巡飛器載重能力與裝載火箭彈間匹配關系研究

李永澤, 孫傳杰, 盧永剛

(中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621900)

巡飛器載重能力與裝載火箭彈間匹配關系研究

李永澤, 孫傳杰, 盧永剛

(中國工程物理研究院 總體工程研究所, 四川 綿陽 621900)

為了研究巡飛器載重能力與火箭彈間的匹配關系,針對折疊式巡飛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疊式兩種機翼折疊裝載方案對應的巡飛器任務載重與裝載火箭彈空間之間的匹配關系模型,對比分析了兩種方案下火箭彈直徑隨巡飛器任務載重的變化特點,并得出重疊式方案更具載重優勢的結論,初步給出了特定條件下兩種方案任務載重與火箭彈直徑間的對應取值。

巡飛器; 串列翼; 火箭彈; 匹配關系

0 引言

基于火箭彈投放的折疊式巡飛器通過遠程火箭彈折疊裝載發射,可用于偵查監視、遠程炮射擊校瞄、毀傷評估、電子干擾、通訊中繼等[1]。與傳統無人機相比,除其具有可快速部署的優點以外,由于需在有限的空間里折疊裝載,也給設計帶來了諸多約束和挑戰。其中火箭彈有限的裝載空間、裝載重量與巡飛器任務載重、任務性能需求間的相互約束最為嚴格和苛刻。因此分析和推導巡飛器任務載重與火箭彈裝載空間的約束關系對設計指標擬定、方案初步設計具有重要的指導意義。

目前國內還沒有專門針對該問題的相關研究報道。國內已有對巡飛器的研究主要集中在調研國內外研究現狀及關鍵技術[1-3]、任務軌跡規劃等方面[4-5],僅文獻[6]對裝載約束下的巡飛器概念設計方法進行了研究,但僅得出了?155 mm榴彈裝載約束下的最大理論任務載荷,并未對巡飛器任務載重與裝載空間的對應關系進行研究。

本文針對已有折疊式巡飛器普遍采用的串列翼布局方案,建立了裝載約束下巡飛器的幾何模型、采用電動動力方式的巡飛器總重模型、串列翼布局的升力估算模型,最后推導得出了巡飛器載重與裝載火箭彈直徑間的匹配關系模型,并計算了特定條件下任務載重與火箭彈直徑間的對應值,以便為設計指標擬定、方案初步設計提供指導和依據。

1 匹配關系建模

1.1 總體布局方案選擇

相關文獻研究結果表明,在有限空間約束下串列翼布局方案相比常規布局可能達到的性能更好[6]。另外,在已有的巡飛器方案中,Aerovironment公司的“彈簧刀”、俄羅斯的R-90及波音公司的SECC均采用了串列翼的布局方案,如圖1所示。參照已有的研究成果,本文針對串列翼布局方案的巡飛器進行建模,布局方案如圖2所示。

圖1 部分已有串列翼布局的巡飛器Fig.1 Part of the loitering units with tandem wing layout

圖2 本文建模針對的串列翼布局方案Fig.2 Tandem wing layout scheme for modeling in this paper

1.2 幾何約束模型

串列翼布局折疊后截面一般為四邊形,由于正四邊形截面在裝載約束下對應的翼弦最小,在其它條件相同的情況下對應的升力最小,因此選擇正四邊形截面的裝載情況進行分析。

考慮兩種機翼在機身上的疊放方式(見圖3),一種為并列式,即左右兩翼折疊后并排在機身上,相互無重疊,各自有獨立的折疊機構;另一種為重疊式,即左右兩翼折疊后重疊在機身上,共用一個折疊機構。

圖3 兩種機翼折疊裝載方案Fig.3 Two folding schemes of the wing for loading

(1)并列式方案幾何約束模型

設裝載火箭彈有效直徑為D,有效長度為l。在并列式裝載方案下,翼弦c由如下幾何關系可得:

(1)

設機翼翼展為b,最大展弦比為Amax,引入折疊后機翼長度與火箭彈有效長度間比值參數fw,則可以初步估算得到翼展:

b=2fw(l-c/2)

(2)

將式(1)帶入式(2)可得:

(3)

其中,fw的大小又受最大展弦比Amax的約束,可得fw的范圍為:

(4)

設裝載火箭彈的有效長徑比為σ,則可進一步將式(4)寫為:

(5)

對于平直翼,可得機翼面積S為:

(6)

串列翼的前后翼由于各參數取值存在差別,前后翼面積計算應根據具體設計分別確定。

(2)重疊式方案幾何約束模型

同理可得重疊式裝載方案對應的c,b及S分別為:

(7)

(8)

(9)

(10)

同樣,前后翼面積計算應根據具體設計分別確定。

1.3 全機總重模型

由文獻[7]可得電動動力方式巡飛器的全機重量為:

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

(11)

式中,任務載荷重量Wload根據任務選定;導航與飛控系統(包含舵機)重量Wcontr、通訊裝置重量Wavion可通過任務需求確定;空機重量系數fbody參考統計值并考慮抗過載設計帶來的重量增加,取為0.2;feng參考統計值取為0.15[8];電池重量系數fbatt具體計算如下:

(12)

式中,f為修正系數;g為重力加速度;V為巡航速度;t為巡航時間;η為動力系統效率(主要包括螺旋槳、電機效率);e為電池重量比能量;L/D為升阻比。

1.4 升力模型

對于串列翼布局,目前沒有成熟的升力估算公式,初步參照正常式布局機翼與平尾升力估算方法[9],考慮前翼對后翼的氣動干擾及速度阻滯,以及前后翼設計的差別,可得全機升力為:

(13)

式中,V為來流速度;ρ為大氣密度;CL1為前翼升力系數;CL2為后翼升力系數;S1為前翼機翼面積;S2為后翼機翼面積;kv為修正系數,主要考慮速度阻滯及氣流干擾給后翼升力帶來的影響,取0.8。

1.5 任務載重與裝載約束關系模型

取定直平飛的巡航狀態為設計點,對于兩種不同的機翼折疊裝載方案,由上述幾何約束模型、全機總重模型及升力模型,可推導得到巡飛器任務載重與裝載約束間的關系模型分別為:

(1)對于并列式方案,由式(6)、式(11)及式(13)得:

(2)對于重疊式方案,由式(10)、式(11)及式(13)得:

2 算例分析

選用以鋰聚合物電池為動力的電動動力方式,任務要求帶自駕儀但無需信息回傳。性能要求為:巡飛高度H=1 km,巡飛速度Vmax=25 m/s,巡飛時間t=1 800 s。其它參數根據調研資料及工程經驗取值為: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。計算可得兩種機翼折疊裝載方案下巡飛器任務載重與裝載火箭彈口徑間的關系如圖4所示,任務載重與巡飛器的總重關系如圖5所示。

從圖中可以看出,在給定H,V,t,L/D及Amax的條件下,對于并列式方案,Wload與D間近似呈線性關系,斜率約為70 mm/kg,即載荷每增加(或減少)1 kg,對應的裝載容器口徑需增加(或減少)70 mm;對于重疊式方案,Wload與D間也近似呈線性關系,斜率約為48 mm/kg,即載荷每增加(或減少)1 kg,對應的裝載容器口徑需增加(或減少)48 mm。

從上述曲線可以初步得到兩種方案下特定任務載荷分別對應的裝載火箭彈的有效直徑,并根據給出的火箭彈有效長徑比,可初步確定裝載火箭彈的尺寸,為裝載火箭彈的選取及裝載方案的設計提供依據;也可得到給定裝載火箭彈直徑所對應的最大任務載荷重量,可為任務載荷的選取、設計指標的擬定及巡飛器方案的初步設計提供依據。

圖4 任務載荷與裝載口徑關系曲線Fig.4 Curves for the relation between Wlaod and D

圖5 任務載荷與總重關系曲線Fig.5 Curves for the relation between Wlaod and Wt

3 結論

基于火箭彈投放的折疊式巡飛器設計相比傳統無人機設計面臨更為嚴苛的尺寸和重量約束條件。通過建立和分析串列翼布局巡飛器任務載重與裝載火箭彈間的匹配關系,可得出以下結論:

(1)串列翼布局下,兩種機翼折疊裝載方案中重疊式方案更具優勢。在相同的裝載直徑下可搭載更重的任務載荷,在滿足特定載重要求的情況下所需的裝載火箭彈直徑更小,且裝載火箭彈直徑隨任務載重變化斜率更小,更有利于方案設計。但重疊式方案會減小機身的裝載空間。

(2)對于兩種機翼折疊裝載方案,初步得到了不同任務載荷對應的裝載火箭彈直徑和巡飛器總重,以及特定裝載火箭彈直徑對應的任務載荷大小,可為擬定任務載荷、選取裝載火箭彈及裝載方案設計提供依據。

(3)本文建立的任務載重與裝載約束間的關系模型,雖做了必要的假設和簡化,但仍考慮了機翼厚度、最大展弦比約束、前后翼設計差別、前后翼氣動干擾等因素,得到了巡飛器任務載荷與裝載火箭彈直徑間的直接對應關系式,對應關系明確,具有一定的合理性,可為設計指標的擬定、方案的初步設計提供理論支撐,具有一定的工程應用價值。

[1] 楊延年,張元明.一種新型無人飛行器的發展現狀與關鍵技術[J].航空工程進展,2011,2(1):48-55.

[2] 龐艷珂,韓磊,張民權,等.攻擊型巡飛彈技術現狀及發展趨勢[J].兵工學報,2010,31(S2):151-154.

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[5] 王志飛,王華,趙春明,等.巡飛器巡飛段動力學建模與仿真研究[J].系統仿真學報,2010,22(S1):200-202.

[6] 陳軍,楊樹興,張國慶,等.炮射電動無人機總體概念設計方法研究[J].北京理工大學學報,2009,29 (9):767-770.

[7] 李為吉.飛機總體設計[M].西安:西北工業大學出版社,2004:3-9.

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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">網絡出版時間

時間:2013-10-22 14:12

李永澤(1987-),男,寧夏固原人,碩士,主要從事飛行器總體設計研究。

(編輯：姚妙慧)