有連興， 余雄慶

南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室， 南京 210016

高馬赫數(shù)臨近空間無人機主要總體參數(shù)設(shè)計方法

有連興， 余雄慶*

南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院 飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室， 南京 210016

針對高馬赫數(shù)臨近空間無人機(HSUAV)概念設(shè)計的需求，研究一種飛行器主要總體參數(shù)設(shè)計的改進方法，目的是提高主要總體參數(shù)設(shè)計的可信度。在現(xiàn)有的約束分析和任務(wù)分析方法基礎(chǔ)上，通過融入適用性更廣、預(yù)測精度更高的氣動模型和推進系統(tǒng)模型，建立了一種迭代的設(shè)計計算流程。應(yīng)用參數(shù)化建模方法建立了氣動數(shù)值分析模型，應(yīng)用發(fā)動機熱力循環(huán)分析建立了推進系統(tǒng)模型。應(yīng)用本文方法完成了高馬赫數(shù)臨近空間無人機主要總體參數(shù)設(shè)計計算，結(jié)果表明：經(jīng)過若干次迭代設(shè)計計算，主要總體參數(shù)值收斂；由傳統(tǒng)方法確定的主要總體參數(shù)與本文方法的結(jié)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(tǒng)模型，根據(jù)本文方法確定的主要總體參數(shù)具有更高的可信度。

無人機； 概念設(shè)計； 臨近空間； 高馬赫數(shù)； 約束分析； 任務(wù)分析

高馬赫數(shù)臨近空間無人機(HSUAV)是指在臨近空間[1]以馬赫數(shù)Ma=3.0～5.0巡航飛行完成特定任務(wù)的無人飛行器。與現(xiàn)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(xiàn)有戰(zhàn)斗機和地面防空系統(tǒng)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(fā)動機[3]，技術(shù)風(fēng)險較小。與近地軌道偵察衛(wèi)星相比，HSUAV能夠在臨近空間區(qū)域內(nèi)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(shù)無人機D-21A[4]，設(shè)計巡航馬赫數(shù)為3.3，巡航高度為24 380 m。但由于采用了空中掛載發(fā)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?qū)崿F(xiàn)自主起飛、爬升、巡航和著陸的高馬赫數(shù)臨近空間無人機更具有實用價值。

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

HSUAV作為一種新型無人機，在總體設(shè)計階段面臨許多新的問題。其中一個問題就是：如何根據(jù)HSUAV的任務(wù)使命，確定其主要總體參數(shù)。飛機主要總體參數(shù)設(shè)計通常采用約束分析和任務(wù)分析的方法[6]。應(yīng)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(tǒng)計數(shù)據(jù)，或具備相關(guān)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(guī)飛機，既不存在統(tǒng)計數(shù)據(jù)，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(shù)，需要對現(xiàn)有的方法進行改進。

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

1 一種HSUAV的設(shè)計要求和概念方案

HSUAV主要總體參數(shù)設(shè)計的依據(jù)是任務(wù)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(shù)設(shè)計方法的過程，因此本節(jié)給出一種HSUAV任務(wù)剖面、性能要求和概念方案，以此引出HSUAV主要總體參數(shù)設(shè)計方法所需解決的具體問題。

1.1 任務(wù)剖面

所需設(shè)計的HSUAV具有自主起飛、爬升、巡航和著陸的能力，其任務(wù)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(shù)Ma=0.8(階段E1～E2)，等馬赫數(shù)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(xù)加速和爬升至Ma=3.5和h=25 km(階段E5～3)繼續(xù)巡航(階段3～4)，在巡航馬赫數(shù)和高度下執(zhí)行一次轉(zhuǎn)彎半徑R=200 km的小過載轉(zhuǎn)彎(階段4～5)，返回繼續(xù)巡航飛行(階段5～6)，在任務(wù)剖面點6處以最大升阻比開始無動力狀態(tài)下滑[8](階段6～7)，下滑至h=3.6 km處起動渦噴發(fā)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(wù)。

圖1 高馬赫數(shù)臨近空間無人機任務(wù)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(nèi)馬赫數(shù)從0.8增加到1.5。

4) 超聲速加速：在5 min內(nèi)馬赫數(shù)從1.5增加到3.0。

5) 高馬赫數(shù)飛行：Ma=3.0；h=20 km。

6) 高馬赫數(shù)巡航：Ma=3.5；h=25 km。

7) 高馬赫數(shù)轉(zhuǎn)彎：在Ma=3.5和h=25 km下完成半徑R=200 km的小過載轉(zhuǎn)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(tǒng)方案

HSUAV推進系統(tǒng)由進氣道、串聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)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(shù)巡航時超聲速進氣道高的總壓恢復(fù)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(wù)軌跡上所需的最大質(zhì)量流量決定。

圖2 HSUAV推進系統(tǒng)方案
Fig.2 Propulsion system concept of HSUAV

TBCC發(fā)動機有渦噴模態(tài)、加力渦噴模態(tài)、模態(tài)轉(zhuǎn)換狀態(tài)和亞燃沖壓模態(tài)[11]4個工作模態(tài)，參見圖2(b)。渦噴工作模態(tài)下，模態(tài)轉(zhuǎn)換閥門關(guān)閉，這個模態(tài)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(wù)完成時返回基地上空盤旋和進近著陸。加力渦噴工作模態(tài)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(tài)轉(zhuǎn)換狀態(tài)下，模態(tài)轉(zhuǎn)換閥門處于開啟狀態(tài)，加力渦噴和亞燃沖壓模態(tài)同時工作。這個模態(tài)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(tài)下模態(tài)轉(zhuǎn)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(tài)只在高空高馬赫數(shù)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(zhuǎn)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(shè)計和改進。機身外形考慮了進氣道和尾噴管、任務(wù)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(gòu)型方案
Fig.3 Aerodynamic configuration of HSUAV

本文要解決的問題是：如何根據(jù)飛行任務(wù)剖面、基本設(shè)計要求和概念方案，確定出主要總體參數(shù)(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(shù)設(shè)計方法

約束分析和任務(wù)分析方法是確定飛機主要總體參數(shù)的一種有效方法，已在飛機總體設(shè)計獲得廣泛應(yīng)用[5,7,13]。在本文研究中仍然采用約束分析和任務(wù)分析方法的思路，但由于HSUAV屬于一種新型飛行器，需對傳統(tǒng)的約束分析和任務(wù)分析方法進行改進，使之適用于HSUAV主要總體參數(shù)的設(shè)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(tǒng)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(jù)設(shè)計要求中規(guī)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(qū)域(也稱界限線圖[5])。在可選的區(qū)域內(nèi)，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(guān)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(shù)關(guān)系。文獻[7]根據(jù)飛行力學(xué)原理，推導(dǎo)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(shù)關(guān)系，該函數(shù)關(guān)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(shù)；β為重量系數(shù)；K1和K2為升力阻力極曲線方程中升力系數(shù)前的常數(shù)項；n為過載因子；CD0為零升阻力系數(shù)；CDR為附加阻力系數(shù)(外掛油箱、導(dǎo)彈和減速傘等產(chǎn)生的阻力系數(shù))；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(tài)，只需對式(1)進行相應(yīng)簡化，就可得到各項飛行性能與推重比和翼載荷的函數(shù)關(guān)系式[7]。

由于式(1)中包含了氣動特性數(shù)據(jù)、推進系統(tǒng)特性和重量系數(shù)數(shù)據(jù)，因此應(yīng)用約束分析法需提前預(yù)估氣動特性、推進系統(tǒng)特性和重量系數(shù)，即這些參數(shù)是約束分析的輸入?yún)?shù)。對于常規(guī)飛機，有大量的統(tǒng)計數(shù)據(jù)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(tǒng)特性和重量系數(shù)數(shù)據(jù)。

2.2 任務(wù)分析方法

任務(wù)分析方法是根據(jù)設(shè)計要求中的任務(wù)載荷和任務(wù)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(wù)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(wù)載荷WP、空重系數(shù)WE/WTO和燃油系數(shù)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(wù)載荷由設(shè)計要求給出。

空重系數(shù)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(nèi)在關(guān)系，針對不同類型的飛行器，通常用統(tǒng)計關(guān)系或經(jīng)驗公式來表示這種關(guān)系。根據(jù)這種關(guān)系式，可估算空重系數(shù)WE/WTO。

燃油系數(shù)WF/WTO為完成任務(wù)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(tǒng)計數(shù)據(jù)的經(jīng)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(shù)分析來計算燃油系數(shù)。重量系數(shù)為飛行器瞬時的重量與最大起飛重量的比值，與燃油系數(shù)的關(guān)系為

(5)

式中：Wi為飛行階段節(jié)點i瞬時飛行器的重量；WFi為飛行器飛行到節(jié)點i消耗的燃油重量。例如，爬升加速階段的重量系數(shù)的經(jīng)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(shù)。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(jié)果，即

(7)

完成一次完整飛行任務(wù)的燃油系數(shù)為任務(wù)剖面(見圖1)中各飛行階段的燃油系數(shù)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(guān)系式；② 各飛行階段的燃油系數(shù)，而這些系數(shù)主要取決于發(fā)動機特性和氣動特性。

2.3 主要總體參數(shù)設(shè)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(guī)飛機，既不存在統(tǒng)計數(shù)據(jù)，現(xiàn)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(wù)分析方法進行改進。

目前飛機總體設(shè)計技術(shù)中一個重要趨勢是采用多學(xué)科設(shè)計優(yōu)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(shè)計后期階段的設(shè)計/分析方法提前至概念設(shè)計階段。根據(jù)這一理念，概念設(shè)計中分析模型應(yīng)盡可能少地依賴于統(tǒng)計數(shù)據(jù)或經(jīng)驗公式，而應(yīng)該采用適用性更廣、預(yù)測精度更高的分析模型，以適用于新型飛行器的概念設(shè)計。

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

如圖4所示的總體參數(shù)設(shè)計計算過程是一種迭代過程。在第一輪主要總體參數(shù)設(shè)計中，仍然采用工程估算方法來估算氣動、推進系統(tǒng)、燃油系數(shù)的數(shù)據(jù)，然后根據(jù)約束分析和任務(wù)分析方法確定主要總體參數(shù)。雖然第一輪設(shè)計獲得主要總體參數(shù)可信度不高，但為下一輪設(shè)計提供了一個初始值。從第二輪開始，根據(jù)上一輪的結(jié)果，通過氣動和推進系統(tǒng)的初步設(shè)計，建立更詳細的氣動模型和推進系統(tǒng)模型，更新上一輪約束分析和任務(wù)分析中的輸入數(shù)據(jù)(氣動、推進系統(tǒng)數(shù)據(jù)和燃油系數(shù))，通過約束分析和任務(wù)分析方法確定出新一輪主要總體參數(shù)。這個過程反復(fù)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(shù)設(shè)計是否合理，關(guān)鍵取決于氣動、推進系統(tǒng)、重量的輸入數(shù)據(jù)的準確性。第3節(jié)將說明這些輸入數(shù)據(jù)的估算方法。

3 輸入數(shù)據(jù)的估算方法

從圖4中看出，在第一輪總體參數(shù)設(shè)計中，采用工程估算方法預(yù)估輸入數(shù)據(jù)，之后通過氣動和推進系統(tǒng)的初步設(shè)計和分析，建立適用性更廣、預(yù)測精度更高的氣動模型和推進系統(tǒng)模型，對氣動和推進系統(tǒng)特性以及燃油系數(shù)進行預(yù)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(yù)估中，假設(shè)HSUAV構(gòu)型與文獻[6]中XB-70具有相同的零升阻力系數(shù)CD0。參考文獻[16]中給出的超聲速線化理論估算誘導(dǎo)阻力因子K，即

(9)

考慮到HSUAV展弦比較小，實際的誘導(dǎo)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(dǎo)阻力因子K值放大2倍。

2) 數(shù)值分析方法

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

圖4 HSUAV主要總體參數(shù)設(shè)計流程
Fig.4 Procedure of preliminary sizing for HSUAV

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

應(yīng)用參數(shù)化幾何建模方法和CATIA二次開發(fā)技術(shù)，開發(fā)了無人機參數(shù)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(wǎng)格生成使用Gridgen軟件，應(yīng)用Gridgen腳本文件命令，編制了自動化網(wǎng)格生成程序，可根據(jù)HSUAV的三維外形，自動生成計算網(wǎng)格。流場分析采用Fluent軟件中Navier-Stokes方程數(shù)值分析方法。應(yīng)用Fluent腳本文件命令，編制了自動調(diào)用網(wǎng)格數(shù)據(jù)文件以及工況的程序。另外，編寫了結(jié)果分析程序，可將Fluent軟件計算的結(jié)果進行分析，獲得升阻比和最大升力系數(shù)等氣動特性。

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

應(yīng)用上述氣動設(shè)計和分析程序，根據(jù)正交試驗設(shè)計方法，優(yōu)選氣動外形的展弦比和下反角。然后從優(yōu)選方案的氣動分析結(jié)果中獲得約束分析和任務(wù)分析中所需的氣動數(shù)據(jù)。

3.2 推進系統(tǒng)特性的估算方法

本節(jié)首先討論推進系統(tǒng)的設(shè)計點，然后分別說明推進系統(tǒng)的工程估算模型和熱力循環(huán)分析模型。

1) 設(shè)計點選擇

發(fā)動機設(shè)計點對發(fā)動機的性能影響較大。選擇不同的設(shè)計點，得到的發(fā)動機隨高度和速度的推力衰減特性有較大區(qū)別[7]。考慮到HSUAV高空高速飛行狀態(tài)下的加速爬升特性，以及模態(tài)轉(zhuǎn)換開始時渦噴發(fā)動機仍維持比較大的推力，選擇飛行任務(wù)剖面圖上的點(Ma=2.75和h=18.167 km)作為加力/渦噴發(fā)動機的設(shè)計點。另一方面，由于亞燃沖壓發(fā)動機長時間工作在高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)，因此亞燃沖壓發(fā)動機設(shè)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(shù)Ma=0～3.0的飛行階段，在模態(tài)轉(zhuǎn)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(fā)動機推力隨高度和速度變化的推力衰減系數(shù)關(guān)系如下[7]。

渦噴模態(tài)：

(10)

加力模態(tài)：

(11)

加力/渦噴發(fā)動機燃油消耗率TSFC隨馬赫數(shù)Ma的變化關(guān)系如下[7]。

渦噴模態(tài)：

(12)

加力模態(tài)：

(13)

式(10)～式(13)中：TR為截斷值或節(jié)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(shù)；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(fā)動機的模型適用于飛行馬赫數(shù)Ma=3.1～3.5。對于亞燃沖壓發(fā)動機，工程估算模型未能體現(xiàn)出設(shè)計點性能對非設(shè)計點性能的影響，因此采用熱力循環(huán)變比熱分析模型。

3) 熱力循環(huán)分析模型

根據(jù)TBCC發(fā)動機參數(shù)化循環(huán)分析和性能循環(huán)分析的理想氣體一維流動原理[7]，建立熱力循環(huán)變比熱(Variable Specific Heat, VSH)模型，TBCC發(fā)動機性能分析框架流程如圖6所示。圖6中：ne為發(fā)動機轉(zhuǎn)速；A8為發(fā)動機噴管喉道截面積；Tt為總溫，Pt為總壓，對應(yīng)下標的數(shù)字為發(fā)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(zhuǎn)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(zhuǎn)化效率因子。

圖6中分流器(Splitter)的作用是相當于模態(tài)轉(zhuǎn)換閥門，在加力/渦噴工作模態(tài)下，分流器關(guān)閉外涵道，氣流只通過核心機；在模態(tài)轉(zhuǎn)換狀態(tài)下，分流器位置可調(diào)，模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后，分流器處于完全開啟狀態(tài)；在亞燃沖壓工作模態(tài)下，分流器處于完全開啟狀態(tài)，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(fā)動機性能分析流程圖
Fig.6 Flowchart of TBCC performance analysis

3.3 空重系數(shù)和燃油系數(shù)的估算方法

根據(jù)第2節(jié)式(4)，如果已知空重系數(shù)和燃油系數(shù)，就可計算最大起飛重量。

1) 空重系數(shù)

空重系數(shù)通過經(jīng)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(tǒng)計數(shù)據(jù)的經(jīng)驗公式來計算空重系數(shù)。ISR飛機空重系數(shù)的經(jīng)驗公式為[16]

(14)

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

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

2) 燃油系數(shù)

燃油系數(shù)的估算精度主要取決于發(fā)動機特性和氣動特性。在第一輪估算中，燃油系數(shù)估算所需的發(fā)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(shù)估算中，采用熱力循環(huán)模型分析發(fā)動機特性，采用數(shù)值分析方法估算氣動特性，從而獲得更精確的燃油系數(shù)。

4 主要總體參數(shù)的設(shè)計計算結(jié)果

針對第2節(jié)中HSUAV設(shè)計要求和概念方案，應(yīng)用第3節(jié)中設(shè)計計算流程，經(jīng)過4輪迭代計算，約束分析收斂，經(jīng)過6次迭代，任務(wù)分析收斂，獲得最終的HSUAV主要總體參數(shù)。

4.1 迭代計算結(jié)果

圖7給出了第一輪和最后一輪的HSUAV零升阻力系數(shù)CD0和誘導(dǎo)阻力因子K隨飛行馬赫數(shù)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(yù)測的零升阻力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力因子
Fig.7 Drag coefficient at zero lift and induced drag factor predicted by two models

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

圖8給出了第一輪和最后一輪推進系統(tǒng)沿著飛行任務(wù)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(tài)轉(zhuǎn)換階段，最后一輪(VSH模型)的TBCC發(fā)動機計算的推力衰減系數(shù)與第一輪(工程估算模型)結(jié)果比較接近。從圖8(b)看出，最后一輪的TBCC發(fā)動機的燃油消耗率與工程估算結(jié)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(shù)(定義為βi)。表中βi的下標序號與圖1中任務(wù)剖面點對應(yīng)的序號一致，重量系數(shù)均代表對應(yīng)飛行階段開始時的數(shù)值。重量系數(shù)差別較大的任務(wù)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(wù)剖面點處重量系數(shù)差別主要是由于巡航開始點的重量系數(shù)差別導(dǎo)致的，任務(wù)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(shù)變化較小。巡航開始點最后一輪迭代得到的重量系數(shù)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(dǎo)致的。

圖8 兩種模型預(yù)測的TBCC推進系統(tǒng)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(shù)Table 1 Instantaneous weight fraction from the first and last iterations

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

第一輪和最后一輪確定的HSUAV主要總體參數(shù)如表2所示。從表中數(shù)據(jù)看出，第一輪和最后一輪確定的HSUAV主要總體參數(shù)有明顯區(qū)別。這主要是由于第一輪中估算的氣動特性和推進系統(tǒng)特性與第二輪之后的估算結(jié)果有明顯差別(參見圖7和圖8)，導(dǎo)致約束分析中邊界線和任務(wù)分析中燃油系數(shù)有明顯區(qū)別。由于第二輪之后的氣動模型與推進系統(tǒng)模型精度較高，因此最終確定的主要總體參數(shù)具有較高的可信度。根據(jù)表2中最終的主要總體參數(shù)，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(shù)Table 2 Sizing results from first and last iterations

4.2 主要總體參數(shù)合理性驗證

上述最終的HSUAV主要總體參數(shù)是根據(jù)典型飛行狀態(tài)的設(shè)計要求確定的。為了驗證所確定的主要總體參數(shù)在整個飛行任務(wù)剖面內(nèi)是否滿足推力大于阻力的要求，定義一個參數(shù)u，該參數(shù)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(wù)剖面最關(guān)鍵的飛行階段為起飛爬升至巡航開始點。若推進系統(tǒng)的推力在該階段內(nèi)均滿足u<1.0且爬升時間滿足HSUAV的設(shè)計要求，則說明總體參數(shù)的選擇是合理。圖10為爬升階段參數(shù)u隨馬赫數(shù)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(fā)動機剩余推力(當前飛行狀態(tài)下推進系統(tǒng)可用推力與飛行阻力的差值)小，導(dǎo)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(tài)時具有剩余推力。圖11為爬升階段飛行時間隨馬赫數(shù)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(shù)u隨馬赫數(shù)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(shù)Ma的變化曲線
Fig.11 Curve of flight time t vs Mach number in climb stage

5 結(jié) 論

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

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

2) 由現(xiàn)有的約束分析和任務(wù)分析確定的主要總體參數(shù)(第一輪的結(jié)果)與最終確定的主要總體參數(shù)(最后一輪的結(jié)果)有很大區(qū)別。由于第一輪之后采用了可信度更高的氣動和推進系統(tǒng)模型，因此最后一輪確定的主要總體參數(shù)具有更高的可信度，而現(xiàn)有的方法(即第一輪的方法)不能用于HSUAV主要總體參數(shù)設(shè)計。

3) 由于TBCC發(fā)動機由加力/渦噴發(fā)動機和亞燃沖壓發(fā)動機串聯(lián)組合形成，因此在約束分析圖中包含了2種發(fā)動機工作模態(tài)，不同工作模態(tài)對應(yīng)不同的起飛推重比。這與現(xiàn)有約束分析圖有顯著區(qū)別。

4) 為了說明主要總體參數(shù)設(shè)計的合理性，分析了飛行任務(wù)剖面中爬升階段的飛行阻力與推進系統(tǒng)可用推力之比。分析結(jié)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(shù)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(guān)系仍然采用了工程估算方法。在下一步研究中，將采用結(jié)構(gòu)有限元分析和優(yōu)化的方法建立兩者之間的關(guān)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(shù)設(shè)計。

[1] CURRAN E T, MURTHY S N B. Scramjet propulsion[M]. Reston: AIAA Inc., 2000: 449.

[2] RICH B R. F-12 series aircraft aerodynamic and thermodynamic design in retrospect[J]. Journal of Aircraft, 1974, 11(7): 401-406.

[3] SCHüTTE G, STAUDACHER S. Probabilistic aspects of scramjet design[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(2): 281-288.

[4] Marshall Space Flight Center. Study on the modifications required to re-engine the Lockheed D-21 Drone: NASA 1999-0110312[R]. Washington, D.C.: NASA, 1999.

[5] HOWE D. Aircraft conceptual design synthesis[M]. Hoboken, NJ: John Wiley & Sons, Ltd., 2000: 1-22.

[6] RAYMER D. Aircraft design: A conceptual approach[M]. 5th ed. Reston: AIAA Inc., 2012: 27-702.

[7] MATTINGLY J D, HEISER W H, PRATT D T. Aircraft engine design[M]. 2nd ed. Reston: AIAA Inc., 2002: 3-229.

[8] GUDMUNDSSON S. General aviation aircraft design: Applied methods and procedures[M]. Amsterdam: Elsevier Inc., 2014: 925-934.

[9] HEISER W H, PRATT D T, DALEY D H, et al. Hypersonic airbreathing propulsion[M]. Reston: AIAA Inc., 1994: 456-463.

[10] SAUNDERS J D, KEITH T G. Results from computational analysis of a mixed compression supersonic inlet: NASA TM 104475[R]. Washington, D.C.: NASA, 1991.

[11] FRY R S. A century of ramjet propulsion technology evolution[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 20(1): 27-58.

[12] PATERSON J. Overview of low observable technology and its effects on combat aircraft survivability[J]. Journal of Aircraft, 1999, 36(2): 380-388.

[13] ROSKAM J. Airplane design Part I: Preliminary sizing of airplanes[M]. Lawrence, KS: Design, Analysis and Research Corporation, 1985: 1-202.

[14] IQBAL L U, SULLIVAN J P. Multidisciplinary design and optimization (MDO) methodology for the aircraft conceptual design[C]//50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston: AIAA, 2009.

[15] 余雄慶, 丁運亮. 多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化算法及其在飛行器設(shè)計中應(yīng)用[J]. 航空學(xué)報, 2000, 21(1): 1-6.

YU X Q, DING Y L. Multidisciplinary design optimization a survey of its algorithms and applications to aircraft design[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2000, 21(1): 1-6 (in Chinese).

[16] NICOLAI L M, CARICHNER G E. Fundamentals of aircraft and airship design Volume I—Aircraft design[M]. Reston: AIAA Inc., 2010: 323-779.

[17] BOWCUTT K G, ANDERSON J D, CAPRIOTTI D. Viscous optimized hypersonic waveriders: AIAA-1987-0272[R]. Reston: AIAA, 1987.

[18] MURTHY S N B, CURRAN E T. Developments in high-speed vehicle propulsion systems[M]. Reston: AIAA Inc., 1996: 188-202.

[19] JACOB D, SACHS G, WAGNER S. Basic research and technologies for two-stage-to-orbit vehicles[M]. Weinheim: WILEY-VCH Verlag GmbH & Co. KGaA, 2005: 9-267.

[20] 有連興， 余雄慶， 歐陽星. 高馬赫數(shù)無人機概念設(shè)計的外形參數(shù)化建模[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2014, 46(3): 425-432.

YOU L X, YU X Q, OUYANG X. Parametric geometry modeling for conceptual design of high supersonic unmanned aerial vehicles[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014, 46(3): 425-432 (in Chinese).

[21] 余雄慶， 歐陽星， 邢宇, 等. 機翼結(jié)構(gòu)重量預(yù)測的多學(xué)科分析優(yōu)化方法[J]. 航空學(xué)報， 2016, 37(1): 235-243.

YU X Q, OUYANG X, XING Y, et al. Weight prediction method of wing structure using multidisciplinary analysis and optimization[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 235-243 (in Chinese).

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(wǎng)絡(luò)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(yè)務(wù)費專項資金 (NZ2016101)； 江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

＊

.E-mailyxq@nuaa.edu.cn

有連興， 余雄慶． 高馬赫數(shù)臨近空間無人機主要總體參數(shù)設(shè)計方法J． 航空學(xué)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(zé)任編輯： 徐曉)

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