高馬赫數臨近空間無人機主要總體參數設計方法

有連興， 余雄慶

南京航空航天大學 航空宇航學院 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室， 南京 210016

高馬赫數臨近空間無人機主要總體參數設計方法

有連興， 余雄慶*

南京航空航天大學 航空宇航學院 飛行器先進設計技術國防重點學科實驗室， 南京 210016

針對高馬赫數臨近空間無人機(HSUAV)概念設計的需求，研究一種飛行器主要總體參數設計的改進方法，目的是提高主要總體參數設計的可信度。在現有的約束分析和任務分析方法基礎上，通過融入適用性更廣、預測精度更高的氣動模型和推進系統模型，建立了一種迭代的設計計算流程。應用參數化建模方法建立了氣動數值分析模型，應用發動機熱力循環分析建立了推進系統模型。應用本文方法完成了高馬赫數臨近空間無人機主要總體參數設計計算，結果表明：經過若干次迭代設計計算，主要總體參數值收斂；由傳統方法確定的主要總體參數與本文方法的結果有明顯差別。由于本文方法中使用了可信度更高的氣動和推進系統模型，根據本文方法確定的主要總體參數具有更高的可信度。

無人機； 概念設計； 臨近空間； 高馬赫數； 約束分析； 任務分析

高馬赫數臨近空間無人機(HSUAV)是指在臨近空間[1]以馬赫數Ma=3.0～5.0巡航飛行完成特定任務的無人飛行器。與現有的亞聲速和低超聲速(Ma=1.2～3.0)飛行器相比，HSUAV的高空高速特性，使得現有戰斗機和地面防空系統難以對其進行有效攻擊。例如，SR-71偵察機的高空高速性能有效地提高其生存力[2]。與高超聲速臨近空間無人機相比，HSUAV無需采用超燃沖壓發動機[3]，技術風險較小。與近地軌道偵察衛星相比，HSUAV能夠在臨近空間區域內更快、更精確地獲取信息。

目前，還沒有一種真正實用的HSUAV。美國曾研制了高馬赫數無人機D-21A[4]，設計巡航馬赫數為3.3，巡航高度為24 380 m。但由于采用了空中掛載發射方式，無法自主起飛和著陸，屬于一次性使用飛行器，其使用成本較高。因此，研制一種能夠實現自主起飛、爬升、巡航和著陸的高馬赫數臨近空間無人機更具有實用價值。

飛行器概念設計屬于飛機總體設計的早期階段，它有2個關鍵問題要解決[5]：一是概念方案，包括總體構型方案、推進系統、結構與材料方案等；二是總體參數設計，包括外形參數、動力裝置參數和重量參數設計等。在這些總體參數中，最基本的參數是推重比、翼載荷和最大起飛重量，這3個參數通常稱為主要總體參數(或基本總體參數)，飛行器性能在很大程度上取決于這3個主要總體參數。

HSUAV作為一種新型無人機，在總體設計階段面臨許多新的問題。其中一個問題就是：如何根據HSUAV的任務使命，確定其主要總體參數。飛機主要總體參數設計通常采用約束分析和任務分析的方法[6]。應用這種方法的前提是具有該類型飛機氣動特性、動力裝置特性和重量特性的統計數據，或具備相關的較精確的工程估算方法。但對于HSUAV這種新型無人機，其動力裝置、氣動布局等不同于常規飛機，既不存在統計數據，也不具備較精確的工程估算方法。因此，為了確定HSUAV主要總體參數，需要對現有的方法進行改進。

本文目的是研究一種適用于HSUAV概念設計階段的主要總體參數確定方法。本文的架構是以一種HSUAV任務使命和概念方案為例，基于約束分析和任務分析的思路[7]，通過采用數值分析和工程方法相結合的方法，展示HSUAV主要總體參數的設計過程。

1 一種HSUAV的設計要求和概念方案

HSUAV主要總體參數設計的依據是任務剖面、性能要求和概念方案。

由于需要一個具體的概念方案作為例子來詳細說明HSUAV主要總體參數設計方法的過程，因此本節給出一種HSUAV任務剖面、性能要求和概念方案，以此引出HSUAV主要總體參數設計方法所需解決的具體問題。

1.1 任務剖面

所需設計的HSUAV具有自主起飛、爬升、巡航和著陸的能力，其任務剖面如圖1所示。HSUAV起飛(階段1～2)以后加速爬升到高度h=3.048 km(階段2～E1)，等高度加速到馬赫數Ma=0.8(階段E1～E2)，等馬赫數爬升到h=9.5 km(階段E2～E3)，跨聲速飛行從Ma=0.8和h=9.5 km加速至Ma=1.5并下降到h=9 km(階段E3～E4)，超聲速加速和爬升至Ma=3.0和h=20 km(階段E4～E5)，繼續加速和爬升至Ma=3.5和h=25 km(階段E5～3)繼續巡航(階段3～4)，在巡航馬赫數和高度下執行一次轉彎半徑R=200 km的小過載轉彎(階段4～5)，返回繼續巡航飛行(階段5～6)，在任務剖面點6處以最大升阻比開始無動力狀態下滑[8](階段6～7)，下滑至h=3.6 km處起動渦噴發動機盤旋飛行20 min(階段7～8)，之后進近(階段8～9)和著陸(階段9～10)，完成整個飛行任務。

圖1 高馬赫數臨近空間無人機任務剖面
Fig.1 Near-space high supersonic unmanned aerial vehicle (HSUAV) mission profile

1.2 性能要求

HSUAV的性能要求如下：

1) 有效載荷為600 kg。

2) 起飛滑跑距離小于1.2 km。

3) 跨聲速加速：在5 min內馬赫數從0.8增加到1.5。

4) 超聲速加速：在5 min內馬赫數從1.5增加到3.0。

5) 高馬赫數飛行：Ma=3.0；h=20 km。

6) 高馬赫數巡航：Ma=3.5；h=25 km。

7) 高馬赫數轉彎：在Ma=3.5和h=25 km下完成半徑R=200 km的小過載轉彎。

8) 著陸距離小于1 km。

9) 具有較好的隱身性能。

1.3 概念方案

1) 推進系統方案

HSUAV推進系統由進氣道、串聯式渦輪基組合循環(TBCC)發動機[9]和二元尾噴管組成，如圖2所示。

進氣道采用定幾何混壓式軸對稱超聲速進氣道[10]?？紤]到高馬赫數巡航時超聲速進氣道高的總壓恢復和低的超聲速起動特性，采用如圖2(a)中所示的超聲速進氣道，該進氣道入口面積的大小由飛行任務軌跡上所需的最大質量流量決定。

圖2 HSUAV推進系統方案
Fig.2 Propulsion system concept of HSUAV

TBCC發動機有渦噴模態、加力渦噴模態、模態轉換狀態和亞燃沖壓模態[11]4個工作模態，參見圖2(b)。渦噴工作模態下，模態轉換閥門關閉，這個模態用于HSUAV起飛前熱車、滑行道滑跑、起飛后加速爬升至Ma=0.8和h=9.5 km，以及任務完成時返回基地上空盤旋和進近著陸。加力渦噴工作模態下，加力燃燒室開啟，用于跑道滑跑起飛將HSUAV從Ma=0.8和h=9.5 km加速爬升至Ma=2.5和h=16.333 km或維持Ma=3.0和h=20 km的短時間飛行。模態轉換狀態下，模態轉換閥門處于開啟狀態，加力渦噴和亞燃沖壓模態同時工作。這個模態用于將HSUAV從Ma=2.5和h=16.333 km 加速爬升至Ma=3.0 和h=20 km。亞燃沖壓工作模態下模態轉換閥門完全開啟，渦噴核心機停止工作，氣流通過外涵道直接進入亞燃沖壓燃燒室。亞燃沖壓工作模態只在高空高馬赫數時才使用，將HSUAV從Ma=3.0和h=20 km加速爬升至Ma=3.5和h=25 km，并維持在Ma=3.5和h=25 km下巡航飛行和轉彎。

2) 氣動布局概念方案

HSUAV布局采用小展弦比機翼和機身機翼融合的氣動布局方案，如圖3所示。HSUAV氣動布局兼顧高低速氣動性能要求，其展弦比值范圍定為1.2～1.6。為了提高其隱身性能，進氣道入口和尾噴管出口布置于機身上方[12]，機體的拱形前緣有利于機頭超聲速進氣道的設計和改進。機身外形考慮了進氣道和尾噴管、任務載荷、起落架、油箱容積大小等布置要求。

考慮到氣動加熱問題，HSUAV的蒙皮材料主要以鈦合金為主。

圖3 HSUAV構型方案
Fig.3 Aerodynamic configuration of HSUAV

本文要解決的問題是：如何根據飛行任務剖面、基本設計要求和概念方案，確定出主要總體參數(推重比、翼載荷和最大起飛重量)。以下闡述解決該問題的方法。

2 主要總體參數設計方法

約束分析和任務分析方法是確定飛機主要總體參數的一種有效方法，已在飛機總體設計獲得廣泛應用[5,7,13]。在本文研究中仍然采用約束分析和任務分析方法的思路，但由于HSUAV屬于一種新型飛行器，需對傳統的約束分析和任務分析方法進行改進，使之適用于HSUAV主要總體參數的設計。

2.1 約束分析方法

約束分析方法用于確定飛行器的推重比和翼載荷，其中推重比定義為推進系統海平面最大靜推力與最大起飛重量之比，翼載荷為最大起飛重量與參考面積之比。

約束分析方法依據設計要求中規定的飛行性能要求(包括起降性能、爬升性能、巡航性能和機動性能要求等)，繪制出起飛推重比和翼載荷的可選區域(也稱界限線圖[5])。在可選的區域內，確定出滿足性能要求的推重比和翼載荷。

繪制界限線圖的關鍵是要找出各項飛行性能與起飛推重比和翼載荷之間的函數關系。文獻[7]根據飛行力學原理，推導出了能夠反映飛行器各項飛行性能的推重比和翼載荷的通用函數關系，該函數關系亦稱為約束分析的“控制方程”，其表達式為[7]

(1)

式中：α為推力衰減系數；β為重量系數；K1和K2為升力阻力極曲線方程中升力系數前的常數項；n為過載因子；CD0為零升阻力系數；CDR為附加阻力系數(外掛油箱、導彈和減速傘等產生的阻力系數)；TSL為海平面最大推力；WTO為最大起飛重量；S為參考面積；q為動壓；V為飛行速度；Ps為上升率，其表達式為[7]

(2)

其中：ze為瞬時的勢能和動能之和，亦稱為“能量高度”；t為時間；g0為重力加速度；T為瞬時推力；D為阻力；R為瞬時附加阻力；W為瞬時重量。

對于不同的飛行狀態，只需對式(1)進行相應簡化，就可得到各項飛行性能與推重比和翼載荷的函數關系式[7]。

由于式(1)中包含了氣動特性數據、推進系統特性和重量系數數據，因此應用約束分析法需提前預估氣動特性、推進系統特性和重量系數，即這些參數是約束分析的輸入參數。對于常規飛機，有大量的統計數據或較可靠的工程估算公式[5-6, 13]，可估算出較準確的氣動特性、推進系統特性和重量系數數據。

2.2 任務分析方法

任務分析方法是根據設計要求中的任務載荷和任務剖面來估算飛行器的最大起飛重量、空機重量和燃油重量。

最大起飛重量WTO包括任務載荷重量WP、空機重量WE和燃油重量WF，即

WTO=WP+WE+WF

(3)

式(3)可變換為

(4)

從式(4)中可知，當任務載荷WP、空重系數WE/WTO和燃油系數WF/WTO已知，即可通過迭代求解得到最大起飛重量WTO，其中任務載荷由設計要求給出。

空重系數WE/WTO為空機重量和最大起飛重量之比?？諜C重量和最大起飛重量存在一定的內在關系，針對不同類型的飛行器，通常用統計關系或經驗公式來表示這種關系。根據這種關系式，可估算空重系數WE/WTO。

燃油系數WF/WTO為完成任務剖面所消耗的燃油重量與最大起飛重量之比。通?？赏ㄟ^2種途徑來估算：① 基于統計數據的經驗公式；② 基于受力分析的燃油消耗分析方法。

通常通過重量系數分析來計算燃油系數。重量系數為飛行器瞬時的重量與最大起飛重量的比值，與燃油系數的關系為

(5)

式中：Wi為飛行階段節點i瞬時飛行器的重量；WFi為飛行器飛行到節點i消耗的燃油重量。例如，爬升加速階段的重量系數的經驗公式為[6]

(6)

燃油消耗分析方法是通過計算各飛行階段消耗的燃油重量來計算燃油系數。飛行過程中減少的重量等于消耗的燃油重量，即飛行器重量的減少率等于燃油的消耗率。燃油消耗率是瞬時安裝推力T和單位燃油消耗率TSFC共同作用的結果，即

(7)

完成一次完整飛行任務的燃油系數為任務剖面(見圖1)中各飛行階段的燃油系數之積，即

(8)

綜上分析，最大起飛重量估算的精度主要取決于：① 空機重量和最大起飛重量之間的關系式；② 各飛行階段的燃油系數，而這些系數主要取決于發動機特性和氣動特性。

2.3 主要總體參數設計方法的改進

由于HSUAV屬于一種新型飛行器，其動力裝置、氣動布局等不同于常規飛機，既不存在統計數據，現有的工程估算方法的可信度也有待證實。因此，需對上述的約束分析和任務分析方法進行改進。

目前飛機總體設計技術中一個重要趨勢是采用多學科設計優化(MDO)方法。MDO的一個重要理念就是所謂的“仿真提前”[14-15]，也就是將總體設計后期階段的設計/分析方法提前至概念設計階段。根據這一理念，概念設計中分析模型應盡可能少地依賴于統計數據或經驗公式，而應該采用適用性更廣、預測精度更高的分析模型，以適用于新型飛行器的概念設計。

借鑒這一理念，對現有約束分析和任務分析方法進行改進，建立一種新的主要總體參數設計流程，如圖4所示。在這個設計流程中，融入了適用性更廣、預測精度更高的氣動模型和推進系統模型，從而使HSUAV的主要總體參數設計結果具有更高的可信度。

如圖4所示的總體參數設計計算過程是一種迭代過程。在第一輪主要總體參數設計中，仍然采用工程估算方法來估算氣動、推進系統、燃油系數的數據，然后根據約束分析和任務分析方法確定主要總體參數。雖然第一輪設計獲得主要總體參數可信度不高，但為下一輪設計提供了一個初始值。從第二輪開始，根據上一輪的結果，通過氣動和推進系統的初步設計，建立更詳細的氣動模型和推進系統模型，更新上一輪約束分析和任務分析中的輸入數據(氣動、推進系統數據和燃油系數)，通過約束分析和任務分析方法確定出新一輪主要總體參數。這個過程反復迭代，直至推重比、翼載荷和最大起飛重量的值收斂為止。

總體參數設計是否合理，關鍵取決于氣動、推進系統、重量的輸入數據的準確性。第3節將說明這些輸入數據的估算方法。

3 輸入數據的估算方法

從圖4中看出，在第一輪總體參數設計中，采用工程估算方法預估輸入數據，之后通過氣動和推進系統的初步設計和分析，建立適用性更廣、預測精度更高的氣動模型和推進系統模型，對氣動和推進系統特性以及燃油系數進行預估。

3.1 氣動特性的估算方法

1) 工程估算方法

考慮到HSUAV為大后掠、小展弦比翼身融合布局形式，在第一輪預估中，假設HSUAV構型與文獻[6]中XB-70具有相同的零升阻力系數CD0。參考文獻[16]中給出的超聲速線化理論估算誘導阻力因子K，即

(9)

考慮到HSUAV展弦比較小，實際的誘導阻力因子要比超聲速線化理論得到的大，因此在估算時將誘導阻力因子K值放大2倍。

2) 數值分析方法

第一輪設計之后，氣動特性數據的獲取是通過氣動外形設計和數值分析來獲取的。氣動外形設計的任務是根據高馬赫飛行器設計準則[17-19]，建立三維幾何模型。氣動分析的任務是基于三維幾何模型，建立氣動分析的網格模型，采用Navier-Stokes方程的數值方法，計算出約束分析和任務分析中用到的氣動數據。

圖4 HSUAV主要總體參數設計流程
Fig.4 Procedure of preliminary sizing for HSUAV

為了提高HSUAV氣動布局設計和分析的效率，開發了氣動外形設計和分析程序。該程序包括氣動布局參數化幾何建模程序、網格自動生成程序、流場求解器和結果分析處理程序。上述程序之間的關系如圖5所示。

應用參數化幾何建模方法和CATIA二次開發技術，開發了無人機參數化幾何建模程序[20]，可快速生成氣動布局方案的三維外形。網格生成使用Gridgen軟件，應用Gridgen腳本文件命令，編制了自動化網格生成程序，可根據HSUAV的三維外形，自動生成計算網格。流場分析采用Fluent軟件中Navier-Stokes方程數值分析方法。應用Fluent腳本文件命令，編制了自動調用網格數據文件以及工況的程序。另外，編寫了結果分析程序，可將Fluent軟件計算的結果進行分析，獲得升阻比和最大升力系數等氣動特性。

圖5 氣動外形設計和分析程序
Fig.5 Aerodynamic design and analysis codes

應用上述氣動設計和分析程序，根據正交試驗設計方法，優選氣動外形的展弦比和下反角。然后從優選方案的氣動分析結果中獲得約束分析和任務分析中所需的氣動數據。

3.2 推進系統特性的估算方法

本節首先討論推進系統的設計點，然后分別說明推進系統的工程估算模型和熱力循環分析模型。

1) 設計點選擇

發動機設計點對發動機的性能影響較大。選擇不同的設計點，得到的發動機隨高度和速度的推力衰減特性有較大區別[7]?？紤]到HSUAV高空高速飛行狀態下的加速爬升特性，以及模態轉換開始時渦噴發動機仍維持比較大的推力，選擇飛行任務剖面圖上的點(Ma=2.75和h=18.167 km)作為加力/渦噴發動機的設計點。另一方面，由于亞燃沖壓發動機長時間工作在高馬赫數巡航狀態，因此亞燃沖壓發動機設計點選擇為Ma=3.5和h=25 km。

2) 工程估算模型

加力/渦噴模型適用于馬赫數Ma=0～3.0的飛行階段，在模態轉換階段(Ma=2.5～3.0)也將使用該模型進行近似估算。

加力/渦噴發動機推力隨高度和速度變化的推力衰減系數關系如下[7]。

渦噴模態：

(10)

加力模態：

(11)

加力/渦噴發動機燃油消耗率TSFC隨馬赫數Ma的變化關系如下[7]。

渦噴模態：

(12)

加力模態：

(13)

式(10)～式(13)中：TR為截斷值或節流比；θ0為自由來流總溫與海平面標準大氣壓下的靜溫之比；δ0為自由來流總壓與海平面標準大氣壓下的靜壓之比；Ma0為自由來流馬赫數；θ為自由來流靜溫與海平面標準大氣壓下的靜溫之比。

亞燃沖壓發動機的模型適用于飛行馬赫數Ma=3.1～3.5。對于亞燃沖壓發動機，工程估算模型未能體現出設計點性能對非設計點性能的影響，因此采用熱力循環變比熱分析模型。

3) 熱力循環分析模型

根據TBCC發動機參數化循環分析和性能循環分析的理想氣體一維流動原理[7]，建立熱力循環變比熱(Variable Specific Heat, VSH)模型，TBCC發動機性能分析框架流程如圖6所示。圖6中：ne為發動機轉速；A8為發動機噴管喉道截面積；Tt為總溫，Pt為總壓，對應下標的數字為發動機各個部件占位截面編號；PCH和PTH分別為高壓壓氣機和高壓渦輪的功率；ηmH為高壓渦輪功率轉化效率因子；PCL和PTL分別為低壓壓氣機和低壓渦輪的功率；ηmL為低壓渦輪功率轉化效率因子。

圖6中分流器(Splitter)的作用是相當于模態轉換閥門，在加力/渦噴工作模態下，分流器關閉外涵道，氣流只通過核心機；在模態轉換狀態下，分流器位置可調，模態轉換結束后，分流器處于完全開啟狀態；在亞燃沖壓工作模態下，分流器處于完全開啟狀態，氣流只通過外涵道進入亞燃沖壓燃燒室，核心機無氣流流過。

圖6 TBCC發動機性能分析流程圖
Fig.6 Flowchart of TBCC performance analysis

3.3 空重系數和燃油系數的估算方法

根據第2節式(4)，如果已知空重系數和燃油系數，就可計算最大起飛重量。

1) 空重系數

空重系數通過經驗公式得出。由于HSUAV屬于ISR (Intelligence/Surveillance/Reconnaissance) 飛機[16]，因此采用基于ISR飛行器統計數據的經驗公式來計算空重系數。ISR飛機空重系數的經驗公式為[16]

(14)

式中：重量的單位為lb(1 lb=0.454 kg)。考慮到式(14)在統計分析時包含了SR-71飛機的重量數據，并且HSUAV的飛行馬赫數和高度均與SR-71的相近，因此采用式(14)計算HSUAV空重系數具有一定的合理性。

從第二輪迭代開始，從方法角度上講應該采用更精確的基于結構分析和優化方法[21]來計算空重系數，但本文研究中由于時間限制，空重系數估算仍然采用式(14)。

2) 燃油系數

燃油系數的估算精度主要取決于發動機特性和氣動特性。在第一輪估算中，燃油系數估算所需的發動機特性和氣動特性采用工程估算方法。從第二輪開始，在燃油系數估算中，采用熱力循環模型分析發動機特性，采用數值分析方法估算氣動特性，從而獲得更精確的燃油系數。

4 主要總體參數的設計計算結果

針對第2節中HSUAV設計要求和概念方案，應用第3節中設計計算流程，經過4輪迭代計算，約束分析收斂，經過6次迭代，任務分析收斂，獲得最終的HSUAV主要總體參數。

4.1 迭代計算結果

圖7給出了第一輪和最后一輪的HSUAV零升阻力系數CD0和誘導阻力因子K隨飛行馬赫數Ma的變化曲線。從圖7的氣動特性對比可知：

圖7 兩種模型預測的零升阻力系數和誘導阻力因子
Fig.7 Drag coefficient at zero lift and induced drag factor predicted by two models

① 基于數值分析獲得的零升阻力系數在亞聲速階段要比工程估算的結果小，但在跨聲速和超聲速階段，比工程估算結果大；② 數值分析得到的誘導阻力因子K比工程估算的結果大。

圖8給出了第一輪和最后一輪推進系統沿著飛行任務剖面的特性，其中燃油消耗率的單位為1/h。從圖8(a)看出，在加力/渦噴和模態轉換階段，最后一輪(VSH模型)的TBCC發動機計算的推力衰減系數與第一輪(工程估算模型)結果比較接近。從圖8(b)看出，最后一輪的TBCC發動機的燃油消耗率與工程估算結果差別很大。

表1給出了第一輪和最后一輪估算的重量系數(定義為βi)。表中βi的下標序號與圖1中任務剖面點對應的序號一致，重量系數均代表對應飛行階段開始時的數值。重量系數差別較大的任務剖面點主要是巡航開始點β3，即最后一輪迭代過程中爬升階段2～3消耗的燃油重量要比第一輪迭代的多，之后的任務剖面點處重量系數差別主要是由于巡航開始點的重量系數差別導致的，任務剖面階段3～6在第一輪迭代和最后一輪迭代過程中重量系數變化較小。巡航開始點最后一輪迭代得到的重量系數較小，主要是由于最后一輪迭代過程中推重比和平均燃油消耗率比第一輪大導致的。

圖8 兩種模型預測的TBCC推進系統特性
Fig.8 TBCC performance predicted by two models

表1 第一輪和最后一輪估算的重量系數Table 1 Instantaneous weight fraction from the first and last iterations

最終迭代收斂的總體參數約束分析圖(界限線圖)如圖9所示。圖中黑色線為渦噴模態下的界限線，藍色線為亞燃沖壓模態下的界限線。根據圖9，確定渦噴模態下對應的主要總體參數為點B(170,0.55)，亞燃沖壓模態下對應的主要總體參數為點A(170,0.53)。

第一輪和最后一輪確定的HSUAV主要總體參數如表2所示。從表中數據看出，第一輪和最后一輪確定的HSUAV主要總體參數有明顯區別。這主要是由于第一輪中估算的氣動特性和推進系統特性與第二輪之后的估算結果有明顯差別(參見圖7和圖8)，導致約束分析中邊界線和任務分析中燃油系數有明顯區別。由于第二輪之后的氣動模型與推進系統模型精度較高，因此最終確定的主要總體參數具有較高的可信度。根據表2中最終的主要總體參數，可計算出HSUAV參考面積為48.8 m2，空機重量為3 697.6 kg，燃油重量為3 996.0 kg。

圖9 最后一輪約束分析圖
Fig.9 Constraint analysis chart from last iteration

表2 第一輪和最后一輪確定的主要總體參數Table 2 Sizing results from first and last iterations

4.2 主要總體參數合理性驗證

上述最終的HSUAV主要總體參數是根據典型飛行狀態的設計要求確定的。為了驗證所確定的主要總體參數在整個飛行任務剖面內是否滿足推力大于阻力的要求，定義一個參數u，該參數表示飛行時的阻力與可用推力的比值。

對于HSUAV來說，整個飛行任務剖面最關鍵的飛行階段為起飛爬升至巡航開始點。若推進系統的推力在該階段內均滿足u<1.0且爬升時間滿足HSUAV的設計要求，則說明總體參數的選擇是合理。圖10為爬升階段參數u隨馬赫數Ma的變化曲線，從圖10中可看出，在跨聲速階段的u值比較高，主要是因為跨聲速飛行阻力大和發動機剩余推力(當前飛行狀態下推進系統可用推力與飛行阻力的差值)小，導致HSUAV從Ma=0.8增加至Ma=1.5所需的時間為176 s；Ma=3.5時u=0.84，說明巡航狀態時具有剩余推力。圖11為爬升階段飛行時間隨馬赫數Ma的變化曲線，爬升階段的總飛行時間為1 111 s，滿足HSUAV小于1 200 s的爬升時間要求。

圖10 爬升階段參數u隨馬赫數Ma的變化曲線
Fig.10 Curve of u vs Mach number in climb stage

圖11 爬升階段飛行時間t隨馬赫數Ma的變化曲線
Fig.11 Curve of flight time t vs Mach number in climb stage

5 結 論

為了提高HSUAV主要總體參數設計的可信度，在現有的約束分析和任務分析方法基礎上，通過融入了適用性更廣、預測精度更高的氣動模型和推進系統模型，提出了一種主要總體參數設計的改進方法。該方法采用了多輪迭代策略，第一輪設計中采用傳統的總體參數設計方法，用于確定初始設計點；在第一輪之后，通過氣動和推進系統的初步設計，建立更詳細的氣動模型和推進系統模型，提高約束分析和任務分析結果的可信度。以一種HSUAV概念方案為例，驗證了本文方法，結論如下：

1) 應用本文的改進方法，推重比和翼載荷的值經過4次迭代計算收斂，最大起飛重量經過6次迭代計算收斂，收斂過程較快。

2) 由現有的約束分析和任務分析確定的主要總體參數(第一輪的結果)與最終確定的主要總體參數(最后一輪的結果)有很大區別。由于第一輪之后采用了可信度更高的氣動和推進系統模型，因此最后一輪確定的主要總體參數具有更高的可信度，而現有的方法(即第一輪的方法)不能用于HSUAV主要總體參數設計。

3) 由于TBCC發動機由加力/渦噴發動機和亞燃沖壓發動機串聯組合形成，因此在約束分析圖中包含了2種發動機工作模態，不同工作模態對應不同的起飛推重比。這與現有約束分析圖有顯著區別。

4) 為了說明主要總體參數設計的合理性，分析了飛行任務剖面中爬升階段的飛行阻力與推進系統可用推力之比。分析結果表明，爬升階段的可用推力大于阻力，說明由本文方法確定的主要總體參數是合理的。

最后需說明的是，本文研究中空機重量和最大起飛重量之間的關系仍然采用了工程估算方法。在下一步研究中，將采用結構有限元分析和優化的方法建立兩者之間的關系。另外，本文研究思路也可用于高超聲速飛行器主要總體參數設計。

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Preliminarysizingmethodfornear-spacehighsupersonicunmannedaerialvehicles

YOULianxing,YUXiongqing*

KeyLaboratoryofFundamentalScienceforNationalDefenseAdvancedDesign,CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Animprovedmethodisproposedforpreliminarysizinginconceptualdesignofanear-spacehighsupersonicunmannedaerialvehicle(HSUAV).Thisimprovedmethodisaimedtoenhancereliabilityofthepreliminarysizing.Aniterativesizingprocessisdeveloped,inwhichtheaerodynamicandpropulsionmodelswithhigherapplicabilityandaccuracyareintegratedintotraditionalmethodsofconstraintanalysisandmissionanalysis.Theaerodynamicmodelisestablishedusingtheparametricmethod.Theaerothermodynamicmodelofthepropulsionsystemisachievedbytreatingeachstreamastheone-dimensionalflowofaperfectgas.Withthemethodproposed,thepreliminarysizingprocessintheconceptualdesignofthenear-spacehighsupersonicunmannedaerialvehiclesisaccomplished.Theresultsshowthatsizingparametersareconvergedafterseveraliterations,andthereexistsignificantdifferencesbetweentheresultobtainedfromthetraditionalmethodandthatfromtheimprovedmethod.Thepreliminarysizingresultsobtainedfromthemethodproposedinthepaperaremorereliableduetohigherfidelityoftheaerodynamicandpropulsionmodels.

unmannedaerialvehicle;conceptualdesign;nearspace;highsupersonicspeed;constraintanalysis;missionanalysis

2016-06-11；Revised2016-09-01；Accepted2016-09-09；Publishedonline2016-10-090936

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161009.0936.004.html

s：theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(NZ2016101);AProjectFundedbythePriorityAcademicProgramDevelopmentofJiangsuHigherEducationInstitutions

2016-06-11；退修日期2016-09-01；錄用日期2016-09-09； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-10-090936

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161009.0936.004.html

中央高?；究蒲袠I務費專項資金 (NZ2016101)； 江蘇高校優勢學科建設工程資助項目

＊

.E-mailyxq@nuaa.edu.cn

有連興， 余雄慶． 高馬赫數臨近空間無人機主要總體參數設計方法J． 航空學報,2017,38(4):220514.YOULX,YUXQ.Preliminarysizingmethodfornear-spacehighsupersonicunmannedaerialvehiclesJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(4):220514.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0255

V221

A

1000-6893(2017)04-220514-12

(責任編輯： 徐曉)

＊Correspondingauthor.E-mailyxq@nuaa.edu.cn