王鋼林

(中國(guó)航空研究院 飛行物理研究中心，北京　100012)

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無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)概念方案及主要參數(shù)研究

王鋼林

(中國(guó)航空研究院 飛行物理研究中心，北京100012)

摘要：無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)(UCAV)是未來(lái)作戰(zhàn)飛機(jī)的發(fā)展方向。通過(guò)分析對(duì)地攻擊型UCAV的性質(zhì)和特點(diǎn)，根據(jù)各種主流作戰(zhàn)飛機(jī)的總體重量相關(guān)數(shù)據(jù)，給出對(duì)地攻擊型UCAV的起飛推重比和起飛重量的確定原則。分析UCAV可能使用的內(nèi)埋機(jī)載武器裝備的相關(guān)數(shù)據(jù)，確定有效載荷質(zhì)量。選定用于方案設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)類型，并且確定UCAV的起飛重量。在若干基本參數(shù)和假定的基礎(chǔ)上，通過(guò)對(duì)飛機(jī)起飛重量的分解定性計(jì)算，分析找出UCAV達(dá)到較大續(xù)航能力的關(guān)鍵因素是實(shí)現(xiàn)中小展弦比構(gòu)型飛機(jī)的高升阻比和足夠的機(jī)內(nèi)空間。提出高度一體化融合的飛翼+升力體概念，設(shè)計(jì)并優(yōu)化UCAV的總體外形方案，得到了小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案。

關(guān)鍵詞：無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)；概念設(shè)計(jì)；總體參數(shù)；升阻比；隱身

0引言

無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)(Unmanned Combat Aerial Vehicle，簡(jiǎn)稱UCAV)作為未來(lái)軍用飛機(jī)的重要發(fā)展方向之一，得到世界各國(guó)的高度重視，競(jìng)相投入大量的人力物力進(jìn)行研究[1-2]，目前仍然屬于探索性質(zhì)的研究階段，未來(lái)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)應(yīng)該如何發(fā)展，向哪個(gè)方向發(fā)展，以及諸多關(guān)鍵技術(shù)，是需要進(jìn)一步研究解決的問(wèn)題。目前，國(guó)內(nèi)外的大量理論研究都著眼于UCAV的優(yōu)化設(shè)計(jì)[3-4]、操穩(wěn)控制方式[5-6]、作戰(zhàn)使用模式[7]等，但對(duì)于未來(lái)的UCAV究竟應(yīng)該具有怎樣的總體參數(shù)指標(biāo)卻鮮有涉及。

美國(guó)的X-45和X-47系列UCAV從早期的A型到后期的B/C型發(fā)生了根本性的變化，這一方面是出于驗(yàn)證機(jī)的成本和技術(shù)復(fù)雜性而采取的由小到大的發(fā)展策略，另一方面也說(shuō)明美國(guó)對(duì)于UCAV飛行平臺(tái)的概念定義仍然處于不斷變化和修正之中[8-10]，UCAV是一種何種形式、何種尺度的飛行器在最早發(fā)展UCAV的美國(guó)也仍然沒有確立，但是X-47B卻逐漸邁向成熟[11]，不但進(jìn)行了大量的試飛，還成功地完成了在航空母艦上的自主起降[12-13]。國(guó)內(nèi)對(duì)于UCAV的研究處于起步階段，UCAV的概念形式及其總體參數(shù)的選取是需要充分研究和考慮的一個(gè)重要問(wèn)題。

本文從總體參數(shù)分析出發(fā)，探討對(duì)地攻擊型UCAV關(guān)鍵因素和適宜的總體參數(shù)指標(biāo)，設(shè)計(jì)并優(yōu)化一種UCAV的總體外形方案，最終得到小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案。

1主要重量總體參數(shù)的分析

起飛重量是最主要的飛機(jī)總體參數(shù)之一[14]，該參數(shù)直接決定飛機(jī)平臺(tái)的尺度量級(jí)、動(dòng)力特性、成本等重要因素。

1.1UCAV的性質(zhì)特點(diǎn)

與傳統(tǒng)的有人作戰(zhàn)飛機(jī)相比，UCAV是一個(gè)低成本的作戰(zhàn)平臺(tái)，主要用于完成戰(zhàn)術(shù)性質(zhì)的高危險(xiǎn)性對(duì)地攻擊任務(wù)，然而制空作戰(zhàn)任務(wù)則不是現(xiàn)階段UCAV的重點(diǎn)目標(biāo)[15]。從飛行性能的角度來(lái)講，高機(jī)動(dòng)性、高敏捷性以及超音速巡航等指標(biāo)都不是UCAV目前所需要追求的目標(biāo)，對(duì)地攻擊型UCAV只需要具備有限的和足夠的機(jī)動(dòng)性能。因此目前首先需要發(fā)展和研究的UCAV飛機(jī)平臺(tái)的性質(zhì)介于制空型戰(zhàn)斗機(jī)與轟炸機(jī)之間，接近于傳統(tǒng)的攻擊機(jī)的概念。

UCAV又不同于傳統(tǒng)的攻擊機(jī)，UCAV需要具備進(jìn)行大縱深、遠(yuǎn)距離的隱蔽滲透，執(zhí)行打擊敵方高價(jià)值和高危險(xiǎn)的地面目標(biāo)的任務(wù)，因而高隱身性能是UCAV的第一要素?？紤]到敵方縱深內(nèi)復(fù)雜完備的對(duì)空預(yù)警能力，UCAV必須實(shí)現(xiàn)全頻段、全方位的高隱身能力。另一方面，為了適應(yīng)遠(yuǎn)距離攻擊，UCAV需要具備較大的航程與航時(shí)指標(biāo)。因此對(duì)地攻擊型UCAV需要更高的機(jī)內(nèi)載油系數(shù)，這些因素和要求也就決定了UCAV的機(jī)動(dòng)性能只能局限于有限和足夠的程度。

1.2起飛推重比與起飛重量

從任務(wù)性質(zhì)的角度來(lái)講，UCAV介于制空型戰(zhàn)斗機(jī)與轟炸機(jī)之間，因此可以根據(jù)統(tǒng)計(jì)分析現(xiàn)有不同類型的作戰(zhàn)飛機(jī)的重量總體參數(shù)確定UCAV的起飛推重比和起飛重量這兩個(gè)最為重要的總量總體參數(shù)的取值原則，再根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的選擇情況可以確定UCAV噸位量級(jí)。

有人和無(wú)人在內(nèi)的目前主流作戰(zhàn)飛機(jī)的相關(guān)重量數(shù)據(jù)如表1所示，各機(jī)型的排序按照起飛推重比由高到低的順序進(jìn)行排列，起飛推重比是按照發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力計(jì)算得到的，與一般意義上按照發(fā)動(dòng)機(jī)加力推力計(jì)算得到的最大推重比有所不同。

表1　主流作戰(zhàn)飛機(jī)的相關(guān)重量數(shù)據(jù)

從表1可以看出：各個(gè)機(jī)型起飛推重比由高到低的變化對(duì)應(yīng)了它們機(jī)動(dòng)性由高到低的變化，同時(shí)也反映了這些機(jī)型在主要任務(wù)隨推重比的變化規(guī)律上由制空為主逐漸變化為對(duì)地攻擊為主，最后所列出的推重比僅有0.23的B-2則為純粹的執(zhí)行遠(yuǎn)程轟炸任務(wù)的轟炸機(jī)。在0.23的推重比條件下，飛機(jī)將僅具有非常有限的機(jī)動(dòng)能力，因此B-2的推重比可以作為對(duì)地攻擊UCAV起飛推重比的下限，即UCAV的起飛推重比不宜低于0.23。

A-10是一種非常典型的攻擊機(jī)，它的起飛推重比約為0.42，基本上是制空戰(zhàn)斗機(jī)(0.68)和遠(yuǎn)程轟炸機(jī)(0.23)的平均值，進(jìn)而反映了攻擊機(jī)所需要的機(jī)動(dòng)能力介于二者之間，所需的起飛推重比也介于之間。A-10的各種機(jī)載武器均采用外掛的方式，以及它的常規(guī)氣動(dòng)外形布局，故A-10的升阻比較之于武器內(nèi)埋、高升阻特性布局形式的UCAV而言要低不少，其起飛推重比相對(duì)而言則需要大于UCAV。因此對(duì)地攻擊UCAV的起飛推重比可以在A-10的基礎(chǔ)上有所下降，A-10的起飛推重比可以作為UCAV推重比取值的上限。

由此可以得出，對(duì)地攻擊UCAV的起飛推重的下限值可以初步確定為0.23，其上限值則可以初步確定為0.42，即0.23

X-45和X-47系列的UCAV分別從早期的A型演化到目前的B/C型，其共同的規(guī)律是推重比逐步降低，從最早接近0.6的水平減小到X-45C的0.29和X-47B的0.32，即推重比從近0.6的水平降低到0.3左右。說(shuō)明美國(guó)目前的UCAV發(fā)展進(jìn)一步明確了對(duì)地攻擊的特性，在一定程度上淡化了UCAV的機(jī)動(dòng)性能，而強(qiáng)化了其續(xù)航能力。

根據(jù)初步確定的對(duì)地攻擊UCAV起飛推重比上下限，并參考X-45/X-47系列UCAV的起飛推重比，可以將UCAV的起飛推重比取值確定為不小于0.3，初步定為0.33。在選定發(fā)動(dòng)機(jī)之后，可以將發(fā)動(dòng)機(jī)最大起飛推力的3倍作為為UCAV的最大起飛重量。

2有效載荷分析

從減小雷達(dá)散射截面(RCS)的角度出發(fā)，隱身飛機(jī)基本上都未采用外掛的形式裝載機(jī)載武器、副油箱、吊艙等載荷，特別是機(jī)載武器在隱身飛機(jī)上都以內(nèi)埋為主。不同于外掛的方式，內(nèi)埋的機(jī)載武器多數(shù)都需要進(jìn)行專門的設(shè)計(jì)，以適應(yīng)空間有限的內(nèi)埋彈艙。因此自F-117在非轟炸機(jī)機(jī)型上開始采用內(nèi)埋武器彈艙起，機(jī)載武器出現(xiàn)了小型化的發(fā)展趨勢(shì)，或者有針對(duì)性的通過(guò)彈翼折疊的方式使機(jī)載武器裝備能夠與彈艙尺度相匹配。

由于機(jī)體尺度、空間非常有限，制空戰(zhàn)斗機(jī)和攻擊機(jī)所能布置的內(nèi)埋彈艙體積尺度非常有限，彈艙內(nèi)所能掛載的機(jī)載武器的數(shù)量也比采用外掛的形式要少很多。因此內(nèi)埋彈艙的武器掛載重量相對(duì)于外掛而言要少很多，例如，目前采用外掛機(jī)載武器裝備的普通作戰(zhàn)飛機(jī)而言，其載彈量一般都在4×103kg以上，有的甚至可以接近104kg，而采用武器內(nèi)埋方式的情況下的載彈量一般都不大于2×103kg。在完全采用武器內(nèi)埋的模式下，F(xiàn)-22執(zhí)行對(duì)空作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)的最大載彈量不超過(guò)103kg(6×AIM-120C)，而在執(zhí)行對(duì)地作戰(zhàn)任務(wù)時(shí)的載彈量也不超過(guò)1.3×103kg(2×AIM-120C+2×GBU-32，或者2×AIM-120C+4×GBU-39)[16]，如圖1所示。

圖1　F-22的武器掛載能力

從機(jī)載武器的發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，對(duì)地攻擊武器的小型化以適應(yīng)內(nèi)埋彈艙的需求是必然趨勢(shì)，小直徑炸彈(SDB)則是其中的代表，因此UCAV的內(nèi)埋彈艙設(shè)計(jì)需要與這些新型機(jī)載武器彈藥相匹配。

目前比較典型的適合于UCAV的兩種小直徑炸彈是美國(guó)的GBU-38和GBU-39，其質(zhì)量分別為227 kg和113 kg。如果以這兩種小直徑炸彈為例，可將UCAV的有效載荷初步確定為1 500 kg，那么UCAV將具備內(nèi)埋攜帶6枚GBU-38或者12枚GBU-39類型小直徑炸彈的能力。

3發(fā)動(dòng)機(jī)選型分析

3.1發(fā)動(dòng)機(jī)類型的選擇

從目前國(guó)際市場(chǎng)上發(fā)動(dòng)機(jī)的推力水平情況來(lái)看，UCAV可以使用的發(fā)動(dòng)機(jī)包括大推力和中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)兩類。大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的典型代表有俄羅斯的AL-31F和美國(guó)的F100-PW-220E，中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的典型代表則有俄羅斯的RD-33和美國(guó)的F404-GE-400，它們的主要參數(shù)指標(biāo)如表2所示。

表2　典型軍用噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)指標(biāo)

從表2可以看出，在現(xiàn)有的技術(shù)條件下，中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的中間推力一般在5×103daN左右，相應(yīng)的大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)則在7×103daN左右(不包括美國(guó)F135等四代機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī))。

從性能方面來(lái)講，大推力的AL-31F和F100-PW-220E比中推力的RD-33和F404-FE-400要好，但是結(jié)合UCAV的外形尺寸、經(jīng)濟(jì)性等各方面因素來(lái)考慮，中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)更適合作為對(duì)地攻擊型UCAV的候選動(dòng)力裝置。

從經(jīng)濟(jì)性方面來(lái)講，大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的采購(gòu)成本都在300萬(wàn)美元以上，而中推力發(fā)動(dòng)機(jī)則差不多只有其2/3左右，故采用中推力發(fā)動(dòng)機(jī)的UCAV可以具有更低的采購(gòu)成本。另一方面，在發(fā)動(dòng)機(jī)的使用上，中推力發(fā)動(dòng)機(jī)的單位時(shí)間油耗更小，采用中推力發(fā)動(dòng)機(jī)的UCAV可以具有更低的使用成本。綜上所述，中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)將為UCAV帶來(lái)更高的經(jīng)濟(jì)性。

從外形尺寸方面來(lái)講，中等推力發(fā)動(dòng)機(jī)具有比大推力發(fā)動(dòng)機(jī)更小的幾何尺寸，因此可以與更小UCAV機(jī)體相適應(yīng)，從而減小UCAV的機(jī)體尺度，最終達(dá)到有利于減小UCAV成本的目的。

從空氣流量方面來(lái)講，中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)僅相當(dāng)于大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的70%左右，因此進(jìn)氣道所需要的捕獲面積也有所減小，從而使進(jìn)氣道腔體的口面面積減小，有利于腔體雷達(dá)散射的降低，達(dá)到有利于雷達(dá)隱身的效果。

雖然中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有上述優(yōu)點(diǎn)，但是其可用推力比大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)略小，所以在UCAV的設(shè)計(jì)過(guò)程中對(duì)于阻力控制就顯得尤為重要。

從美國(guó)X-45C的發(fā)動(dòng)機(jī)選型來(lái)講，它所采用就是中等推力的F404發(fā)動(dòng)機(jī)，因此UCAV的發(fā)動(dòng)機(jī)采用中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

3.2與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配的UCAV起飛重量

假設(shè)選擇5×103daN推力的中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為UCAV的動(dòng)力，那么在采用單發(fā)推進(jìn)方案的情況下，UCAV的最大起飛重量可以確定為1.5×104daN，如果采用雙發(fā)推進(jìn)方案則UCAV的最大起飛重量確定為3×104daN。

假設(shè)選擇7×103daN推力的大推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)作為UCAV的動(dòng)力，那么在采用單發(fā)推進(jìn)方案的情況下，UCAV的最大起飛重量為2.1×104daN，如果采用雙發(fā)推進(jìn)方案則UCAV的最大起飛重量確定為4.2×104daN。

4UCAV方案續(xù)航能力的定性分析

4.1分析方法

飛機(jī)的起飛重量在一般情況下可以分解為結(jié)構(gòu)重量、機(jī)載設(shè)備/系統(tǒng)重量、發(fā)動(dòng)機(jī)重量、武器載荷重量和燃油重量，即

Wt=Wstruct+Wequ+Weng+Wwep+Wfuel

(1)

除燃油重量以外的其他重量都可以通過(guò)統(tǒng)計(jì)系數(shù)或其他方式確定，在此基礎(chǔ)上由起飛總重量減去這些重量之和就可以得到UCAV所能夠攜帶的燃油重量，再根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能數(shù)據(jù)可初步估算UCAV所能達(dá)到的續(xù)航時(shí)間水平。

4.2基本參數(shù)及其假定

飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平在一般情況下可以用一個(gè)無(wú)量綱化的結(jié)構(gòu)系數(shù)Ks來(lái)表征，由飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量與其起飛重量相比而得到。目前第三代戰(zhàn)斗機(jī)的結(jié)構(gòu)系數(shù)普遍能夠達(dá)到大約0.3的水平，鑒于純飛翼構(gòu)型不存在尾翼等部件，其結(jié)構(gòu)系數(shù)可以有較大程度的降低，但是由于UCAV機(jī)腹彈艙大開口的結(jié)構(gòu)補(bǔ)償將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量的上升，因此假定UCAV的結(jié)構(gòu)系數(shù)為0.24。

機(jī)內(nèi)的各種設(shè)備/系統(tǒng)的總重量也可以用一個(gè)無(wú)量綱化的設(shè)備/系統(tǒng)系數(shù)Ke表示。鑒于UCAV低成本的需求，其航電等機(jī)載設(shè)備不應(yīng)該像有人戰(zhàn)斗機(jī)那么豐富完備，以及與飛行員有關(guān)的環(huán)控、駕駛艙等系統(tǒng)的取消使得相關(guān)設(shè)備/系統(tǒng)總量可以得到較大幅度的減小，因此UCAV的Ke可以取為0.15。

UCAV的發(fā)動(dòng)機(jī)假定為中等推力的RD-33，因此發(fā)動(dòng)機(jī)的裝機(jī)重量約為1 254 kg。

最大武器載荷狀態(tài)按照上文可以確定為1 500 kg。

在發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)方面，假設(shè)飛機(jī)以Ma=0.8的速度在海拔11 km高度作持續(xù)的巡航飛行，即發(fā)動(dòng)機(jī)處于最典型的11 km 高度Ma=0.8的巡航工作狀態(tài)。同時(shí)假定此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力足夠克服飛機(jī)的巡航阻力，飛機(jī)具備11km高度進(jìn)行Ma=0.8速度巡航飛行的能力。另外，作為極端情況，假設(shè)此時(shí)飛機(jī)的巡航速度為發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航狀態(tài)所能達(dá)到的最大速度，即發(fā)動(dòng)機(jī)將輸出其最大的巡航狀態(tài)推力。對(duì)于中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)而言，在此工況下最大巡航推力一般在1 200 daN左右，1 h所需要消耗的燃油重量為1.0～1.2 t左右，在本文的估算中取其均值(1 100 kg)。

4.3單發(fā)方案可能的航時(shí)及升阻比需求

根據(jù)上文的假設(shè)和約定，采用單發(fā)方案的UCAV的重量構(gòu)成計(jì)算如下：

起飛重量：Wt=15 000 kg

結(jié)構(gòu)重量：Wstruct=Ks·Wt=3 600 kg

設(shè)備/系統(tǒng)重量：Wequ=Ke·Wt=2 250 kg

發(fā)動(dòng)機(jī)重量：Weng=1 254 kg

武器載荷重量：Wwep=1 500 kg

燃油重量：Wfuel=6 396 kg

此時(shí)機(jī)內(nèi)載油系數(shù)約為0.43。

在飛機(jī)一直巡航狀態(tài)飛行的情況下，可以得出單發(fā)方案的UCAV可以達(dá)到的航時(shí)水平約為

Wfuel/1 100=6 446/1 100=5.86 h

上文的估算是建立在發(fā)動(dòng)機(jī)始終工作在最大巡航狀態(tài)，即最耗油的巡航狀態(tài)，同時(shí)估算未考慮飛機(jī)重量隨燃油的消耗不斷減小，需用推力也隨之減小，從而油耗也減小的情況，因此實(shí)際航時(shí)將大于估算得到的5.86 h。

根據(jù)航時(shí)指標(biāo)對(duì)于飛機(jī)升阻比的要求，可以得出UCAV需要達(dá)到的巡航狀態(tài)配平升阻比量級(jí)約為

Wt/1 200≈12

同時(shí)，飛機(jī)最大巡航阻力必須小于1 200 daN。

4.4雙發(fā)方案可能的航時(shí)及升阻比需求

與單發(fā)方案類似，雙發(fā)方案的UCAV的重量構(gòu)成計(jì)算如下：

起飛重量：Wt=30 000 kg

結(jié)構(gòu)重量：Wstruct=Ks·Wt=7 200 kg

設(shè)備/系統(tǒng)重量：Wequ=Ke·Wt=4 500 kg

發(fā)動(dòng)機(jī)重量：Weng=1 254×2=2 508 kg

武器載荷重量：Wwep=1 500 kg

燃油重量：Wfuel=14 292 kg

此時(shí)機(jī)內(nèi)載油系數(shù)約為0.47。

在飛機(jī)巡航飛行的情況下，可以得出雙發(fā)方案的UCAV可以達(dá)到的航時(shí)水平約為

再根據(jù)航時(shí)指標(biāo)對(duì)于飛機(jī)升阻比的要求，可以得出UCAV需要達(dá)到的大致的巡航狀態(tài)配平升阻比量級(jí)約為

Wt/(1 200×2)≈12

同時(shí)，飛機(jī)最大巡航阻力必須小于2 400 daN。

4.5續(xù)航能力對(duì)UCAV方案的要求及分析

采用中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的UCAV具有達(dá)到較大續(xù)航能力的可能性，但是需要UCAV的配平最大升阻比達(dá)到12左右。相對(duì)于普通作戰(zhàn)飛機(jī)而言，這是一個(gè)非常高的升阻比，具有一定的難度。因此UCAV方案所需要解決的一個(gè)非常重要的問(wèn)題就是在作戰(zhàn)飛機(jī)的中小展弦比構(gòu)型的前提下實(shí)現(xiàn)高升阻比氣動(dòng)外形，同時(shí)還要保證優(yōu)異的低RCS隱身外形，國(guó)外在這方面也進(jìn)行了大量的研究。

另一方面，為了給發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)提供長(zhǎng)時(shí)間飛行所需的燃油，UCAV機(jī)體內(nèi)部需要布置足夠體積的大容積機(jī)內(nèi)油箱，需要UCAV具有足夠大的機(jī)內(nèi)空間，同時(shí)大體積的內(nèi)埋彈艙對(duì)于機(jī)內(nèi)空間也有很大的需求。因此UCAV方案所需要解決的另一個(gè)非常重要問(wèn)題就是低RCS前提下實(shí)現(xiàn)足夠大的機(jī)內(nèi)空間，同時(shí)不能導(dǎo)致過(guò)大的阻力。

如果配平最大升阻比能夠達(dá)到更高的水平，則更有利于UCAV方案的可實(shí)現(xiàn)性。更大的升阻比意味著可以進(jìn)一步減小巡航狀態(tài)的需用推力，從而進(jìn)一步減小發(fā)動(dòng)機(jī)油耗，這樣可以減小UCAV機(jī)體內(nèi)部的載油量，使得機(jī)體體積減小，最終有利于UCAV采購(gòu)成本的降低，提高UCAV的經(jīng)濟(jì)性。

對(duì)比單發(fā)方案和雙發(fā)方案的航時(shí)估算結(jié)果，雙發(fā)方案在起飛重量增大1倍、機(jī)內(nèi)載油量增大123%的情況下，僅實(shí)現(xiàn)了10.9%的航時(shí)提高，UCAV性能的有限提升卻付出了成本和經(jīng)濟(jì)性方面的巨大代價(jià)。由此可知，對(duì)于中等推力以上推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的對(duì)地攻擊型UCAV而言，單發(fā)方案在總體上要優(yōu)于雙發(fā)方案。

5UCAV總體外形方案的優(yōu)化

5.1UCAV總體外形設(shè)計(jì)的難點(diǎn)

對(duì)地攻擊無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)如果能夠達(dá)到接近于13的巡航狀態(tài)配平升阻比，那么將有可能達(dá)到指標(biāo)要求的續(xù)航能力水平。但是這么大的配平升阻比對(duì)于中小展弦比構(gòu)型的作戰(zhàn)飛機(jī)而言存在很大的難度，再加上作戰(zhàn)飛機(jī)對(duì)于隱身性能的要求，使得UCAV的總體外形方案設(shè)計(jì)存在較大的困難。

5.2方案的基本特點(diǎn)

為了獲得更高的升阻比，UCAV方案采用高度一體化融合的飛翼+升力體的概念，如圖2～圖3所示。在飛機(jī)理論外形構(gòu)造過(guò)程中盡可能避免出現(xiàn)類似于機(jī)身的部件形式，而盡可能使UCAV呈現(xiàn)純翼面或升力體的形態(tài)。在進(jìn)排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中也遵循上述原則，進(jìn)排氣系統(tǒng)整體上對(duì)飛翼+升力體外形的破壞很小。從而使UCAV各部分機(jī)體都能產(chǎn)生較大的升力，避免出現(xiàn)阻力大而升力小的部件。

(a) 不帶進(jìn)氣道

(b) 帶進(jìn)氣道

(a) 不帶進(jìn)氣道

(b) 帶進(jìn)氣道

對(duì)比X-47B所采用的飛翼布局形式(如圖4所示)，雖然它也采用了飛翼形式，但在機(jī)體中部仍然存在一個(gè)相對(duì)比較短粗的具有機(jī)身性質(zhì)的部件。

圖4　具有短粗機(jī)身的X-47B

綜上所述，本文的UCAV力圖使整個(gè)機(jī)體達(dá)到高度融合的狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)高度一體化融合的飛翼+升力體的概念，使整個(gè)機(jī)體各個(gè)部分都能產(chǎn)生升力，同時(shí)減少對(duì)阻力的貢獻(xiàn)，有利于取得升阻比大幅度提高的效果，從而滿足UCAV所需要的升阻比指標(biāo)，達(dá)到UCAV的性能指標(biāo)要求。

5.3方案設(shè)計(jì)及優(yōu)化

以高升阻比和低RCS為優(yōu)化目標(biāo)，采用CFD算法和RCS精確預(yù)估MFLMA方法作為計(jì)算手段，迭代過(guò)程一共進(jìn)行8輪，設(shè)計(jì)分析50多個(gè)不同參數(shù)組合的飛翼+升力體概念布局形式的UCAV方案，最終的方案取得了比較理想的結(jié)果。

優(yōu)化得到的對(duì)地攻擊UCAV方案起飛重量15 000 kg，有效載荷能力1 500 kg；裝備中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；展弦比為2.8，屬于小展弦比布局形式。

經(jīng)過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，本文研究的UCAV總體外形方案在采用2.8的小展弦比構(gòu)型的情況下，低速最大配平升阻比超過(guò)17，Ma=0.8時(shí)其巡航狀態(tài)最大配平升阻比也超過(guò)了15，都遠(yuǎn)高于其他常規(guī)構(gòu)型的小展弦比飛機(jī)。

與此同時(shí)，經(jīng)過(guò)RCS測(cè)試試驗(yàn)驗(yàn)證，無(wú)論全向還是頭向的RCS值在全頻段均達(dá)到很低的水平，方案的隱身指標(biāo)非常理想。

6結(jié)論

(1) 本文提出了一種可能的UCAV的參數(shù)構(gòu)成方案及其載荷、動(dòng)力裝置的選擇。采用中等推力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的UCAV具備達(dá)到對(duì)地攻擊所要求的較長(zhǎng)時(shí)間續(xù)航能力的可能性；如果要實(shí)現(xiàn)這種可能性，最關(guān)鍵的是需要針對(duì)中小展弦比的作戰(zhàn)飛機(jī)構(gòu)型實(shí)現(xiàn)足夠的高升阻比，以及實(shí)現(xiàn)足夠機(jī)內(nèi)空間。

(2) 本文提出了將高度一體化融合的飛翼+升力體概念應(yīng)用于對(duì)地攻擊UCAV方案設(shè)計(jì)和優(yōu)化，最終得到滿足總體參數(shù)分析結(jié)論和性能指標(biāo)的小展弦比、高升阻比、高隱身的UCAV總體外形方案，為下一步的研究奠定了基礎(chǔ)。

(3) 本研究對(duì)UCAV總體外形方案所進(jìn)行的8輪設(shè)計(jì)迭代主要是依據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)而進(jìn)行的，未能應(yīng)用優(yōu)化設(shè)計(jì)的方法，如果對(duì)總體參數(shù)和外形參數(shù)采用優(yōu)化的方法，那么有可能能夠獲得更為理想的UCAV總體外形方案。

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王鋼林(1975-)，男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、新概念飛行器、飛機(jī)設(shè)計(jì)方法等。

(編輯：趙毓梅)

Research on Conceptual Configuration and Main Parameters of Unmanned Combat Aerial Vehicle

Wang Ganglin

(Flight Physics Research Center, Chinese Aeronautical Establishment, Beijing 100012, China)

Abstract:The unmanned combat aerial vehicle(UCAV) is the development direction of future fighter. The nature and characteristics of attack UCAV are analyzed. The principles of selecting takeoff thrust-weight ratio and takeoff weight of attack UCAV are presented by analyzing the statistical data of weights for various main combat aircraft. The UCAV airborne weapons are analyzed, followed by the preliminary estimation of the payload weight. Various typical engines are analyzed and one of them is selected. Then the takeoff weight of the UCAV is determined. Based on some basic parameters and assumptions, the qualitative decomposition calculation for takeoff weight is completed. The key factors for obtaining longer cruising ability of aircraft with small aspect ratio configuration are found to be the high lift-drag ratio and internal space. On the basis of the conclusions mentioned above, a highly blended flying-wing plus lifting body concept is proposed. According to this concept, the UCAV configuration is designed and optimized. Finally, the UCAV configuration with small aspect ratio, high lift-drag ratio, and high stealth characteristic is obtained.

Key words:UCAV; conceptual design; master parameters; lift-drag ratio; stealth

作者簡(jiǎn)介：

中圖分類號(hào)：V211

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.013

文章編號(hào):1674-8190(2016)01-094-07

通信作者：王鋼林,walxy@china.com

收稿日期：2015-12-17；修回日期：2016-01-16