“龍鷹”自適應布局無人機的概念設計

王曉璐 陳昌寧 張項博

無人機擁有效費比高、響應快、人員零傷亡等特點，適合執(zhí)行邊防任務。采用大展弦比布局設計的大型固定翼無人機，其升阻比高、續(xù)航時間長、任務載荷重量大，但對起降環(huán)境要求較高，一旦邊境地區(qū)沒有跑道，大型固定翼無人機無法起降。多旋翼無人機部署更為靈活，但部分型號存在飛行速度慢、續(xù)航時間短等問題，在邊境地區(qū)執(zhí)行任務難以取得預期的效果。無人機執(zhí)行邊防任務須具有如下能力。

第一，短距起降或垂直起降能力。

第二，對于持久偵察與快速打擊任務，無人機的續(xù)航時間應足夠長，部署靈活，飛行速度快，以適應不同任務的需求。

第三，無人機具有一定的隱身性和機動性，以提高戰(zhàn)場生存力。

總體來看，常規(guī)單一氣動布局難以同時滿足多種設計需求。因此，本文提出“龍鷹”自適應布局無人機。

布局設計與技術參數(shù)

“龍鷹”無人機采用自適應布局設計，在飛行時，機翼可在前掠和后掠形態(tài)間切換。尾翼采用獨特的可變傾角翼面設計，其外傾角可在0～40°之間自主改變。在前掠翼布局下，尾翼外傾角為40°，可提高前掠翼布局下的操縱性；在飛翼布局下，尾翼外傾角從40°變?yōu)?°，可減小巡航時的飛行阻力。

通過主機翼的轉動與垂直尾翼的翻折，無人機實現(xiàn)了前掠翼布局與飛翼布局之間的切換，從而在不同飛行任務階段凸顯前掠翼與飛翼布局的氣動優(yōu)勢。單一氣動布局存在高升力起降與高效率巡航之間的矛盾，無人機切換氣動布局，可獲得較好的寬速域飛行性能，不僅解決了這一矛盾，而且提升了低速飛行時的偏航穩(wěn)定性和高速飛行時的隱身性能，提高了無人機的軍事應用價值。

無人機的2種布局圖和概念圖詳見圖1，飛行剖面示意圖詳見圖2。該機設計巡航速度Ma 0.3，機長4m，機高1m，飛翼布局時翼展2.9m，前掠翼布局時翼展4.2m。

自適應布局設計

“龍鷹”無人機的升力面由變后掠主機翼與變傾角尾翼兩部分組成。當主機翼前掠角為10°且尾翼上傾40°時，無人機為前掠翼布局形態(tài)，此時無人機擁有較好的機動性與側滑穩(wěn)定性，適合大迎角機動飛行。當主機翼后掠角為57°時，主機翼與水平尾翼組合，形成飛翼布局，無人機的飛行阻力降低。與前掠翼布局無人機相比，飛翼布局無人機的雷達截面積更小，提升了無人機的戰(zhàn)場生存力。

本文使用ANSYS FLUENT軟件，對“龍鷹”無人機的兩種布局進行CFD數(shù)值計算。計算設置了四組工況，詳見表1。本文計算時取飛行時的側滑角為0，則無人機繞流流場為對稱分布，可使用半模非結構網(wǎng)格計算，半模計算域網(wǎng)格數(shù)不小于700萬。湍流模型選用K-omega SST，使用二階迎風差分格式離散控制方程。由于飛行速度≤Ma 0.3，屬于低速不可壓范圍，使用Coupled算法進行數(shù)值計算。

計算結果（見圖3）顯示，前掠翼布局時的升力線斜率和升力隨迎角單調(diào)變化的范圍均大于飛翼布局。飛行速度為Ma 0.1時，前掠翼布局12°迎角下，升力系數(shù)較飛翼布局提升約36%；飛行速度為Ma 0.3時，飛翼布局4°迎角下阻力系數(shù)較前掠翼布局降低13%?？偟膩砜矗赃m應布局可兼顧起降和巡航階段對氣動力的不同要求，綜合氣動性能優(yōu)于單一布局。

大后掠邊條翼設計

“龍鷹”無人機使用大后掠邊條翼，邊條翼的后掠角為74°。在大迎角飛行時，邊條翼的脫體渦可對兩種布局的機翼繞流流場產(chǎn)生有利作用。數(shù)值計算結果表明，在前掠翼布局下，邊條翼對機翼的干擾強度明顯大于飛翼布局。

后續(xù)改進方向

“龍鷹”無人機的后續(xù)設計將圍繞兩方面進行改進。

翼型設計

翼型設計須要考慮兩種布局的不同需求。由于本方案中使用機翼旋轉方案實現(xiàn)布局變換，導致兩種布局下機翼的前后緣位置顛倒，這對翼型氣動、翼肋結構和機翼作動裝置等設計提出了較高要求。

控制系統(tǒng)設計

不同布局轉換時，無人機的空氣動力焦點和重心應在合理的范圍內(nèi)變動。根據(jù)氣動數(shù)據(jù)和結構約束，控制系統(tǒng)的優(yōu)化設計是無人機從概念設計走向工程應用的必要條件。 ■