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    一種可變飛行狀態(tài)的新型布局無人機

    2018-10-19 02:58:30楊新壘劉曉慧聶萬勝
    無人系統(tǒng)技術(shù) 2018年2期
    關(guān)鍵詞:發(fā)動機設(shè)計

    楊新壘,劉曉慧,聶萬勝

    (航天工程大學宇航科學與技術(shù)系,北京 101416 )

    1 引 言

    自20世紀70年代提出用于作戰(zhàn)的無人機以來,各國競相發(fā)展[1-5]。美國走在了最前面,已開發(fā)出空軍和海軍的無人戰(zhàn)斗機(UCAV),波音公司已簽訂壓制地方防空武器的無人戰(zhàn)斗機先進技術(shù)驗證計劃的第一階段,并于2000年9月展出了無人戰(zhàn)斗演示驗證機X-45A,諾格公司已與美國國防預先研究計劃局(DARPA)簽署了一項作戰(zhàn)評估項目合同,繼續(xù)為美軍聯(lián)合無人作戰(zhàn)系統(tǒng)(J-UCAS)驗證計劃發(fā)展X-47B無人戰(zhàn)斗機。英國將在2018—2020年服役的未來攻擊航空器系統(tǒng)(FOAS)中考慮使用無人戰(zhàn)斗機或有人/無人飛機混編系統(tǒng)。法國也在考慮將陣風戰(zhàn)斗機改裝為無人戰(zhàn)斗機的控制機[6]。

    從越南戰(zhàn)爭到海灣戰(zhàn)爭,從科索沃戰(zhàn)爭到阿富汗戰(zhàn)爭,無人機以其出色的表現(xiàn)預示著在作戰(zhàn)中的重要作用和未來的不可替代性。然而,在防空兵器不斷更新和爭奪制空權(quán)的今天,無人機卻屢屢受挫。1999年,在巴爾干半島的“崇高鐵砧行動”中,美國至少有兩架無人機因飛行高度較低被高射炮或?qū)棿輾3]。在2003年伊拉克戰(zhàn)爭中,一架捕食者無人機在禁飛區(qū)上空與一架伊拉克米格-25噴氣機交火后墜毀[2],說明無人機的機動性能有待提高。美國捕食者無人機巡航馬赫數(shù)為0.2左右[7],X-45A巡航馬赫數(shù)為0.8,X-45B的巡航馬赫數(shù)為0.8,X-47B的巡航馬赫數(shù)為0.75[8],由此可見常見無人機的巡航馬赫數(shù)多為亞聲速,其在飛行速度方面還有待提高。另外,即使某些型號的無人機速度突破聲速,甚至實現(xiàn)了高超聲速飛行(如X-43[7]),但在非設(shè)計狀態(tài)下其性能大大降低,并且不能完成地面起飛,需要由B-52攜帶至設(shè)計高度并達到一定速度后才能釋放。

    從上述分析可以看出,目前的無人機存在飛行速度較低、飛行高度低、機動能力不足、非設(shè)計狀態(tài)下性能大大降低等問題。針對這些問題,本文提出了一種可變飛行狀態(tài)的新型布局高空無人機,取名為“先驅(qū)者”。并且進行了氣動外形的設(shè)計,各部分質(zhì)量的估算,動力裝置的設(shè)計,對最大航程、翼載荷、起飛/降落滑跑距離等參數(shù)進行了計算,給出了先驅(qū)者的總體參數(shù)和性能參數(shù),最后對先驅(qū)者飛行狀態(tài)的設(shè)計及轉(zhuǎn)換過程、飛行狀態(tài)的控制和飛行方向的改變進行了詳細說明。先驅(qū)者最大的創(chuàng)新點是設(shè)計了亞聲速和超聲速兩種不同的飛行狀態(tài),并且可以實現(xiàn)兩種飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)換,使其在兩種狀態(tài)下均具有較高的氣動效率,大大提高了機動性能。

    2 先驅(qū)者無人機

    先驅(qū)者外形酷似一個菱形,采用翼身融合體、飛翼布局,雙向三角翼設(shè)計,發(fā)動機可轉(zhuǎn)向,具有亞聲速和超聲速兩種不同的飛行狀態(tài)。亞聲速飛行狀態(tài)如圖1,超聲速飛行狀態(tài)如圖2。

    圖1 亞聲速飛行狀態(tài)

    圖2 超聲速飛行狀態(tài)

    2.1 任務(wù)剖面

    先驅(qū)者先安裝任務(wù)載荷,然后牽引至停機坪,以亞聲速狀態(tài)起飛,到達18km的巡航高度后轉(zhuǎn)為超聲速狀態(tài),巡航馬赫數(shù)為2。飛行器到達目標區(qū)域上方,執(zhí)行偵察、監(jiān)視任務(wù)期間再次轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀贍顟B(tài),巡航馬赫數(shù)為0.8。被敵發(fā)現(xiàn)或完成任務(wù)后迅速切換為超聲速狀態(tài)返回機場,到達機場上空后以亞聲速狀態(tài)著陸。隨后,先驅(qū)者進行維護并準備下一次任務(wù)。

    2.2 起飛質(zhì)量

    將先驅(qū)者起飛質(zhì)量劃分為機身、機翼、起落架、動力裝置、控制系統(tǒng)、燃油及載荷七部分,對各部分質(zhì)量進行了估算,如表1所示。

    機身、機翼、起落架、燃油質(zhì)量分別利用經(jīng)驗公式計算得到,可參考文獻[10]。其中由于先驅(qū)者擁有亞聲速和超聲速兩種機翼,故機翼的最終質(zhì)量取為計算值的1.5倍。

    如機身質(zhì)量計算公式為

    式中:LF為機身全長,DF為機身等效半徑,VD為設(shè)計期望速度。

    動力裝置、控制系統(tǒng)、載荷通過調(diào)研現(xiàn)有無人機進行確定。動力裝置包括三臺中等推力的渦扇發(fā)動機,兩臺用于提供推力,一臺用于驅(qū)動升力風扇,參考國產(chǎn)ARJ-21支線運輸機的發(fā)動機——美國通用公司的CF-34-10A,其改型發(fā)動機可以提供41.85kN推力,質(zhì)量僅760kg??刂葡到y(tǒng)質(zhì)量設(shè)計為500kg。載荷分為偵察用有效載荷和打擊用任務(wù)載荷,先驅(qū)者偵察用有效載荷設(shè)計為紅外傳感器、數(shù)字電視/照相機、合成孔徑雷達等,打擊用任務(wù)載荷設(shè)計為8~10枚LS-6/50微型50kg級制導炸彈或BA-7激光半主動制導空地導彈,也可攜帶2~3枚FT-3這一類250kg級別的制導炸彈[11,12]。

    表1 先驅(qū)者起飛質(zhì)量

    2.3 主要參數(shù)

    利用Catia建立了先驅(qū)者的三維幾何模型,三視圖如圖3所示。主要設(shè)計參數(shù)如下:

    亞聲速狀態(tài)下,機長11.5m,翼展25m,機高3.65m,后掠角22.4o,展弦比5.192,翼型的相對厚度設(shè)計為0.08,巡航馬赫數(shù)0.8。超聲速狀態(tài)下,機長25m,翼展11.5m,機高3.65m,后掠角67.56o,展弦比1.099,翼型的相對厚度設(shè)計為0.03,巡航馬赫數(shù)2.0,巡航高度18km。

    運用文獻[10]中的經(jīng)驗公式對最大航程、起飛/降落地面滑跑距離、翼載荷等參數(shù)進行了計算。得先驅(qū)者的最大航程為4200km,起飛地面滑跑距離為420m,降落地面滑跑距離為530m,翼載荷為349.72kg/m2。

    圖3 先驅(qū)者三視圖

    3 動力裝置的選擇及安裝

    先驅(qū)者[13]的動力裝置包括發(fā)動機和一套升力系統(tǒng),下面主要介紹發(fā)動機的設(shè)計選擇過程和安裝位置,以及升力風扇的設(shè)計方案和主要參數(shù)。

    3.1 發(fā)動機的設(shè)計及安裝

    先驅(qū)者采用了關(guān)于縱軸與橫軸對稱的翼身融合體造型,為了保證在亞聲速狀態(tài)和超聲速狀態(tài)下均能提供動力,且不產(chǎn)生偏航力矩,發(fā)動機安裝在了對稱中心處,如圖1和圖2所示。兩臺發(fā)動機安裝在一個可旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)臺上,轉(zhuǎn)臺由液壓伺服機構(gòu)驅(qū)動,可實現(xiàn)轉(zhuǎn)向,如圖4所示。

    圖4 發(fā)動機安裝局部放大圖

    當先驅(qū)者在18km高度進行超聲速巡航時,使用ANSYS軟件對先驅(qū)者三維模型進行數(shù)值仿真,來流馬赫數(shù)設(shè)為2,攻角設(shè)為4o。得到此時的阻力為78.4kN,飛機在小攻角飛行時,近似認為推力與阻力相等,故每臺發(fā)動機需提供推力39.2kN。美國通用公司的CF-34-10A改型發(fā)動機每臺可提供41.85kN推力,因此其能夠滿足動力需求,也說明了參考其進行質(zhì)量設(shè)計是合理的。

    3.2 升力系統(tǒng)的設(shè)計及安裝

    為了彌補先驅(qū)者飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換時升力的不足和增加飛行器穩(wěn)定性,設(shè)計了獨特的升力系統(tǒng)。

    升力系統(tǒng)由升力風扇和穩(wěn)定性控制噴管共同組成,如圖5所示。圖中①-④為四個穩(wěn)定性控制噴管,中間為升力風扇,由渦輪發(fā)動機通過渦輪軸驅(qū)動,灰色直線表示連接管路或傳動軸,升力系統(tǒng)產(chǎn)生向上的推力。

    圖5 升力系統(tǒng)管路圖

    升力風扇安裝在發(fā)動機轉(zhuǎn)臺(轉(zhuǎn)臺直徑2m)中間,直徑設(shè)計為1.5m,高度設(shè)計為1.6m。在升力風扇不使用時,升力風扇艙蓋關(guān)閉,使得其有良好的外形,不會影響先驅(qū)者的氣動性能;當升力風扇使用時,艙蓋打開,升力風扇啟動,如圖6所示。

    圖6 升力風扇安裝局部放大

    先驅(qū)者超聲速和亞聲速機翼翼根處安裝四個穩(wěn)定性控制噴管,通過管路從發(fā)動機引出高壓燃氣,向下噴氣,產(chǎn)生推力。燃氣流量可通過電氣閥控制,有利于實現(xiàn)先驅(qū)者的平衡。

    參考文獻[14],先驅(qū)者的升力風扇可產(chǎn)生推力設(shè)計為80kN,翼根處每個穩(wěn)定性控制噴管推力設(shè)計為20kN,故總推力為160kN。而先驅(qū)者最大起飛質(zhì)量為15436kg,因此設(shè)計的升力系統(tǒng)能夠滿足所需。

    4 飛行狀態(tài)的設(shè)計及轉(zhuǎn)換過程

    介紹了先驅(qū)者兩種不同的飛行狀態(tài),詳細描述了飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程,提出了兩種需要變向的情景。分析表明,兩種飛行狀態(tài)的設(shè)計大大增強了先驅(qū)者的機動性,從而提高了無人機的生存性能和作戰(zhàn)能力。

    4.1 飛行狀態(tài)的設(shè)計

    先驅(qū)者進行超聲速飛行時的狀態(tài)如圖2所示,機翼如圖7所示。超聲速飛行狀態(tài)下,先驅(qū)者可以實現(xiàn)前后兩個方向的飛行,此時,機翼前緣的副翼鎖死,后緣的兩個副翼發(fā)揮作用,反方向飛行時,前緣副翼打開,后緣副翼鎖死。

    圖7 超聲速機翼

    先驅(qū)者在超聲速狀態(tài)下有著較小的展弦比及較大的后掠角,有利于提高超聲速狀態(tài)下的性能;超聲速飛行時需要較薄的翼型,而先驅(qū)者的翼型的相對厚度為3%,并且這個比例沿著展長方向保持恒定,這與超聲速飛行的要求一致;超聲速翼型有著尖銳的前緣,在超聲速狀態(tài)下可以有效減少脫體激波的產(chǎn)生,與傳統(tǒng)的一些超聲速翼型相比,激波阻力將極大減小;此外,翼型上表面設(shè)計為關(guān)于弦長中點對稱的圓弧,可實現(xiàn)前后兩個方向的飛行;扁平的翼型下表面,可降低向下的激波傳播以及音爆。

    相對于超聲速飛行狀態(tài),亞聲速飛行狀態(tài)下發(fā)動機旋轉(zhuǎn)了90o,飛行狀態(tài)如圖1所示。先驅(qū)者在亞聲速狀態(tài)下,同樣可實現(xiàn)前后兩個方向的飛行。以圖8所示方向為例,此時機翼前緣的副翼鎖死,機翼后緣的兩個副翼發(fā)揮作用。

    圖8 亞聲速機翼

    亞聲速狀態(tài)下先驅(qū)者有著較大的展弦比及較小的后掠角,翼型的相對厚度設(shè)計為0.08,沿著翼展方向保持恒定,這些設(shè)計使得先驅(qū)者在低速時能夠產(chǎn)生相對大的升力,有利于飛機的起飛/降落。翼型扁平的下表面和關(guān)于弦長中點對稱的圓弧上表面,有利于實現(xiàn)亞聲速狀態(tài)下的雙向飛行。

    亞聲速機翼尖銳的前緣使得先驅(qū)者在起飛降落時容易失速。為了增加失速裕度,在亞聲速機翼前緣安裝了空氣射流裝置,裝置原理如圖9所示。通過在機翼前緣提供一個點源流(點源流氣體由壓氣機提供)與均勻的空氣來流疊加,最終獲得一個鈍角的繞前緣流動,來提高有效前緣半徑,從而提高失速攻角和升力特性。此外,通過改變壓氣機的壓力大小,可改變點源流流動的強度,控制有效前緣半徑,實現(xiàn)不同的氣動特性。

    圖9 空氣射流裝置示意圖

    4.2 飛行狀態(tài)的控制

    當先驅(qū)者以亞聲速或超聲速飛行時,通過副翼控制實現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航。先驅(qū)者具有八個副翼,其中四個用于超聲速狀態(tài)的控制,另外四個用于亞聲速狀態(tài)的控制。在不同狀態(tài)下,相應(yīng)狀態(tài)的副翼將被激活工作,與此同時另一狀態(tài)的副翼將被鎖定而不發(fā)揮作用。

    先驅(qū)者的副翼與傳統(tǒng)的副翼不同,每個副翼由上下兩部分組成,并且可以獨立地進行向上或向下偏轉(zhuǎn),以補償缺少垂直安定面帶來的影響,以亞聲速狀態(tài)副翼為例進行介紹,如圖10所示,實線部分表示副翼上半部分,虛線表示副翼下半部分,二者可以獨立進行操縱。

    圖10 副翼結(jié)構(gòu)圖

    在俯仰控制中,當需飛機抬頭時,副翼的上半部分將被使用,同時下半部分將維持鎖定狀態(tài)。當需飛機低頭時,僅使用副翼下部分,上部分將被鎖定而不工作。

    在滾轉(zhuǎn)控制中,從飛機尾部觀察,逆時針滾轉(zhuǎn)時,左側(cè)副翼的上部分和右側(cè)副翼的下部分工作,而左側(cè)副翼的下部分和右側(cè)副翼的上部分將被鎖定而不工作。順時針滾轉(zhuǎn)時,左側(cè)副翼的下部分和右側(cè)副翼的上部分工作,而左側(cè)副翼的上部分和右側(cè)副翼的下部分將被鎖定而不工作。

    在偏航控制中,當需飛機逆時針偏航時,僅左側(cè)副翼起作用,此時左側(cè)副翼的上下部分都將被激活工作,而右側(cè)副翼將被鎖定不工作;當需飛機順時針偏航時,與上述相反。

    4.3 飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)換

    以亞聲速狀態(tài)轉(zhuǎn)換為超聲速狀態(tài)為例說明先驅(qū)者如何實現(xiàn)亞聲速飛行狀態(tài)和超聲速飛行狀態(tài)的相互轉(zhuǎn)換。

    轉(zhuǎn)換過程主要分為三步,第一步啟動升力系統(tǒng),第二步實現(xiàn)發(fā)動機轉(zhuǎn)向,第三步實現(xiàn)飛行方向調(diào)整,具體操作流程及分析如下:

    (1)先驅(qū)者減速,啟動升力系統(tǒng)。打開升力風扇艙蓋,啟動升力系統(tǒng),同時減小發(fā)動機油門。發(fā)動機推力減小,在阻力的作用下,先驅(qū)者飛行速度減小,受到的空氣升力減小。飛控系統(tǒng)調(diào)節(jié)升力風扇的功率,使先驅(qū)者垂直方向上受力平衡。

    (2)實現(xiàn)發(fā)動機轉(zhuǎn)向。發(fā)動機的推力不斷減小,直至處于待機狀態(tài),發(fā)動機在電氣閥控制伺服機構(gòu)的驅(qū)動下旋轉(zhuǎn)90o,使先驅(qū)者轉(zhuǎn)變?yōu)槌曀贍顟B(tài)。

    (3)逐漸增大油門,調(diào)整飛行方向。發(fā)動機推力增大,飛行速度增大,大氣升力不斷加大,飛控系統(tǒng)調(diào)節(jié)升力系統(tǒng)的功率不斷減小直至關(guān)機。先驅(qū)者逐漸加速突破音障,最終加速至Ma=2的超聲速巡航狀態(tài),在此過程中調(diào)整飛行方向至原飛行方向。

    4.4 飛行方向的改變

    未來的空中對抗將朝著高速化、智能化發(fā)展,傳統(tǒng)的噴氣式飛機需要通過轉(zhuǎn)彎逐漸實現(xiàn)飛行方向的轉(zhuǎn)變,這將極大地影響其生存能力和作戰(zhàn)效率。先驅(qū)者獨特的外形設(shè)計使得其具有更直接、更快速的機動方式——四個方向(90o變向和180o變向)的直接變向,而這樣非常規(guī)的突然變向往往也讓敵方雷達難以預測和捕捉。作為新型無人機,這樣的功能極大的增強了先驅(qū)者的生存能力和作戰(zhàn)能力。

    4.4.1 空中變向

    空中變向的方法同飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換基本相同,但只需完成飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)換的前兩步。假想先驅(qū)者以亞聲速執(zhí)行偵查任務(wù),進入敵防御區(qū)后被發(fā)現(xiàn),飛行器需要選擇最短的路線,并且以最快的速度逃離敵防御區(qū)。此時先驅(qū)者選擇空中變向(90°變向),這樣逃離距離最短,同時飛行狀態(tài)由亞聲速轉(zhuǎn)換成了超聲速,飛行速度最快,如圖11所示。這樣的設(shè)計符合戰(zhàn)場實際需求。

    圖11 空中變向示意圖

    4.4.2 空中倒車

    當先驅(qū)者以亞聲速或者超聲速飛行狀態(tài)進入敵防御區(qū)被發(fā)現(xiàn)后,先驅(qū)者在飛控系統(tǒng)的作用下,啟動升力風扇,發(fā)動機迅速調(diào)整到待機狀態(tài)后旋轉(zhuǎn)180o再次啟動,促使先驅(qū)者速度迅速降低后反向加速,實現(xiàn)空中倒車,從而迅速逃離敵防御區(qū),如圖12所示。

    5 結(jié)束語

    先驅(qū)者作為一款先進的未來高空無人機,相比于現(xiàn)有無人機,在氣動外形、動力裝置、飛行狀態(tài)以及狀態(tài)控制與穩(wěn)定性方面均有所創(chuàng)新。

    圖12 空中倒車示意圖

    (1)氣動外形的設(shè)計。翼身融合體外形加之無垂尾的飛翼布局,可減少由于翼身干擾帶來的阻力和提高隱身性能。雙向三角翼的設(shè)計使得先驅(qū)者具有中心對稱的外形,以實現(xiàn)飛行狀態(tài)和飛行方向的改變。

    (2)動力裝置的設(shè)計。先驅(qū)者發(fā)動機安裝在一個可旋轉(zhuǎn)平臺上,實現(xiàn)了發(fā)動機的轉(zhuǎn)向。獨特的升力系統(tǒng),既可減小起飛/降落滑跑距離,又可在特殊情況下實現(xiàn)垂直起降,還能在飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)變時提供向上的推力。

    (3)不同飛行狀態(tài)的設(shè)計。在亞聲速和超聲速飛行環(huán)境下分別采用不同的飛行狀態(tài):當先驅(qū)者起飛/降落或?qū)Φ貍刹鞎r以亞聲速狀態(tài)飛行,當需要快速到達或快速機動時以超聲速狀態(tài)飛行,兩種飛行狀態(tài)之間可實現(xiàn)轉(zhuǎn)換。可實現(xiàn)空中變向、空中倒車,大大增強了無人機的機動性能。

    (4)狀態(tài)控制與穩(wěn)定性。副翼獨特的設(shè)計和穩(wěn)定性控制噴管的設(shè)計有利于先驅(qū)者實現(xiàn)狀態(tài)控制和獲得良好穩(wěn)定性。

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