高空长航时无人机气动力特点分析——解析太阳神和全球鹰的气动力设计

了。上述估算也表明，“全球 ｝置，下设起降机轮。在机翼前
鹰”在１９０００米高度执行任务 ｌ部沿翼展分布安装有１４个无
虽然不能在最大升阻比状态， ｉ电刷直流电动机，每个重５千
但已经很接近。整架无人飞机 ｛克，功率１．５千瓦。每个电动
气动设计是相当成功的。由于 机带动一副双叶定距宽弦螺
有这样大的升阻比，加上飞机 旋桨，直径２米。电动机转速
７５．３米，比大客机波音７４７
的翼展还要长约１１米，但翼
弦长度只有２．４米，展弦比
３１．３，翼面积１８１平方米，翼
型相对厚度１２％。两侧机翼
外翼有１０度上反角。机翼下
面有５个呈梯形的机体舱，高
约２．３米，上端基本上等于翼
弦长度，下端向前伸比翼弦
“太阳神”无人飞机最后的严重 俯仰长周期振荡（波状飞行）事故
Ｅ机的废阻力系数可州 表面摩擦彖数估训。全机冲 洗面积约为２０５米’，“全球 鹰”无人机在这个飞行高度和
进度脚干术／目ｔ时，曾诺数
是１ ５４３０００左右，全机摩擦阻 力系数用冯卡门公式ｏ ４５５／ （１０９ Ｒｅ）２ ５８计算为０ ００４Ｉ。这 样生机的雌阻力系数为ｏ（］０４ｌ ×２０５／５０ ２＝０。Ｉ ７，修正干 扰阻力等固素．废阻力系数 为０。ｌ ８７。
事囊试飞时，雀低攀即出现
长艨期振荡．最终全机散架
墼毁≥这次改装是将鳖唾；＝｜｝设 备舱捆鬣勰意。羹∞鼓４千
克．内镤弱攀＿ｌ｝瓢曩币瓦的
达到１ ｏ ５ ４．５千克，增重 ４６％．整架飞机的重量分 布。转动惯薰都有很大变 化。由此造成了结构、气动 力和气动弹性变形等多方
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高高度时亩诺数就史小 了。这类无人机现在尽 可能使用近干来发展出 来的低雷诺数夫月山 庐 系数翼型。这娄辣 型是根据预定嚣 面压力分布１目 计算ｆ“来 的。寓ｂ、工 程应州时般都会对之略作 修改叭适应生产Ｉ艺或材 料的特点。这类翼型相对厚 度比较大，直于制造大展弦 比机霁，结恂重量较轻。 “全球鹰”无人帆使州的就 是肌型的层流辑型。
在这种状志，飞机总阻力
系数为Ｏ ０１ Ｒ７＋ｏ ｎ２２＿ｏ ｏ埘，
Ｅ机的升阻比为２８ ７。如果 按理论公式训算，其最大升 阻比约为３０或更大一些。“全
万方数据
ｌ吼！删虹ＩｏＮＡ＿Ａｖ【Ａ＿ｏＮ／目％航空杂志 ２００６ ６ ７５
球鹰”实际的气动力特性与 ：稍长，约２．６米，内安装飞机
理伦值相比应该说是很好的 ｌ操纵控制系统及各种电子装
转弯还要靠左右外侧各４台 电动机改变拉力来实现。这 不是一般的带坡度转弯，飞 机坡度不需要很大，转弯角 速度可达５度／秒，转弯半径 小于８０米。
米／秒之间变化并且是发 散的，俯仰振荡每一周期 约８秒，每周振幅加大一 倍。这时操纵员采取应急 ”免控处理程序”，放松空 速控制，但为时已晚。”太 阳神”号随即机头急剧下 俯，速度很快达到设计允 许最大速度的２．５倍，远超 过强度极限。于是机翼前 缘在右翼尖附近折断，太 阳能电池板摔出，上翼面 蒙皮撕裂，全机瓦解。
‘
机身粗扯便于 装载大量燃油和多 种侦察、通信设备。 １９９５年下半年开始研制， １ ９９ ８年２月首飞。曾参加 ２００１年１０月的阿亩汗战争和 眈后的多狄局部战争。 飞行包线殛上升时间 “±球鹏”在ｒｆｌ空能以高 亚声速Ｅ行．但匕在作战时 为保证安生一般不在巾空遂 行任务。其气动力特电也不 适宜中宅飞行。在高窄巡航 飞行速度可达马赫数ｏ ６３。 苴设计℃行包线见罔，罔中 迁有“捕食者”飞行包线和 两者Ｊ升到定高度所需时 闸曲线以作比较。 “全球 睹”Ｅ到ｌ ９００。水需要约１ｌ ５ 分钟。 蓦型特点 “全球鹰”采用层流翼 型，翼型压力分布不算很理 魍。估汁选用这种翼型是在 兼顾其他要求的情况下综台 平衡的结果。该疆型相对厚度 约１６％，中弧线弯度最高点在 ４０‰。翼型的景佳升力系数约 为ｏ ８７，阻力系数为ｏ ００６７， 而在迎角Ｏ度时州力系数即 达到０ ７左右，零升力迎角约 ５度。当鲋力系数小于０ ７ 后，由于是负迎角，翼型阻力 迅速增加。所咀，使用这种翼
的载油系数又很高，约６０％， 从２００转／分到２０００转／分，
发动机耗油率较低，所以留空 视飞机高度、速度不同需要
时间可以很长。
｝的功率而变。在翼面上共铺
ｌ设有６２１２０片太阳能电池板，
“太阳神”无人飞机 ｌ可提供电力３５千瓦。它除了
这种无人飞机只生产了一架， ；给飞机动力系统２１千瓦外还
是早期的“探路者”和“百人 ｛可为机上设备提供一定电能。
米高度时大气相对密度仅为
０．０１７４，因此高空无人机的
机翼为产生足够升力来维持
Ｚ璺 … 万！蹦Ｉ方Ｅ旦数Ｎ叁据工ＩＱ■垒生～生世Ｉ叁正ＩＱ＿，！凰膝照室塞查…墨壁垒璺！多
宦的机翼临界马赫数畎Ｆ， 咀免增加卒气艇缩性使飞 饥阻力大增，这叉使得无人 叽的飞行谴度受到较大限 制。罔此高卒长航时无凡 札在牡动力设汁上要进行 蜓好的机翼升力特性和飞 行速度陆能的优化。
达４．５米。 飞机机翼后缘有７２片升
降片。但左右外翼的升降片 固定上挠２．５度以提高飞机 的俯仰安定性。俯仰和横侧 操纵主要用升降片，而飞机
况就完全不同了。 当天飞行过程是这样。
无人飞机起飞．正常上升。 １５分钟后，无人机飞行高度 约８５０米。伴随监视飞机的 飞行员报告气流有紊乱迹 象，３分钟后无人飞机翼尖 上翘达９米，超过正常状态 一倍并开始出现两次俯仰 振荡，间隔１．５分钟。但操 纵员没有意识到危险。随后 机翼又出现大弯曲，翼尖上 翘再次达到９米．飞机又开 始俯仰振荡，翼尖瞬间上 翘最高达１ ２米。这时操纵 员错误地将无人机速度增 加Ｏ．３米／秒，达到１ １．６ 米／秒，企图减轻俯仰摆 动。此后翼尖弯度曾经降 到４．５米，但波状飞行反而 更严重，５秒后翼尖很快又 上翘到１ ５米，空速在±３
高空长航时无人机气动力
解析“太阳神＂和“全球鹰＂的气动力设计
Ａｎａｌｙｚｉｎｇ ｔｈｅ ＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＳ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ Ｈｅｌｉｏｓ ａｎｄ
Ｇｌｏｂａｌ Ｈａｗｋ ………………………
………一
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…………………朱宝鎏
高空长航时Fra Baidu bibliotek人机在空气动力学设计上有不少有别于其他类无人机的地方。它需要进行更好的机翼升力特性和飞 行速度性能的优化，要解决其特殊的雷诺数问题。本文主要解析了美国“太阳神”和“全球鹰”两种高空长航时 无人机的气动力设计特点。
队长”太阳能无人飞机的后 ｊ正在研制新的太阳能电池板，
继机。２００１年８月１２日首飞， ｊ据说效率可从现在的１ ９％
８月１５日试飞即达到２９４００米 ｌ提高到３５％以上。但重量也
高度，留空１８小时零１分。全 会增加。
机采用长方形飞翼式布局，没
飞机空重６００千克，起飞
有尾翼。机翼很长，翼展达 ｝重量７２０～９３０千克，视飞行
结果是，高空飞行的儿 凡机机翼必须有较大的升力 系数，但由丁诱导阻力与引 １Ｊ系数的平方成止比，这将 带来诱导阻力的增加＋而斌 少诱导阻力较有救的办沾是 增加媵弦比。为此，‘太阳神” 无人机的机翼胜弦比茈至达 到３ｌ ３（ｕ ２飞机是ｌ ０ ６， 姜国２０世纪７０年代高牵无人 １女寮帆１４７Ｈ烂８ ９４）。
制这种无人机。团腿 的研究，并准备再继续研
千米／时（７５．５米／秒），速压 为６ １．８牛／米２，雷诺数
２１６３００。
根据这一雷诺数估算， 全机摩擦系数为０．００６。全 机的冲洗面积约为４０５米２， 所以废阻力系数０．０１６（已 估计外露设施及干扰等的 影响）。
尽管“太阳神”在２００３ 年６月２６日进行试飞时空中 解体失事，但其业已取得的 研究成果对今后研制高空 长航时无人机仍很有参考 价值。有关这两种无人机发 展应用情况和机载电子设 备已多有介绍，本文则主要
针对其气动力设计特点进 ｉ飞机重量必须要有足够的速ｌ燃料消耗的角度考虑，这又
行简单分析。
｝度。但长航时无人机要满足；使之不宜进行超声速飞行，
型的尢人帆ｔ行所需用√，系 数不宜小于０ ７．即飞行高度 不要太低，否则Ｅ机翼型阻力 系数反而增加。
气动力数据简单分析 根据已知数据及实际使 用措况，“全球鹰”在１ ９０００ 米高度如用最大速度６Ｒ０千 米／时Ｅ行，动压等下ｌ ８７０ 牛／朱２，升力系数应为ｌ ｌ ７， 迎岛只要２Ｉ里：，马赫数０ ６４ 左右。由此可见选用帕火升 力系数层流翼型是很台理的。 设机翼形状系数为１ ２５，飞机 当叫诱导阻力系数应为ｌ ２５ ×ｌ １ ７’／（３】４】６×２５ ０９）
上下振荡同时引起俯仰力 矩变化，结果产生强烈纵 向长周期振荡。另外机翼 扭转中心在气动压力中心 之后，机翼上下摆动引起 的扭转是加强摆动的，所 以一旦振动形成即会发 散。而所有预定的其他应 急程序．包括长周期振荡 自动处理程序，当时没有 来得及使用。估计这些程 序都对这种振荡不起作 用．因为事前没有人预料 到会产生这种振荡。 ＮＡｓＡ在２００４年１月发布 的事故调查报告中提出， 要加强对这种无人机气动 力布局、气动弹性变形及 结构交互作用的分折方法
事后分析，原因是多方 面的。其中之一是１０台电动 机带动的螺旋桨分布在全 翼展（原型用１ ４台，改装后 减少４台）．在机翼大上弯 状态会使外翼段螺旋桨的 拉力产生很大的下俯力矩， 而弯度减少后，这下俯力 矩又迅速减小。机翼弯度
飞机的气动力参数估算 据报道，“太阳神”无人 飞机动压限制是８０牛／平方 米。可用表速４０千米／时（１１．３ 米／秒）。实际飞行，在高度 ２９０００米时其最大真速是２７２
比较“太刚神”和“仝 球鹰”无八飞机自０设计飞行 商度和陛能特电可知，前者 在气动力方面的丰要斟难是 高度太高，速度叉小能太高． 所以樊载必须很小，目Ⅳ扎体 兽微轻。 “全球鹰”飞行高 度低些，翼载在正常范围， 设计时则要求特别注意小雷 诺数时的气动力Ⅷ题。
“全球鹰”的气动力 特性
“全球鹰”无人机已进行小批 量生产并正式装备美国空军， 代号（ＲＱ ４），救进型正在研 制。它采用常规布局，ｖ形尾 抛。机翼细长，展弦比为２５∞。
雷诺数问题 需诺数问题是这娄无人 矶遇到的＊一十吲难。在同 拌的机辣弦长和速度条件下， 宙蜡数！ｏ大气相对密度成正 比。所畎机翼在海平面高度 射米管诺数是ｌ ０６时，在目样 曲速度时，其在ｌ ９０００米高度 时的机翼雷诺敬Ｈ有 ＃４。０００，在２９００（）米高度更 减少到１ ７４∞Ｏ。小常诺数时 普通翼掣翼面上的崖流附面 联很容易分离气动力性 能很著。只有在宙请教超 过一定值，附面层在分离 前已转捩为亲流附而崖时， 饥翼性能０变好和变稳定。 咀后随着雷诺数增加机翼 睢能还会缓慢变好，佩程 度有限。 这个定随的禽诺散称 为机翼或辩型的瞄羿省诺数。 般冀型的临界借诺数在 ６∞００到１６００∞之闸，视不 目形状曲挺型ｌ＿Ｉｉ异。Ｅ机的 １行甫诺数最蚪能越过其机 翼临弊甫诺数。埘ｒ艘啦
需要综合考虑的设 计要素
所谓高空飞行是指飞行高度
长航时飞行又必须从降低：甚至飞亚声速也要在该高
‘全球匡‘的翼型ｔ上图） Ｒ系弱大升力系数层流翼型ｉ下图）
在１８０００米以上，例如“全
球鹰”的遂行任务高度一般
是１９０００米，“太阳神”在试
飞中曾飞到过２９４００米高度。
长航时是指连续飞行时间超
过一天，当然时间愈长愈好。
利用太阳能作为动力源的
“太阳神”无人机原本的考虑
就是能持续飞一两周或一两
个月。当然后一目标现在还
只是个方向，离具体实现相
差很远，关键是目前将白天
存储的太阳能用于夜间的设
施还不够完善。
速度和升力
高空飞行的一个最基本
空气动力问题是空气非常稀
薄。在１９０００米高度大气相对
密度是０．０８４，即只有地面空
气密度的８．４％，而在２９０００
到昙言麓畚喜萎嚣袁
时无人机中，比较成功只有 两种，即美国的“太阳神”与 “全球鹰”。它们是截然不同 的两种无人机。前者只是试 验用，采用太阳能作动力，拟 连续飞行几天或更长时间。 后者则是军用机，采用涡扇 发动机，可以不停地飞行几 十小时，并已在近年多次的 局部战争中使用。
进一步分析表明，两种 无人机的气动力设计思路基 本相同，都是“单设计点” 飞机，即将其预定的飞行状 态考虑得十分周到，其动力 性能水平很高，可以说运用 了最新的气动力研究成果。 但不在其预定飞行状态时则 气动力性能很差。