段辰龍 鞏子元 李巖

摘要：隨著目前國內(nèi)新概念布局的快速發(fā)展及新技術(shù)驗證的急迫需求，擁有低成本及無人化等優(yōu)勢的縮比無人機越來越多地被用作技術(shù)驗證機及高性能靶機。本文通過對若干型高性能縮比無人機翼載、推重比及縮放比例這三項最關(guān)鍵的總體參數(shù)進行對比分析，發(fā)現(xiàn)了縮比無人機與原準機在翼載參數(shù)上存在根本性差異，并由此導致縮比無人機性能與原準機的巨大差異。經(jīng)過大量數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析，確定縮比無人機與原準機總體參數(shù)差異的根本原因。通過若干經(jīng)驗公式，針對翼載差異對飛行、機動、巡航、起降及隱身等總體性能方面可能造成的影響進行了定性分析，并針對不同功能及任務需求的縮比無人機提出相關(guān)總體設計建議。

關(guān)鍵詞：縮比飛機；高性能靶機；總體參數(shù)設計；飛行性能；小微型發(fā)動機；動力選型

中圖分類號：V211.4文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.002

縮比無人機相比于全尺寸飛行器具有設計制造周期短、成本低、風險小等特點，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]。而針對成熟機型的縮比無人機除了用作新技術(shù)驗證平臺外，還可以作為風洞試驗的補充手段[1]及高性能靶機使用，具有成本低、風險小、還原度高等優(yōu)點。目前，國內(nèi)針對縮比無人機的研究主要針對其作為演示驗證飛行試驗平臺的功能進行研究[3-4]，而對其作為高性能靶機使用時總體參數(shù)的設計及其與原準機飛行性能的差異缺乏關(guān)注，本文將針對縮比無人機總體參數(shù)設計及其性能進行分析研究。

在飛機總體設中，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起飛、著陸、機動、爬升、加速等絕大部分性能[5-6]；在設計過程中，通過設計飛機的起飛質(zhì)量W、機翼面積S及選擇配套發(fā)動機最大推力T這三種方式對推重比與翼載進行不斷地迭代和權(quán)衡，進而針對各種不同任務要求的機型得出相對最優(yōu)解。對于理想的縮比無人機，其總體參數(shù)應盡量與原準機相同。

在縮比無人機總體設計中，總體參數(shù)機翼面積S變?yōu)榭s放比例K。對于本文中重點討論的高性能而非單純用于驗證氣動力或操穩(wěn)特性的縮比機（對于以驗證氣動力或操穩(wěn)特性為主要目的的縮比無人機，則需要更多考慮相似性理論。除了幾何相似外，還應考慮弗勞德數(shù)、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)及動態(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)應至少與原準機相近，因此挑選合適的動力就成為了重中之重[9]。在某種程度上，可以認為當決定了縮比機的動力選型后，起飛質(zhì)量可以變化的范圍是比較小的。此時，縮放比例K就成為調(diào)節(jié)翼載的主要方式，對于縮比飛機來說縮放比例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)動機長度、直徑、翼展、機長甚至成本等[10]，對于高性能縮比機，其內(nèi)埋式發(fā)動機決定了發(fā)動機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，相較于原準機，通過W、S、T三個參數(shù)來權(quán)衡推重比與翼載之間矛盾的方法在縮比機的總體設計中并不適用。當選定了合適的動力源后，發(fā)動機推力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，由此就可能導致縮比機的翼載與推重比這兩項關(guān)鍵的總體參數(shù)無法與原準機相匹配，從而對其性能造成較大的影響。

本文將對影響縮比飛機總體參數(shù)設計的關(guān)鍵因素進行分析，對飛行性能帶來的影響進行定性評估，并依據(jù)分析結(jié)果對縮比飛機的總體設計提出改進建議。

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與其原準機[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需求的高性能無人驗證機，其總體設計參數(shù)在不受客觀因素限制情況下理應相似，因此也具有對比分析的意義。通過表1（序號A、B、C分別代表三個原準機）中的總體參數(shù)匯總可以發(fā)現(xiàn)，縮比飛機與其原準機的翼載參數(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是縮比機的動力源與原準機間存在某種區(qū)別，從而導致起飛質(zhì)量W與縮放比例K無法同時與原準機相匹配。

1.2總體參數(shù)差異成因

針對高性能縮比無人機內(nèi)埋式發(fā)動機布局，其發(fā)動機尺寸應是限制縮放比例的主要因素，通過對30余種推力從220～191000N的發(fā)動機參數(shù)匯總[13]（見表2），對造成縮放比例偏大的根本原因進行分析。

換言之，若發(fā)動機長度為導致縮比機翼載過小的主要原因，則發(fā)動機推力與其長度平方的比值應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)動機推力長度面密度，從圖1中并不能看出明顯的變化規(guī)律，因此發(fā)動機長度對縮比機總體參數(shù)的影響并沒有起到?jīng)Q定性作用。

與長度影響同理，若發(fā)動機直徑是導致縮比機翼載過小的主要原因，則發(fā)動機推力與其直徑平方的比值應隨其推力尺寸的增大而發(fā)生變化。在這里，我們計算發(fā)動機推力與最大橫截面積的比值，并定義其為發(fā)動機推力直徑面密度，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)動機尺寸的增大而增大，因此可以初步判斷發(fā)動機直徑對縮比機總體參數(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)動機橫截面積能夠與其絕對推力呈線性關(guān)系，縮比機總體參數(shù)才能與原準機相似。換言之，若不同尺寸發(fā)動機直徑橫截面積與其絕對推力呈某種非線性關(guān)系，則動力源直徑限制就是導致縮比機翼載過小的根本原因。由圖3中可以明顯看到，發(fā)動機直徑橫截面積與發(fā)動機推力的線性相關(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的小尺寸小推力發(fā)動機其推力密度較小，會造成縮比機尺寸相對較大而起飛質(zhì)量較輕的情況。至此可以完全確定，用于縮比機的小推力發(fā)動機的直徑限制是導致縮比機翼載過小的主要原因，而這一結(jié)論也與發(fā)動機推力正比于單位時間內(nèi)排出氣體質(zhì)量的基本認知相符。

2總體參數(shù)差異對性能的影響

由于發(fā)動機推力尺寸特性短時間內(nèi)無法改變，且根據(jù)表1可見縮比機的翼載相較于原準機的差距達到三倍以上，因此有必要對縮比機由于總體參數(shù)巨大差異而對飛行性能造成的影響進行分析。根據(jù)前文中的論述以及對幾種縮比機的總體參數(shù)進行對比，在此假設縮比機的推重比與原準機相同，而翼載遠小于原準機，基于此種假設對由翼載差異而造成的總體性能差異進行定性分析。為了方便對飛行性能進行定性分析，可以認為縮比機與原準機的氣動特性基本相同[14-16]?；诖朔N假設，從飛機的典型升力系數(shù)CL與升阻比（L/D）特性曲線中（見圖4）可以看到，由于原準機設計巡航升力系數(shù)會從左側(cè)盡可能靠近升阻比L/D最大值，因此對于翼載遠小于原準機的縮比機，其同樣速度高度特性下的升阻比應小于原準機的升阻比。

2.1飛行包線

飛行包線能夠反映飛機速度、高度特性，是衡量飛機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最大、最小平飛行速度以及升限進行定性分析。

2.1.1最大平飛速度

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

3針對性能差異的改進措施

（1）簡化增升裝置

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

（2）適當調(diào)整縮比飛機翼型

對于性能區(qū)相對縮比無人機一般采用小展弦比薄機翼，機翼平面形狀對這種機翼的氣動特性起決定性作用，因此在不改變機翼平面形狀的條件下對翼型進行調(diào)整，可以起到優(yōu)化其氣動特性的效果[18-20]。在飛機翼型選擇中，一項重要的參數(shù)為在飛機典型飛行狀態(tài)下所對應升力系數(shù)，它也稱為設計升力系數(shù)，所選取翼型應當在設計升力系數(shù)下?lián)碛凶畲蟮纳璞取Ｒ虼?，當縮比機的翼載減小后，其同樣典型飛行狀態(tài)下的設計升力系數(shù)也相應減小，若能通過減小縮比機翼型彎度等手段使其與設計升力系數(shù)相匹配，則能夠使縮比機獲得更高的升阻比。當縮比機的用途為靶機等性能取向時，提高升阻比能夠使其性能獲得全面提升。翼型的改變會使得縮比機氣動性能發(fā)生一定的變化，因此在使用此種改進方式時應充分考慮其影響。

（3）優(yōu)化小微型發(fā)動機總體參數(shù)

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

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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