临近空间长航时侦察打击一体化无人机

临近空间长航时侦察打击一体化无人机

总体方案研究

李军，黄海峰，牟夏，李清鹏

（西北工业大学航空学院西安 710072）

摘要：本文结合临近空间的特点，就临近空间长航时侦察打击一体化无人机设计的关键技术、总体方案性能指标、总体方案布局选型、总体方案设计、总体方案气动结构特性、传感器载荷与攻击载荷配置、作战使用等方面进行了研究和分析。

关键词：临近空间长航时侦察打击一体化双飞翼气动结构传感器载荷攻击载荷

1 临近空间特点分析

1.1 临近空间的定义

临近空间是指高度20-100km的区域。临近空间既不属于航空范畴也不属于航天范畴, 它是从航空空域向航天空域过渡的区域。临近空间自下而上包括大气平流层区域、中间大气层区域和部分电离层区域。

图2.1 临近空间分层组成

1.2 临近空间的特性

目前所说的临近空间主要指限定在20-30km的区域。这主要是因为超过30km后大气已极其稀薄，飞行器已经极难利用空气动力维持飞行。目前所研究的临近空间特性也主要是指20-30km区域的空间特性。

这一区域的主要特点：

（1）空气稀薄；

（2）暗黑的大气背景；

（3）强烈的紫外辐射。

1.3 临近空间长航时无人机关键技术

临近空间特有的属性对临近空间无人机的设计提出了苛刻的要求，而长航时要求又使临近空间无人机的设计面临更多严峻的挑战，主要有以下关键技术需要着重研究：（1）低雷诺数条件下的飞行器空气动力特性；

（2）主动增升减阻技术；

（3）大型的轻质承载结构技术；

（4）先进的涡扇发动机技术；

（5）主动控制技术。

2临近空间长航时侦察打击一体化无人机性能指标论证

临近空间长航时侦察打击一体化无人机性能指标的确定需要综合现在以及未来一段时间（10-15年）内的军事需求、作战要求以及技术水平，并参考现有的高空长航时无人机方案，进行评估和论证。

（1）飞行高度

飞行高度的确定需要着重考虑生存能力要求、侦察能力要求、动力性能限制等因素，选取25000-27000m作为待机高度。

（2）作战半径

作战半径受国家作战思想的限制,选取5000km作为作战半径。

（3）巡航速度

巡航速度的选取需要考虑气动影响、动力限制、侦察能力、生存能力、飞行翼载等因素，选取Ma0.85作为巡航速度。

（4）待机速度

待机速度可以适当比巡航速度低，选取Ma0.80作为待机速度。

（5）待机时间

维持足够的待机时间，才能够有效监视作战区域，获取足够的精确的战场信息，使我方更准确的判断战场态势，同时，更有效的打击敌方时间敏感目标和CCC&D（欺骗、隐藏、伪装和对抗）目标。

考虑到我国的实际需求，选取待机时间24h@5000km。

（6）巡航/待机升阻比

较高的升阻比，可以增大飞行距离，延长飞行时间，降低对动力性能的要求，显著降低起飞重量，考虑到未来技术的发展和临近空间飞行的严苛要求，将待机/巡航升阻比选取为35/30。

（7）全机升力系数

全机升力系数的提高，可以降低机翼面积，从而降低结构重量和起飞重量。选取全机升力系数为1.0。

（8）有效载荷

选取有效载荷为3000kg，其中侦察载荷1800kg，攻击载荷1200kg。

综上，得出该临近空间长航时侦察打击一体化无人机的任务剖面：

图2.1 临近空间长航时侦察打击一体化无人机典型任务剖面

3 总体方案布局选型

选择总体方案的布局时，需要考虑以下几个方面：

（1）应具有较高的气动效率。

（2）应具有良好的结构减重优势。

（3）应具有良好的隐身优势。

（4）应具有较好的机动能力。

综合考虑以上几个方面，提出联翼布局、鸭式飞翼布局、双飞翼布局三种总体布局方案：

图3.1 连翼构型图3.2 鸭式飞翼构型图3.3 双飞翼布局我们在此选择双飞翼布局作为研究对象。

4 总体方案设计

4.1 起飞重量

利用质量系数法进行起飞重量的计算。

表4.1 起飞重量

4.2 起飞重量权衡

针对巡航升阻比-待机升阻比、巡航耗油率-待机耗油率、巡航半径-待机时间、空重系数-有效载荷、待机耗油率-待机升阻比五种指标组合进行起飞重量的分析和权衡。

图4.1 巡航升阻比-待机升阻比权衡图4.2 巡航耗油率-待机耗油率权衡

图4.3 巡航半径-待机时间权衡图4.4 空重系数-有效载荷权衡

图4.5 待机升阻比-待机耗油率权衡

4.3 总体方案设计

图4.6 前视图

图4.7 侧视图

图4.8 俯视图

5 总体方案气动特性分析

CD计算

5.1

CD计算采用部件构成法，充分考虑层流/紊流分布、部件的干扰、部件的形状等因素。

CD计算表

表5.1 25000m&Ma0.80巡航状态

5.2 层流控制与干扰控制减阻计算

由以上可见，零升阻力的计算结果与设计值（0.015）相比偏大，这必将造成飞机升阻比的降低，使飞机无法满足飞行高度、航时、航程、有效载荷等设计要求，必须通过合理的措施来降低零升阻力。

在此采取的降低零升阻力的主要技术措施有两项：

（1）主动层流控制

飞机零升阻力的增加很大一部分来自于翼面的气流分离，这种分离在迎角增大时会加剧。通过在机翼翼面上布置涡流发生器，使机翼上的分离气流重新变为层流分布，可以显著降低零升阻力。

图5.1 主动流动控制技术示意图

（2）主动干扰控制

对于双飞翼构型来说，在前翼与机身、后翼与机身、垂尾与后翼、垂尾与机身等部件之间均存在干扰，这些干扰增加了零升阻力。通过在部件结合位置布置吹气装置和气流引导装置，使部件之间原有的不利干扰变为有利干扰，从而降低零升阻力。

5.3 全机气动特性计算

利用涡格法计算全机小迎角状态下的气动特性。

图5.2 全机涡格图

图5.3 25km，Ma0.80，alpha=0时气动力分布