許 軍,熊思進(jìn)

(1.中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所,安徽 合肥 230088;2.西北核技術(shù)研究所,陜西 西安 710024)

1 引 言

近年來,隨著無人飛行器技術(shù)的井噴式發(fā)展,無人飛艇因其無人化、滯空時間長、安全性高、可低速飛行等優(yōu)勢,逐漸得到廣泛應(yīng)用。特別是在戰(zhàn)場偵察監(jiān)視、民用貨運、遙感遙測等領(lǐng)域,無人飛艇成為近些年低速無人飛行器的一個重要研究方向和研究熱點[1-4]。

飛艇是一種低速浮空飛行器,主要利用氣囊中的氦氣和空氣等氣體產(chǎn)生浮力。伴隨著無人技術(shù)的發(fā)展,低空無人飛艇逐漸得到推廣和應(yīng)用,因此對于無人飛艇的總體設(shè)計研究至關(guān)重要。

無人飛艇的總體參數(shù)設(shè)計會影響飛艇的總體性能指標(biāo),如何在不同參數(shù)中選擇最優(yōu)的參數(shù)值也成為研究重點。與其他飛行器相比,飛艇的載重能力、巡航速度、飛行高度、續(xù)航時間、供電能力等至關(guān)重要。通過分析可知,不同的設(shè)計參數(shù)(飛行高度、飛行速度、載重能力等)和環(huán)境因素(如大氣溫度、大氣壓力等)對飛艇系統(tǒng)總體指標(biāo)和性能影響較大,因此,深入分析不同參數(shù)對無人飛艇總體性能的影響是十分必要的。同時,掌握不同參數(shù)對無人飛艇總體性能的影響規(guī)律對理論方法研究和工程設(shè)計分析具有較好的指導(dǎo)意義[5-9]。

2 總體設(shè)計

針對任務(wù)載荷能力150kg、續(xù)航時間10h、飛行高度3200m等要求,開展低空飛艇總體設(shè)計,分析不同的總體設(shè)計參數(shù)對飛艇總體性能的影響,重點從浮力特性分析、速度特性分析、續(xù)航特性分析、上升/下降特性分析等方面進(jìn)行飛艇性能特性計算與參數(shù)分析研究。

3 浮力特性分析

根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程和空氣、氦氣等氣體參數(shù),按照浮重平衡特性,可以計算出飛艇的總浮力、氦氣和空氣重量,然后計算出飛艇的靜浮力。圖1給出了不同體積下的總浮力,可以看出,3200m高度下,2000m3時的總浮力為1781.4kg,滿足飛艇空機(jī)重量、任務(wù)載荷重量、燃油量、靜浮力等要求,故選擇2000m3作為設(shè)計體積。

圖1 不同體積下的總浮力

氦氣純度對飛艇的總浮力和靜浮力有影響,通過計算不同氦氣純度下的總浮力和靜浮力,可得到氦氣純度對浮力特性的影響,進(jìn)而可根據(jù)氦氣純度綜合評估飛艇的飛行性能特性。圖2給出了3200m高度下不同氦氣純度下的總浮力、靜浮力的計算結(jié)果?？偢×εc飛艇體積相關(guān),而靜浮力隨著氦氣純度的變化會發(fā)生變化。隨著氦氣純度的增大,靜浮力也增大。

圖2 不同氦氣純度下的浮力變化

飛艇在不同高度下的載荷能力是不同的,研究載重能力隨高度的變化趨勢可為飛艇性能設(shè)計提供依據(jù)。圖3給出了不同高度下飛艇的最大載重能力,可以看出,隨著任務(wù)高度的降低,載重能力逐漸增大。

不同的地面溫度和不同的氣囊差壓對飛艇的浮力特性也有影響。圖4和圖5分別給出了不同地面溫度、不同差壓下的總浮力和靜浮力,可以看出,隨著地面溫度的升高,總浮力和靜浮力下降;差壓對浮力的影響不大。

圖4 不同地面溫度、不同差壓下的總浮力

圖5 不同地面溫度、不同差壓下的靜浮力

4 速度特性分析

速度包線決定了飛艇的飛行性能。飛艇的速度特性主要包括最大飛行速度、最小飛行速度等。其中,最小飛行速度主要由飛艇的氣動特性、高度等決定,最大飛行速度與飛行選擇的發(fā)動機(jī)、飛行阻力特性、高度等有關(guān)。

依據(jù)文獻(xiàn)[10]中對飛艇阻力系數(shù)特性的分析結(jié)果,圖6給出了不同阻力系數(shù)時飛艇在最大速度70km/h的推進(jìn)功率特性[11,12]?？梢钥闯?同等高度下,隨著阻力系數(shù)的增大,推進(jìn)功率也增大。地面0海拔時,當(dāng)阻力系數(shù)在0.04～0.05之間變化,推進(jìn)功率從28.59kW～35.74kW之間變化。同等阻力系數(shù)時,隨著高度的增大,推進(jìn)功率下降。阻力系數(shù)為0.04時,高度從地面到3200m變化,推進(jìn)功率為28.59kW～20.79kW。

圖6 不同阻力系數(shù)下推進(jìn)功率隨高度的變化

飛艇飛行過程中,不僅需要發(fā)動機(jī)輸出推進(jìn)功率以保證飛艇飛行,飛艇艇上機(jī)載設(shè)備的工作也需要發(fā)動機(jī)驅(qū)動發(fā)電機(jī)產(chǎn)生額外的功率。因此,對發(fā)動機(jī)功率需求的設(shè)計,還需要進(jìn)一步分析艇載平臺用電功率特性的影響因素。圖7給出了不同平臺用電功率需求下的海平面需用功率,可以看出,相同海拔條件下,隨著平臺用電功率需求的增大,海平面需用功率也增大。0m高度下,平臺用電功率為2kW時,海平面需用功率為50.01kW。同等平臺用電功率下,隨著海拔高度的增大,海平面需用功率也增大。3200m高度下,平臺用電功率為4.5kW時,海平面需用功率為59.85kW。

圖7 不同用電功率下的海平面需用功率變化

結(jié)合發(fā)動機(jī)輸出功率需求及對流層飛艇的雙發(fā)特性,對比分析Rotax活塞式發(fā)動機(jī)特性。選取某Rotax式活塞發(fā)動機(jī),該發(fā)動機(jī)在2000r/min和最大速度要求下,輸出功率接近50kW,滿足對流層飛艇雙發(fā)功率的要求。結(jié)合發(fā)動機(jī)輸出功率衰減特性開展飛艇最大速度特性的計算分析,不同高度下的最大速度特性如圖8所示。可以看出,同等高度下,隨著用電設(shè)備功耗的增加,最大速度值減小。在2kW用電設(shè)備功耗、3200m高度時,最大飛行速度為79.89km/h。同等用電功耗條件下,隨著海拔高度增大,最大速度下降。在4.5kW用電功耗下,飛行高度3200m時,最大速度為78.66km/h。

圖8 不同高度下的最大速度特性

根據(jù)飛艇的氣動特性、飛艇的面積、剩余浮力等參數(shù),利用文獻(xiàn)[13]中的方法,計算不同高度和不同剩余浮力狀態(tài)下的最小速度特性。圖9和圖10分別給出了不同高度和剩余浮力狀態(tài)下的失速速度、最小速度變化曲線。

圖9 不同高度下的失速速度特性

圖10 不同高度下的最小速度特性

從圖9可以看出,同等剩余浮力狀態(tài)下,隨著海拔高度的增大,飛艇的失速速度呈現(xiàn)增大趨勢。在40kg剩余浮力狀態(tài)下,0km高度的失速速度為14.94km/h,3.2km高度時失速速度為17.53km/h。從圖10可以看出,同等剩余浮力狀態(tài)下,隨著海拔高度的增大,飛艇的最小速度均呈現(xiàn)增大趨勢。在40kg剩余浮力狀態(tài)下,0km高度的最小速度為16.29km/h,3.2km高度時的最小速度為19.10km/h。

5 耗油特性分析

根據(jù)飛行任務(wù)階段不同、發(fā)動機(jī)不同階段耗油特性進(jìn)行續(xù)航時間的計算分析。飛艇飛行任務(wù)剖面包括起飛、爬升、巡航、下降、降落等過程,在起飛、爬升、下降、降落等過程中,任務(wù)載荷基本不工作。因此,對飛艇飛行續(xù)航時間和油量影響較大的是巡航階段,巡航階段需要考慮不同的任務(wù)功耗、飛行高度等對耗油量的影響。因此,通過分析巡航階段不同任務(wù)功耗、飛行高度特性可為續(xù)航時間設(shè)計提供參考。

圖11給出了不同高度、不同用電功耗下的巡航耗油量,可以看出,同等用電功耗下,隨著海拔高度的增大,巡航耗油量也增大;同等海拔高度下,隨著用電功耗的增大,巡航耗油量也增大,2kW用電負(fù)載0km高度時耗油量為17.66kg/h。

圖11 不同高度、不同用電功耗下每小時巡航耗油量

圖12給出了不同高度、不同剩余浮力下的巡航耗油量,可以看出,同等剩余浮力下,隨著海拔高度的增大,巡航耗油量增大;同等高度下,隨著剩余浮力的增大,巡航耗油量也增大。在35kg剩余浮力、0km高度時,耗油量為17.66kg/h。

圖12 不同高度、不同剩余浮力下每小時巡航耗油量

6 上升/下降特性分析

飛艇在上升、下降過程中,囊體內(nèi)的壓力會發(fā)生變化。為了保證飛艇囊體結(jié)構(gòu)的完整性,需要對飛艇上升、下降過程中不同氣囊間的壓力進(jìn)行調(diào)節(jié)。分析不同的參數(shù)對壓力特性的影響,對飛艇設(shè)計和試驗至關(guān)重要。

基于文獻(xiàn)[14,15]中相關(guān)飛艇排氣流量和閥門特性計算方法,計算不同上升/下降速度時進(jìn)排氣流量。進(jìn)排氣流量隨上升/下降速度的變化如圖13所示,可以看出,同等高度下,隨著上升/下降速度的增大,進(jìn)排氣流量也增大。地面0海拔、3m/s的上升/下降速度時,進(jìn)排氣流量為0.576m3/s。同等上升/下降速度下,隨著高度的增大,進(jìn)排氣流量增大。在3m/s的上升/下降速度、高度3200m時進(jìn)排氣流量為0.673m3/s。

圖13 進(jìn)排氣流量隨上升/下降速度的變化

根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)[14,15]資料中的計算方法,計算出不同囊體差壓下的空氣閥門流通面積,如圖14所示?？梢钥闯?同等高度下,隨著囊體差壓的增大,空氣閥門的流通面積減小。0海拔、囊體差壓為300Pa時,空氣閥門的流通面積最大為0.064m2。同等囊體差壓下,隨著海拔高度的增大,空氣閥門的流通面積變化不大。在300Pa差壓、海拔高度3200m時,空氣閥門流通面積最大為0.066m2。

圖14 空氣閥門流通面積隨囊體差壓的變化

不同囊體差壓下氦氣閥門的流通面積如圖15所示,可以看出,同等高度下,隨著囊體差壓的增大,氦氣閥門的流通面積也增大。0海拔、囊體差壓為300Pa時,氦氣閥門的流通面積最大為1.523m2。在同等囊體差壓下,隨著海拔高度的增大,氦氣閥門的流通面積也增大。300Pa差壓、海拔高度3200m時,氦氣閥門流通面積最大為1.786m2。

圖15 氦氣閥門流通面積隨囊體差壓的變化

通過氦氣閥門流通面積的計算,可進(jìn)一步分析飛艇的最大下降能力,即當(dāng)氦氣閥門開啟時,可通過飛艇的下降速度來判斷其最大下降能力。飛艇最大下降速度示意圖見圖16,可以看出,同等高度下,隨著囊體差壓增大,飛艇最大下降速度也增大。0海拔、囊體差壓為300Pa時,最大下降速度為7.935m/s。同等囊體差壓下,隨著海拔高度的增大,飛艇最大下降速度變化不大。300Pa差壓、海拔高度3200m時,最大下降速度為7.962m/s。

圖16 飛艇最大下降速度示意圖

7 結(jié) 論

通過本文的研究,得出的主要結(jié)論如下:

(1)氦氣純度和囊體差壓對總浮力、剩余浮力的影響不同。

(2)阻力系數(shù)和飛行高度對推進(jìn)功率均有影響。同等高度下,隨著阻力系數(shù)的增大,推進(jìn)功率增大;同等阻力系數(shù)時,隨著高度的增大,推進(jìn)功率下降。

(3)用電功耗與阻力系數(shù)對發(fā)動機(jī)功率需求有影響,且呈正相關(guān)趨勢。

(4)剩余浮力對最小速度、失速速度有影響,且呈正相關(guān)趨勢。

(5)用電功耗、剩余浮力對巡航高度下的耗油量有影響,且呈正相關(guān)趨勢。

(6)氦氣閥門、空氣閥門流量與囊體差壓有關(guān),氦氣閥門流量與囊體差壓呈正相關(guān)趨勢。

(7)最大下降速度與氦氣閥門流量有關(guān),且呈正相關(guān)趨勢。