方伟逻 刘瑞航 闫晨曦

摘要：飞行器的减阻问题是现今的重点研究对象，而作为增升减阻的重点，翼梢小翼的功效从诞生至今颇受业界的认可。翼梢小翼可以有效地降低干扰阻力，在民用客机上的应用大大的提高了长航程飞行的经济效益。而在国内的的无人机设计大赛中，超轻型大载荷无人机上加装翼梢小翼并未得到充分的应用，本文使用基于xfoil的无人机设计软件计算翼梢小翼对升阻比的影响，分析给超轻型大载荷无人机加装小翼的利与弊与飞机整体设计。

关键词：超轻载重无人飞行器；翼梢小翼；增升减阻

1.新型翼梢小翼载体无人机的设计

1.1动力选用

本次设计的翼梢小翼实验载体无人机机体自身质量限制在1KG范围以内，载重量设计为7KG，起飞重量达到8KG。本次选用电机为两个老虎动力的全新产品F60PROII作为动力，KV值选用2700，两个电机组成减速组，减速比取3.8，小齿轮采用0.5模20齿铝合金齿轮，大齿采用0.5模76齿POM齿轮，螺旋桨采用猎鹰18*12金标螺旋桨。经过计算与实验，使用英菲尼迪2200mah100C石墨烯电池能够提供4.0KG的强大拉力，使用银燕45A电调，全新版本的电调重量仅仅为4g一个，而全套动力重量仅为150g，电池经过减重把XT60头替换为香蕉头并稍微减重后重量为190g，是目前市面能买到的性价比较高的动力组合，相比传达到0.5，保证了足够大的拉力，在极限情况下，使飞机有更好的应急能力。

1.2结构设计

由于本文讨论超轻型载重飞机，飞机重量限制1KG，为了保证足够的翼面积，在此我们仅考虑了轻木蒙皮结构，主梁位置设在机翼弦长1/4位置，采用轻木、碳纤维方管，碳纤维片、凯夫拉原丝材料作为承力主梁，不设前墙，D盒采用全轻木蒙版不掏空，3mm厚度的横纹轻木作为主体，掏空减重并设翼肋卡槽，上表面覆上3mm*3mm圆心方管，下覆3*1mm碳片，使用1500目凯夫拉原丝缠绕主梁，翼肋采用2mm轻木镂空减重。载机自身采用了开缝襟翼设计，襟翼亦采用轻木蒙皮结构，在未加装翼梢小翼前，起飞重量为6KG，飞机自重达到950g，也就是说，只有50g的重量要完成机翼两端的翼梢小翼的主体加上连接结构，显然较难达到，所以在保证电池提供足够的放电电流（1800mah 75c电池重量140g，放电电流达到135a，由于采用双穿越机电机，两个电机需要的电流保守计算约为100a）。情况下，我们又多处了50g的重量加以利用，整个外段机翼重量也只在105g范围内，在100g内设计需要的小翼可谓游刃有余。机翼连接与小翼的连接采用航空层板与轻木重叠成3mm复合板上下在覆上0.5*3碳片作为插销。机身采用轻木镂空蒙皮结构，在足够刚度的前提下尽量减重即可，方向舵升降舵使用全动设计提升大载荷下的机动性。

1.3气动设计

考虑到整机重量必须在1KG内，為了防止在总体设计与制作完成后再进行过多的减重，以至于出现不必要的结构缺陷，我们在设计之初则采用保守的大小。在此我们选择翼展为3m，三段机翼，中段矩形，外段梯形，翼根现弦长为390mm，翼尖弦长250mm的设计，除副翼以外的其他机翼部分采用在原S1223翼型上进行开缝，增加固有弯度，长度并尽量延迟气流在机翼表面的分离。S1223翼型升力原本就高，增加开缝襟翼后，机翼的升力系数更加上了一层楼，使用改设计的原因在于此机为我们已经投入使用的成熟机型之一。再者，小翼的作用主要是减少诱导阻力，诱导阻力的产生，在升力曲线的前半段就是还没有到达失速迎角的前半段升力随迎角增大而增大，而升力的本质是上下表面的压力差，而引起诱导阻力的大小关系是压力差导致的下洗流压力差越大，升力越大压力差越大下洗流越大诱导阻力越大， 由于压力差的存在，机翼下表面的压力比机翼上表面的压力大，导致空气从机翼下表面绕过翼尖翻到机翼上表面，而小翼的存在则是为了一定程度的阻隔机翼的上表面与下表面，减少空气向上翻产生的诱导阻力。同时，翼型升力系数越高，机翼上下表面压力差越大，由之产生的诱导阻力也越高，本文在此主要讨论翼梢小翼对此类超轻型大载荷无人机的增益作用，增加翼梢小翼后，效果也会得到更加显著的体现。翼梢小翼在此选取主机翼翼展的12%，330mm高度向上安装的s1210翼型小翼，由于小翼的作用是阻隔空气从机翼下表面向上表面翻，理论上小翼的高度自然是高度足够高为佳，但是考虑到重量的限制，小翼自身对阻力的贡献，在此选择高度为330mm，计算后可得诱导阻力因子为1.15。翼尖小翼的仿真分析使用了具有友好操作界面的xfoil软件，XFLR5，在该软件中把最外端的一截机翼设置为小翼即可，可以调整该段机翼的翼型，平面形状，安装角以及扭转角，选择适当的参数。在确定翼尖小翼参数的最佳组合时 ，除应使其 获得的升阻比增加为最大外 ，还应注意不使翼尖小 翼产生过大的翼根弯矩 ，给结构和重量带来不利。影 响翼尖小翼特性的几何参数有 [1]： 小翼的高度 （展 长 ）、弦长、倾斜角、安装角、前缘后掠角、尖削比、面 积和翼型等。 根据翼尖小翼减阻的基本原理 ，小翼阻力系数 减小量 （ΔCD ）的粗略估算 [5]公式为： ΔCD = - Sw S 2π Aw Aw + 2 2 K2C2 L - CD0w 式中 ， Sw /S为小翼相对面积； Aw 为小翼的展弦比； CL 为机翼的升力系数； CD0w为小翼的零升阻力系数。 由上式可见 ，加大小翼展弦比 （即增加小翼高 度 ）和增加小翼面积 ，可增强小翼的减阻效果。但为 使翼根弯矩的增加较少 ，一般小翼的高度不超过半 翼展的 10% ，小翼的相对面积亦不超过 1%～ 2% 。

主机翼失速前，小翼不会失速即可。本次使用S1210翼型这样的高升力翼型作为小翼翼型非常的有违常识，但在软件仿真计算中，我们可以发现如果小翼自身升力不足，则小翼自身会很容易失速，这是因为超轻型大载荷无人机在载重飞行的情况下，气动载荷非常之大，机翼的翼尖涡实在太强，有别于我们平时看到的其他小翼，所以我们采用了这种新型的翼梢小翼。小翼的安装角以及扭转角我们都选择默认的0度，这对气动的影响几乎可以忽略不计，考虑到制作与装配难度，此处不做更改。此外，小翼与主机翼的夹角为70度，主要是怕机翼（主要是连接处）有挠度后翼稍小翼向内倾斜。 原则上，小翼的最大厚度应该正对着机翼翼型的最大厚度之后，否则两个压力恢复区重叠的话会导致不必要的气流分离。但这次，小翼相对于主翼的位置主要是考虑到结构上连接方便。最终计算结果，本次设计的小翼使主机翼诱导阻力降低30%，总体阻力降低20%。

2.结论

此次设计的新型翼梢小翼明显的增大了超轻型大载荷无人机的升阻比，在翼尖涡流强大的其他飞机设计中具有参考意义。然而在实际飞行中发现，由于超大超高翼尖小翼的存在，飞机横向受风面积增大，在复杂的飞行环境中对连接结构与飞行器的操控存在着新的挑战，后期可通过改用强度更高的连接机构，用3K纹碳纤维板代替木材复合板，增加上反角或者飞控等方法改善现有状况。

参考文献：

[1]钱炜祺 ，汪 清 ，王文正等.遗传算法在气动力参数辨 识中的应用 [ J].空气动力学学报 ， 2003， 21（ 2）： 196201.