一种无人机机翼分区防冰方法与流程

本发明涉及航空领域，尤其是航空器防冰领域，具体为一种无人机机翼分区防冰方法。采用本申请，能够有效确定飞机机翼需要防冰的区域的优先级别，为无人机机翼防冰区域的确定提供方法，从而在飞机机载能源确定的前提下，有效提高飞机结冰防护的能力，为飞行器结冰安全防护提供保障。

背景技术：

无人机穿越含有过冷水滴的云层时，水滴碰撞到飞机表面，会导致撞击区域附近发生结冰现象。结冰会改变飞机表面空气流场特性、导致部件载荷分布发生变化，影响飞机的操纵性和稳定性，给飞行安全带来危害，轻则使飞机的安全飞行范围减小，飞行任务不能实现，重则可能直接导致飞机坠毁。

近年来，无人机行业取得了巨大发展，在军事、民用领域已获得广泛应用，但结冰防护却是一直没有得到有效解决的疼点和难点，突出表现在无人机往往没有足够的能源在机翼上布置防除冰系统，严重限制了无人机执行任务的能力，并可能带来重大的飞行安全隐患。无人机普遍没有搭载防除冰装置的原因在于，相比有人飞机，无人机的尺寸通常较小，飞机机载能量很少，往往用于执行任务的能源都需要做详细的精确规划，能够富余出来用于防除冰的能量就更加有限。因此，无人机难以做到真正的全面有效防冰。

基于前述原因，目前运输类载人飞机普遍采用的机翼完整结冰防护方法的能耗代价是无人机不能承受的。

为此，迫切需要一种新的方法和/或装置，以解决上述问题。

技术实现要素：

为了节约能源，发明人分析后认为，可以对机翼不同区域结冰的影响进行分析，针对结冰会对飞机安全性能的产生较大影响的关键部位进行局部重点防护，从而有效节约能量。

本发明的发明目的在于：目前还没有针对机翼防护区域的具体选择和确定的设计方法，为此，本申请提供一种无人机机翼分区防冰方法，其是一种用于无人机机翼分区防冰的设计方法。采用本申请的设计方法，能确定无人机机翼不同区域防御的优先级，在机载能量有限的前提下，能够提高无人机结冰防护的安全性。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种无人机机翼分区防冰方法，包括如下步骤：

步骤1、选定无人机对应的严重结冰状态；

步骤2、根据步骤1所选定的严重结冰状态，采用结冰数值仿真软件，或者结冰风洞试验方法，获得对应状态下飞机机翼的冰形；

步骤3、沿着机翼展向，将待防护区域分成若干个区间，结合飞机的整机外形，在每个区间单独加载步骤2中对应该区间的冰形，得到若干加载了冰形的新的无人机外形；

步骤4、采用cfd数值计算软件，或者常规气动力风洞试验的方法，获得没有结冰的干净无人机构型在典型状态下的气动特性，以及步骤3中不同加载了冰形的带冰构型的气动特性；

步骤5、基于步骤4的计算或者实验结果，评估不同区域带冰后的气动性能，根据结冰影响气动特性的情况进行严重性分级；

步骤6、根据无人机有限的搭载能量，进行防除冰系统的防护区域分配；若无人机本身的能量有足够冗余，则全部机翼沿展向进行结冰防护；若冗余机载能量不足以进行全机机翼防护，根据步骤5确定的有限级别，按照优先级顺序进行结冰防护。

所述步骤1中，严重结冰状态包含环境温度、水滴粒径、液体水含量、飞行速度、结冰时间。

所述步骤1中，严重结冰状态下，环境温度区间为-5°c~15°c，在区间内任取一个温度即可；水滴粒径区间为15µm~40µm，在区间内任取一个水滴粒径值即可；液态水含量参考ccar附录c，根据所选定的环境温度和水滴粒径确定具体的液态水含量；飞行速度选择对应无人机的巡航速度。

所述步骤1中，严重结冰状态下，结冰时间>5min均可；优选地，结冰时间取22.5min或45min。

所述步骤4中，所述典型状态取为速度在0.3马赫以下均可，通常可取为该无人机巡航状态的速度。

所述步骤5中，越严重的区域也就是应该优先结冰防护的区域，对应的区域结冰严重性的排序，也就是飞机机翼结冰防护的优先级排序。

所述步骤5中，按照区域结冰的严重程度，进行结冰防护的优先分级排序。

前述步骤1~6为展向方向防护区域的确定，还包括步骤7、弦向区域的确定，其操作如下：沿机翼弦向方向的防护区域，取为对应展向占位的最大水滴撞击区域。

采用前述方法所得的无人机机翼。

采用前述方法所得的用于无人机机翼的防护结构。

针对前述问题，本申请提供一种无人机机翼分区防冰方法，其是一种基于飞机有限搭载能量的分区式防冰设计方法。本申请基于飞机的临界冰形条件，通过获得飞机机翼的冰形，并分析不同分区防护方式情况下，相应的残留冰对飞机空气动力学特性的影响效应，给出无人机的优化防冰设计方案，最终得到进行相应防冰防护的机翼结构。采用本申请，对机翼的防冰结构进行重新设计，能有效节约防护能量，在机载能源有限的情况下，根据不同位置结冰影响的严重程度，实现机翼优化分区结冰防护的最佳实现，具有良好的工程应用价值。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1为实施例1中机翼表面对应截面位置图。

图2为实施例1中机翼对应不同截面处的冰形情况图。

图3为实施例1中飞机带冰形一（记为ice-1）的构型。

图4为实施例1中飞机带冰形二（记为ice-2）的构型。

图5为实施例1中飞机带冰形三（记为ice-3）的构型。

图6为实施例1中飞机带冰形四（记为ice-4）的构型。

图7为实施例1中无冰与ice1～ice4四种冰型全机升力系数图。

图8为实施例1中无冰与ice1～ice4四种冰型全机阻力系数图。

图9为实施例1中无冰与ice1～ice4四种冰型全机俯仰力矩系数图。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

实施例实施案例的背景飞机为某型无人机

针对该无人机，进行机翼分区防护设计的操作，步骤如下。

一、针对无人机，选取一个严重的结冰状态。

按照本发明的固定，结冰状态选取为：水滴直径20μm；温度-9.4℃；结冰时间取为45min；根据背景飞机的特性，飞行速度选取为巡航速度，72m/s；根据适航条例规定，对应所述温度和水滴粒径的液态水含量为0.454g/m3。

二、获得对应结冰状态条件下的具体结冰冰形。

机翼冰形的获得可以采用数值计算软件或者冰风洞的方式获得对应状态下的无人机机翼的冰形。

本案例中，针对上述结冰条件，采用数值计算方法获得。目前，飞机结冰的数值计算软件包括加拿大的fensiape软件、美国的lewice3d软件等，本案例采用中国空气动力研究与发展中心的ir3d软件。图1给出了机翼表面对应截面位置图；沿着图1所示的几个位置，所获得的具体冰形的冰形截面如图2所示。

三、获得机翼沿着展向进行分区的飞机带冰外形。

将飞机机翼沿着展向分成若干个区域，本案例中具体分成4个区域，分别对每一个区域附着上述第二步中的冰形，则可获得4种不同的带冰机翼构型。分别对应为假定除了带冰区，其他区域都进行了结冰防护，相应冰层都已除去的情况。采取这种对不同区域单独加载严重冰形进行分析的方法，以评估相应区域结冰对气动特性的影响。四种具体分区及带冰外形的构型如图3、4、5、6所示，依次定义为ice-1、ice-2、ice-3、ice-4。其中，色差区域为带冰部分。

四、获得机翼不同区域结冰对无人机气动特性的影响。

采用数值计算软件，或者带冰模实验模型的常规风洞实验的手段，获得机翼不同区域结冰对无人机气动特性的影响规律。本案例中，我们气动力计算也采用irc3d软件，通过计算，获得不带冰的干净飞机的气动特性，以及机翼上面四个区域分别带冰的构型所对应的气动特性，实验结果如图7、图8、图9所示。其中，图7、图8、图9分别为四种带冰情况对全机升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数的影响效应。计算结果表明：1）对于无冰情况，当攻角在-6°～10°范围内，飞机的升力特性基本为线性变化，最大升力攻角为12°，最大升力系数为1.4818；2）对于有冰情况，当攻角在-6°～2°范围内，四种冰型均对升力特性影响较小，当攻角大于2°后，带冰的机翼使升力下降，其中升力下降最小的是冰型4（ice-4），升力下降最多的是冰型2（ice-2）；3）对于无冰情况，飞机阻力最小的攻角为-4°，最小阻力系数为0.0221；4)对于有冰情况，四种冰型在大部分攻角范围内均使飞机阻力增加，其中，当攻角大于2°后，冰型1（ice-1）飞机阻力增加最明显；5）对于无冰情况，飞机俯仰力矩当攻角在-6°～10°范围内，低头力矩随攻角的增加而增加，基本呈线性变化规律，纵向稳定。当攻角大于10°后，低头力矩随攻角增加而减小，飞机纵向不稳定；6)对于有冰情况，当攻角在-6°～6°范围，四种冰型对纵向稳定，但当攻角大于6°后，冰型1最先(4°攻角)出现低头力矩减少，纵向稳定性变差；冰型4也会提前(6°攻角)出现低头力矩减少。

五、分析结冰对无人机气动特性的影响，确定不同展向区域结冰对无人机影响的严重情况。

分析上述步骤中获得的结冰后无人机的气动特性，按照纵向力矩、升力、阻力的顺序进行分析。首先，考虑力矩出现反向趋势的攻角（对应为横坐标），ice-1为4度出现反向，ice-4为6度，ice-3为10度，ice-2为12度，反向出现的越早的情况越严重；若力矩反向出现的攻角相同，则考虑升力系数，升力系数下降越大的结冰越严重；若结冰对力矩特性、升力系数的影响的量级都很接近，则进一步分析阻力系数，结冰导致阻力系数增加越多的越严重。

根据上述对结冰严重性判定的依据，可以获得，作为范例的飞机机翼，最严重的区域对应为第一种冰的区（即ice-1）；其次为第四种冰的区域（即ice-4）；再次为第三种冰的区域（即ice-3）；最后为第二种冰的区域（即ice-2）。

六、根据飞机自身的能量冗余，确定防冰方案。

飞机其他部件设计完成后，综合评估能够给飞机防除冰系统提供的极限能量，根据这个极限能量，按照第五步分析所获得的优先级别，从最严重区域开始逐级防护，直到完全没有能量冗余为止。

采用本申请机翼分区结冰防护的方法，可以将无人机的防冰能源的作用充分发挥作用，实现最优的防冰效果，是无人机机载能源不足的前提下，有效提高性能的一种方法。

七、弦向区域的确定。

前述步骤一至六所针对的分区结冰防护为展向方向防护区域的确定；沿机翼弦向方向的防护区域按照常规方法，取为对应展向占位的最大水滴撞击区域。具体状态可在上述严重结冰状态的基础上，水滴粒径变为40微米。在这个状态基础上，分别将攻角变为0度和6度。进而获得两个状态对应的水滴撞击区域，并在此区域基础上，增加一个安全裕度，则为弦向所需要防护的区域。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。