高性能縮比無人機(jī)關(guān)鍵總體參數(shù)分析及優(yōu)化

段辰龍 鞏子元 李巖

摘要：隨著目前國(guó)內(nèi)新概念布局的快速發(fā)展及新技術(shù)驗(yàn)證的急迫需求，擁有低成本及無人化等優(yōu)勢(shì)的縮比無人機(jī)越來越多地被用作技術(shù)驗(yàn)證機(jī)及高性能靶機(jī)。本文通過對(duì)若干型高性能縮比無人機(jī)翼載、推重比及縮放比例這三項(xiàng)最關(guān)鍵的總體參數(shù)進(jìn)行對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)了縮比無人機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)在翼載參數(shù)上存在根本性差異，并由此導(dǎo)致縮比無人機(jī)性能與原準(zhǔn)機(jī)的巨大差異。經(jīng)過大量數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析，確定縮比無人機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)總體參數(shù)差異的根本原因。通過若干經(jīng)驗(yàn)公式，針對(duì)翼載差異對(duì)飛行、機(jī)動(dòng)、巡航、起降及隱身等總體性能方面可能造成的影響進(jìn)行了定性分析，并針對(duì)不同功能及任務(wù)需求的縮比無人機(jī)提出相關(guān)總體設(shè)計(jì)建議。

關(guān)鍵詞：縮比飛機(jī)；高性能靶機(jī)；總體參數(shù)設(shè)計(jì)；飛行性能；小微型發(fā)動(dòng)機(jī)；動(dòng)力選型

中圖分類號(hào)：V211.4文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.002

縮比無人機(jī)相比于全尺寸飛行器具有設(shè)計(jì)制造周期短、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小等特點(diǎn)，其在新概念、新技術(shù)、新布局飛行器研究過程中具有不可替代的作用[1-2]。而針對(duì)成熟機(jī)型的縮比無人機(jī)除了用作新技術(shù)驗(yàn)證平臺(tái)外，還可以作為風(fēng)洞試驗(yàn)的補(bǔ)充手段[1]及高性能靶機(jī)使用，具有成本低、風(fēng)險(xiǎn)小、還原度高等優(yōu)點(diǎn)。目前，國(guó)內(nèi)針對(duì)縮比無人機(jī)的研究主要針對(duì)其作為演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)平臺(tái)的功能進(jìn)行研究[3-4]，而對(duì)其作為高性能靶機(jī)使用時(shí)總體參數(shù)的設(shè)計(jì)及其與原準(zhǔn)機(jī)飛行性能的差異缺乏關(guān)注，本文將針對(duì)縮比無人機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)及其性能進(jìn)行分析研究。

在飛機(jī)總體設(shè)中，最重要的參數(shù)——推重比（T/（Wg））與翼載（W/S）決定性地影響著飛機(jī)起飛、著陸、機(jī)動(dòng)、爬升、加速等絕大部分性能[5-6]；在設(shè)計(jì)過程中，通過設(shè)計(jì)飛機(jī)的起飛質(zhì)量W、機(jī)翼面積S及選擇配套發(fā)動(dòng)機(jī)最大推力T這三種方式對(duì)推重比與翼載進(jìn)行不斷地迭代和權(quán)衡，進(jìn)而針對(duì)各種不同任務(wù)要求的機(jī)型得出相對(duì)最優(yōu)解。對(duì)于理想的縮比無人機(jī)，其總體參數(shù)應(yīng)盡量與原準(zhǔn)機(jī)相同。

在縮比無人機(jī)總體設(shè)計(jì)中，總體參數(shù)機(jī)翼面積S變?yōu)榭s放比例K。對(duì)于本文中重點(diǎn)討論的高性能而非單純用于驗(yàn)證氣動(dòng)力或操穩(wěn)特性的縮比機(jī)（對(duì)于以驗(yàn)證氣動(dòng)力或操穩(wěn)特性為主要目的的縮比無人機(jī)，則需要更多考慮相似性理論。除了幾何相似外，還應(yīng)考慮弗勞德數(shù)、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)及動(dòng)態(tài)相似[7-8]），其推重比作為影響近乎所有飛行性能的首要總體參數(shù)應(yīng)至少與原準(zhǔn)機(jī)相近，因此挑選合適的動(dòng)力就成為了重中之重[9]。在某種程度上，可以認(rèn)為當(dāng)決定了縮比機(jī)的動(dòng)力選型后，起飛質(zhì)量可以變化的范圍是比較小的。此時(shí)，縮放比例K就成為調(diào)節(jié)翼載的主要方式，對(duì)于縮比飛機(jī)來說縮放比例K的選取受到多種條件的約束，這些約束包括但不限于發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度、直徑、翼展、機(jī)長(zhǎng)甚至成本等[10]，對(duì)于高性能縮比機(jī)，其內(nèi)埋式發(fā)動(dòng)機(jī)決定了發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸成為決定縮放比例K的主要因素。

通過上述分析可以看出，相較于原準(zhǔn)機(jī)，通過W、S、T三個(gè)參數(shù)來權(quán)衡推重比與翼載之間矛盾的方法在縮比機(jī)的總體設(shè)計(jì)中并不適用。當(dāng)選定了合適的動(dòng)力源后，發(fā)動(dòng)機(jī)推力T及其尺寸為起飛質(zhì)量W及縮放比例K都帶來了很大的限制，由此就可能導(dǎo)致縮比機(jī)的翼載與推重比這兩項(xiàng)關(guān)鍵的總體參數(shù)無法與原準(zhǔn)機(jī)相匹配，從而對(duì)其性能造成較大的影響。

本文將對(duì)影響縮比飛機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素進(jìn)行分析，對(duì)飛行性能帶來的影響進(jìn)行定性評(píng)估，并依據(jù)分析結(jié)果對(duì)縮比飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)提出改進(jìn)建議。

1總體參數(shù)的差異及其成因

1.1總體參數(shù)的主要差異

根據(jù)目前搜集到的幾型縮比飛機(jī)與其原準(zhǔn)機(jī)[11-13]的總體參數(shù)（見表1），其中X-47B與X-47A外形并非單純幾何縮比關(guān)系，但作為具有相同任務(wù)需求的高性能無人驗(yàn)證機(jī)，其總體設(shè)計(jì)參數(shù)在不受客觀因素限制情況下理應(yīng)相似，因此也具有對(duì)比分析的意義。通過表1（序號(hào)A、B、C分別代表三個(gè)原準(zhǔn)機(jī)）中的總體參數(shù)匯總可以發(fā)現(xiàn)，縮比飛機(jī)與其原準(zhǔn)機(jī)的翼載參數(shù)存在巨大差異，結(jié)合引言中的分析，造成這種差異的主要原因應(yīng)是縮比機(jī)的動(dòng)力源與原準(zhǔn)機(jī)間存在某種區(qū)別，從而導(dǎo)致起飛質(zhì)量W與縮放比例K無法同時(shí)與原準(zhǔn)機(jī)相匹配。

1.2總體參數(shù)差異成因

針對(duì)高性能縮比無人機(jī)內(nèi)埋式發(fā)動(dòng)機(jī)布局，其發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸應(yīng)是限制縮放比例的主要因素，通過對(duì)30余種推力從220～191000N的發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)匯總[13]（見表2），對(duì)造成縮放比例偏大的根本原因進(jìn)行分析。

換言之，若發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度為導(dǎo)致縮比機(jī)翼載過小的主要原因，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力與其長(zhǎng)度平方的比值應(yīng)隨其推力尺寸增大發(fā)生變化。由表2中的數(shù)據(jù)可以得到圖1的發(fā)動(dòng)機(jī)推力長(zhǎng)度面密度，從圖1中并不能看出明顯的變化規(guī)律，因此發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度對(duì)縮比機(jī)總體參數(shù)的影響并沒有起到?jīng)Q定性作用。

與長(zhǎng)度影響同理，若發(fā)動(dòng)機(jī)直徑是導(dǎo)致縮比機(jī)翼載過小的主要原因，則發(fā)動(dòng)機(jī)推力與其直徑平方的比值應(yīng)隨其推力尺寸的增大而發(fā)生變化。在這里，我們計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力與最大橫截面積的比值，并定義其為發(fā)動(dòng)機(jī)推力直徑面密度，如圖2所示。從圖2中可以明顯看出，單位橫截面積推力密度隨發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸的增大而增大，因此可以初步判斷發(fā)動(dòng)機(jī)直徑對(duì)縮比機(jī)總體參數(shù)起到?jīng)Q定性作用。

由上面公式可以看出，只有不同尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)橫截面積能夠與其絕對(duì)推力呈線性關(guān)系，縮比機(jī)總體參數(shù)才能與原準(zhǔn)機(jī)相似。換言之，若不同尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)直徑橫截面積與其絕對(duì)推力呈某種非線性關(guān)系，則動(dòng)力源直徑限制就是導(dǎo)致縮比機(jī)翼載過小的根本原因。由圖3中可以明顯看到，發(fā)動(dòng)機(jī)直徑橫截面積與發(fā)動(dòng)機(jī)推力的線性相關(guān)度較低，而更多地呈現(xiàn)出二次相關(guān)性。這意味著用于縮比機(jī)的小尺寸小推力發(fā)動(dòng)機(jī)其推力密度較小，會(huì)造成縮比機(jī)尺寸相對(duì)較大而起飛質(zhì)量較輕的情況。至此可以完全確定，用于縮比機(jī)的小推力發(fā)動(dòng)機(jī)的直徑限制是導(dǎo)致縮比機(jī)翼載過小的主要原因，而這一結(jié)論也與發(fā)動(dòng)機(jī)推力正比于單位時(shí)間內(nèi)排出氣體質(zhì)量的基本認(rèn)知相符。

2總體參數(shù)差異對(duì)性能的影響

由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力尺寸特性短時(shí)間內(nèi)無法改變，且根據(jù)表1可見縮比機(jī)的翼載相較于原準(zhǔn)機(jī)的差距達(dá)到三倍以上，因此有必要對(duì)縮比機(jī)由于總體參數(shù)巨大差異而對(duì)飛行性能造成的影響進(jìn)行分析。根據(jù)前文中的論述以及對(duì)幾種縮比機(jī)的總體參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，在此假設(shè)縮比機(jī)的推重比與原準(zhǔn)機(jī)相同，而翼載遠(yuǎn)小于原準(zhǔn)機(jī)，基于此種假設(shè)對(duì)由翼載差異而造成的總體性能差異進(jìn)行定性分析。為了方便對(duì)飛行性能進(jìn)行定性分析，可以認(rèn)為縮比機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)的氣動(dòng)特性基本相同[14-16]。基于此種假設(shè)，從飛機(jī)的典型升力系數(shù)CL與升阻比（L/D）特性曲線中（見圖4）可以看到，由于原準(zhǔn)機(jī)設(shè)計(jì)巡航升力系數(shù)會(huì)從左側(cè)盡可能靠近升阻比L/D最大值，因此對(duì)于翼載遠(yuǎn)小于原準(zhǔn)機(jī)的縮比機(jī)，其同樣速度高度特性下的升阻比應(yīng)小于原準(zhǔn)機(jī)的升阻比。

2.1飛行包線

飛行包線能夠反映飛機(jī)速度、高度特性，是衡量飛機(jī)總體性能的重要參考。受篇幅所限，在此僅考慮翼載因素影響對(duì)最大、最小平飛行速度以及升限進(jìn)行定性分析。

2.1.1最大平飛速度

由此可以得出結(jié)論，小翼載縮比機(jī)的起降性能都優(yōu)于原準(zhǔn)機(jī)。結(jié)合前面的結(jié)論可以看到，小翼載縮比機(jī)由于總體參數(shù)差異導(dǎo)致各項(xiàng)飛行性能與原準(zhǔn)機(jī)均有一定差異，在低速、升限、盤旋、起降性能方面，小翼載的縮比機(jī)有一定優(yōu)勢(shì)，而在高速、加速、爬升、巡航性能方面劣于原準(zhǔn)機(jī)?？s比機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)總體參數(shù)對(duì)比見表3。

3針對(duì)性能差異的改進(jìn)措施

（1）簡(jiǎn)化增升裝置

從表1中可以看到，由于縮比飛機(jī)翼載一般為原準(zhǔn)機(jī)的1/3，甚至更低，結(jié)合縮比飛機(jī)對(duì)低成本的要求，簡(jiǎn)化其增升裝置[17]（典型的方案包括取消前緣縫翼、簡(jiǎn)化后緣襟翼等），取消前緣縫翼的主要影響是降低其失速迎角，而簡(jiǎn)化后緣襟翼則會(huì)降低其最大升力系數(shù)。對(duì)于影響起降性能的三個(gè)關(guān)鍵參數(shù)：翼載、推重比及最大升力系數(shù)，由于縮比機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)推重比相似，而縮比機(jī)的翼載遠(yuǎn)小于原準(zhǔn)機(jī)，因此在對(duì)增升裝置進(jìn)行簡(jiǎn)化而降低一定的最大升力系數(shù)后，縮比機(jī)的起降性能仍會(huì)優(yōu)于原準(zhǔn)機(jī)，且對(duì)其他飛行性能影響不大。因此，針對(duì)縮比機(jī)翼載較小的特點(diǎn)，簡(jiǎn)化增升裝置可以在保證性能的同時(shí)降低系統(tǒng)復(fù)雜性、節(jié)約成本。

（2）適當(dāng)調(diào)整縮比飛機(jī)翼型

對(duì)于性能區(qū)相對(duì)縮比無人機(jī)一般采用小展弦比薄機(jī)翼，機(jī)翼平面形狀對(duì)這種機(jī)翼的氣動(dòng)特性起決定性作用，因此在不改變機(jī)翼平面形狀的條件下對(duì)翼型進(jìn)行調(diào)整，可以起到優(yōu)化其氣動(dòng)特性的效果[18-20]。在飛機(jī)翼型選擇中，一項(xiàng)重要的參數(shù)為在飛機(jī)典型飛行狀態(tài)下所對(duì)應(yīng)升力系數(shù)，它也稱為設(shè)計(jì)升力系數(shù)，所選取翼型應(yīng)當(dāng)在設(shè)計(jì)升力系數(shù)下?lián)碛凶畲蟮纳璞?。因此，?dāng)縮比機(jī)的翼載減小后，其同樣典型飛行狀態(tài)下的設(shè)計(jì)升力系數(shù)也相應(yīng)減小，若能通過減小縮比機(jī)翼型彎度等手段使其與設(shè)計(jì)升力系數(shù)相匹配，則能夠使縮比機(jī)獲得更高的升阻比。當(dāng)縮比機(jī)的用途為靶機(jī)等性能取向時(shí)，提高升阻比能夠使其性能獲得全面提升。翼型的改變會(huì)使得縮比機(jī)氣動(dòng)性能發(fā)生一定的變化，因此在使用此種改進(jìn)方式時(shí)應(yīng)充分考慮其影響。

（3）優(yōu)化小微型發(fā)動(dòng)機(jī)總體參數(shù)

從第1節(jié)中的分析可以看到，造成縮比機(jī)總體參數(shù)差異的根本原因在于中小型發(fā)動(dòng)機(jī)的單位橫截面積推力密度較低，進(jìn)而導(dǎo)致縮放比例過大，造成縮比機(jī)翼載過小。若要從根本上改善縮比機(jī)與原準(zhǔn)機(jī)總體性能上的差異，需在關(guān)注中小型發(fā)動(dòng)機(jī)推重比及其他先進(jìn)技術(shù)[21]的同時(shí)，設(shè)法提高其發(fā)動(dòng)機(jī)推力直徑面密度，進(jìn)而達(dá)到減小縮放比例，使縮比機(jī)總體參數(shù)與原準(zhǔn)機(jī)相匹配的目的。

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Analysis and Optimization of Key Population Parameters of High-performance Scaled UAV

Duan Chenlong，Gong Ziyuan，Li Yan

Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

Abstract： With the rapid development of the domestic new concepts of layout and the urgent need for verification of new technology currently， scaled target drones with low cost and unmanned capabilities are increasingly being used as technology verification machines and high-performance target drones. Through the comparative analysis of the three most critical population parameters of several high-performance scaled UAVs： wing load， thrust-to-weight ratio and zoom ratio， it is found that the fundamental differences of wing load parameters are existed between the scaled UAV and the original quasi-machine. Through a large amount of statistical analysis of data， the root cause of the population parameters difference between the scaled UAV and the original quasi-machine is determined. By using a number of formulas， this paper makes a qualitative analysis on the influence of the wing load differences on the population performance of flight， maneuvering， cruise， take-off， landing and stealth， etc.， and gives some suggestions on the total design of the scaled UAV with different functions and mission requirements.

Key Words： scaled aircraft； high performance target drones； population parameters design； flight performance； micro engine； power selection