無人作戰(zhàn)飛機概念方案及主要參數(shù)研究

王鋼林

(中國航空研究院 飛行物理研究中心，北京　100012)

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無人作戰(zhàn)飛機概念方案及主要參數(shù)研究

王鋼林

(中國航空研究院 飛行物理研究中心，北京100012)

摘要：無人作戰(zhàn)飛機(UCAV)是未來作戰(zhàn)飛機的發(fā)展方向。通過分析對地攻擊型UCAV的性質(zhì)和特點，根據(jù)各種主流作戰(zhàn)飛機的總體重量相關(guān)數(shù)據(jù)，給出對地攻擊型UCAV的起飛推重比和起飛重量的確定原則。分析UCAV可能使用的內(nèi)埋機載武器裝備的相關(guān)數(shù)據(jù)，確定有效載荷質(zhì)量。選定用于方案設(shè)計的發(fā)動機類型，并且確定UCAV的起飛重量。在若干基本參數(shù)和假定的基礎(chǔ)上，通過對飛機起飛重量的分解定性計算，分析找出UCAV達到較大續(xù)航能力的關(guān)鍵因素是實現(xiàn)中小展弦比構(gòu)型飛機的高升阻比和足夠的機內(nèi)空間。提出高度一體化融合的飛翼+升力體概念，設(shè)計并優(yōu)化UCAV的總體外形方案，得到了小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案。

關(guān)鍵詞：無人作戰(zhàn)飛機；概念設(shè)計；總體參數(shù)；升阻比；隱身

0引言

無人作戰(zhàn)飛機(Unmanned Combat Aerial Vehicle，簡稱UCAV)作為未來軍用飛機的重要發(fā)展方向之一，得到世界各國的高度重視，競相投入大量的人力物力進行研究[1-2]，目前仍然屬于探索性質(zhì)的研究階段，未來無人作戰(zhàn)飛機應(yīng)該如何發(fā)展，向哪個方向發(fā)展，以及諸多關(guān)鍵技術(shù)，是需要進一步研究解決的問題。目前，國內(nèi)外的大量理論研究都著眼于UCAV的優(yōu)化設(shè)計[3-4]、操穩(wěn)控制方式[5-6]、作戰(zhàn)使用模式[7]等，但對于未來的UCAV究竟應(yīng)該具有怎樣的總體參數(shù)指標卻鮮有涉及。

美國的X-45和X-47系列UCAV從早期的A型到后期的B/C型發(fā)生了根本性的變化，這一方面是出于驗證機的成本和技術(shù)復(fù)雜性而采取的由小到大的發(fā)展策略，另一方面也說明美國對于UCAV飛行平臺的概念定義仍然處于不斷變化和修正之中[8-10]，UCAV是一種何種形式、何種尺度的飛行器在最早發(fā)展UCAV的美國也仍然沒有確立，但是X-47B卻逐漸邁向成熟[11]，不但進行了大量的試飛，還成功地完成了在航空母艦上的自主起降[12-13]。國內(nèi)對于UCAV的研究處于起步階段，UCAV的概念形式及其總體參數(shù)的選取是需要充分研究和考慮的一個重要問題。

本文從總體參數(shù)分析出發(fā)，探討對地攻擊型UCAV關(guān)鍵因素和適宜的總體參數(shù)指標，設(shè)計并優(yōu)化一種UCAV的總體外形方案，最終得到小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案。

1主要重量總體參數(shù)的分析

起飛重量是最主要的飛機總體參數(shù)之一[14]，該參數(shù)直接決定飛機平臺的尺度量級、動力特性、成本等重要因素。

1.1UCAV的性質(zhì)特點

與傳統(tǒng)的有人作戰(zhàn)飛機相比，UCAV是一個低成本的作戰(zhàn)平臺，主要用于完成戰(zhàn)術(shù)性質(zhì)的高危險性對地攻擊任務(wù)，然而制空作戰(zhàn)任務(wù)則不是現(xiàn)階段UCAV的重點目標[15]。從飛行性能的角度來講，高機動性、高敏捷性以及超音速巡航等指標都不是UCAV目前所需要追求的目標，對地攻擊型UCAV只需要具備有限的和足夠的機動性能。因此目前首先需要發(fā)展和研究的UCAV飛機平臺的性質(zhì)介于制空型戰(zhàn)斗機與轟炸機之間，接近于傳統(tǒng)的攻擊機的概念。

UCAV又不同于傳統(tǒng)的攻擊機，UCAV需要具備進行大縱深、遠距離的隱蔽滲透，執(zhí)行打擊敵方高價值和高危險的地面目標的任務(wù)，因而高隱身性能是UCAV的第一要素?？紤]到敵方縱深內(nèi)復(fù)雜完備的對空預(yù)警能力，UCAV必須實現(xiàn)全頻段、全方位的高隱身能力。另一方面，為了適應(yīng)遠距離攻擊，UCAV需要具備較大的航程與航時指標。因此對地攻擊型UCAV需要更高的機內(nèi)載油系數(shù)，這些因素和要求也就決定了UCAV的機動性能只能局限于有限和足夠的程度。

1.2起飛推重比與起飛重量

從任務(wù)性質(zhì)的角度來講，UCAV介于制空型戰(zhàn)斗機與轟炸機之間，因此可以根據(jù)統(tǒng)計分析現(xiàn)有不同類型的作戰(zhàn)飛機的重量總體參數(shù)確定UCAV的起飛推重比和起飛重量這兩個最為重要的總量總體參數(shù)的取值原則，再根據(jù)發(fā)動機的選擇情況可以確定UCAV噸位量級。

有人和無人在內(nèi)的目前主流作戰(zhàn)飛機的相關(guān)重量數(shù)據(jù)如表1所示，各機型的排序按照起飛推重比由高到低的順序進行排列，起飛推重比是按照發(fā)動機的最大推力計算得到的，與一般意義上按照發(fā)動機加力推力計算得到的最大推重比有所不同。

表1　主流作戰(zhàn)飛機的相關(guān)重量數(shù)據(jù)

從表1可以看出：各個機型起飛推重比由高到低的變化對應(yīng)了它們機動性由高到低的變化，同時也反映了這些機型在主要任務(wù)隨推重比的變化規(guī)律上由制空為主逐漸變化為對地攻擊為主，最后所列出的推重比僅有0.23的B-2則為純粹的執(zhí)行遠程轟炸任務(wù)的轟炸機。在0.23的推重比條件下，飛機將僅具有非常有限的機動能力，因此B-2的推重比可以作為對地攻擊UCAV起飛推重比的下限，即UCAV的起飛推重比不宜低于0.23。

A-10是一種非常典型的攻擊機，它的起飛推重比約為0.42，基本上是制空戰(zhàn)斗機(0.68)和遠程轟炸機(0.23)的平均值，進而反映了攻擊機所需要的機動能力介于二者之間，所需的起飛推重比也介于之間。A-10的各種機載武器均采用外掛的方式，以及它的常規(guī)氣動外形布局，故A-10的升阻比較之于武器內(nèi)埋、高升阻特性布局形式的UCAV而言要低不少，其起飛推重比相對而言則需要大于UCAV。因此對地攻擊UCAV的起飛推重比可以在A-10的基礎(chǔ)上有所下降，A-10的起飛推重比可以作為UCAV推重比取值的上限。

由此可以得出，對地攻擊UCAV的起飛推重的下限值可以初步確定為0.23，其上限值則可以初步確定為0.42，即0.23

X-45和X-47系列的UCAV分別從早期的A型演化到目前的B/C型，其共同的規(guī)律是推重比逐步降低，從最早接近0.6的水平減小到X-45C的0.29和X-47B的0.32，即推重比從近0.6的水平降低到0.3左右。說明美國目前的UCAV發(fā)展進一步明確了對地攻擊的特性，在一定程度上淡化了UCAV的機動性能，而強化了其續(xù)航能力。

根據(jù)初步確定的對地攻擊UCAV起飛推重比上下限，并參考X-45/X-47系列UCAV的起飛推重比，可以將UCAV的起飛推重比取值確定為不小于0.3，初步定為0.33。在選定發(fā)動機之后，可以將發(fā)動機最大起飛推力的3倍作為為UCAV的最大起飛重量。

2有效載荷分析

從減小雷達散射截面(RCS)的角度出發(fā)，隱身飛機基本上都未采用外掛的形式裝載機載武器、副油箱、吊艙等載荷，特別是機載武器在隱身飛機上都以內(nèi)埋為主。不同于外掛的方式，內(nèi)埋的機載武器多數(shù)都需要進行專門的設(shè)計，以適應(yīng)空間有限的內(nèi)埋彈艙。因此自F-117在非轟炸機機型上開始采用內(nèi)埋武器彈艙起，機載武器出現(xiàn)了小型化的發(fā)展趨勢，或者有針對性的通過彈翼折疊的方式使機載武器裝備能夠與彈艙尺度相匹配。

由于機體尺度、空間非常有限，制空戰(zhàn)斗機和攻擊機所能布置的內(nèi)埋彈艙體積尺度非常有限，彈艙內(nèi)所能掛載的機載武器的數(shù)量也比采用外掛的形式要少很多。因此內(nèi)埋彈艙的武器掛載重量相對于外掛而言要少很多，例如，目前采用外掛機載武器裝備的普通作戰(zhàn)飛機而言，其載彈量一般都在4×103kg以上，有的甚至可以接近104kg，而采用武器內(nèi)埋方式的情況下的載彈量一般都不大于2×103kg。在完全采用武器內(nèi)埋的模式下，F(xiàn)-22執(zhí)行對空作戰(zhàn)任務(wù)時的最大載彈量不超過103kg(6×AIM-120C)，而在執(zhí)行對地作戰(zhàn)任務(wù)時的載彈量也不超過1.3×103kg(2×AIM-120C+2×GBU-32，或者2×AIM-120C+4×GBU-39)[16]，如圖1所示。

圖1　F-22的武器掛載能力

從機載武器的發(fā)展趨勢來看，對地攻擊武器的小型化以適應(yīng)內(nèi)埋彈艙的需求是必然趨勢，小直徑炸彈(SDB)則是其中的代表，因此UCAV的內(nèi)埋彈艙設(shè)計需要與這些新型機載武器彈藥相匹配。

目前比較典型的適合于UCAV的兩種小直徑炸彈是美國的GBU-38和GBU-39，其質(zhì)量分別為227 kg和113 kg。如果以這兩種小直徑炸彈為例，可將UCAV的有效載荷初步確定為1 500 kg，那么UCAV將具備內(nèi)埋攜帶6枚GBU-38或者12枚GBU-39類型小直徑炸彈的能力。

3發(fā)動機選型分析

3.1發(fā)動機類型的選擇

從目前國際市場上發(fā)動機的推力水平情況來看，UCAV可以使用的發(fā)動機包括大推力和中等推力渦扇發(fā)動機兩類。大推力渦扇發(fā)動機的典型代表有俄羅斯的AL-31F和美國的F100-PW-220E，中等推力渦扇發(fā)動機的典型代表則有俄羅斯的RD-33和美國的F404-GE-400，它們的主要參數(shù)指標如表2所示。

表2　典型軍用噴氣發(fā)動機參數(shù)指標

從表2可以看出，在現(xiàn)有的技術(shù)條件下，中等推力渦扇發(fā)動機的中間推力一般在5×103daN左右，相應(yīng)的大推力渦扇發(fā)動機則在7×103daN左右(不包括美國F135等四代機發(fā)動機)。

從性能方面來講，大推力的AL-31F和F100-PW-220E比中推力的RD-33和F404-FE-400要好，但是結(jié)合UCAV的外形尺寸、經(jīng)濟性等各方面因素來考慮，中等推力渦扇發(fā)動機更適合作為對地攻擊型UCAV的候選動力裝置。

從經(jīng)濟性方面來講，大推力渦扇發(fā)動機的采購成本都在300萬美元以上，而中推力發(fā)動機則差不多只有其2/3左右，故采用中推力發(fā)動機的UCAV可以具有更低的采購成本。另一方面，在發(fā)動機的使用上，中推力發(fā)動機的單位時間油耗更小，采用中推力發(fā)動機的UCAV可以具有更低的使用成本。綜上所述，中等推力渦扇發(fā)動機將為UCAV帶來更高的經(jīng)濟性。

從外形尺寸方面來講，中等推力發(fā)動機具有比大推力發(fā)動機更小的幾何尺寸，因此可以與更小UCAV機體相適應(yīng)，從而減小UCAV的機體尺度，最終達到有利于減小UCAV成本的目的。

從空氣流量方面來講，中等推力渦扇發(fā)動機僅相當于大推力發(fā)動機的70%左右，因此進氣道所需要的捕獲面積也有所減小，從而使進氣道腔體的口面面積減小，有利于腔體雷達散射的降低，達到有利于雷達隱身的效果。

雖然中等推力渦扇發(fā)動機具有上述優(yōu)點，但是其可用推力比大推力渦扇發(fā)動機略小，所以在UCAV的設(shè)計過程中對于阻力控制就顯得尤為重要。

從美國X-45C的發(fā)動機選型來講，它所采用就是中等推力的F404發(fā)動機，因此UCAV的發(fā)動機采用中等推力渦扇發(fā)動機。

3.2與發(fā)動機匹配的UCAV起飛重量

假設(shè)選擇5×103daN推力的中等推力渦扇發(fā)動機作為UCAV的動力，那么在采用單發(fā)推進方案的情況下，UCAV的最大起飛重量可以確定為1.5×104daN，如果采用雙發(fā)推進方案則UCAV的最大起飛重量確定為3×104daN。

假設(shè)選擇7×103daN推力的大推力渦扇發(fā)動機作為UCAV的動力，那么在采用單發(fā)推進方案的情況下，UCAV的最大起飛重量為2.1×104daN，如果采用雙發(fā)推進方案則UCAV的最大起飛重量確定為4.2×104daN。

4UCAV方案續(xù)航能力的定性分析

4.1分析方法

飛機的起飛重量在一般情況下可以分解為結(jié)構(gòu)重量、機載設(shè)備/系統(tǒng)重量、發(fā)動機重量、武器載荷重量和燃油重量，即

Wt=Wstruct+Wequ+Weng+Wwep+Wfuel

(1)

除燃油重量以外的其他重量都可以通過統(tǒng)計系數(shù)或其他方式確定，在此基礎(chǔ)上由起飛總重量減去這些重量之和就可以得到UCAV所能夠攜帶的燃油重量，再根據(jù)發(fā)動機的性能數(shù)據(jù)可初步估算UCAV所能達到的續(xù)航時間水平。

4.2基本參數(shù)及其假定

飛機的結(jié)構(gòu)設(shè)計水平在一般情況下可以用一個無量綱化的結(jié)構(gòu)系數(shù)Ks來表征，由飛機的結(jié)構(gòu)重量與其起飛重量相比而得到。目前第三代戰(zhàn)斗機的結(jié)構(gòu)系數(shù)普遍能夠達到大約0.3的水平，鑒于純飛翼構(gòu)型不存在尾翼等部件，其結(jié)構(gòu)系數(shù)可以有較大程度的降低，但是由于UCAV機腹彈艙大開口的結(jié)構(gòu)補償將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量的上升，因此假定UCAV的結(jié)構(gòu)系數(shù)為0.24。

機內(nèi)的各種設(shè)備/系統(tǒng)的總重量也可以用一個無量綱化的設(shè)備/系統(tǒng)系數(shù)Ke表示。鑒于UCAV低成本的需求，其航電等機載設(shè)備不應(yīng)該像有人戰(zhàn)斗機那么豐富完備，以及與飛行員有關(guān)的環(huán)控、駕駛艙等系統(tǒng)的取消使得相關(guān)設(shè)備/系統(tǒng)總量可以得到較大幅度的減小，因此UCAV的Ke可以取為0.15。

UCAV的發(fā)動機假定為中等推力的RD-33，因此發(fā)動機的裝機重量約為1 254 kg。

最大武器載荷狀態(tài)按照上文可以確定為1 500 kg。

在發(fā)動機工作狀態(tài)方面，假設(shè)飛機以Ma=0.8的速度在海拔11 km高度作持續(xù)的巡航飛行，即發(fā)動機處于最典型的11 km 高度Ma=0.8的巡航工作狀態(tài)。同時假定此時發(fā)動機的可用推力足夠克服飛機的巡航阻力，飛機具備11km高度進行Ma=0.8速度巡航飛行的能力。另外，作為極端情況，假設(shè)此時飛機的巡航速度為發(fā)動機在巡航狀態(tài)所能達到的最大速度，即發(fā)動機將輸出其最大的巡航狀態(tài)推力。對于中等推力渦扇發(fā)動機而言，在此工況下最大巡航推力一般在1 200 daN左右，1 h所需要消耗的燃油重量為1.0～1.2 t左右，在本文的估算中取其均值(1 100 kg)。

4.3單發(fā)方案可能的航時及升阻比需求

根據(jù)上文的假設(shè)和約定，采用單發(fā)方案的UCAV的重量構(gòu)成計算如下：

起飛重量：Wt=15 000 kg

結(jié)構(gòu)重量：Wstruct=Ks·Wt=3 600 kg

設(shè)備/系統(tǒng)重量：Wequ=Ke·Wt=2 250 kg

發(fā)動機重量：Weng=1 254 kg

武器載荷重量：Wwep=1 500 kg

燃油重量：Wfuel=6 396 kg

此時機內(nèi)載油系數(shù)約為0.43。

在飛機一直巡航狀態(tài)飛行的情況下，可以得出單發(fā)方案的UCAV可以達到的航時水平約為

Wfuel/1 100=6 446/1 100=5.86 h

上文的估算是建立在發(fā)動機始終工作在最大巡航狀態(tài)，即最耗油的巡航狀態(tài)，同時估算未考慮飛機重量隨燃油的消耗不斷減小，需用推力也隨之減小，從而油耗也減小的情況，因此實際航時將大于估算得到的5.86 h。

根據(jù)航時指標對于飛機升阻比的要求，可以得出UCAV需要達到的巡航狀態(tài)配平升阻比量級約為

Wt/1 200≈12

同時，飛機最大巡航阻力必須小于1 200 daN。

4.4雙發(fā)方案可能的航時及升阻比需求

與單發(fā)方案類似，雙發(fā)方案的UCAV的重量構(gòu)成計算如下：

起飛重量：Wt=30 000 kg

結(jié)構(gòu)重量：Wstruct=Ks·Wt=7 200 kg

設(shè)備/系統(tǒng)重量：Wequ=Ke·Wt=4 500 kg

發(fā)動機重量：Weng=1 254×2=2 508 kg

武器載荷重量：Wwep=1 500 kg

燃油重量：Wfuel=14 292 kg

此時機內(nèi)載油系數(shù)約為0.47。

在飛機巡航飛行的情況下，可以得出雙發(fā)方案的UCAV可以達到的航時水平約為

再根據(jù)航時指標對于飛機升阻比的要求，可以得出UCAV需要達到的大致的巡航狀態(tài)配平升阻比量級約為

Wt/(1 200×2)≈12

同時，飛機最大巡航阻力必須小于2 400 daN。

4.5續(xù)航能力對UCAV方案的要求及分析

采用中等推力渦扇發(fā)動機的UCAV具有達到較大續(xù)航能力的可能性，但是需要UCAV的配平最大升阻比達到12左右。相對于普通作戰(zhàn)飛機而言，這是一個非常高的升阻比，具有一定的難度。因此UCAV方案所需要解決的一個非常重要的問題就是在作戰(zhàn)飛機的中小展弦比構(gòu)型的前提下實現(xiàn)高升阻比氣動外形，同時還要保證優(yōu)異的低RCS隱身外形，國外在這方面也進行了大量的研究。

另一方面，為了給發(fā)動機持續(xù)提供長時間飛行所需的燃油，UCAV機體內(nèi)部需要布置足夠體積的大容積機內(nèi)油箱，需要UCAV具有足夠大的機內(nèi)空間，同時大體積的內(nèi)埋彈艙對于機內(nèi)空間也有很大的需求。因此UCAV方案所需要解決的另一個非常重要問題就是低RCS前提下實現(xiàn)足夠大的機內(nèi)空間，同時不能導(dǎo)致過大的阻力。

如果配平最大升阻比能夠達到更高的水平，則更有利于UCAV方案的可實現(xiàn)性。更大的升阻比意味著可以進一步減小巡航狀態(tài)的需用推力，從而進一步減小發(fā)動機油耗，這樣可以減小UCAV機體內(nèi)部的載油量，使得機體體積減小，最終有利于UCAV采購成本的降低，提高UCAV的經(jīng)濟性。

對比單發(fā)方案和雙發(fā)方案的航時估算結(jié)果，雙發(fā)方案在起飛重量增大1倍、機內(nèi)載油量增大123%的情況下，僅實現(xiàn)了10.9%的航時提高，UCAV性能的有限提升卻付出了成本和經(jīng)濟性方面的巨大代價。由此可知，對于中等推力以上推力渦扇發(fā)動機的對地攻擊型UCAV而言，單發(fā)方案在總體上要優(yōu)于雙發(fā)方案。

5UCAV總體外形方案的優(yōu)化

5.1UCAV總體外形設(shè)計的難點

對地攻擊無人作戰(zhàn)飛機如果能夠達到接近于13的巡航狀態(tài)配平升阻比，那么將有可能達到指標要求的續(xù)航能力水平。但是這么大的配平升阻比對于中小展弦比構(gòu)型的作戰(zhàn)飛機而言存在很大的難度，再加上作戰(zhàn)飛機對于隱身性能的要求，使得UCAV的總體外形方案設(shè)計存在較大的困難。

5.2方案的基本特點

為了獲得更高的升阻比，UCAV方案采用高度一體化融合的飛翼+升力體的概念，如圖2～圖3所示。在飛機理論外形構(gòu)造過程中盡可能避免出現(xiàn)類似于機身的部件形式，而盡可能使UCAV呈現(xiàn)純翼面或升力體的形態(tài)。在進排氣系統(tǒng)的設(shè)計中也遵循上述原則，進排氣系統(tǒng)整體上對飛翼+升力體外形的破壞很小。從而使UCAV各部分機體都能產(chǎn)生較大的升力，避免出現(xiàn)阻力大而升力小的部件。

(a) 不帶進氣道

(b) 帶進氣道

(a) 不帶進氣道

(b) 帶進氣道

對比X-47B所采用的飛翼布局形式(如圖4所示)，雖然它也采用了飛翼形式，但在機體中部仍然存在一個相對比較短粗的具有機身性質(zhì)的部件。

圖4　具有短粗機身的X-47B

綜上所述，本文的UCAV力圖使整個機體達到高度融合的狀態(tài)，實現(xiàn)高度一體化融合的飛翼+升力體的概念，使整個機體各個部分都能產(chǎn)生升力，同時減少對阻力的貢獻，有利于取得升阻比大幅度提高的效果，從而滿足UCAV所需要的升阻比指標，達到UCAV的性能指標要求。

5.3方案設(shè)計及優(yōu)化

以高升阻比和低RCS為優(yōu)化目標，采用CFD算法和RCS精確預(yù)估MFLMA方法作為計算手段，迭代過程一共進行8輪，設(shè)計分析50多個不同參數(shù)組合的飛翼+升力體概念布局形式的UCAV方案，最終的方案取得了比較理想的結(jié)果。

優(yōu)化得到的對地攻擊UCAV方案起飛重量15 000 kg，有效載荷能力1 500 kg；裝備中等推力渦扇發(fā)動機；展弦比為2.8，屬于小展弦比布局形式。

經(jīng)過風(fēng)洞試驗驗證，本文研究的UCAV總體外形方案在采用2.8的小展弦比構(gòu)型的情況下，低速最大配平升阻比超過17，Ma=0.8時其巡航狀態(tài)最大配平升阻比也超過了15，都遠高于其他常規(guī)構(gòu)型的小展弦比飛機。

與此同時，經(jīng)過RCS測試試驗驗證，無論全向還是頭向的RCS值在全頻段均達到很低的水平，方案的隱身指標非常理想。

6結(jié)論

(1) 本文提出了一種可能的UCAV的參數(shù)構(gòu)成方案及其載荷、動力裝置的選擇。采用中等推力渦扇發(fā)動機的UCAV具備達到對地攻擊所要求的較長時間續(xù)航能力的可能性；如果要實現(xiàn)這種可能性，最關(guān)鍵的是需要針對中小展弦比的作戰(zhàn)飛機構(gòu)型實現(xiàn)足夠的高升阻比，以及實現(xiàn)足夠機內(nèi)空間。

(2) 本文提出了將高度一體化融合的飛翼+升力體概念應(yīng)用于對地攻擊UCAV方案設(shè)計和優(yōu)化，最終得到滿足總體參數(shù)分析結(jié)論和性能指標的小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案，為下一步的研究奠定了基礎(chǔ)。

(3) 本研究對UCAV總體外形方案所進行的8輪設(shè)計迭代主要是依據(jù)工程經(jīng)驗而進行的，未能應(yīng)用優(yōu)化設(shè)計的方法，如果對總體參數(shù)和外形參數(shù)采用優(yōu)化的方法，那么有可能能夠獲得更為理想的UCAV總體外形方案。

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王鋼林(1975-)，男，博士，高級工程師。主要研究方向：飛機總體設(shè)計、新概念飛行器、飛機設(shè)計方法等。

(編輯：趙毓梅)

Research on Conceptual Configuration and Main Parameters of Unmanned Combat Aerial Vehicle

Wang Ganglin

(Flight Physics Research Center, Chinese Aeronautical Establishment, Beijing 100012, China)

Abstract:The unmanned combat aerial vehicle(UCAV) is the development direction of future fighter. The nature and characteristics of attack UCAV are analyzed. The principles of selecting takeoff thrust-weight ratio and takeoff weight of attack UCAV are presented by analyzing the statistical data of weights for various main combat aircraft. The UCAV airborne weapons are analyzed, followed by the preliminary estimation of the payload weight. Various typical engines are analyzed and one of them is selected. Then the takeoff weight of the UCAV is determined. Based on some basic parameters and assumptions, the qualitative decomposition calculation for takeoff weight is completed. The key factors for obtaining longer cruising ability of aircraft with small aspect ratio configuration are found to be the high lift-drag ratio and internal space. On the basis of the conclusions mentioned above, a highly blended flying-wing plus lifting body concept is proposed. According to this concept, the UCAV configuration is designed and optimized. Finally, the UCAV configuration with small aspect ratio, high lift-drag ratio, and high stealth characteristic is obtained.

Key words:UCAV; conceptual design; master parameters; lift-drag ratio; stealth

作者簡介：

中圖分類號：V211

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.013

文章編號:1674-8190(2016)01-094-07

通信作者：王鋼林,walxy@china.com

收稿日期：2015-12-17；修回日期：2016-01-16