实现常态化飞行！无人驾驶飞行器：可在危险环境中提供安全操作

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文|焉子看世界

编辑|焉子看世界

前言

目前，无人驾驶飞行器(UAV)主要用于各种部门的数据收集、遥感和观察任务，例如摄影、物流、电信、农业、搜索和救援、灾害管理、基础设施检查和娱乐。

它们可以在危险环境中提供安全操作，并且通常以低成本实现远程访问，无线网络的最新进展和人工智能允许在传感和通信方面取得重大进展，同时要求在UAV任务能力方面取得同等的进展。

虽然现有的软件能够完成所有类型的任务，但通常每个任务需要不同的飞机，可重新配置的UAV可以被设计用于不同的任务，能够以高性能执行它们。

无人驾驶飞行器可以应用到哪些方面，工作原理是什么？

无人驾驶飞行器

以前的设计努力已经开发了一系列无人驾驶飞行器，它们继承了独特的可重新配置特性，允许使用相同的无人驾驶航空系统(UAS)执行不同体制的多种任务。

这种UAS被称为“Switchblade ”,它提供了一种具有模块化框架的飞行器，根据任务要求采用四种变型中的一种。Switchblade项目的范围是在飞行性能和宽任务适应性之间取得平衡，提供经济优势，因为运营商只需要一台UAS。

Switchblade的概念设计框架之前在考虑到无人机在商业领域的各种任务，研究了三种不同的任务剖面，以检验所需的飞行性能，结果产生了四种不同的UAV变体。

在监视和检查类型的任务中，Switchblade装载了一个高分辨率相机有效载荷，包含在它的透明机头中，重达0.3kg。无人机需要在悬停状态下累积30分钟，这是在电池尺寸的概念设计阶段考虑的。

在这种应用中，垂直起降能力对于减少起飞和着陆所需的空间是至关重要的，没有垂直起降的HSLR变体也能够在时间紧急的情况下执行监视，由于其66%更高的巡航速度。

弹簧刀UAS由一个混合翼体(BWB)组成，作为所有无人机变体的通用模块，连接到机翼模块，无尾飞机与传统飞机相比有很多优势，比如更轻的重量和阻力，更小的横截面，更高的气动效率。

无人机变体是高速远程变体，由于其巡航速度更高，因此推进需求更高，所以在设计过程中被优先考虑，低速高续航变体是“儿童”变体，其推进需求自动得到满足。

这两种变体都可以通过将它们的垂直稳定器换成两个包含电动马达推进装置的可拆卸尾翼来实现垂直起飞和着陆。所有模块都集成Pixhawk飞行控制器系统中，选择该系统是因为其大量的开源文档和配置灵活性。

它识别给定的模块组合以相应地调整飞行控制参数，在HSLR-垂直起降是当前设置的情况下，飞行控制器为垂直起飞和着陆高速飞行加载适当的设置。

这项工作的首要目标是推进可重构设计的边界，考虑到两种无人机变体的空气动力学和结构完整性，这两种变体采用功能性3d打印材料设计，巡航速度明显不同。

HSLR和LSHE变型都使用相同的BWB，在本研究中，达到可重构设计“边界”的概念被定义为当两个变型中的一个变型在模拟飞行中开始表现出相当的次优时。

在计算和实验结果中讨论了这个概念。考虑的性能标准是：(I)空气动力效率和(ii)结构最小安全系数(FoS)和变形。

第一个目标是对UAV变体进行精确的CFD分析，使概念设计阶段的工作具有连续性，这是通过更详细的几何形状、更大的流体域和更精细的网格来实现的，第二个目标是通过有限元分析确定最大应力位置和大小。

考虑到弹簧刀原型几乎全部是通过先进的3d打印工艺制造的，承认制造缺陷或缺陷可能发生以及识别和减轻高应力是至关重要的。

使用新引进的商业材料，如碳纤维增强尼龙，可能会对飞机原型提出挑战，因为无人机结构在某些位置可能非常薄，因此特别容易出现制造缺陷，降低强度和/或刚度。

最后，第三个目标是在风洞中测试弹簧刀原型。在这项研究中，主要的实验结果是静态攻角下的空气动力系数。次要目的是评估操纵面和推进性能。

模块化半体模型用于测试LSHE和HSLR机翼设计，一个特殊的挑战是机翼的复杂几何形状，其中每个配置包含三个不同的机翼。

大多数气动参数的经验公式是为大型飞机开发的，无人机在层流和过渡流状态下的较低雷诺数可能会导致经验和计算结果不如预期的精确，从而使风洞试验更加重要。

多学科方法

初始输入是与要完成的不同任务有关的参数，如航程、巡航速度、有效载荷和垂直起降(VTOL)的使用，它们用于生成能够完成任务的不同飞机配置。

从配置中提取最小数量的模块，例如机翼和稳定器，并且在产品平台规划阶段，考虑性能和故障标准，用低阶方法建模和分析。

对模块化产品平台规划方法的深入解释见，结果是最少数量的可行变型的初始气动尺寸和高阶分析的起点，飞机几何形状用计算流体力学模拟并迭代改进，直到达到期望的性能。

结构设计遵循外部几何形状的建立，并且用FEA从CFD模拟中获取输入，该结构被反复改进，直到安全系数是可接受的，空气动力学和结构学科中的反馈回路确保高阶方法能够纠正从低阶解中得出的结论。

模型被制造出来，准备进行风洞实验，然后将实验结果与CFD进行比较，以验证模型，原型被制造出来用于飞行测试。

根据概念设计阶段探索的多任务思想，用于CFD研究的机翼几何形状基于两种主要变体——低速高耐久性(LSHE)和高速远程(HSLR)，虽然Switchblade可用于垂直起飞和着陆(VTOL)，但本分析主要针对标准的前飞配置。

在这两个变体中，创建了不同的CAD版本来分析几何复杂性对空气动力学结果的影响，根据任务类型——LSHE或HSLR——“干净机翼”版本由中央融合翼身(BWB)几何结构连接到各自的机翼面板组成。

“实际机翼”版本由相同的中央机身几何形状组成，但连接到包含发动机短舱和小翼的机翼面板，因此，更接近于飞机的最终构型。

出于命名的原因，“干净机翼”模型及其相关的几何形状被命名为LSHE和HSLR，而“实际机翼”模型被命名为LSHEWN和HSLRWN。“W”和“N”分别指“小翼”和“机舱”。

Switchblade的可重构性意味着不同变体之间共享一些翼型，中心体由MH 81反射翼型设计，修改后的最大厚度比达到20%,以增加电子设备所需的内部体积。

中央机身和机翼面板之间的界面——翼根——设计有对称翼型，每个机翼面板都有不同的翼尖翼型，两种变体在翼尖都有反射翼型，LSHE有更显著的反射以补偿其较低的机翼后掠角。

在为网格划分准备机翼几何图形时，遵循了一些实践，以确保网格生成顺利进行，从而促进收敛并获得良好的结果，将机翼后缘倒圆成圆角对提高网格质量至关重要，根据几何形状，使用的半径值在局部机翼弦的0.2%和0.4%之间。

将曲面分割为由前缘和后缘以及弦区域分隔的区域，通过为软件提供边来播种元素节点，从而改进了网格划分。

在每种情况下，对飞机机翼机身的一半进行分析，利用对称流场来减少达到收敛解的时间。流体域的大小需要足够大，以便机翼周围的流体远场不会干扰机翼附近的物理流动现象，为了实现这一点，在一架三维飞机周围至少有25个身长。

流体区域由半椭圆形体积组成，其半长轴为26米，短轴为26米，自从进行早期CFD模拟以来，这些尺寸已经显著增加，飞机的机头位于半长轴的中心，面向上游方向，朝向椭圆表面。

CFD网格

在概念研究中，网格大小低于340万个单元，而在这项研究中，一些网格超过了1500万个单元。这部分是通过利用ANSYS fluent网格中的镶嵌网格来实现的。

这种网格划分方法包括多六边形单元，其特点是用六面体单元填充大体积几何形状，同时用多面体单元填充具有更复杂几何形状的区域，尤其是靠近机翼表面的区域。

Mosaic mesh能够将六面体和多面体元素相互连接，从而将每个元素的最佳部分合并到几何体的每个部分中，结果是一个更有效的网格，仔细解决边界层，捕捉流动变量更准确，重点放在墙边界的第一个单元的高度。

ρ是空气密度，∞是自由流速度，L是参考长度(平均气动弦长)，μ是空气动力粘度，Δs是要确定的第一个单元格高度。

根据这些计算，第一个单元高度的估计值约为0.01为了减少网格单元数0.05mm实现了。根据模型中单元的最终数量，从壁上的第一个单元开始，产生25至30个膨胀层。

在可能的范围内，生成的网格在最小弦长(不包括小翼)上至少有100个单元，这是一个基于通用CFD实践的准则，这意味着根据两种变型的平均气动弦长计算壁面边界的平均面积，并进行调整以降低计算成本。

计算流体动力学工作中使用的网格，墙面是指飞机表面生成的多边形面的数量，使用的网格质量测量是正交质量。

CFD分析可以很好地预测空气动力系数，但需要确认，这是通过风洞试验完成的。从稳定性的观点来看，所采用的飞翼方案也是一个挑战，操纵面试验可以显示每个变体是否稳定。

在Switchblade项目中，先进的原型技术被广泛使用，测试机身强度和刚度，观察它如何对风洞环境中提供的一致力做出反应是非常重要的。

实验是在国家风力研究所(NWI)位于里斯技术中心的闭环亚音速风洞中进行的，测试部分是1.2我很高1.8m宽，足够容纳真实比例的飞机半模型，

半模型连接到圆形分流板上，并连接到ATI 9150 Net Gamma 6-DoF载荷传感器，升力和阻力的分辨率为0.025 N，俯仰力矩的分辨率为0.00125 N-m。

该装置还配备了Arduino微控制器和伺服系统，用于将升降副翼设置在不同的偏转角度。

当迎角变化时，找到俯仰力矩保持不变的点，中心就知道了，虽然这在HSLR变体模型中是可能的，但是中央机身缝隙的限制不允许空气动力中心在LSHE变体中的精确放置。在这种情况下，所有力和力矩测量都使用最靠前的位置。

由于Switchblade是无尾飞机，其中性点位置与气动中心相同，这可能对稳定性和操纵性有影响，在巡航条件下对每种变体进行配平试验时，这种影响更容易理解。

理想情况下，由于使用了反射翼型，所以不需要很大的操纵面偏转来配平无尾飞机。为了评估其有效性，需要进行试验来确定巡航配平条件和机翼操纵面的必要偏转。

为此，飞机被固定在最接近其气动中心(即其中点)的纵向位置上的测压元件上，命令被发送给翼载伺服机构，使升降副翼以不同的角度偏转，以记录俯仰力矩系数。

尾声

计算流体动力学和实验结果都表明，低速高耐久性弹簧刀变体的空气动力学运行不佳，高速远程变体尤其会受益于调整其机翼几何形状和减少平面面积的设计迭代。

由于风洞实验结果中没有指出的气流分离效应，计算流体动力学低估了大部分迎角的升力，高估了大迎角的阻力，还通过实验测试评估了操纵面的有效性，表明两种变体都可以进行巡航飞行配平。

高速远程(HSLR)车型的续航时间和航程分别约为半小时和59公里，虽然这种变体的运行不是最佳的，但它能够安全地维持超出其对应的飞行包线的速度。进一步的设计改进可以使两种变型以最高效率运行。

参考文献：

无人机航测大比例尺地形图技术研究 卢飞 经纬天地 2023

小型无人机在输电线路故障排查定位中的应用 方博; 吴阳阳; 陈远登; 林明杰; 何秉峰 自动化应用 2023

多功能小型无人机起降辅助平台的设计 程正军; 周鑫 电子技术 2022