楊新壘，劉曉慧，聶萬勝

（航天工程大學(xué)宇航科學(xué)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(yù)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(yù)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(dǎo)炸彈或BA-7激光半主動制導(dǎo)空地導(dǎo)彈，也可攜帶2～3枚FT-3這一類250kg級別的制導(dǎo)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?。淮送?，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(yù)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?？蓪崿F(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。