“龍鷹”自適應布局無人機的概念設計

王曉璐 陳昌寧 張項博

無人機擁有效費比高、響應快、人員零傷亡等特點，適合執行邊防任務。采用大展弦比布局設計的大型固定翼無人機，其升阻比高、續航時間長、任務載荷重量大，但對起降環境要求較高，一旦邊境地區沒有跑道，大型固定翼無人機無法起降。多旋翼無人機部署更為靈活，但部分型號存在飛行速度慢、續航時間短等問題，在邊境地區執行任務難以取得預期的效果。無人機執行邊防任務須具有如下能力。

第一，短距起降或垂直起降能力。

第二，對于持久偵察與快速打擊任務，無人機的續航時間應足夠長，部署靈活，飛行速度快，以適應不同任務的需求。

第三，無人機具有一定的隱身性和機動性，以提高戰場生存力。

總體來看，常規單一氣動布局難以同時滿足多種設計需求。因此，本文提出“龍鷹”自適應布局無人機。

布局設計與技術參數

“龍鷹”無人機采用自適應布局設計，在飛行時，機翼可在前掠和后掠形態間切換。尾翼采用獨特的可變傾角翼面設計，其外傾角可在0～40°之間自主改變。在前掠翼布局下，尾翼外傾角為40°，可提高前掠翼布局下的操縱性；在飛翼布局下，尾翼外傾角從40°變為0°，可減小巡航時的飛行阻力。

通過主機翼的轉動與垂直尾翼的翻折，無人機實現了前掠翼布局與飛翼布局之間的切換，從而在不同飛行任務階段凸顯前掠翼與飛翼布局的氣動優勢。單一氣動布局存在高升力起降與高效率巡航之間的矛盾，無人機切換氣動布局，可獲得較好的寬速域飛行性能，不僅解決了這一矛盾，而且提升了低速飛行時的偏航穩定性和高速飛行時的隱身性能，提高了無人機的軍事應用價值。

無人機的2種布局圖和概念圖詳見圖1，飛行剖面示意圖詳見圖2。該機設計巡航速度Ma 0.3，機長4m，機高1m，飛翼布局時翼展2.9m，前掠翼布局時翼展4.2m。

自適應布局設計

“龍鷹”無人機的升力面由變后掠主機翼與變傾角尾翼兩部分組成。當主機翼前掠角為10°且尾翼上傾40°時，無人機為前掠翼布局形態，此時無人機擁有較好的機動性與側滑穩定性，適合大迎角機動飛行。當主機翼后掠角為57°時，主機翼與水平尾翼組合，形成飛翼布局，無人機的飛行阻力降低。與前掠翼布局無人機相比，飛翼布局無人機的雷達截面積更小，提升了無人機的戰場生存力。

本文使用ANSYS FLUENT軟件，對“龍鷹”無人機的兩種布局進行CFD數值計算。計算設置了四組工況，詳見表1。本文計算時取飛行時的側滑角為0，則無人機繞流流場為對稱分布，可使用半模非結構網格計算，半模計算域網格數不小于700萬。湍流模型選用K-omega SST，使用二階迎風差分格式離散控制方程。由于飛行速度≤Ma 0.3，屬于低速不可壓范圍，使用Coupled算法進行數值計算。

計算結果（見圖3）顯示，前掠翼布局時的升力線斜率和升力隨迎角單調變化的范圍均大于飛翼布局。飛行速度為Ma 0.1時，前掠翼布局12°迎角下，升力系數較飛翼布局提升約36%；飛行速度為Ma 0.3時，飛翼布局4°迎角下阻力系數較前掠翼布局降低13%。總的來看，自適應布局可兼顧起降和巡航階段對氣動力的不同要求，綜合氣動性能優于單一布局。

大后掠邊條翼設計

“龍鷹”無人機使用大后掠邊條翼，邊條翼的后掠角為74°。在大迎角飛行時，邊條翼的脫體渦可對兩種布局的機翼繞流流場產生有利作用。數值計算結果表明，在前掠翼布局下，邊條翼對機翼的干擾強度明顯大于飛翼布局。

后續改進方向

“龍鷹”無人機的后續設計將圍繞兩方面進行改進。

翼型設計

翼型設計須要考慮兩種布局的不同需求。由于本方案中使用機翼旋轉方案實現布局變換，導致兩種布局下機翼的前后緣位置顛倒，這對翼型氣動、翼肋結構和機翼作動裝置等設計提出了較高要求。

控制系統設計

不同布局轉換時，無人機的空氣動力焦點和重心應在合理的范圍內變動。根據氣動數據和結構約束，控制系統的優化設計是無人機從概念設計走向工程應用的必要條件。 ■