高機動變體飛機總體參數設計

王玉浩，胡婕，張健

航空工業沈陽飛機設計研究所，沈陽110035

變體飛機是指能夠在飛行過程中改變氣動外形，如機翼面積、展弦比或后掠角等，使在不同飛行狀態下性能保持最佳的飛行器[1-2]。本文研究對象為較大尺寸變形飛機平臺總體參數設計流程，實現單一平臺融合不同布局優勢，獲得速度、機動、生存力等平衡發展，以具備傳統飛機無法實現或者無法同等性能實現的能力。

對于一個完整作戰任務，不同任務階段對作戰飛機的飛行、機性及隱身性能等提出不同能力需求。如巡航階段，追求高隱身能力，降低被發現概率，高巡航效率，提高航程航時；突防階段，追求高隱身能力與飛行速度，以快速抵近接敵，先敵發現與攻擊，提升作戰能力；空戰階段，兼顧隱身能力、追求大過載、加減速、快速轉彎等機動能力。飛機布局形式是影響飛行、機動、隱身性能的主要因素。大展弦比在亞聲速最大升阻比較大，小展弦比在超聲速最大升阻比較大；簡潔氣動布局（如類無尾布局）隱身性能好，但往往機動能力受限。變體飛機面向任務需求，采用構型變化化解隱身與氣動矛盾，使得期望隱身、飛行、機動能力在單一平臺分時實現。

飛機出現并高速發展的一個多世紀以來，變體技術也在飛機上不斷涌現，襟翼、副翼、變后掠、可收放起落架、可調進氣道、偏轉噴管都可以看作變體的初期階段，并在不同程度上改善了飛機的氣動特性和飛行性能。隨著材料技術、驅動技術的發展及新型變體方式的提出，變體飛機結構與重量方面的代價逐漸消弱，變體優勢逐漸凸顯。以美國為首的世界軍事強國都在加大部署變體飛機研究，并開展演示驗證。

需求牽引與技術推動雙輪驅動之下，變體飛機向著非定常氣動力、時變結構動力學、氣動伺服彈性力學、智能材料與結構力學、智能感知與控制科學等多學科深度融合發展，其代表了航空技術進入一個全新階段，越來越受到設計人員的青睞。

1 變體飛機總體參數設計面臨的問題

變體飛機面向需求設計，拓展總體設計空間，在贏得任務優勢的同時，也顯著提升了設計難度。在總體設計上的思想和方法與常規飛機有所不同，變體飛機的總體設計必須考慮多學科交叉綜合。通過總體與氣動協調優化設計以保證不同飛行條件下具有較高的氣動、機動、隱身性能。

目前，變體飛機總體設計面臨的難題主要有：一是總體參數設計過程假設參數較少，分析采用經驗數據、經驗公式，往往無法充分表征變化帶來的氣動收益[3-4]；二是空戰類飛機總體參數設計階段戰技指標約束嚴苛，甚至內在相互矛盾，要統籌考慮加速性、爬升、非定常盤旋等非顯性機動性能約束，各指標耦合更為復雜[5-6]；三是除變體飛行滿足以上約束外，構型設計初，亟須厘清構型關聯關系，合理分配性能約束簇，進一步增加總體設計工作的復雜程度。

因而面向變體飛機總體設計，基于氣動仿真、動力、重量估算數據，綜合分析各類戰技指標及敏感性，權衡翼載荷與推重比，精確選擇“最佳”設計點的難題亟待解決[7]。

2 變體飛機總體參數設計流程

2.1 流程描述

變體飛機總體參數設計流程關注構型間關聯參數及多變量耦合特點，從任務剖面分析、指標構型解耦出發，設計突出不同任務特征的變體飛機構型；根據構型特點、初步仿真或者經驗數據，獲得氣動、動力、重量（質量）數據，以分解指標為約束，開展約束分析；綜合多個構型約束開展界限圖、地毯圖分析，選擇魯棒設計點并開展總體參數攝動分析；收斂總體參數，獲得翼載荷、推重比，最終確定多構型初始布局，氣動、重量、動力等專業指標約束[8]。整個設計流程如圖1所示。

圖1 變體飛機總體參數設計流程Fig.1 Primary parameter design of morphing aircraft

2.2 構型設計

由于戰技指標較高，單一構型難以全面實現，采用變體思想分時解耦指標矛盾，根據任務特點及戰技指標要求，開展草圖設計及變體形式確認。根據變體飛機多種構型間關聯關系及各自的氣動特征，分解戰技指標要求。構型與戰技指標、任務需求匹配后，完成各構型約束分配，初步固化構型草圖和基本氣動參數。

2.3 初始數據確定

初始數據確定階段主要功能是確定重量、動力、氣動數據。

（1）重量數據

無人機起飛重量分解為空機重量、燃油重量和有效載荷，并可以表示為重量系數形式。空機重量系數估算以重量估算統計公式為工具，以同用途現有空戰類飛機為樣本，綜合考慮有無人差別，兼顧未來技術發展，添加合理的修正因子進行估算。燃油重量系數估算取決于飛行任務、氣動特性以及發動機耗油率，目前燃油重量系數面向典型任務，兼顧變體后布局氣動特征，選有基于現有發動機優化后耗油率，并考慮設計所需著陸余油和死油（一般取其系數為6%）。有效載荷在設計指標中已經給定，按照重量占比計算起飛總重[9]。

（2）動力數據

采用目前貨架發動機數據，重點關注耗油率和推力特性，并在優化修正后用于總體參數權衡。

（3）氣動數據

結合變體飛機各構型方案草圖，構建變體飛機外形，采用仿真計算，獲得各構型氣動特性，并加以現有型號經驗修正。性能約束分析所需氣動特性包括變體飛機各構型零升阻力系數（CD0）、升致阻力因子（K1）及隨馬赫數變化情況，升力系數（CL）隨迎角變化情況等特征參數[10]，或者直接求取兩種構型升阻特性，借助插值方法用于總體參數設計。

2.4 構型約束分析

根據構型設計階段約束分配和確定的初始參數，面向各構型開展約束分析，構建各構型間關聯參數，實現構型間并行聯動分析，并對各構型約束進行分級處理，如對于高機動變體飛機，重點關注機動性能等強約束，最后考慮起降等弱約束。目前高機動變體飛機性能約束主要包括起降約束、爬升約束、高度—速度范圍、續航約束、機動約束、下滑約束等。

2.5 設計點選取

由于變體飛機構型之間的耦合關系與界限圖需要一定程度的關聯，界限圖分析變得相對復雜，同時總體參數推重比（T/W）與翼載荷（W/S）的選擇結果，需要滿足變體飛機多種構型的性能約束。考慮多種構型飛行約束間關聯，將各自構型的界限圖進行合并，繪制到同一張界限圖上，這樣形成的可行域內T/W與W/S的各種組合，都可以同時滿足兩種構型的飛行約束，最后在該設計域內選擇合適設計點。

2.6 設計點權衡分析

常規飛機總體參數的權衡分析可選擇起飛重量、T/W與W/S這三個參數形成地毯圖，也可選其他性能、T/W與W/S形成地毯圖。高機動變體飛機攝動分析過程需考慮氣動性能、推力特性攝動后性能約束滿足情況。

3 變體飛機總體參數設計實例

設計一款高機動、高隱身、超聲速作戰飛機，具體指標見表1。

表1 指標構型分解Table 1 Index decomposition

基于任務剖面與給定總體戰術技術指標，識別超聲速、高機動、高隱身的矛盾，通過變體技術將無尾構型與有尾構型融合設計于單一平臺，構型與任務使用相匹配，發揮構型優勢。基于任務的構型分解如圖2所示。

圖2 典型任務剖面Fig.2 Typical mission profile

變體飛機選用兩側進氣、變尾翼氣動布局。（1）巡航狀態：采用無尾構型，可折疊全動垂尾放平，構成無尾翼構型，隱身性能、升阻特性優異，同時減弱機動需求，創新航向操縱面，飛機滿足基本亞、跨、超聲速平飛和基本機動能力。（2）機動狀態：采用有尾構型，可折疊全動垂尾豎起，構成V尾構型，機動與操縱特性良好。方案草圖如圖3 所示。其中，機翼參考面積、翼展、前緣后掠角參數為調整變量，機身參數保持不變。

圖3 變體布局草圖設計Fig.3 Morphing aircraft layout sketch design

研究發現，可折疊全動垂尾位于機翼主升力面之后，其折疊位置變化對全機焦點影響小，兩種構型在相同工況下縱向穩定度變化可接受，這也是該種形式有/無尾構型切換可行的重要原因。根據初步草圖設計，基于現有經驗，開展指標與性能約束分配見表1。

根據初步草圖設計，估算變體有尾、無尾兩種構型氣動特性，并結合相似布局經驗修正，獲得布局氣動特性如圖4～圖6 所示。以航程需求為約束，結合氣動特性與剖面構型分配，計算燃油系數為32%。基于指標要求，結合經驗空機重量系數，求取起飛重量為15000kg，機動重量約為12500kg。

圖4 變體飛機CD0—Ma特性Fig.4 Morphing aircraft characteristics CD0—Ma

圖5 變體飛機K1-Ma特性Fig.5 Morphing aircraft characteristics K1-Ma

圖6 變體飛機CL—α特性Fig.6 Morphing aircraft characteristics CL—α

基于貨架發動機推力水平，考慮提升潛力加以修正。選擇穩定盤旋過載，瞬時盤旋過載能力，亞、跨聲速加速能力，單位剩余功率等約束，開展機動點約束分析。為簡化分析過程，兩種構型選擇相同參考機翼面積，兩構型總體參數設計過程出現在氣動特性方面非線性耦合，只需在兩張界限圖中選擇分別滿足各自性能約束的翼載荷與推重比，取兩構型可行域的交集即可滿足總體戰技指標約束。

在第一輪初始參數估計下，確定無尾、有尾兩種構型的總體參數可行域如圖7、圖8 所示（圖中約束線說明：深藍色為穩定盤旋過載，黑色為亞聲速加速性能，紅色為超聲速加速性能，綠色為瞬時盤旋過載性能，淺藍色為單位剩余功率），滿足全體戰技指標約束的飛機總體參數如圖9所示，推重比被限制在1.04～1.05，翼載荷被限制在360～385kg/m2。由此可以看出，設計域狹窄，攝動能力差，不利于后期設計。

圖7 無尾構型總體參數設計圖Fig.7 Parameter design figure of tailless configuration

圖8 有尾構型總體參數設計圖Fig.8 Parameter design figure of tail configuration

圖9 變體飛機總體參數設計Fig.9 Parameter design figure of morphing aircraft

優化氣動布局，變體布局阻力優化約8%后，獲得參數設計域如圖10 所示，推重比選取1.01～1.05，翼載荷選取330～385kg/m2。為保證所選總體參數的魯棒性，選擇設計域中間點，即推重比為1.03，翼載荷為360kg/m2，細化后總體參數見表2。

圖10 變體飛機優化后總體參數設計Fig.10 Optimized parameter design figure of morphing aircraft

表2 總體參數列表Table 2 Master parameter list

4 結束語

本文分析了變體飛機的發展趨勢以及變體飛機總體參數設計面臨的問題，梳理了變體飛機總體參數設計流程和總體參數設計約束，以尾翼變體飛機總體參數設計為實例，優選了滿足設計指標設計點。

變體飛機各構型設計域交集常常出現為空集或狹小，需要不斷優化布局，調整參數，多輪迭代才能找到穩健設計點，并針對選定總體參數開展參數攝動分析，厘清各參數之間相關性，伴隨設計細化不斷修正設計點，保證全設計流程總體參數的穩定。