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“比德尔”项目中微型无人机（micro;AV）
概念的设计与开发
T. Spoerry先生1 K.C. Wong博士
航天机械机电工程学院，悉尼大学， 新南威尔士州 2006
摘要 本文介绍了对小型飞行器和微型飞行器（分别为mAV和micro;AV）概念的分析，主要是通过研发名为“ 比德尔”的小型无人机原型机进行的，该原型机于1998年首次成功飞行。该项目是将这种小型无人机进一步缩小到微型尺寸。本文介绍了如何将的研究过程。本文介绍了为实现这一目标而进行的基本工作情况，并特别关注了该无人机的空气动力学特性。为了减小无人机的尺寸，通过初步定量分析这一思路，小型和微型无人机在不同的设计领域和高度集成方面形成了强大的耦合。因此，减小飞行器的尺寸对性能具有重要的影响，特别是在耐久性方面。保持“比德尔”的作战能力需要考虑不同设计参数之间的相互作用，尤其要注意机翼载荷和最大升力。对“比德尔”原型机推力模型的风洞测试表明，基本设计受益于螺旋桨洗流效应而导致升力增加。在减小当前无人机的尺寸的情况下，结果表明机体浸没在螺旋桨滑溜中的设计思路不变的情况下，动力系统和螺旋桨洗流效应造成的失稳情况仍在可接受范围内。
关键词 微型无人飞行器, 设计, 螺旋桨桨效，风洞
DESIGN AND DEVELOPMENT OF A MICRO AIR VEHICLE (micro;AV) CONCEPT: PROJECT BIDULE
Mr. T. Spoerry1, Dr K.C. Wong
School of Aerospace, Mechanical and Mechatronic Engineering
University of Sydney
NSW 2006
Abstract This paper presents an analysis of the concept of Miniature Air Vehicles and Micro Air Vehicles (respectively mAV and micro;AV) mainly carried out through the development of a mAV prototype called 'Bidule', which was first successfully flown in 1998. The final objective of the project is to reduce the size of this miniature demonstrator to a micro sized vehicle. This paper presents the initial work done to achieve this goal with a particular interest in the aerodynamics of the present vehicle. In keeping with the context of a vehiclersquo;s size reduction, a preliminary quantitative approach of the concept shows that the tiny size of mAVs and micro;AVs creates a strong coupling between the different design fields and requires a high degree of integration. Therefore, reducing the size of an aerial vehicle has major consequences on the performance, especially in terms of endurance. Conserving the operational capabilities of the 'Bidule' then requires considering the interactions between the different design parameters, with a particular attention being paid to the wing loading and a high maximum lift. The wind tunnel testing of a propelled model of the 'Bidule' prototype shows that the basic design benefits from the prop-wash effect in terms of increased lift. In the context of size reduction to the present vehicle, the results suggest keeping the idea of a wing body immersed in a propeller slipstream, providing that the destabilising effects due to the power system and the prop-wash can be kept to an acceptable level.
Key words micro Unmanned Aerial Vehicles (UAVs), design, propeller effects, wind tunnel
绪论
微型无人飞行器（UAV）或微型飞行器（micro;AVs）的概念在过去几年中受到越来越多的关注，其主要目的是执行监视任务。这类有着约15厘米或6英寸翼展的微型无人机主要有效载荷通常是微型图像传感器。微型无人机在距起飞点约600米的半径范围内运行，可用于获取广泛应用的实时视频信息。 根据DARPA（国防高级研究计划局）的参考文献1，微型无人机是“六自由度空中机器人，其移动性可以将有用的微型有效载荷部署到可能执行各种任务的偏远或其他危险地点的任务，包括侦察和监视，瞄准，标记和生化传感。”
为了与快速成型的低成本概念飞行器的总体主题保持一致，这架翼展为410mm的电动机动力的无人机于1998年研制和首飞。这架无人机现在被称为“ 比德尔”（图1），这被认为是一种 DARPA定义的微型飞行器（mAV）。作为验证机，其目的在于考虑可能减小到实际的“微型”尺寸之前，首先通过远程控制的室内自由飞行测试来验证基本设计。当时的结构是由两个电动马达驱动的飞翼机构。百分之九十的翼展被浸没在螺旋桨洗流中，使“比德勒”具有出色的低速飞行能力。使用的翼型是不稳定的（用于机翼）NACA 4418部分。 纵向和横向控制是利用一对电子元件实现的，而双舵则允许进行方向控制。随着飞行测试的成功，该概念的发展目前涉及以下步骤：
bull;概念分析和减小尺寸的影响调查；
bull;对“比德尔”的全尺寸模型进行风洞测试，以量化总体空气动力学性能–特别注意雷诺数和螺旋桨洗流效果的影响。
图1 “比德尔”微型无人机原型机
2 分析
2.1“比德尔”尺寸缩减分析
飞机的续航能力可以写为功率的函数：续航能力= f（1 / P）。回顾保持稳定飞行所需的功率，其中m（kg）是飞行器的重量，S（m2）是机翼面积，CL＆CD是升力和阻力系数，rho;（kg / m3）空气密度和eta; 螺旋桨效率：
前面的方程式表明，要使续航能力最大化，就必须使功率最小。飞行器的重量和机翼负载至关重要，必须尽可能减少。螺旋桨效率也直接影响功率，必须将其最大化。飞行高度应尽可能高，以使空气密度最小。升阻比（CL / CD）也必须最大化。飞行器的重量和产生的升力显然比其他参数更为关键，因为它们在功率方程中的指数更大。 最后，由于质量和机翼面积涉及结构，升阻比涉及空气动力学，功率与可用能量和推进力相关，而空气密度涉及飞行任务曲线，功率方程式清楚地表明了不同类型设计之间的强耦合。
2.2 空气动力学
功率方程式表明，最好通过增加升力来增加升阻比，而不是着眼于大幅减少阻力。 微型无人机的小尺寸和低速度也会导致异常低的雷诺数。由于飞行平台尺寸的受翼展限制，因此在设计过程中可以实现高弦长以增加机翼面积。结果，微型无人机结构通常具有较低的纵横比，涉及到完全三维的空气动力学特性。此外，在低雷诺数下螺旋桨效率大大降低。
2.3 结构
为了减少机翼负荷，最关键的参数是给定机翼面积的机身重量。此外，飞行器的高表面积体积比限制了有效载荷的可用体积。对于飞翼结构而言尤其如此，因为用于有效负载的剩余空间的变得相对扁平，还会被内部结构分割。微型无人机的高度集成是必需的，因为尺寸和功能复杂性具有相互矛盾的约束。
2.4 动力系统
电动与热动力的功率密度和能量密度差异会极大地影响飞行器的续航能力。电池和可燃燃料之间的功率密度差异（通常以W / kg表示）是强烈影响飞行器续航能力的主要差异之一。内燃发动机驱动的飞行器还因燃料的使用而减轻了重量。 当前的“比德尔”是双发结构。从续航能力的角度来看，双发结构的每个电动机所需的功率都比单发解决方案所需的功率少以维持飞行状态。然而，就能量损失而言，对于双发结构与单发结构相比，由于终端效率低（也归因于雷诺数低）而导致的重要损失的增加是否会小于单发还未明确。
2.5 稳定性
应注意纵向稳定性裕度和横向操纵性能。出于两个原因，对稳定性裕度的要求很高。首先，无人机必须能够平稳飞行以取得可利用的观测结果。第二，期望无人机在低空的湍流中飞行，因此应具有足够的稳定性以不受阵风扰动的影响。横向机动性应实现可急转弯。
2.5 综合性能
空气动力学受到雷诺数下降的强烈影响，这会增加阻力并产生完全的三维现象。低的雷诺数也会影响推进系统的整体效率。当考虑到续航时，最关键的参数显然是减小重量以减少机翼负荷，最增大力以增加升阻比。功率密度和能量密度似乎也很重要，但是对此仍然需要进行研究。还必须注意电动机的数量，尤其是要考虑机械损耗的影响。
3 “ 比德尔”微型无人机推进模型的风洞测试
在不使用螺旋桨的情况下，构建了用于非推进式风洞测试的“比德尔”（图2）的全尺寸模型，此后将电动机（WES DC6-8.5）和螺旋桨（7” x 3”）集成在一起以进行推力测试。该模型装有可调节的电子元件。通过改变风洞动态压力可以在不同的雷诺数下测试模型。在两个雷诺数下进行测试：Re1=1.84 X105; Re2 =3.，95 X105。对于非推进模型，气动载荷的攻角范围为–10°至 30°，对于推进模型，气动载荷为–10°至 15°。仅在Re1进行了强制性测试，并考虑了两种电动机额定值：RPM1=4000 RPM和RPM2=4200 RPM。对由于仪器漂移，天平未对准，支撑系统的阻力和干扰，模型重量效应和隧道墙边界效应引起的任何误差进行了校正的实验数据。阻塞评估显示最大总阻塞值低于2％，可以认为足够低并忽略阻塞校正。雷诺数效应是通过无桨模型和螺旋桨洗流效应的数据来分析的。
图2 “比德尔”无动力测试模型
3.1雷诺数的影响
由于Re2代表Re1大小的两倍以上，因此在明显不同的自由流条件下进行了测试。但是，雷诺数的影响并不像预期的那么重要，特别是在考虑阻力变化，最大升力系数和静态稳定性时。极向阻力（图3左）显示，由于雷诺数下降而导致的最大阻力增加通常很小（约为 22％）。CD0min值没有显着修改（Re1处为0.032，Re2处为0.034），并且未发现“紊乱”现象。雷诺数对升力的显着影响是，在较高的雷诺数下（Re1处的CLmax=1.16，Re2处的CLmax=1.2），失速延迟。雷诺数影响俯仰力矩的总体趋势（右图3），特别是在低攻角下。在此区域，随着线性化曲线的斜率（dCm / dCL）从Re1到Re2变化 21％，静态稳定性会略有下降。可以得出结论，从Re1到Re2，零升角迎角，偏航力矩系数和elevon效率等参数的变化与降低空气动力负荷的速度变化的纯效应更为相关，而与粘性相互作用，例如当轮廓上出现层流空泡时。因此，在“比德尔”尺寸减小的情况下，雷诺数下降不是关键参数。它对静态稳定性的影响不大，但是对升力的影响并不明显，阻力降低也很小。
图3 修正后的纵向系数，非推进模型
3.2螺旋桨洗流效应
以近似电力系统分析中常用的推力系数对动力系统产生的推力进行了评估。在当前条件下，由于动力系统和滑流，无法将估算的推力与相互作用阻力分开。因此，实际电动机的推力系数高于此处考虑的值。下为推力系数公式，其中T（N）是推力，rho;（kg / m3）是空气密度，n是每秒的转数= RPM / 60，D（m）是螺旋桨直径 ：
校正后的结果显示在图4中。可以看出，升力受益于滑流和推力的存在，因为它们会增加升力的大小以及升力曲线的斜率。与非推进模型的比较表明，升力曲线斜率增加了（RPM1为 15％，RPM2为 17％），零迎角下的升力系数从0.11增至0.19（ 72％）。随着功率的变化，俯仰力矩的斜率变化很小。 但是，与非推进结果的区别是很明显的，因为在模型有动力时，俯仰力矩曲线的斜率增加了约30％。 因此，动力系统的存在产生了纵向的不稳定作用。然而，在当前的测试条件下，当功率增加时，这种影响并未显着增强。此
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