格点，网格单元总数为524286，DAE21翼型网格模型如图2所示。然后将网格模型导入FLUENT软件进行计算，采用Spalart-Allmaras湍流模型对三种翼型的外部流场进行数值模拟，边界条件设置为速度入口和压力出口。
3.2结果分析
由图3～图6可以看出，对升力因数而言，DAE21翼型的升力因数比NACA4415翼型、CLARK-Y2翼型要大，而NACA4415和CLARK-Y2两种翼型，在-2～5°迎角范围内的升力因数大致相等，在5～13°迎角范围内，NACA4415翼型的升力因数比CLARK-Y2翼型大;对阻力因数而言，在-2～5°迎角范围内，DAE21翼型的阻力因数较大，而NACA4415翼型和CLARK-Y2翼型的阻力因数相差不大，在5～13°迎角范围内，三种翼型的阻力因数相差不大;对升阻比而言，尽管DAE21翼型的升力因数较大，但是由于在-2～5°迎角范围内的阻力因数也较大，因此DAE21翼型在这个迎角范围内的升阻比并不占优势，但在数值上三者相差并不大，而在5～13°迎角范围内，DAE21翼型的升阻比相比NACA4415翼型和CLARK-Y2翼型则大很多;对俯仰力矩因数而言，DAE21翼型的俯仰力矩因数明显要小于另外两种翼型，这也使DAE21翼型具有更好的稳定性。对太阳能无人机而言，白天需要爬升到更高的海拔，以获取更多的能量，晚间要下滑到固定的高度进行巡飞，在下滑过程中，较大的升阻比能适当地延长滑行时间，可以减少能量的损耗，同时，稳定的飞行环境也能减少电量的损耗。综合比较，DAE21翼型更适合于太阳能无人机。
4气动布局选择与分析
4.1串列翼布局模型
影响串列翼气动布局的参数主要有三个，即前后翼的机翼安装角、两机翼的垂直距离和水平距离[7]。串列翼的两个机翼可以处在同一平面上，也可以前机翼在上，后机翼在下，这样可以调整垂直距离，以此来利用前机翼的下洗气流，使后机翼上表面的气流加速，增加后机翼升力。还可以使前机翼在下，后机翼在上。这种布局方案中，前机翼下洗气流将不会对后机翼产生不利影响。而杨鹏等[8]的研究表明，在相同的水平距离和翼差角的情况下，前机翼在上、后机翼在下的布局形式具有较好的升阻特性，也更适合太阳能无人机。
分析太阳能无人机验证机的气动布局，前后机翼采用相同的翼型形状，前机翼弦长为150mm，翼展为3m，后机翼弦长为200mm，翼展为4m，前机翼后缘到后机翼前缘的距离为1m，即水平距离固定。两机翼的垂直距离固定不变，为200mm，前机翼安装角为3°。由于太阳能无人机要求质量尽可能小，因此将前后▲图2DAE21翼型网格模型两机翼分别贴近机身上表面和机身下表面，简化后的几何模型如图7所示，这种类型的机身同样可以产生部分升力。
4.2常规单翼布局模型
因为上述设计中串列翼前翼和后翼的弦长与翼展并不相等，但展弦比一样，所以在设计常规单翼布局时，保证机翼的面积和展长不变。通过计算得出单机翼翼展为4m，弦长为320mm。具体模型如图8所示。
4.3网格划分与边界条件
采用CFD软件进行网格划分，然后应用FLUENT软件进行雷诺平均纳维-斯托克斯方程和SpalartAllmaras湍流模型求解，以便获得升力因数、阻力因数和升阻比数据。网格的生成是CFD软件计算的重点，为获得较为准确的数据，必须取足够大的计算域以适应远场条件。远场的长、宽、高设定为15倍整机长、宽、高。笔者采用非结构化网格划分，在太阳能无人机附近进行适当加密，越靠近模型，网格越细密。
串列翼太阳能无人机与单翼太阳能无人机对称面网格划分分别如图9和图10所示，在近无人机表面划分六层网格。采用CFD软件将飞机整体划分为机身、前机翼和后机翼三部分，然后分别计算各部分的气动特性，使研究更为方便。
太阳能无人机的表面采用固壁边界条件，远场条件分别采用速度入口和压力出口，对称面采用对称边界条件[9]。
4.4计算结果分析
巡航状态下的串列翼太阳能无人机和常规布局单机翼太阳能无人机的机翼、机身和整机主要气动参数见表1。分析表1中的参数可知，对机翼而言，串列翼布局的机翼升力因数比常规单翼布局的机翼升力因数约大23%，而两种布局机翼所产生的阻力因数相差不大，串列翼布局机翼的升阻比较常规单翼布局机翼的升阻比大23.36%;就整机而言，串列翼布局的总升力因数比常规单翼布局的总升力因数大19%，总升阻比约大10%。综上所述，在相同的机翼面积和翼展的条件下，串列翼布局在巡航状态下的气动性能要优于常规单翼布局。对于大展弦比的平直机翼而言，展弦比越大，翼尖效应对机翼影响的比例越小，且升力线斜率及升阻比都比小展弦比机翼大[10]。对于笔者分析的两种布局而言，串列翼布局的前后机翼展弦比均为20，而常规单翼布局的展弦比为12.5，因此，单翼布局的翼梢三维效应作用要明显强于串列翼布局，气动效应较之串列翼布局则更差。
限于太阳能电池板电能的转换效率较低，因此在设计时，太阳能无人机的机翼面积相对较大，可以铺设足够多的太阳能电池板来提供飞行时所需要的能量。而在机翼面积一定的前提下，若采用单翼布局，翼根处将受到很大的集中力，悬臂梁效应将会很强，而若采用串列翼布局，则能在很大程度上缓解这一现状。同时，在相同机翼面积和展长的情况下，串列翼布局比常规单翼布局的展弦比更大，总升阻比更大，也更符合太阳能无人机的设计要求。
5试飞验证
采用CATIA软件进行模型内部结构的绘制，然后将各部分零件导入计算机辅助设计软件进行二维零件图的绘制，再使用激光切割机将轻木、层合板、桐木等材料加工成翼肋和机身等零件。使用碳纤维杆作为机翼的翼梁，承受机翼的应力及弯矩。机身及机翼的拼接采用胶接形式，机翼与机身的连接采用螺钉连接。前机翼采用插拔式连接，后机翼较长，分为三段，左右段与中间段采用插拔式连接，中间段与机身采用锁扣式连接。
将各块太阳能板串联焊接，覆盖在前后机翼上，太阳能板采用薄膜式太阳能板，可以降低太阳能板的破碎率。太阳能无人机飞行状态如图11所示。对这一款太阳能无人机进行平飞测试，由于飞行时采用手动遥控控制，因此在飞行过程中数据会有起伏。从飞控数据来看，其平飞时的平均速度大约为10m/s，最大平飞速度为14m/s，耗电率相对稳定，最大爬升速度为4.2m/s。
6结束语
通过对三种高升阻比翼型及两种机翼布局形式的数值模拟计算，可以得出以下结论：
(1)在低速飞行状态下，DAE21翼型相对NACA44系列及CLARKY系列翼型而言，具有更高的升阻比，升力因数也更大，更适合于低速状态下的飞行;
(2)在机翼面积、翼展等主要参数相同的情况下，串列翼布局形式的升力因数及升阻比明显较常规单翼布局形式大，气动性能明显优于单翼布局，并且串列翼布局的几何尺寸更小，实用性更强，气动性能的提升空间更大;
(3)在设计太阳能无人机时，可以采用DAE21翼型，配合串列翼布局形式，将具有更大的优势，能够在很大程度上提升太阳能无人机的升力及升阻比，有效减小无人机的质量。
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