军事侦察无人机空气动力学

军事侦察无人机空气动力学

【摘要】在军事侦察领域，无人机得到了广泛的应用，为侦察工作的开展提供了更多的保障。而就目前来看，军事侦察无人机在空气动力学方面存在一些特殊问题，值得无人机设计和操纵人员给予更多的关注。基于这种情况，本文对军事侦察无人机的空气动力学展开了分析，以期为关注这一话题的人们提供参考。

【关键词】军事侦察无人机空气动力学

在世界范围内，军事侦察无人机多为低雷诺数无人机，具有一定的空气动力学特性。加强该类无人机的空气动力学研究，则能够帮助无人机设计人员更好的完成无人机翼型的设计选型，从而确保无人机的飞行性能。此外，也可以帮助无人机操纵人员更好的了解无人机的飞行特点，继而更好的完成军事侦察任务。

1 军事侦察无人机及其空气动力学特点

所谓的无人机，其实就是无人驾驶飞机的简称，是目前最热门的军事装备研究项目之一。在使用的过程中，无人机虽然无需人在飞机内部操纵，但是仍然需要人在地面或其他飞机上操纵。但不同于普通飞机，无人机只需要在关键时刻操纵，比如降落、判断目标或作重要决策等时刻。在其他时

刻，无人机则可以按照预装的程序执行不同的任务，无需人的过多干预。所谓的军事侦察无人机，则是在军事侦察活动中应用的无人机。目前，较多国家的海军、陆军和空军已经开始利用无人机进行海陆空的侦察。在美国，用于地面侦察的无人机有“全球鹰”，可以利用光电探测系统、地搜索雷达等机载设备每日完成约103700km2土地的探测，并且利用卫星将录取数据实时发送给地面站。在国内，目前服役的军用侦察无人机为无侦-5型无人远程侦察机。自上世纪70年代开始，我国就开始仿制“火蜂”无人机，并将其命名为WZ-5型，需要利用母机运载和发射。而现役无人机也是由该种无人机改进而来，装有全球定位系统和惯性导航系统，利用涡轮喷气发动机提供动力，装有红外摄像机、光学和电视等设备，续航时间可达3小时，飞行高度可达17500m。

从空气动力学角度来看，军事侦察无人机需要满足隐身要求，所以其气动设计需要同时考虑气动性能和隐身性能要求。所以，该类无人机在气动外形上需要满足高升阻比和隐身要求，并且满足高机动性要求。为满足这些要求，大多无人机采取的都是无尾设计方案，一些则采取了推力矢量控制方案。针对无尾型无人机，其在气动力方面需要寻求全新操纵机构，然后利用该机构进行垂直尾翼的替代，从而为机身提供足够的偏航力矩，继而使无人机能够灵敏完成不同的动作。而多数无人机都会遭遇小雷诺数空气动力学问题，这也

成为了军事侦察无人机的一大特点。所谓的雷诺数，则是决定机翼和边界层性质是否失速的参考数值，可以作为无人机空气动力学研究的参考依据[1]。想要获得该参数，还要对无人机的机翼失速问题展开分析，以便通过测量翼弦长度完成雷诺数的计算。如果无人机的机翼雷诺数保持在临界数值以上，其在飞行的过程中将拥有较好的性能。而临界雷诺数的大小，与翼型厚度和弯曲程度等参数有关。此外，在军事侦察无人机空气动力学研究方面，除了研究机翼的空气动力学问题，还要从整体角度对其空气动力学问题展开分析，才能更好的满足无人机的气动性能要求。

2 军事侦察无人机空气动力学研究

2.1 无人机机翼的空气动力学研究

2.1.1 翼型分析

在设计无人机机翼时，通常使用百分数进行翼型厚度、最高点和中弧线弯曲度等参数的表示，而机翼弦长则为基准长度，需要从前缘作出发点。目前，无人机的翼型有较多种类，通常要冠以研究单位或个人的名字。在对翼型外形坐标进行表示时，需要利用百分数完成翼型上、下弧线上的一些点的坐标的表示，坐标原点为前缘。在对翼型性能进行表示时，需要对其在不同迎角所具有的升阻比、升力系数、焦点力矩系数和阻力系数等参数进行表示。除了阻力和升力特性，还要了解翼型数据在压力中心上的位置。如果升力作用

点在翼弦上，则阻力也要作用于翼弦位置。通常的情况下，中小型无人机拥有较大的雷诺数，与普通飞机无过大气动力差别，在翼型选择上可以采取常规设计方法。但是，军事侦察无人机通常为高空长航时无人机，其雷诺数较小。因为，高空空气较为稀薄，长时间在高空飞行，将导致无人机需要由较大升力系数，需要使用喷气式发动机。在这一条件下，无人机翼型设计只能选取升力系数较大的机翼类型，以满足翼型升阻比大的?O计要求。在两种翼型拥有相当的升阻比的情况下，则可以进行对应升力系数较大的翼型。通常的情况下，可以选用新的层流翼型以满足该要求，比如“全球鹰”就是采取该种翼型，具有较大的机翼展弦比，并且翼弦较短，具有较大的升力系数。

2.1.2 翼型所受影响分析

无人机的机翼并非是无限长的翼展，其上翼面压力较小，下翼面则具有较大压力。所以在翼尖的位置，气流会向上流动，从而产生涡流。而整个机翼的气流流动，都会受到涡流的影响。首先，受涡流影响，机翼的上下压力分布将发生改变，从而导致上下面的压力差减小，继而导致机翼升力减小。其次，在涡流影响下，机翼的迎角会有所减小，靠近翼尖的位置的迎角减小的幅度更大，以至于机翼总升力系数会遭到减小。再者，在涡流的影响下，机翼后面气流会开始向下倾斜，从而导致机翼阻力增加。该阻力被称之为诱导阻

力，在无人机进行大迎角飞行的条件下，该阻力值将占据总阻力的1/3以上，因此会影响无人机飞行的稳定性。为克服涡流效应，则需要提高机翼的升力系数。而一般的情况下，机翼的升力系数就是沿着翼展方向各个剖面升力系数的平均值[2]。如果机翼为梯形，越靠近翼尖的位置弦长越小，其局部升力系数将较大，容易导致机翼失速。想要改善机翼升力系数分布，则要采取扭转翼平面的设计方法。具体来讲，就是沿着翼尖方向逐渐减少翼型安装角，从而使翼型根部具有较大的迎角，继而使翼尖过早失速的问题得到解决。

2.1.3 机翼性能改善方法

想要使无人机的机翼性能得到改善，还要采取良好翼型，并提高机翼雷诺数和加大展弦比。除此之外，还可以使用翼尖小翼的方法进行机翼升阻比的提高。从以往研究来看，通过加装翼尖小翼，就可以将小型无人机的最大升阻比提高至10.6%。但是，使用该种设计方法，将导致机翼流场复杂，从而导致小翼气动特性受到较多参数的影响，如倾斜角、安装角和小翼高度等，通常难以完成小翼气动特定的精确计算。想要获得最佳参数组合，则需要借助风洞试验进行参数确定。而在对无人机的气动特性进行改进时，则需要对根部弯矩增加问题和全机静稳定性对机翼空气动力特性产生的影响展开分析[3]。由于军事侦察机有着较高的机动性要求，所以不能只提高机翼升阻比，还要对其隐身要求和操纵