傳感器無人機發展狀況及其關鍵技術

李國民，張軍紅

（電子科技集團第38研究所浮空平臺部，安徽合肥 230031）

引言

傳感器無人機（Sensorcraft）是由先進的傳感器構造的飛機而不是掛載先進傳感器的無人機，是由美國空軍研究實驗室（AFRL）首先提出的一種新概念飛行器。作為美國未來全球感知系統的空中載體，傳感器無人機被想象成為一種完全集成的情報、監視和偵察（ISR）系統的組成部分。該ISR系統能將整個空、天、地的ISR設施有機地集成到一起。這種技術架構遠遠超出了信息融合（如交互導引（Cross Cueing））的概念，上升到自動集成的水平，從而使傳感性能大幅提升，能夠識別偽裝的、隱蔽的和具有欺騙性的目標。此外，這種傳感器無人機還能夠與天基設施進行多點靜態協同，并能從地面傳感器獲取數據［1］。

傳感器無人機概念中，首次體現了傳感器與無人機的綜合一體化設計思想，其設計理念要求突破傳統飛行器設計中傳感器的附屬地位，將傳感器性能發揮作為一種總體設計約束，增加到系統的方案設計過程中，真正體現了平臺與載荷的無縫融合，做到了傳感器即是結構件。結合現代戰場對信息化建設的迫切需求，一體化設計的傳感器無人機憑借其不可估量的戰略價值，成為世界各軍事強國的研究熱點。

1 傳感器無人機的發展狀況

1.1 系統總體發展狀況

自“靈巧蒙皮結構”的最初技術探索到“傳感器無人機”概念的提出，再到項目的正式開展，傳感器無人機系統總體的發展分為四個階段。

1993年～1997年為第一階段，是共形天線技術的起步階段。美國空軍研究實驗室在此階段對共形天線技術的發展前景和應用潛力進行了初步的評估。

1997年～2000年為第二階段，是共形天線技術的應用階段。以傳感器為核心，全面采用共形天線技術、具備360°全方位探測能力的空中無人預警探測飛行器概念——“傳感器飛機”開始醞釀并逐漸成熟。

2000年～2004年為第三階段，是概念可行性研究評估階段。從2003年的“X波段天線陣列”和2004年的“聯接翼縮比樣機”兩個項目可以看出，AFRL從天線陣列技術和飛行器平臺技術兩個方面對傳感器無人機的可行性進行了先期檢驗。

2004年至今為第四個階段，是工程化研制階段，波音公司和諾斯羅普-格魯曼公司兩大軍工巨頭正式開始介入。波音公司采用聯接翼布局滿足了360°全向探測要求；諾斯羅普-格魯曼公司采用一種能夠從側面輻射電磁波的雷達天線技術—— “Endfire”，并搭配其成熟的飛翼布局來實現360°全向探測。

1.2 氣動布局發展狀況

傳感器無人機外形設計的關鍵問題是使氣動效率最大，同時使飛行器結構效率最高，重量最輕。同時，還要滿足傳感器天線360°全向掃描的要求［2］，因此，必須選擇合適的布局才能達到預定目標。目前比較流行的傳感器無人機的氣動布局是聯接翼構型和飛翼構型。

1.2.1 連接翼構型

連接翼構型是波音公司提出的適合360°全向掃描的飛機構型，如圖1所示。

圖1 波音公司的連接翼構型

連接翼構型通過后翼增加了配平能力，因前后翼良好干擾，使飛機具有特別高的自然姿態恢復能力和良好的氣動靜安定特性。由于后翼前掠，其迎角失速范圍本身就比后掠翼的前翼寬，疊加下洗流的作用，飛機飛行大迎角自然恢復角度相當寬，很難進入失速狀態，總的升阻比也很高，適合高空高速長航時的飛行任務需求。通過前后翼的巧妙連接，前后翼翼盒的結構變成了一種閉合的具有大厚度的結構支撐框架，使機翼的剛性和彈性控制要求大為降低。同時，由于受力結構更加合理和穩定，使飛機結構重量大大減輕［3］。

連接翼的缺點是前掠的后翼氣動彈性發散速度很低，需要進行發散控制，由于前后翼的聯結，聯接翼構型具有與常規飛機不同的特性，存在著氣動、結構、氣動彈性、操縱性和穩定性等專業之間的強耦合，其中許多幾何參數將同時影響著每個專業方面的設計，增加了設計難度［4］。較大的飛機尾翼需要在設計時考慮有效結構形式，以減輕結構效率方面的壓力。

1.2.2 飛翼構型

飛翼構型是美國格魯曼公司提出的適合360°全向掃描的飛機構型，如圖2所示。

圖2 格魯曼公司的飛翼構型

飛翼構型通過無尾翼設計減小了飛機的結構重量，通過翼身融合設計使飛機具有很高的氣動效率，氣動載荷分布也達到最佳，增大了飛機的升阻比，減小了機身對天線掃描的遮擋，減小了飛機的RCS，增加了預警威力。

由于飛翼構型是一種無尾的形式，穩定性天生不足，操縱面不好設置，其縱向和航向都將不穩定或穩定性不足，相應地大大增加了飛控系統中控制律的設計難度。另外，飛翼構型的飛機突風敏感因子較大，不但在起降時不能利用襟翼增升，而且為配平飛機升降舵向上偏轉，襟翼本身在起飛著陸時還要提供負升力。為了解決著陸性不好的問題，飛翼構型的翼載比有尾飛機小得多［5］。

1.3 共形傳感器發展狀況

1.3.1 美國空軍共形傳感器研制情況

從20世紀90年代初開始，美國空軍圍繞傳感器無人機進行了共形承重陣列項目研究。主要包括“靈巧蒙皮結構（S3TD）”、“射頻多功能共口徑結構（MUSTRAP）”、“低波段結構天線（LOBSTAR）”和“結構一體化X波段陣列（SIXA）”項目。

S3TD項目起始時間為1993年～1996年，美國空軍同時研究了飛行器適裝共形天線位置、如何用共形天線替代原結構件和電磁兼容性等幾個問題。項目的成果是設計加工了共形承重天線的試驗件，尺寸為915 mm×915 mm，工作頻率從225～400 MHz，并進行了相關的力學試驗。

圖3 F/A-18端帽天線

MUSTRAP項目1997年開始進行，是“靈巧蒙皮結構項目”的延續，對外宣布“具備多功能、寬帶、結構一體化的低成本天線，滿足通信、導航、目標識別和電子戰需求”，其成果形式為機身共形天線與F/A-18端帽天線（見圖3）。與“靈巧蒙皮結構項目”相比，機身共形天線具備材料不易疲勞和結構強度更大兩個優點。F/A-18端帽天線采用VHF/UHF波段，天線安裝于NASA的F/A-18尾翼，在1997年2月進行了飛行試驗。結果顯示，在低頻情況下，端帽天線信噪比可以比刀片天線提升15～25 dB。2000年，諾格公司與美國空軍實驗室聯合開展了MUSTRAP項目研究，開發了一個可以承重的1000 mm×1000 mm四臂螺旋天線。在此基礎上，諾格公司展開了進一步的研究，開始了“傳感器無人機共形低波段天線結構”（S-CLAS）項目。該項目演示了半尺寸傳感器無人機所需的天線陣列，尺寸為7600 mm×2700 mm，包含25個單元，但是由于種種原因，天線未進行電性能測試。

LOBSTAR項目在“傳感器無人機共形低波段天線結構”項目基礎之上進行研發，其主要目的是開發一種低頻段天線，可以探測叢林植物中隱藏的慢速移動目標。LOBSTAR項目前期對“S-CLAS”項目的天線陣列進行了電磁性能測試，測試結果可用于后續的研究中。LOBSTAR項目原計劃制造全尺寸的試驗件，可用來制造傳感器機翼，并且包含大尺寸的天線陣列。試驗件將進行冷熱環境試驗、力學試驗、濕度環境試驗，并在疲勞試驗前后進行天線射頻性能測試。

SIXA項目起止時間為2003年～2007年，目的是證實結構的有效性，同時提升射頻性能。2006年2月進行了子結構試驗。試驗中，子陣列被集成在盒裝結構試驗件中，盒子由內部四個支撐點支撐，這些內部的支撐點保持固定，發射陣子垂直飛機表皮放置，形成蜂窩狀結構（見圖4）。

圖4 發射陣子形成蜂窩狀結構

1.3.2 雷聲公司共形傳感器研制情況

雷聲公司研制的共形天線可分為四代:第一代為共形天線，曲面半徑約為0.5 m；第二代天線為可以用于掃描的波束，天線上折疊或柵格的間距X波段為0.15 m，UHF為1.00 m；第三代為有源電掃共形陣列天線，起初是一種小型、可彎曲的收發模塊，面積約6.5 cm2，而現在可以直接墊置在一種輕型的、類似于塑料的材料底部，通過加熱與材料融為一體（見圖5）；目前正在研制的第四代陣列，能夠直接“粘貼”到空中和地面的大型結構件中。

目前，世界上對共形陣列的研究主要是將厚達幾厘米的共形天線直接貼裝在飛機蒙皮上，但今后的共形天線將是能夠在結構上承載的陣列，其天線單元嵌入到飛機蒙皮內，在輻射或接收電磁能量的同時，能夠承載很高的動力載荷，并成為飛機本身結構的一部分。

圖5 雷聲公司的曲面有源天線陣列

2 傳感器無人機關鍵技術分析

傳感器無人機是一項復雜的系統工程，系統兼具飛機和傳感器的雙重特性，每個關鍵部位均有關鍵技術需要攻克。

2.1 有源天線與機翼一體化設計技術

傳感器無人機的設計方案主要由先進傳感器載荷和射頻天線孔徑的設計要求決定，具有先進射頻功能的天線（包括雷達和電子信號采集）也將全部集成到飛行器上。設計人員所面臨的最大挑戰是如何將大型天線和射頻天線孔徑集成到機身上。另外，大型天線應具有很高的增益，并且能夠探測到極難發現的目標。這些大型天線與機身結構的集成對于減小飛行器的結構重量十分關鍵。與傳統的獨立于結構載荷的天線不同，這些天線必須能夠承受一定的載荷，而且設計人員必須確保天線的每一部件盡可能地具有較高的結構效率。為了設計出這樣的承載共形天線，必須將天線與機翼走向、結構承力形式和翼盒變形問題從設計階段予以綜合考慮。同時，傳統機翼的加工方式也要滿足天線安裝要求，進行一體化制造和裝配。

2.2 瓦片數字陣列模塊技術

機翼空間與重量有限，數字陣列模塊不但需要輕薄化共形設計以減輕體積與重量，而且還需要考慮瓦片數字陣列模塊承重。在全數字化片式有源陣列模塊體系設計中，必須根據功耗、電路形式、互連關系等進行科學分析，合理組合，形成若干個薄層，然后采用適當的支撐與屏蔽材料，有機地形成一個整體。瓦片數字陣列模塊的關鍵技術和難點主要包括:微芯片高密度集成組裝技術；微波高密度封裝技術；寬帶、高效微帶迭層天線設計技術；微波高密度互連技術。

2.3 低雷諾數層流超臨界機翼設計問題

傳感器無人機要求在高空低雷諾數的飛行條件下長時間飛行，如何獲得高升阻比是獲得長航時的關鍵，大展弦比機翼平面形狀與低雷諾數自然層流超臨界翼型的結合可以提供長航時所需的氣動性能，因此，低雷諾數層流超臨界機翼的設計問題就成為傳感器無人機設計的關鍵問題之一［6］。在進行層流超臨界機翼的設計時，主要考慮如下技術難題:低雷諾數導致超臨界層流機翼邊界層變厚，機翼摩擦阻力系數變大；低雷諾數導致氣流對機翼表面光潔度的敏感性增大，要充分考慮后掠翼層流控制、翼面層流控制、制造公差對層流影響分析等技術難題［1］。

2.4 大展弦比機翼非線性氣動彈性分析技術與變形感知補償技術

傳感器無人機的特點之一是高空長航時，一般采用大展弦比或超大展弦比機翼（展弦比20～50）。機翼重量輕，機翼展向單位長度質量小，在飛行載荷的作用下，機翼將產生很大的彎曲和扭轉變形，應變和位移已經不是線性關系。另外，結構內部的應變是微小的，材料的應力變化關系仍處于彈性范圍內，這種情況下，基于小擾動的氣動彈性分析方法已不再適用。大展弦比柔性機翼非線性氣動彈性分析問題將變得至關重要。目前，非線性氣動彈性建模問題、機翼結構大變形問題和非線性氣動彈性問題的計算方法是最突出的三個問題［7］。

傳感器無人機的嵌入式共形天線會隨著飛行器的高速運動發生一定的形變，位移量較大，且規律性很差，如果不進行合理補償，可能會對幅相精度造成影響。因此，必須研究共形天線形變感知和補償技術。

2.5 氣動彈性主動控制技術

傳感器無人機的機翼需要使用高比強度和高比剛度的復合材料，且剛度要求大于強度要求。顫振的被動控制依靠增加機翼的剛度和強度來實現，但這將導致機翼的結構重量增加，因此需要進行主動顫振控制來抑制顫振帶來的影響。

對于聯接翼布局，前掠后翼的氣動彈性發散速度較低。為了抑制氣動彈性發散，需要增加后翼的剛度［7］，這將給飛機的結構重量帶來很大壓力。因此，需要對氣動彈性進行主動控制來抑制氣動彈性發散。

對于大展弦比飛翼式布局，則會產生動態氣動彈性穩定性問題。飛翼的彎曲變形模式與剛體俯仰模式耦合將產生一種被稱為“機身自由顫振”的響應。為避免這種現象，必須增加機翼的剛度，但這將帶來極大的結構重量壓力。對于飛翼布局的氣動彈性問題，目前的研究集中在主動突風減緩和機體自由顫振抑制方面。2007年，諾格公司和洛馬公司在跨聲速風洞中對一種12%縮比尺寸的具有俯仰和升降自由度的半翼展模型進行了試驗。結果表明，采用這種構型可使其臨界突風載荷減小50%，顫振速度增加22%。

3 結束語

傳感器無人機由于采用先進的氣動布局和設計手段，在與其它平臺具有相同的起飛重量時，相比于預警飛機具有更大的載荷能力和預警監視威力，也具有更大的航程與航時優勢，還具備對空探測、對地觀測、電子對抗、通信等多種功能，其各功能間可智能切換，各傳感器也可同時工作，使自身能力最大化，并且成本更低。因此，傳感器無人機的研制成功必將對信息化戰爭產生革命性的影響。

傳感器無人機的研制涉及航空和電子兩大領域，研制難度大，關鍵技術多，是一項復雜的系統工程。因此，在傳感器無人機的研制過程中，首先可以選取平臺-載荷互為輸入的綜合設計，然后再獨立發展，解決各自領域的關鍵技術，最終再進行集成的發展路線，這樣可以避免研制風險，提高研制效率。

［1］Martinez J，Flick P.An overview of sensorcraft capabilities and key enabling technologies［R］.AIAA-2008-27185，2008.

［2］阿雯，胡冬冬.傳感無人機的關鍵技術及其研究進展［J］.飛航導彈，2010，（2）:12-13.

［3］薛霸.龍翔九天——中國翔龍高空長航時無人機［J］.中國兵器，2007，（3）:6-7.

［4］李軍，李占科，宋筆鋒.聯翼高空長航時無人機布局設計研究［J］.飛行力學，2009，27（4）:1-4.

［5］仲峰.飛翼式無人機總體概念性設計與分析［D］.南京:南京航空航天大學，2008.

［6］胡問鳴.無人機系統技術［M］.北京:國防工業出版社，2009.

［7］趙永輝.氣動彈性力學與控制［M］.北京:科學出版社，2007.