中型無(wú)人機(jī)飛行包線研究

熊俊 鄭威 李洪淼 劉照琳 季凱

摘 要：由于現(xiàn)有國(guó)內(nèi)外無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)均參考有人機(jī)適航規(guī)章與標(biāo)準(zhǔn)制定，飛行包線中載荷因數(shù)規(guī)定得相對(duì)保守，直接造成機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)偏重。本文對(duì)比研究國(guó)軍標(biāo)無(wú)人機(jī)強(qiáng)度剛度規(guī)范GJB 5435—2005與北約無(wú)人機(jī)系統(tǒng)適航性要求NATO STANGA 4671中的飛行包線計(jì)算方法，采用離散突風(fēng)模型與連續(xù)湍流模型計(jì)算飛機(jī)突風(fēng)載荷因數(shù)，同時(shí)結(jié)合美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）通用飛機(jī)法向加速度數(shù)據(jù)分析與收集項(xiàng)目DOT/FAA/CT-91/20發(fā)布的飛行載荷因數(shù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，對(duì)現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)中的中型無(wú)人機(jī)飛行包線進(jìn)行合理裁剪，裁剪后的飛行包線可有效降低機(jī)翼載荷，進(jìn)一步促進(jìn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重。

關(guān)鍵詞：中型無(wú)人機(jī)； 機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)； 突風(fēng)載荷因數(shù)； 飛行包線

中圖分類號(hào)：V221.6 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.07.008

近年來(lái)，隨著智能化、信息化技術(shù)的發(fā)展，智能無(wú)人系統(tǒng)也逐漸裝備各軍種，特別是大中型無(wú)人機(jī)受到國(guó)內(nèi)外各軍種廣泛好評(píng)。國(guó)外具有代表性的大中型無(wú)人機(jī)有美軍“捕食者”“死神”與“全球鷹”系列無(wú)人機(jī)[1-3]、歐洲的“雷神”與“神經(jīng)元”無(wú)人機(jī)[4]、俄羅斯的“獵戶座”無(wú)人機(jī)[5]、以色列的“蒼鷺”無(wú)人機(jī)[6]，以及土耳其的“旗手”無(wú)人機(jī)[7]。國(guó)內(nèi)具有代表性的大中型無(wú)人機(jī)有航空工業(yè)“翼龍”系列無(wú)人機(jī)、航天科技“彩虹”系列無(wú)人機(jī)、騰盾科技“雙尾蝎”系列無(wú)人機(jī)。

雖然大中型無(wú)人機(jī)已經(jīng)裝備國(guó)內(nèi)外大量用戶，但是目前公開(kāi)的資料顯示，適用于大中型無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)尚處于逐步完善階段，國(guó)內(nèi)外試行的無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)有國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435—2005[8]以及北約標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范NATO STANGA 4671[9]，這些無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范大部分內(nèi)容源于有人機(jī)設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)[10-13]，在無(wú)人機(jī)飛行包線的定義上面偏于保守，特別是對(duì)于大展弦比、低翼載無(wú)人機(jī)，其突風(fēng)（陣風(fēng)）載荷因數(shù)（又稱過(guò)載，量綱一）采用離散突風(fēng)模型進(jìn)行計(jì)算，造成無(wú)人機(jī)突風(fēng)載荷因數(shù)偏大[14]，且缺乏實(shí)際試飛測(cè)試數(shù)據(jù)支撐。而對(duì)于大展弦比、低翼載無(wú)人機(jī)而言，機(jī)翼臨界載荷工況正好為突風(fēng)載荷工況，這樣就直接造成無(wú)人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷偏大，重量（質(zhì)量）偏大。本文針對(duì)現(xiàn)有國(guó)內(nèi)外無(wú)人機(jī)飛行包線中載荷因數(shù)的規(guī)定相對(duì)保守，直接造成機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)偏重的問(wèn)題，以某型活塞式單發(fā)大展弦比中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)研發(fā)為例，對(duì)國(guó)內(nèi)外中型無(wú)人機(jī)飛行包線計(jì)算方法進(jìn)行對(duì)比研究，并結(jié)合大量通用飛機(jī)飛行載荷因數(shù)實(shí)測(cè)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，對(duì)現(xiàn)有標(biāo)準(zhǔn)中的中型無(wú)人機(jī)飛行包線進(jìn)行合理裁剪，降低機(jī)翼臨界突風(fēng)載荷因數(shù)，進(jìn)一步促進(jìn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重。

1 載荷因數(shù)計(jì)算理論

1.1 機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)計(jì)算

國(guó)家軍用無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435.2—2005中無(wú)人機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范的第2部分飛行載荷章節(jié)對(duì)無(wú)人機(jī)機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)的選取進(jìn)行了直接規(guī)定，某中型無(wú)人機(jī)對(duì)應(yīng)的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)在-1.0～3.0之間。

北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671規(guī)定的突風(fēng)載荷因數(shù)計(jì)算公式與國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435.2—2005規(guī)定的一致，均采用式（3）～式（5）進(jìn)行計(jì)算。

1.3 連續(xù)湍流模型計(jì)算突風(fēng)載荷因數(shù)

2 無(wú)人機(jī)飛行包線計(jì)算基本性能參數(shù)

在開(kāi)展某型活塞式單發(fā)大展弦比中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)飛行包線計(jì)算與繪制之前，需要給出有關(guān)無(wú)人機(jī)的性能參數(shù)，如飛機(jī)重量與慣量、幾何外形、氣動(dòng)性能參數(shù)、飛行速度以及基本物理參數(shù)等信息，表1為無(wú)人機(jī)飛行包線計(jì)算所需的基本性能參數(shù)。

3 無(wú)人機(jī)飛行包線計(jì)算對(duì)比分析

依據(jù)國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435.2—2005規(guī)定的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)選取原則以及突風(fēng)載荷因數(shù)計(jì)算公式（3）～式（5）計(jì)算并繪制無(wú)人機(jī)飛行包線（見(jiàn)圖1）。如圖1所示，藍(lán)色實(shí)線為機(jī)動(dòng)載荷包線，綠色實(shí)線為突風(fēng)載荷包線，淡青色實(shí)線為俯沖速度線，其余虛線為輔助線。由圖1可知，按國(guó)軍標(biāo)GJB 5435.2—2005規(guī)定獲得的某中型無(wú)人機(jī)飛行包線中突風(fēng)載荷包線完全覆蓋機(jī)動(dòng)載荷包線，且速度VC下的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)范圍為-1.0～3.0，突風(fēng)（陣風(fēng)）載荷因數(shù)范圍為-3.17～5.17。

依據(jù)北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671中規(guī)定的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)計(jì)算公式（1）、式（2）以及突風(fēng)載荷因數(shù)計(jì)算公式（3）～式（5）計(jì)算并繪制某中型無(wú)人機(jī)飛行包線（見(jiàn)圖2）。

如圖2所示，藍(lán)色實(shí)線為機(jī)動(dòng)載荷包線，綠色實(shí)線為突風(fēng)載荷包線，淡青色實(shí)線為俯沖速度線，其余虛線為輔助線。按北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671規(guī)定獲得的某中型無(wú)人機(jī)飛行包線中突風(fēng)載荷包線完全覆蓋機(jī)動(dòng)載荷包線，且速度VC下的機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)范圍為-1.52～3.8，突風(fēng)載荷因數(shù)范圍為-3.17～5.17。

對(duì)比圖1與圖2飛行包線計(jì)算結(jié)果可知，國(guó)軍標(biāo)GJB 5435.2—2005與北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671計(jì)算的突風(fēng)載荷包線一致，其范圍均在-3.17～5.17。按北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671計(jì)算的機(jī)動(dòng)載荷包線范圍-1.52～3.8，大于國(guó)軍標(biāo)GJB 5435.2—2005的取值-1.0～3.0。

依據(jù)表1與式（6）～式（11），同時(shí)結(jié)合文獻(xiàn)[15]中的圖表參數(shù)，可以計(jì)算得出速度為VC時(shí)突風(fēng)載荷因數(shù)增量N0為3.17。由于飛機(jī)在飛行包線角點(diǎn)C的突風(fēng)載荷因數(shù)大小為突風(fēng)載荷因數(shù)增量值加上飛機(jī)正常平飛狀態(tài)過(guò)載因數(shù)1.0，故采用連續(xù)湍流模型計(jì)算獲得C點(diǎn)突風(fēng)載荷因數(shù)為4.17。對(duì)比國(guó)軍標(biāo)GJB 5435.2—2005與北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671離散突風(fēng)模型在飛行包線角點(diǎn)C的突風(fēng)載荷因數(shù)計(jì)算結(jié)果可知，離散突風(fēng)模型計(jì)算的突風(fēng)載荷因數(shù)更為保守。如果采用連續(xù)湍流突風(fēng)模型計(jì)算的突風(fēng)載荷因數(shù)進(jìn)行機(jī)翼載荷計(jì)算與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，便可獲得更輕的機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

4 通用飛機(jī)實(shí)測(cè)載荷因數(shù)對(duì)比分析

由于影響突風(fēng)載荷因數(shù)的主要參數(shù)為飛機(jī)展弦比與翼載荷，且突風(fēng)載荷主要為大氣湍流導(dǎo)致，不受人為因素影響，所以對(duì)于采用相同翼型、類似展弦比與翼載荷設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)，其突風(fēng)載荷響應(yīng)與有人機(jī)基本相似。

本文采用美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）發(fā)布的通用飛機(jī)實(shí)測(cè)突風(fēng)載荷飛行數(shù)據(jù)對(duì)中型無(wú)人機(jī)連續(xù)湍流突風(fēng)模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行確認(rèn)與驗(yàn)證。圖3[17]所示為僅做基礎(chǔ)科目的正常類活塞式單發(fā)通用飛機(jī)實(shí)際飛行測(cè)量突風(fēng)載荷譜數(shù)據(jù)曲線?？v軸為飛機(jī)平均每海里突風(fēng)載荷因數(shù)超越累積次數(shù)，橫軸為法向加速度比，其定義如式（12）所示

圖3中的數(shù)據(jù)采用10架各型最大起飛重量在680～ 1100kg、機(jī)翼面積在13.56 ～16.72m2的通用飛機(jī)進(jìn)行飛行測(cè)試。總飛行測(cè)試小時(shí)數(shù)為5470h，制造商給定的所有測(cè)試飛機(jī)設(shè)計(jì)巡航速度VC平均值為57.47m/s，制造商給定的巡航速度VC下設(shè)計(jì)限制突風(fēng)載荷因數(shù)平均值為3.43。根據(jù)式（12）與圖3實(shí)測(cè)飛行統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)的計(jì)算結(jié)果分析，具有90%可靠度與95%置信度（B基準(zhǔn)值）的突風(fēng)載荷因數(shù)實(shí)測(cè)累積總頻次見(jiàn)表2。

由表2數(shù)據(jù)分析表明，90%可靠度與95%置信度條件下，在5470飛行小時(shí)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)中，隨著載荷因數(shù)的絕對(duì)值增加，其出現(xiàn)的超越累積頻次越來(lái)越少，直到在整個(gè)飛行過(guò)程中僅出現(xiàn)1次載荷因數(shù)截止累積。最小負(fù)突風(fēng)載荷因數(shù)僅出現(xiàn)1次時(shí)對(duì)應(yīng)的載荷因數(shù)為-1.91，最大正突風(fēng)載荷因數(shù)僅出現(xiàn)1次時(shí)對(duì)應(yīng)的載荷因數(shù)為4.47。故由表2可知，最大起飛重量在680～1100kg、機(jī)翼面積在13.56～16.72m2的通用飛機(jī)實(shí)測(cè)突風(fēng)載荷因數(shù)范圍為-1.91～4.47。且實(shí)際飛行測(cè)試突風(fēng)載荷因數(shù)最大值4.47比連續(xù)湍流模型計(jì)算的突風(fēng)載荷因數(shù)4.17大6.71%，比離散突風(fēng)模型計(jì)算的突風(fēng)載荷因數(shù)5.17小15.66%，由此可知連續(xù)湍流模型比離散突風(fēng)模型計(jì)算結(jié)果更精確。

5 無(wú)人機(jī)飛行包線裁剪

對(duì)于某型活塞式單發(fā)大展弦比中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，其翼載荷較低，機(jī)動(dòng)載荷包線被突風(fēng)載荷包線覆蓋。且由于無(wú)人機(jī)機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)由飛控系統(tǒng)進(jìn)行限制，需用機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)最大只需到3.0即可[18]，故某中型無(wú)人機(jī)限制機(jī)動(dòng)載荷包線的裁剪選用國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435.2—2005中的規(guī)定，其大小范圍為-1.0～3.0。

國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 5435.2—2005中規(guī)定的突風(fēng)載荷因數(shù)與北約無(wú)人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)NATO STANAG 4671中規(guī)定的突風(fēng)載荷因數(shù)計(jì)算方法保持一致，均采用離散突風(fēng)模型計(jì)算。出于升力系數(shù)的非線性原因，采用離散突風(fēng)模型計(jì)算結(jié)果偏于保守，而采用連續(xù)湍流模型計(jì)算結(jié)果4.17（速度VC點(diǎn)）與通用飛機(jī)實(shí)測(cè)飛行統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)4.47相當(dāng)，差別不超過(guò)6.71%。綜合考慮連續(xù)湍流模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)飛行數(shù)據(jù)，某中型無(wú)人機(jī)突風(fēng)載荷包線大小范圍按保守原則取-2.0～4.5，因此某中型無(wú)人機(jī)飛行包線可做如圖4所示裁剪。

圖4中藍(lán)色實(shí)線為結(jié)合圖1、圖2之后確定的機(jī)動(dòng)載荷包線，其峰值大小范圍為-1.0～3.0。紅色實(shí)線為在圖2基礎(chǔ)上結(jié)合連續(xù)湍流模型計(jì)算結(jié)果及實(shí)際飛行測(cè)試統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)裁剪后的突風(fēng)載荷包線，其峰值大小范圍為-2.0～4.5。

6 結(jié)論

本文通過(guò)研究國(guó)內(nèi)外設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)無(wú)人機(jī)飛行包線的規(guī)定與計(jì)算方法，以某中型無(wú)人機(jī)為例，采用離散突風(fēng)模型與連續(xù)湍流模型對(duì)無(wú)人機(jī)突風(fēng)載荷因數(shù)進(jìn)行了計(jì)算對(duì)比，同時(shí)采用通用飛機(jī)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，理論計(jì)算與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)均表明現(xiàn)有國(guó)內(nèi)外標(biāo)準(zhǔn)中的突風(fēng)載荷因數(shù)所采用的離散突風(fēng)模型計(jì)算結(jié)果過(guò)于保守，而采用連續(xù)湍流模型的計(jì)算結(jié)果與飛行實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)的偏差更小。對(duì)于最大起飛重量在680～1100kg、機(jī)翼面積在13.56～16.72m2、設(shè)計(jì)巡航速度不大于57.47m/s的活塞式單發(fā)無(wú)人機(jī)飛行包線設(shè)計(jì)，提出如下建議：（1） 最大機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)取3.0，最小機(jī)動(dòng)載荷因數(shù)取-1.0，最大突風(fēng)載荷因數(shù)取4.5，最小突風(fēng)載荷因數(shù)取-2.0。（2） 突風(fēng)載荷包線為機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要考慮的臨界工況，機(jī)翼、尾翼、機(jī)身等主結(jié)構(gòu)建議按照突風(fēng)載荷包線進(jìn)行設(shè)計(jì)。

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Flight Envelope Research on Medium-sized UAV

Xiong Jun， Zheng Wei， Li Hongmiao， Liu Zhaolin， Ji Kai

CETCD Wuhu General Aviation Industry Technology Research Institute Co.， Ltd.，Wuhu 241000，China

Abstract： Due to the current domestic and international standards for UAV based on the airworthiness regulations and standards of existing general aircraft， the relatively conservative load factor in the flight envelope directly lead to more weight of the aircraft structure. This paper studied and compared the flight envelope calculation method in the strength and stiffness specification of the national military standard UAV GJB5435—2005 and the airworthiness requirement of NATO UAV system NATO STANGA 4671， used the discrete gust model and the continuous turbulence model to calculate the aircraft gust load coefficient. Combining the measured data of the flight load coefficient published by the general aircraft normal acceleration data analysis and collection project DOT/FAA/CT-91/20 of the FAA（Federal Aviation Administration） of the United States， the flight envelope of medium-sized UAV in the existing standards is reasonably cut. The flight envelope cut could effectively reduce wing load and further promote weight reduction of the aircraft structure.

Key Words： medium-sized UAV； maneuver load factor； gust load factor； flight envelope