巡飞器载重能力与装载火箭弹间匹配关系研究

李永泽, 孙传杰, 卢永刚

(中国工程物理研究院 总体工程研究所, 四川 绵阳 621900)

巡飞器载重能力与装载火箭弹间匹配关系研究

李永泽, 孙传杰, 卢永刚

(中国工程物理研究院 总体工程研究所, 四川 绵阳 621900)

为了研究巡飞器载重能力与火箭弹间的匹配关系,针对折叠式巡飞器普遍采用的串列翼布局,建立了串列翼布局下并列式和重叠式两种机翼折叠装载方案对应的巡飞器任务载重与装载火箭弹空间之间的匹配关系模型,对比分析了两种方案下火箭弹直径随巡飞器任务载重的变化特点,并得出重叠式方案更具载重优势的结论,初步给出了特定条件下两种方案任务载重与火箭弹直径间的对应取值。

巡飞器; 串列翼; 火箭弹; 匹配关系

0 引言

基于火箭弹投放的折叠式巡飞器通过远程火箭弹折叠装载发射,可用于侦查监视、远程炮射击校瞄、毁伤评估、电子干扰、通讯中继等[1]。与传统无人机相比,除其具有可快速部署的优点以外,由于需在有限的空间里折叠装载,也给设计带来了诸多约束和挑战。其中火箭弹有限的装载空间、装载重量与巡飞器任务载重、任务性能需求间的相互约束最为严格和苛刻。因此分析和推导巡飞器任务载重与火箭弹装载空间的约束关系对设计指标拟定、方案初步设计具有重要的指导意义。

目前国内还没有专门针对该问题的相关研究报道。国内已有对巡飞器的研究主要集中在调研国内外研究现状及关键技术[1-3]、任务轨迹规划等方面[4-5],仅文献[6]对装载约束下的巡飞器概念设计方法进行了研究,但仅得出了∅155 mm榴弹装载约束下的最大理论任务载荷,并未对巡飞器任务载重与装载空间的对应关系进行研究。

本文针对已有折叠式巡飞器普遍采用的串列翼布局方案,建立了装载约束下巡飞器的几何模型、采用电动动力方式的巡飞器总重模型、串列翼布局的升力估算模型,最后推导得出了巡飞器载重与装载火箭弹直径间的匹配关系模型,并计算了特定条件下任务载重与火箭弹直径间的对应值,以便为设计指标拟定、方案初步设计提供指导和依据。

1 匹配关系建模

1.1 总体布局方案选择

相关文献研究结果表明,在有限空间约束下串列翼布局方案相比常规布局可能达到的性能更好[6]。另外,在已有的巡飞器方案中,Aerovironment公司的“弹簧刀”、俄罗斯的R-90及波音公司的SECC均采用了串列翼的布局方案,如图1所示。参照已有的研究成果,本文针对串列翼布局方案的巡飞器进行建模,布局方案如图2所示。

图1 部分已有串列翼布局的巡飞器Fig.1 Part of the loitering units with tandem wing layout

图2 本文建模针对的串列翼布局方案Fig.2 Tandem wing layout scheme for modeling in this paper

1.2 几何约束模型

串列翼布局折叠后截面一般为四边形,由于正四边形截面在装载约束下对应的翼弦最小,在其它条件相同的情况下对应的升力最小,因此选择正四边形截面的装载情况进行分析。

考虑两种机翼在机身上的叠放方式(见图3),一种为并列式,即左右两翼折叠后并排在机身上,相互无重叠,各自有独立的折叠机构;另一种为重叠式,即左右两翼折叠后重叠在机身上,共用一个折叠机构。

图3 两种机翼折叠装载方案Fig.3 Two folding schemes of the wing for loading

(1)并列式方案几何约束模型

设装载火箭弹有效直径为D,有效长度为l。在并列式装载方案下,翼弦c由如下几何关系可得:

(1)

设机翼翼展为b,最大展弦比为Amax,引入折叠后机翼长度与火箭弹有效长度间比值参数fw,则可以初步估算得到翼展:

b=2fw(l-c/2)

(2)

将式(1)带入式(2)可得:

(3)

其中,fw的大小又受最大展弦比Amax的约束,可得fw的范围为:

(4)

设装载火箭弹的有效长径比为σ,则可进一步将式(4)写为:

(5)

对于平直翼,可得机翼面积S为:

(6)

串列翼的前后翼由于各参数取值存在差别,前后翼面积计算应根据具体设计分别确定。

(2)重叠式方案几何约束模型

同理可得重叠式装载方案对应的c,b及S分别为:

(7)

(8)

(9)

(10)

同样,前后翼面积计算应根据具体设计分别确定。

1.3 全机总重模型

由文献[7]可得电动动力方式巡飞器的全机重量为:

Wt=(Wload+Wcontr+Wavion)/(1-fbody-fbatt-feng)

(11)

式中,任务载荷重量Wload根据任务选定;导航与飞控系统(包含舵机)重量Wcontr、通讯装置重量Wavion可通过任务需求确定;空机重量系数fbody参考统计值并考虑抗过载设计带来的重量增加,取为0.2;feng参考统计值取为0.15[8];电池重量系数fbatt具体计算如下:

(12)

式中,f为修正系数;g为重力加速度;V为巡航速度;t为巡航时间;η为动力系统效率(主要包括螺旋桨、电机效率);e为电池重量比能量;L/D为升阻比。

1.4 升力模型

对于串列翼布局,目前没有成熟的升力估算公式,初步参照正常式布局机翼与平尾升力估算方法[9],考虑前翼对后翼的气动干扰及速度阻滞,以及前后翼设计的差别,可得全机升力为:

(13)

式中,V为来流速度;ρ为大气密度;CL1为前翼升力系数;CL2为后翼升力系数;S1为前翼机翼面积;S2为后翼机翼面积;kv为修正系数,主要考虑速度阻滞及气流干扰给后翼升力带来的影响,取0.8。

1.5 任务载重与装载约束关系模型

取定直平飞的巡航状态为设计点,对于两种不同的机翼折叠装载方案,由上述几何约束模型、全机总重模型及升力模型,可推导得到巡飞器任务载重与装载约束间的关系模型分别为:

(1)对于并列式方案,由式(6)、式(11)及式(13)得:

(2)对于重叠式方案,由式(10)、式(11)及式(13)得:

2 算例分析

选用以锂聚合物电池为动力的电动动力方式,任务要求带自驾仪但无需信息回传。性能要求为:巡飞高度H=1 km,巡飞速度Vmax=25 m/s,巡飞时间t=1 800 s。其它参数根据调研资料及工程经验取值为:Wcontr=0.5 kg,Wavion=0 kg,e=150 Wh/kg,σ=6,fw1=0.6,fw2=0.8,η=0.65,f=1.2,L/D=8,CL1=CL2=0.5,Amax=15。计算可得两种机翼折叠装载方案下巡飞器任务载重与装载火箭弹口径间的关系如图4所示,任务载重与巡飞器的总重关系如图5所示。

从图中可以看出,在给定H,V,t,L/D及Amax的条件下,对于并列式方案,Wload与D间近似呈线性关系,斜率约为70 mm/kg,即载荷每增加(或减少)1 kg,对应的装载容器口径需增加(或减少)70 mm;对于重叠式方案,Wload与D间也近似呈线性关系,斜率约为48 mm/kg,即载荷每增加(或减少)1 kg,对应的装载容器口径需增加(或减少)48 mm。

从上述曲线可以初步得到两种方案下特定任务载荷分别对应的装载火箭弹的有效直径,并根据给出的火箭弹有效长径比,可初步确定装载火箭弹的尺寸,为装载火箭弹的选取及装载方案的设计提供依据;也可得到给定装载火箭弹直径所对应的最大任务载荷重量,可为任务载荷的选取、设计指标的拟定及巡飞器方案的初步设计提供依据。

图4 任务载荷与装载口径关系曲线Fig.4 Curves for the relation between Wlaod and D

图5 任务载荷与总重关系曲线Fig.5 Curves for the relation between Wlaod and Wt

3 结论

基于火箭弹投放的折叠式巡飞器设计相比传统无人机设计面临更为严苛的尺寸和重量约束条件。通过建立和分析串列翼布局巡飞器任务载重与装载火箭弹间的匹配关系,可得出以下结论:

(1)串列翼布局下,两种机翼折叠装载方案中重叠式方案更具优势。在相同的装载直径下可搭载更重的任务载荷,在满足特定载重要求的情况下所需的装载火箭弹直径更小,且装载火箭弹直径随任务载重变化斜率更小,更有利于方案设计。但重叠式方案会减小机身的装载空间。

(2)对于两种机翼折叠装载方案,初步得到了不同任务载荷对应的装载火箭弹直径和巡飞器总重,以及特定装载火箭弹直径对应的任务载荷大小,可为拟定任务载荷、选取装载火箭弹及装载方案设计提供依据。

(3)本文建立的任务载重与装载约束间的关系模型,虽做了必要的假设和简化,但仍考虑了机翼厚度、最大展弦比约束、前后翼设计差别、前后翼气动干扰等因素,得到了巡飞器任务载荷与装载火箭弹直径间的直接对应关系式,对应关系明确,具有一定的合理性,可为设计指标的拟定、方案的初步设计提供理论支撑,具有一定的工程应用价值。

[1] 杨延年,张元明.一种新型无人飞行器的发展现状与关键技术[J].航空工程进展,2011,2(1):48-55.

[2] 庞艳珂,韩磊,张民权,等.攻击型巡飞弹技术现状及发展趋势[J].兵工学报,2010,31(S2):151-154.

[3] 佟海鹏,徐海刚,刘兆平,等.海战场环境下舰载巡飞弹技术分析[J].飞航导弹,2012,(1):49-52.

[4] 唐江,谢晓方,袁胜智.巡飞导弹区域巡逻侦察航迹规划研究[J].弹箭与制导学报,2009,29 (4):223-226.

[5] 王志飞,王华,赵春明,等.巡飞器巡飞段动力学建模与仿真研究[J].系统仿真学报,2010,22(S1):200-202.

[6] 陈军,杨树兴,张国庆,等.炮射电动无人机总体概念设计方法研究[J].北京理工大学学报,2009,29 (9):767-770.

[7] 李为吉.飞机总体设计[M].西安:西北工业大学出版社,2004:3-9.

[8] 李晨.15厘米固定翼微型飞行器总体设计与性能分析[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[9] 方振平.飞机飞行动力学[M].北京:北京航空航天大学出版社,2005:32-39.

Matchingrelationbetweenthepayloadofloiteringmonitionandtheloadingspaceoflongrangrocketmissile

LI Yong-ze, SUN Chuan-jie, LU Yong-gang

(Institute of Systems Engineering, CAEP, Mianyang 621900, China)

In order to study influence of dispension parameters on distribution radius and falling time of submunition striking moving sea-object, point mass ballistic equations is build and then programmed. Analysis of effect of diffent dispension parameters on distribution radius and falling time of submunition is carried out, the results show that the dispension height and velocity of cluster munition are very important parameters, therefore emphasis should be paid on them when designing dispension parameters.

loitering monition; tandem wing; cluster munition matching relation

V279

A

1002-0853(2013)06-0570-04

2013-03-11;

2013-10-07; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2013-10-22 14:12

李永泽(1987-),男,宁夏固原人,硕士,主要从事飞行器总体设计研究。

(编辑：姚妙慧)