一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法
阅读说明：本技术 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法 (Landing configuration of large-scale freight unmanned aerial vehicle and design method thereof ) 是由 汪善武 刘泽峰 毕培信 常天星 王富贵 于 2021-08-13 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法,所述大型货运无人机的主翼设有多级襟翼,多级襟翼包括襟翼主片和襟翼滑片,襟翼主片设有凹槽,所述襟翼滑片设有凸轨,所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽和凸轨连接,所述襟翼主片和襟翼滑片接触面径向切面为直线或者弧形,所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动,构成所述多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式,多级襟翼通过三种位置连接方式和四种偏角卡位,构成12种多级襟翼位置构型,并根据大型货运无人机的实际载重情况,选择适合的襟翼构型,对大型货运无人机安全着陆有着重要意义。(The invention discloses a landing configuration of a large freight unmanned aerial vehicle and a design method thereof, wherein a main wing of the large freight unmanned aerial vehicle is provided with a multi-stage flap, the multi-stage flap comprises a flap main sheet and a flap sliding sheet, the flap main sheet is provided with a groove, the flap sliding sheet is provided with a convex rail, the flap main sheet is connected with the flap sliding sheet through a groove and the convex rail, the radial tangent plane of the contact surface of the flap main sheet and the flap sliding sheet is a straight line or an arc, the flap sliding sheet can slide along the groove of the flap main sheet, the flap sliding sheet and the flap main sheet which form the multi-level flap have three position connection modes, the multi-level flap forms 12 multi-level flap position configurations through three position connection modes and four deflection angle screens, and according to the actual load condition of the large-scale freight unmanned aerial vehicle, a proper flap configuration is selected, and the method has important significance for the safe landing of the large-scale freight unmanned aerial vehicle.)
技术领域
本发明属于大型货运机着陆控制技术领域，特别涉及一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法。
背景技术
飞机在着陆过程中，由于其速度下降，其飞行的构型需要作出相应的调整，大型货运无人机，由于其载货前后重量差别大，特别是在自动空投卸货后返回着陆的过程中，为了确保其着陆的安全，需要为其提供更多的着陆构型选择，而现有的大型货运无人机主要是通过常规襟翼进行着陆构型控制，往往不能满足大型货运无人机载荷前后重量的巨大差别，容易造成安全隐患，因而为大型货运无人机提供更多的着陆构型选择，具有重要的现实意义。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法，为大型货运无人机提供更多的着陆构型选择，对于大型货运无人机着陆安全，具有重要意义。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种大型货运无人机着陆构型，其特征在于，所述大型货运无人机设有多级襟翼，所述多级襟翼包括襟翼主片和襟翼滑片，所述襟翼主片设有凹槽，所述襟翼滑片设有凸轨，所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽和凸轨连接，所述襟翼主片和襟翼滑片接触面径向切面为直线或者弧形，所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动。
进一步地，构成所述多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式，分别为“0位置”、“1位置”和“2位置”，所述“0位置”为无错位卡接，所述“1位置”、“2位置”为错位卡接，所述“2位置”错位程度大于“1位置”；
进一步地，所述多级襟翼有四种偏角卡位，分别为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ偏角卡位，所述Ⅰ偏角卡位为0°，所述Ⅱ偏角卡位为10°，所述Ⅲ偏角卡位为20°，所述Ⅳ偏角卡位为30°。
进一步地，所述多级襟翼通过所述偏角卡位和三种位置连接方式，构成12种多级襟翼位置构型，“0位置”时，对应四种偏角卡位，分别为0Ⅰ、0Ⅱ、0Ⅲ、0Ⅳ位置构型，“1位置”时，对应四种偏角卡位，分别为1Ⅰ、1Ⅱ、1Ⅲ、1Ⅳ位置构型，“2位置”时，对应四种偏角卡位，分别为2Ⅰ、2Ⅱ、2Ⅲ、2Ⅳ位置构型。
如上所述的一种大型货运无人机着陆构型，其设计方法包括以下步骤：
(1)确定主翼及襟翼翼型；
(2)流场采用采用“C-H”型网络拓扑结构；
(3)使用压力修正算法，对襟翼不同位置构型进行气动力计算；
(4)根据计算结果，确定大型货运无人机在不同载重情况下，着陆时对应多级襟翼的位置构型。
进一步地，步骤(3)所述压力修正算法，离散格式采用迎风格式进行离散。
进一步地，步骤(3)所述压力修正算法，时间积分用Runge-Kutta法显式求解。
进一步地，步骤(3)所述压力修正算法，采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合，差分格式采用二阶迎风格式。
进一步地，步骤(4)所述位置构型，为所述12种多级襟翼位置构型的一种。
本发明具有以下有益效果：
1)本发明设计了一种新型的多级襟翼，相对于传统的单襟翼构型，具有可调节空间大的特性，实验证明其构型简单可靠，能有效的提高升力系数，通过襟翼主片和襟翼滑片的相对位置改变，为多级襟翼提供了更多的襟翼构型，通过计算以及风洞试验进一步证明了本发明提供的多级襟翼，能有效提升升力系数的变化范围，为大型货运无人机提供了更多的着陆构型选择，对于大型货运无人机的荷载前后重量差异大的特点，本发明提供的多级襟翼不同构型可极大的提高大型货运无人机着陆的安全性；
2)通过风洞试验和本发明的计算结果升力系数曲线对比表明，本发明的公开的气动性分析计算方法，能很好的模拟计算出升力系数，对与襟翼气动力分析研究方法具有重要的启示和参考意义。
附图说明
图1：一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼示意图；
图2：一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼径向剖面示意图；
图3：一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼横向剖面示意图；
图4：一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼横三种位置连接方式示意图；
图5：一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图一；
图6：一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图二；
图7：一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图三；
图8：一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图四；
图9：一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图五；
图中各标号名称：1-襟翼主片，2-襟翼滑片，3-凸轨，4-凹槽。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本专利的技术方案作进一步说明。
实施例1
如图1所示，一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼示意图一，所述多级襟翼包括襟翼主片1和襟翼滑片2，襟翼主片1和襟翼滑片2接触贴合在一起，如图2所示，一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼径向剖面示意图，所述襟翼主片设有凹槽4，所述襟翼滑片设有凸轨3，所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽4和凸轨连接3，所述襟翼主片1和襟翼滑片2接触面径向切面为直线或者弧形，本实施例的示意图为圆弧的一部分，设置为弧形或者直线，目的是为了所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动。
如图3所示，一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼横向剖面示意图，襟翼主片1和襟翼滑片2通过凹槽4和凸轨3卡扣在一起，形成稳定的活动链接状态。
如图4所示，一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼横三种位置连接方式示意图，多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式，图4从上往下，分别为襟翼滑片与襟翼主片卡接于“0位置”、“1位置”和“2位置”时的示意图，“0位置”为无错位卡接，所述“1位置”、“2位置”为错位卡接，所述“2位置”错位程度大于“1位置”。
实施例2
选择主翼NACA65-205翼型，针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼，分别为：NACA65 0Ⅰ位置构型、NACA65 0Ⅱ位置构型、NACA65 0Ⅲ位置构型、NACA65 0Ⅳ位置构型。迎角范围0～12°，2°间隔，共7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长，位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化，保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法，对襟翼不同位置构型进行气动力计算，利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量，适合于大多数单向流，选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型，该模型适用于壁面边界层流动问题，对逆压梯度作用的边界层流体流动，作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性，阐述了理性气体的动力粘度μ和绝对温度T之间的关系。As为萨瑟兰系数，Ts为萨瑟兰温度，可以计算出动力粘度μ。
离散格式采用迎风格式进行离散，时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合，差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法：基于结构网格上有限体积离散方程，
其中，流动速度ГΦ为扩散系数，SΦ为源项，离散方程在任意控制体上的离散形式为：其中为界面通量密度，为微元面积，ΔV为微元体积，nf为微元面数，对流项中Φf采用二阶迎风格式，最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为：用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图，参见图5，NACA65 0Ⅰ位置构型、NACA65 0Ⅱ位置构型、NACA65 0Ⅲ位置构型、NACA65 0Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例3
选择主翼NACA65-205翼型，针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼，分别为：NACA65 1Ⅰ位置构型、NACA65 1Ⅱ位置构型、NACA65 1Ⅲ位置构型、NACA65 1Ⅳ位置构型。迎角范围0～12°，2°间隔，共7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长，位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化，保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法，对襟翼不同位置构型进行气动力计算，利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量，适合于大多数单向流，选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型，该模型适用于壁面边界层流动问题，对逆压梯度作用的边界层流体流动，作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性，阐述了理性气体的动力粘度和绝对温度之间的关系。As为萨瑟兰系数，Ts为萨瑟兰温度，可以计算出动力粘度。
离散格式采用迎风格式进行离散，时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合，差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法：基于结构网格上有限体积离散方程，
其中，流动速度ГΦ为扩散系数，SΦ为源项，离散方程在任意控制体上的离散形式为：其中为界面通量密度，为微元面积，ΔV为微元体积，nf为微元面数，对流项中Φf采用二阶迎风格式，最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为：用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图，参见图6，NACA65 1Ⅰ位置构型、NACA65 1Ⅱ位置构型、NACA65 1Ⅲ位置构型、NACA65 1Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例4
选择主翼NACA65-205翼型，针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼，分别为：NACA65 2Ⅰ位置构型、NACA65 2Ⅱ位置构型、NACA65 2Ⅲ位置构型、NACA65 2Ⅳ位置构型。迎角范围0～12°，2°间隔，研究了7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长，位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化，保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法，对襟翼不同位置构型进行气动力计算，利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量，适合于大多数单向流，选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型，该模型适用于壁面边界层流动问题，对逆压梯度作用的边界层流体流动，作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性，阐述了理性气体的动力粘度和绝对温度之间的关系。As为萨瑟兰系数，Ts为萨瑟兰温度，可以计算出动力粘度。
离散格式采用迎风格式进行离散，时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合，差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法：基于结构网格上有限体积离散方程，
其中，流动速度ΓΦ为扩散系数，SΦ为源项，离散方程在任意控制体上的离散形式为：其中为界面通量密度，为微元面积，ΔV为微元体积，nf为微元面数，对流项中Φf采用二阶迎风格式，最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为：用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图，参见图7，NACA65 2Ⅰ位置构型、NACA65 2Ⅱ位置构型、NACA65 2Ⅲ位置构型、NACA65 2Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例2、3、4升力系数曲线图对比发现，通过改变多级襟翼的卡接位置构型和偏角构型，升力系数曲线显示，随着多级襟翼卡接位置由“0位置”向“1位置”，再向“2位置”转变过程中，升力系数稳定增加，随着襟翼偏角增加，升力系数进一步稳定增加，因而这种多级襟翼的设置，为大型货运无人机提供了更多有效的着陆构型，对大型货运无人机荷重前后差别大，实现安全着陆有着重要的参考和实用意义。
实施例5
为了进一步验证本发明压力修正算法结果的可靠性，通过风洞试验于实验值进行了对比，对多级襟翼“2位置”的两种构型：2Ⅱ、2Ⅲ进行了风洞试验，得到升力系数曲线与本发明计算结果进行对比，升力系数曲线对比参见图8、图9，通过对比发现，本发明压力修正算法结果和实验结果符合性好，因而，本发明所采用的压力修正算法能很好的进行襟翼气动性评估计算，为大型货运无人机的着陆构型设计提供一种有效而精确的计算方法。
以上实施例对本发明所公开的一种大型货运无人机着陆构型设计，进行了进一步阐述和说明，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。
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