車 競, 何開鋒, 錢煒祺

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

制空型無人機的關(guān)鍵技術(shù)、氣動布局及特性

車 競*, 何開鋒, 錢煒祺

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

制空型無人機是未來有人/無人戰(zhàn)斗機的重要發(fā)展方向。本文分析了制空型無人機的技術(shù)特征，指出了它的兩條發(fā)展途徑——即有人戰(zhàn)斗機的無人化，以及飛翼布局無人機的升級設(shè)計。研究了其技戰(zhàn)術(shù)要求與關(guān)鍵技術(shù)，總結(jié)了制空型無人機的兩大氣動布局，即中小展弦比扁平融合體氣動布局和中大展弦比飛翼/無尾布局，在此基礎(chǔ)上提出了一種可能的氣動布局形式，即小展弦比(鴨式)飛翼布局。最后，對制空型無人機的氣動布局設(shè)計要求進行了提煉總結(jié)，希望能給相關(guān)設(shè)計人員帶來一定的啟示。

制空型無人機；無人戰(zhàn)斗機；氣動布局；飛翼布局；扁平融合體布局

0 引 言

隨著任務(wù)的復(fù)雜、功能的強大，軍用無人機進一步向高空、長航時、隱身化、大機動、低成本等方向發(fā)展。國際上已形成三大類無人作戰(zhàn)飛機：一類是低成本、高精度制導(dǎo)、一次性對地攻擊平臺，兼具飛機-導(dǎo)彈綜合性能，以以色列的HARPY為代表；一類是同時兼有偵察打擊功能的大裝載、長航時的綜合平臺，具有發(fā)現(xiàn)即打的能力，以美國的捕食者為代表；還有一類是無人攻擊平臺，即所謂的無人戰(zhàn)斗機(UCAV)，其對地攻擊型的RCS低于四代機一個量級，其空戰(zhàn)型具有雙倍于有人機的機動過載，具有實時監(jiān)控、壓制性打擊、快速攔截等能力，以美國的X-45、 X-47為代表，歐洲也有“雷神”、“鰩魚”、“SACCON”、“神經(jīng)元”等型號。前兩類已裝備部隊，后一類處于在研、演示驗證階段[1-2]。圖1～圖4給出了歐美部分無人戰(zhàn)斗機型號。

UCAV在軍事應(yīng)用中有很多優(yōu)勢，由于飛機上不搭載人員，執(zhí)行任務(wù)中將不存在人員的生命安全問題。沒有人員搭載的環(huán)境限制，飛機的尺寸和外形可與常規(guī)不同，飛機容易做出靈巧的機動動作等等。如果需要，過載可突破飛行員通常能承受的+9g和-6g的限制，而且相比較有人駕駛的軍用飛機，其隱身性能的提高更容易實現(xiàn)，作戰(zhàn)環(huán)境和作戰(zhàn)任務(wù)也將更加寬廣[3]。

生物化學(xué)課程的特點是概念多、化學(xué)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、反應(yīng)繁多，各概念之間容易混淆。因此，在教學(xué)過程中，可將相似的概念或知識點列表比較，便于學(xué)生理解和學(xué)習(xí)[5]。如蛋白質(zhì)與核酸，糖酵解與有氧氧化，DNA與RNA，以及各種維生素的比較等。糖代謝是生物化學(xué)的重點，也是難點，授課時，以表格形式把糖酵解和糖的有氧氧化進行對比，從反應(yīng)部位、反應(yīng)條件、產(chǎn)物、凈生成ATP的數(shù)目、關(guān)鍵酶、生理意義等方面進行比較。通過比較分析，使學(xué)生搞清各知識點之間的本質(zhì)區(qū)別與內(nèi)在聯(lián)系。

制空型無人機是指能夠取得制空權(quán)的空中優(yōu)勢無人戰(zhàn)斗機。所謂制空權(quán)，是指交戰(zhàn)一方在一定時間對一定空間的控制權(quán)。制空型無人機不僅要承擔(dān)對地攻擊、偵查、攔截等任務(wù)，還應(yīng)在空戰(zhàn)格斗中取得一定的優(yōu)勢。相比對地攻擊型，更強調(diào)機動性，敏捷性和人工智能化。制空型無人機是未來高空高速無人戰(zhàn)斗機的發(fā)展重點，也是下一代有人戰(zhàn)斗機的發(fā)展方向，集有人/無人戰(zhàn)斗機優(yōu)勢與發(fā)展趨勢于一身，是未來航空航天領(lǐng)域的戰(zhàn)略制高點之一。

然而，即使朱棣身為帝王，遷都也有重重阻礙：北方不是產(chǎn)糧區(qū)，整個國家的行政中心遷過去，糧食難以供應(yīng)；河道不通，許多生活用品無法運達；更有眾多臣工的親朋故舊、社會人脈都在南方，一旦北遷，半生經(jīng)營付諸東流，他們又如何愿意？故而他遷都的想法一提出，就受到來自各方的壓力。

式中，xi為第i個時間序列的變量值,yi為第i個時間序列的變量值,i為樣本個數(shù),為時間變量的平均值；為時間變量的平均值。

1 制空型無人機的技戰(zhàn)術(shù)要求、關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展思路

根據(jù)制空型無人機的作戰(zhàn)任務(wù)，本文初步提煉出其技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)，總結(jié)其關(guān)鍵技術(shù)；結(jié)合當(dāng)前有人/無人戰(zhàn)斗機的技術(shù)水平，指出其發(fā)展研制的兩種思路：即有人戰(zhàn)斗機的無人化，以及飛翼布局無人機的升級設(shè)計。

1.1 制空型無人機的技戰(zhàn)術(shù)要求

制空型無人機是性能全面的無人戰(zhàn)斗機，作戰(zhàn)任務(wù)廣泛，突出空戰(zhàn)格斗能力，其技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)應(yīng)高于當(dāng)前有人/無人戰(zhàn)斗機，包括[4-7]：

(1) 大空域、大速域、遠航及久航要求。未來制空型無人機作戰(zhàn)任務(wù)廣泛，綜合作戰(zhàn)能力強，作戰(zhàn)空域、速域跨度大，且要求能進行遠距離攻擊和長時間巡航偵查與待命，因此遠航及久航能力需要進一步提高。比如美國F/A-XX方案設(shè)想如果采用亞聲速巡航方式，續(xù)航時間將高達50 h，其作戰(zhàn)半徑將會史無前例地達到上萬km；而如果采用高超聲速巡航方式，其作戰(zhàn)半徑則超過1600 km[4]。

(2) 雷達全頻域、紅外隱身要求。F-22即使不采用任何吸波材料，前向RCS也不超過0.1 m2。美軍提出下一代有人/無人戰(zhàn)斗機應(yīng)實現(xiàn)雷達全頻域隱身以及紅外隱身[5]，要求RCS低于當(dāng)前4代機一個量級，全向RCS達到0.01 m2[6]。

(3) 超聲速巡航能力。具有長航時的無加力超聲速巡航能力，并向中低空擴展。

(4) 超常規(guī)機動能力。由于采用超常規(guī)氣動布局、矢量推力發(fā)動機和智能化飛行控制系統(tǒng)，下一代戰(zhàn)機將普遍具備超聲速高機動和亞聲速超常機動的能力。俄羅斯擬采用二元矢量噴口發(fā)動機，其俯仰角度可達±20°，可以60°大迎角低速飛行和機動[4-5]。波音公司宣稱，F(xiàn)/A-XX能夠?qū)嵤└鞣N超常規(guī)機動，常規(guī)的爬升、盤旋、滾轉(zhuǎn)和直線加速等特性，也將全面優(yōu)于F-22，具備完成導(dǎo)彈防御、空中遮斷和近距支援等作戰(zhàn)任務(wù)的空中機動能力[4,7]。

(1) 新型氣動布局。新型氣動布局可兼顧高速飛行和久航飛行時的氣動性能，有的還可兼顧飛行控制，有可能成為支撐下一代戰(zhàn)斗機滿足確?？罩袃?yōu)勢，甚至建立空天優(yōu)勢、提高遠航和久航能力兩項要求的關(guān)鍵技術(shù)。國外正在探索的新型氣動布局技術(shù)主要包括飛翼布局和自適應(yīng)變形布局。

(7) 尾旋恢復(fù)需要采用非傳統(tǒng)方式。

目前，制空型無人機面臨的最大難題是敵我識別、態(tài)勢感知、自主空戰(zhàn)、遠程通信與防電磁干擾等[8]，這些問題是制約制空型無人機安全飛行并完成空戰(zhàn)任務(wù)的關(guān)鍵，有賴于人工智能、信息感知與融合、數(shù)據(jù)鏈路等技術(shù)的突破。此外，根據(jù)上述技戰(zhàn)術(shù)要求，國外對制空型無人機還提出了一些與氣動結(jié)構(gòu)相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)[9]，如：

下面首先分析了勵磁涌流產(chǎn)生的機理，而后介紹了勵磁涌流仿真評估約束條件，包括基于電壓積分法的剩磁評估方法、主變壓器斷路器加裝合閘電阻的涌流抑制措施和基于延時合閘的選相合閘技術(shù)。接著，闡述了剩磁、合閘電阻和延時合閘策略的配合關(guān)系。最后，基于PSCAD仿真平臺，提出剩磁施加方法，并基于現(xiàn)場實測結(jié)果開展勵磁涌流仿真評估方法驗證，同時也為消磁效果評價提供了一種方式。

(2) 多功能結(jié)構(gòu)技術(shù)。多功能結(jié)構(gòu)技術(shù)主要是指集成任務(wù)傳感器功能的結(jié)構(gòu)。它可顯著增大傳感器孔徑和作用距離，還可提高飛機的低可觀測性能，是下一代戰(zhàn)斗機實現(xiàn)以信息和網(wǎng)絡(luò)能力為中心進行設(shè)計的關(guān)鍵支撐技術(shù)。

支撐應(yīng)選用鋼材焊接加工制作而成。支撐應(yīng)連接牢靠、布置合理、方便施工，且不影響后面工序的正常施工。支盤成孔過程中所設(shè)置的鋼支撐結(jié)構(gòu)不予取出，以增加支盤的柔性。

(3) 低可觀測技術(shù)。由于美國國防部認為主要依靠外形設(shè)計實現(xiàn)低可觀測的戰(zhàn)斗機將在2020年左右面臨極大的威脅，其他可保證低可觀測性能的技術(shù)發(fā)展情況值得關(guān)注，例如美國空軍正在研究的納米材料和綜合飛行器能量管理技術(shù)等，可能會成為實現(xiàn)寬帶隱身和多光譜隱身的關(guān)鍵。特別是納米材料，國外認為它還有可能帶來流動控制技術(shù)和結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)的變革，顯著提高飛機的升阻比和降低結(jié)構(gòu)重量。

(4) 變循環(huán)發(fā)動機。變循環(huán)發(fā)動機可兼顧高速飛行和遠航飛行性能。美國空軍和工業(yè)界進行的分析顯示，亞聲速飛機采用變循環(huán)發(fā)動機可將航程和續(xù)航時間分別提高30%和70%，而超聲速飛機則可分別提高40%和80%。

移取2 mL碲標(biāo)準(zhǔn)溶液B(含碲量為100 μg)于25 mL比色管中，按實驗方法，分別在波長400～500 nm范圍內(nèi)，測定試液的吸光度值，并繪制吸收光譜圖，如圖1所示。實驗結(jié)果表明，溴化碲在波長440 nm附近處，吸光度值出現(xiàn)最大值，所以選擇440 nm為測定波長。

這類戰(zhàn)斗機通常具有較高的速度、機動性和敏捷的操縱性，具有快速的對空指向性，作戰(zhàn)任務(wù)上仍然以空中格斗、空中壓制為主，作戰(zhàn)對象是具有隱身特征和超聲速巡航能力的飛機，因此布局上更加突出超聲速巡航和超聲速機動作戰(zhàn)能力，外傾的尾翼也能有效減小RCS的角反射效應(yīng)。若能解決戰(zhàn)斗機無人化的幾個難題，則該布局不失為一種先進的、最可能的制空型無人機氣動布局[11]。

1.3 制空型無人機的發(fā)展思路

總結(jié)制空型無人機的關(guān)鍵技術(shù)特征，結(jié)合現(xiàn)有設(shè)計技術(shù)水平，制空型無人機主要有兩條發(fā)展途徑。

其一是在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機的基礎(chǔ)上無人化。無人化能大大放寬對飛機機動性的限制，使之具備超機動作戰(zhàn)能力。無人化也是下一代戰(zhàn)斗機的發(fā)展方向之一。美國提出的下一代戰(zhàn)機的構(gòu)想，認為它應(yīng)該是一款無人機，因為根據(jù)現(xiàn)在空中作戰(zhàn)的規(guī)律發(fā)展，今后無人機比有人機有更大的優(yōu)勢。

自主空戰(zhàn)的無人戰(zhàn)斗機雖然還比較遙遠，但利用傳感和通信技術(shù)，遠程控制作戰(zhàn)是可實現(xiàn)的。當(dāng)代戰(zhàn)斗機都具有超聲速巡航、過失速機動、寬頻帶隱身等特點。下一代戰(zhàn)機規(guī)劃中更是提出了雷達全頻域隱身、紅外隱身、超常規(guī)機動、高空高速長航時、增強態(tài)勢感知能力等需求。戰(zhàn)斗機的這些特點與發(fā)展趨勢與制空型無人機的需求一致。因此，將四代機甚至五代機進行無人化設(shè)計，最貼近制空型無人機的發(fā)展規(guī)律，也能夠有效利用現(xiàn)有戰(zhàn)機的設(shè)計經(jīng)驗，降低設(shè)計門檻。

第二種發(fā)展思路是基于當(dāng)前無人戰(zhàn)斗機的通用構(gòu)型。波音公司聯(lián)合美國空氣研究實驗室(AFRL)提出了無人戰(zhàn)斗機通用的基本構(gòu)型，即AFRL UCAV 1303試驗型，為典型的飛翼/無尾布局。西方各國的無人驗證機，如X-47B、雷神、神經(jīng)元、鬼怪鰩等，也都采用了飛翼/無尾布局。這種全新的布局設(shè)計方式，在雷達隱身、氣動特性方面具有較強的優(yōu)勢，但由于沒有垂直/斜置尾翼，航向穩(wěn)定與操控明顯不足，若將其發(fā)展成為制空型無人機，需要開展創(chuàng)新舵面控制研究。

2 制空型無人機的氣動布局

根據(jù)制空型無人機的作戰(zhàn)任務(wù)和技戰(zhàn)術(shù)要求，中/小展弦比扁平融合體布局和中/大展弦比飛翼/無尾布局是制空型無人機最有可能的布局形式。

2.1 中/小展弦比扁平融合體氣動布局

中/小展弦比扁平融合體布局主要集中在下一代戰(zhàn)斗機的設(shè)計上。例如洛·馬公司提出的五代機設(shè)計概念(圖5)，其機頭與F-22相似，但更加扁平；尾翼以很大角度外傾，可減小角反射帶來的RCS；該機強調(diào)高速度和敏捷性[9]。

1989年Okutsu等[15]首次報道了CTS的內(nèi)鏡下手術(shù)方法，并應(yīng)用電生理學(xué)數(shù)據(jù)分析其有效性。在45例患者中，54例利用內(nèi)窺鏡進行腕部橫向韌帶松解術(shù)，平均隨訪13.8個月。所有患者術(shù)后即刻感覺障礙消退，2個月內(nèi)麻木逐漸消失。在感覺障礙消失后，他們對27例患者進行了術(shù)后電生理學(xué)研究，術(shù)后電生理數(shù)據(jù)均明顯改善。他們得出結(jié)論，橫向腕關(guān)節(jié)韌帶可以安全地通過內(nèi)窺鏡切斷。

圖6為蘇霍伊公司提出的五代機方案，采用串聯(lián)式三翼面氣動布局，前置的全動近距耦合鴨翼與機身邊條完全融合，前掠機翼又與機身完全融合，翼根向后延伸至機尾形成水平安定面，雙垂尾大角度外傾，外形超扁平，還可能采用變體技術(shù)[10]。

(6) 智能蒙皮[5]。智能蒙皮是1985年由美國空軍提出的新技術(shù)構(gòu)想，所謂智能蒙皮，是一種利用智能材料對外界環(huán)境變化作出機敏反應(yīng)的機構(gòu)。一般由信息傳感器、控制器和驅(qū)動器組成，具有信息傳遞、處理和驅(qū)動三種功能。美軍下一代戰(zhàn)斗機之所以采用智能蒙皮，主要在于智能蒙皮具有十分顯著的特點：一是有助于提高飛機的飛行性能；二是有利于飛機隱身；三是有利于發(fā)現(xiàn)隱身目標(biāo)；四是增加飛機的可靠性；此外，智能蒙皮技術(shù)還具有可提高飛機的可用性，有利于飛行器設(shè)計小型化和簡單化等特點。

花樣游泳所展現(xiàn)的技巧和美感，大致上和花樣滑冰、自由體操及芭蕾舞相同。但是花樣游泳的多數(shù)動作，是在水中腳上頭下進行的，有時一個動作需屏氣達五十秒之久，就力度和動作控制來說，難度遠比花樣滑冰等還大一些。

2.2 中/大展弦比飛翼/無尾布局

(1) 新概念流體推力矢量技術(shù)研究。近年來由于技術(shù)的進步，一些控制措施甚至孕育著新概念飛行器的產(chǎn)生，如用孔壁控制代替操縱面、利用Coanda效應(yīng)的超環(huán)量控制代替增升裝置、采用智能材料的變形飛行器等。通過氣流相互作用，實現(xiàn)矢量偏轉(zhuǎn)，有望取代現(xiàn)有復(fù)雜的機械推力轉(zhuǎn)向裝置，也利于采用矩形尾噴管，便于遮擋紅外隱身。這種流動控制的一體化問題特別重要。必須考慮到整個飛機的設(shè)計，除了能夠輸送(熱)空氣之外，還要使其能夠通過輔助射流輸送約10%的主氣流，并能夠加工適合的噴口。這種非機械式推力矢量的優(yōu)點是減輕了重量，簡化了復(fù)雜性，從而提高了可靠性。

應(yīng)美國海軍要求，對于下一代有人戰(zhàn)斗機規(guī)劃，波音公司也提出了自己的五代機方案，即F/A-XX方案(圖8)。該布局采用中等展弦比雙發(fā)飛翼無尾布局，全翼身融合，強調(diào)隱身性能和高升阻比[9]。

2011年2月，諾·格公司研制的X-47B無人作戰(zhàn)飛機成功實現(xiàn)首飛。該機為翼身融合的大展弦比飛翼布局外加蝙蝠型雙翼(圖9)。X-47B采用無尾布局的最大優(yōu)勢在于能大大降低飛機的重量，提高作戰(zhàn)的機動性。不過，無尾布局帶來的穩(wěn)定性控制方面的問題，尤其是航向靜穩(wěn)定性問題，會使X-47B等無人作戰(zhàn)飛機面臨較大的技術(shù)挑戰(zhàn)。而且，無尾布局沒有垂直安定面遮擋后機身與尾噴流,其紅外隱身也是設(shè)計過程中需要考慮的重要因素[13-15]。

(5) 新一代數(shù)據(jù)鏈技術(shù)。通用、高速、安全保密、抗干擾的新一代數(shù)據(jù)鏈將保證下一代戰(zhàn)斗機滿足其確?？罩袃?yōu)勢，甚至建立空天優(yōu)勢、幫助實現(xiàn)信息優(yōu)勢和適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)中心戰(zhàn)、提高多功能性等能力要求的關(guān)鍵支撐技術(shù)。目前，美國國防部和美國空軍為適應(yīng)網(wǎng)絡(luò)中心戰(zhàn)的發(fā)展，正在大力加強包括數(shù)據(jù)鏈在內(nèi)的網(wǎng)絡(luò)中心基礎(chǔ)設(shè)施和技術(shù)開發(fā)工作。

2010年7月，英國BAE系統(tǒng)公司首次公布了“雷神”無人作戰(zhàn)飛機(圖10)。該機采用飛翼/無尾布局設(shè)計，主要驗證流體推力矢量和環(huán)量控制等關(guān)鍵氣動技術(shù)[16-17]。

2012年1月，由法國主導(dǎo)的歐洲五國聯(lián)合研制的“神經(jīng)元”無人作戰(zhàn)飛機技術(shù)驗證機也正式亮相[18](圖11)。它是一種集偵察、監(jiān)視與攻擊于一身的多功能無人作戰(zhàn)平臺，除了能完成偵察、監(jiān)視、通信中繼和電子干擾等任務(wù)外,更重要的是其直接攻擊能力。此類飛翼布局無人機的優(yōu)點是[10]：

(1) 消除了尾翼，減小最小阻力；

(2) 消除了噴流對尾翼的干擾和機翼上可能的激波干擾；

在注視熱點圖中，由綠色過渡到黃色，再到紅色，以示注視率越來越高。對頁面12和13，標(biāo)題、電路符號、電器元件三維圖都是重點要素，而卡通小人不是重點要素，學(xué)生被期望多關(guān)注重點要素。頁面12的綜合五人眼動熱點主要位于中間零件電路符號、中間零件，標(biāo)題上，說明學(xué)生關(guān)注的都是PPT重點要素；而頁面13的綜合五人眼動熱點除了位于重點要素，還同時分布于非重點要素(卡通小人)上，說明五名被試學(xué)生在學(xué)習(xí)頁面13時過度關(guān)注頁面的非重點要素。

(3) 消除了非升力面；

(4) 采用靜不穩(wěn)定外形，配平阻力較??；

(5) 可通過方式放松靜穩(wěn)定性設(shè)計，邊界層控制等方式，提高最大升力系數(shù)。

不足之處在于[10]：

(1) 最大升力系數(shù)小，起飛著陸需要大攻角；

(2) 穩(wěn)定性設(shè)計中采用機翼外洗，誘導(dǎo)阻力激增；

(3) 跨聲速飛行，厚翼帶來較大阻力；

(4) 航向穩(wěn)定性減退；

(5) 俯仰控制的力矩較短，需要更大或更多的控制面；

(6) 橫航向控制耦合增加了飛控的復(fù)雜性；

1.2 制空型無人機的關(guān)鍵技術(shù)

為了解決無尾布局操縱和控制的難題，洛馬公司啟動了“創(chuàng)新控制操縱器計劃”[19]，旨在探索新型的操縱面氣動控制方案，他們在F-117基礎(chǔ)上設(shè)計1個無尾方案。經(jīng)過風(fēng)洞試驗后，選定了2種布局交空軍進行飛行試驗，一種主要突出了翼面上的擾流片和開縫-折流片，一種主要突出了全動翼尖，2種布局相對簡單，但仍有足夠的操縱效率。上述研究表明新型的操縱面系統(tǒng)的研究和推力矢量的綜合應(yīng)用是解決高隱身高機動布局操縱和控制的重要方法。

飛翼布局涉及的氣動關(guān)鍵技術(shù)主要有：(1)背負式進氣道設(shè)計技術(shù)。背負式進氣道能否廣泛應(yīng)用取決于在各種飛行狀態(tài)下，進口的流場能否滿足進氣道性能以及發(fā)動機匹配的要求，尤其是大迎角和有側(cè)滑時的進口流場質(zhì)量，機翼和邊條的漩渦、機身分離的尾跡是否進入進氣口以及超聲速時進口流場馬赫數(shù)的大小等。(2)航向控制技術(shù)。目前飛翼布局一般采用翼尖開裂式阻力舵、擾流板、全動翼尖(AMT)、開裂式襟副翼或差動式襟副翼等阻力式方向舵來實現(xiàn)航向控制(圖12)。對大展弦比飛翼布局采用阻力舵實現(xiàn)航向控制效率較高，但對小展弦比飛翼布局則效率相對較低。

3 小展弦比(鴨式)飛翼布局特性及關(guān)鍵技術(shù)

綜合扁平融合體及飛翼氣動布局特點及國內(nèi)外無人機發(fā)展趨勢，兼具這兩類布局特點的小展弦比(鴨式)飛翼布局可能成為制空型無人機或下一代戰(zhàn)斗機概念布局的主要發(fā)展方向。

3.1 布局特點

該類布局與X-36比較類似，為提高隱身，消除垂尾，并遮擋尾噴管；為提高機動性可保留鴨翼(也可以不要鴨翼)；為提高超聲速性能，鴨翼和主翼的后掠角可能適當(dāng)加大，面積適當(dāng)縮小。這種無尾飛翼布局的橫航向穩(wěn)定與操縱控制目前依然是個難題，低亞聲速這個方面國外還有些技術(shù)積累，跨超聲速這方面的研究不多，也就說還存在新型操控措施的創(chuàng)新研究機會。

目前可以在現(xiàn)有戰(zhàn)斗機鴨式布局基礎(chǔ)上來探索這種布局概念特征及設(shè)計技術(shù)，如去掉V尾和腹鰭、設(shè)計背負式發(fā)動機、縮小機翼面積、加大翼身融合、大力發(fā)展推力矢量技術(shù)(重點解決航向穩(wěn)定與控制)、優(yōu)化設(shè)計后體等。也可以在大展弦比飛翼布局無人機的基礎(chǔ)上縮減展弦比，增加鴨翼等等。這種布局具有更好的低可探測性、超聲速性能，若發(fā)動機技術(shù)有新的突破，機動性、航程、航時也會有較大提高。整個概念從工程技術(shù)延續(xù)性、技術(shù)成熟度、經(jīng)濟可承受性等角度看有一定發(fā)展前途。

3.2 關(guān)鍵技術(shù)

除了上文中列出的飛翼布局氣動關(guān)鍵技術(shù)，小展弦比(鴨式)飛翼布局在氣動領(lǐng)域還需要重點突破以下關(guān)鍵技術(shù)[10]：

中/大展弦比飛翼/無尾布局是目前國外無人戰(zhàn)斗機研制、演示驗證的主要氣動布局形式，源于美國波音公司與空氣研究實驗室(AFRL)提出的UCAV通用的基本構(gòu)型，即AFRL UCAV 1303試驗型[12]，該型驗證機為典型的無尾飛翼布局(圖7)。

三人沉默了一陣，還是雨落先打破了沉悶。雨落站起來，坐到許沁身邊，說許姐，你看能不能找你朋友把鉆戒退回來，再換一款給她？既然是朋友，想必她也能理解您。您先不要有太多的顧慮，試試總可以吧？

(2) 低速增升環(huán)量控制技術(shù)研究。采用環(huán)量控制，可使翼型升力系數(shù)高達20，升力增量與噴流動量比高達80，可大幅提高短距起降能力，也可用于發(fā)動機推力轉(zhuǎn)向控制。這種流動控制的基本原理已經(jīng)開展了多年的研究。但是，這種系統(tǒng)的設(shè)計以及與飛行器的一體化問題，還是存在一些挑戰(zhàn)。為了確定合適的工作系統(tǒng)，通氣管道、增壓室設(shè)計、結(jié)構(gòu)設(shè)計和空氣溫度都是必須考慮的問題。特別是，耐用、低成本、狹窄縫隙的加工要通過研制柔性、可調(diào)唇口來解決。

(3) 高機動增穩(wěn)控制技術(shù)研究。采用舵面控制、射流控制和推力矢量控制進行增穩(wěn)和高機動操縱，是可行的技術(shù)途徑。

(4) 氣動布局/隱身/推進/結(jié)構(gòu)/控制一體化多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化技術(shù)。為了提高飛行器總體性能尤其是隱身和氣動性能，未來戰(zhàn)斗有人/無人機將會逐漸取消外掛，并進行控制舵面的縮減，這都將加大操穩(wěn)和控制的難度；而且布局的一體化融合，必將帶來各學(xué)科的一體化融合，因此設(shè)計上必須采用多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化方法來協(xié)調(diào)各學(xué)科設(shè)計矛盾，提高飛行器總體性能。

在品種質(zhì)量方面，農(nóng)墾和合作社之間差異不大，都可以與種子企業(yè)或大型經(jīng)銷商直接洽談，基本可以做到統(tǒng)一購種，可靠的種子來源保證了種子質(zhì)量。農(nóng)戶采購種子形式多樣，非正規(guī)渠道購種或自留種的農(nóng)戶，種子質(zhì)量無法保證，影響產(chǎn)量。

(5) 變形結(jié)構(gòu)技術(shù)。要兼顧高速與低速、巡航與機動等性能，采用變形結(jié)構(gòu)技術(shù)是重要的發(fā)展方向，但利用機體結(jié)構(gòu)變形或智能材料進行實現(xiàn)，除突破智能材料研發(fā)技術(shù)外，還需要解決變形體氣動及結(jié)構(gòu)設(shè)計、變形過程的非線性氣動特性、控制技術(shù)等。

4 對制空型無人機氣動布局設(shè)計的啟示

通過對制空型無人機作戰(zhàn)指標(biāo)、技戰(zhàn)術(shù)要求的分析，結(jié)合扁平融合體布局和飛翼/無尾布局的特點，參考文獻[20-23]對小展弦比飛翼ICE飛機的氣動計算數(shù)據(jù)，提煉總結(jié)了制空型無人機氣動布局的部分設(shè)計要求。

(1) 對飛行性能的要求。高機動性，超聲速穩(wěn)定盤旋過載10左右；最高可實現(xiàn)以馬赫數(shù)1.5進行超聲速巡航15 min左右(根據(jù)F-22的超聲速巡航時間假設(shè))；若需要提高航程可外掛副油箱。以上這些要求同時需要高性能的發(fā)動機作為支持。如發(fā)動機剩余功率大，可提高飛機的加速性能，耗油率低可提高續(xù)航性能，但發(fā)動機功率大其重量也會相應(yīng)增大，飛機的總重和體積就會增大，如何協(xié)調(diào)這之間的矛盾關(guān)系還需要具體分析。

(2) 對氣動特性的要求。從文獻[21]對小展弦比飛翼飛機氣動性能的計算數(shù)據(jù)中可知，馬赫數(shù)0.6飛行時最大升阻比3.5左右，最大升力系數(shù)0.7左右；馬赫數(shù)1.5飛行時最大升阻比2.6左右，最大升力系數(shù)0.8左右。因此若要進一步提高巡航性能和過載，則需要進一步提高升阻比和最大升力系數(shù)，這就需要在翼型設(shè)計時進行考量。

兩組患者亞低溫治療前 P、CVP、MAP、CI、EVLWI、GEDVI、SVRI比較，差異無顯著性（P＞0.05）。

(3) 穩(wěn)定特性。為了增加飛機超聲速的機動性能，在亞聲速區(qū)縱向采用放寬靜穩(wěn)定設(shè)計。因此，此類飛機在亞聲速區(qū)為輕微靜不穩(wěn)定設(shè)計——根據(jù)經(jīng)驗，靜穩(wěn)定度可設(shè)計在-5%～-1%之間。超聲速區(qū)，隨著焦點后移，飛機變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定，穩(wěn)定裕度可設(shè)計在5%～10%之間。由于飛翼本身特性，在整個飛行階段航向是很小的靜不穩(wěn)定，可設(shè)計在-1%，縱橫向的靜不穩(wěn)定可通過控制率設(shè)計或增穩(wěn)構(gòu)型設(shè)計進行改善。同時，飛翼的大迎角穩(wěn)定特性比中小迎角下更差，此時需采用推力矢量和全動翼尖等新型操縱機構(gòu)以提供其足夠的控制力矩，并通過采用飛/推一體化等先進的控制系統(tǒng)設(shè)計才能保證其獲得滿意的大迎角飛行品質(zhì)。

1）在單個充電子過程中，隨著掃描次數(shù)Q的增加，充電失敗情況1發(fā)生的概率逐步減小直至為0，且減小趨勢在掃描次數(shù)增加初期尤為顯著。通過提高掃描次數(shù)能夠有效減小在該充電失敗情況的發(fā)生；而由于充電失敗情況2、3、4的發(fā)生均基于情況1的發(fā)生，隨著失敗情況1發(fā)生概率的減小，情況2、3、4發(fā)生的概率均逐步增大直至穩(wěn)定值；

5 結(jié)束語

本文重點分析了制空型無人機的技戰(zhàn)術(shù)要求、關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展思路，總結(jié)了制空型無人機兩種可能的氣動布局——中/小展弦比扁平融合體布局和中/大展弦比飛翼布局。在此基礎(chǔ)上，提出小展弦比(鴨式)飛翼布局構(gòu)想。最后，提煉總結(jié)了制空型無人機氣動布局的部分設(shè)計要求，希望能夠給相關(guān)設(shè)計人員帶來一定的啟示。

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Key technique and aerodynamic configuration characteristic of UCAV with command of the air

Che Jing*, He Kaifeng, Qian Weiqi

(ComputationalAerodynamicInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

UCAV with command of the air (UCAV-CA) is considered to be an important development branch for fighter planes or UCAVs in the future. This paper analyses the technical characteristic of UCAV-CA, and points out its two development routes, one is fighter plane unmanned and the other flying wing UCAV updating. And then, the technical and tactical demands and key techniques of UCAV-CA are studied. Furthermore, two important aerodynamic configurations including flat blend wing body with middle/small aspect ratio and flying wing body with middle/big aspect ratio are concluded, and one possible aerodynamic configuration which has (duck style) flying wing body with middle/small aspect ratio is present. Finally, the design demand to UCAV-CA of aerodynamic configuration is summarized, which is expected to bring some suggestions for designers.

UCAV-CA; UCAV; aerodynamic configuration; flying wing configuration; flat blend wing body

0258-1825(2017)01-0013-08

2015-01-28;

2015-03-11

車競(1977-)，男，四川成都人，博士，副研究員，研究方向:飛行器設(shè)計. E-mail: chejingmail@163.com

車競, 何開鋒, 錢煒祺. 制空型無人機的關(guān)鍵技術(shù)、氣動布局及特性[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(1): 13-19.

10.7638/kqdlxxb-2015.0013 Che J, He K F, Qian W Q. Key technique and aerodynamic configuration characteristic of UCAV with command of the air[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(1): 13-19.

V279; V221.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0013