多用途無人機模塊化布局氣動設計

李春鵬，張鐵軍，錢戰森，劉鐵中

航空工業空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

網絡化、信息化的作戰模式極大地促進了軍用無人機的發展，應用場景涵蓋偵察監視、通信中繼、對地攻擊、電子干擾等多個方面。任務多樣化以及產品經濟性等因素驅使無人機平臺朝著一機多能的方向發展，不斷提高的航空結構設計與制造水平也使得多用途無人機借助模塊化設計思想實現一機多型成為可能。在概念設計階段就根據典型任務剖面完成不同構型部件模塊劃分，通過共用、通用和專用部件組合形成不同布局外形的多用途無人機能夠極大地擴展使用包線，顯著降低研制、維護、保障等成本。

近年來，為了降低全周期成本，在多個型號的氣動布局設計中都不同程度地引入了模塊化設計思想。如在C919、B787、A350等客機研制過程中同時考慮了基本型、高密短程型和加長型等幾種型號的設計需求，美國F-35戰斗機更是基于一種平臺衍生出常規、艦載、短距起降3種型號。作為一種典型的模塊化布局，美國“海神”飛機采用可更換的機身中段，能夠根據任務需求采用不同的機身模塊，并在飛機的鴨翼和主翼外段加裝相應的外翼模塊，以獲得最佳的氣動性能。由于部件系統相對簡單，模塊化導彈研制得到了更多的關注，主要研制計劃包括美國的聯合通用導彈(JCM)計劃、未來作戰系統(FCS)、非視線發射系統(NLOSLS)計劃和歐洲的歐洲模塊化彈藥(EMM)計劃等。

飛機模塊化設計實質上是采用了一種“事前”設計理念，在概念設計之初就需兼顧多個構型的設計要求。余雄慶和張帥結合“客機族”概念開發了一種總體設計綜合分析模型，并建立了基于自適應進化算法的總體參數優化方法。Allison等建立了一種基于分解的飛機族總體參數確定方法。Cabral等開發了一種適用于飛機族概念設計的高效多學科優化設計方法。雍明培和余雄慶從模塊化產品角度結合多個實例對模塊化飛機總體設計內容進行了梳理，并以支線客機為背景提出了氣動/結構分層優化方法。李蘇杭和李鐵從層級角度對現有模塊化結構平臺構造優化方法進行了梳理，并通過典型算例對不同方法的優化效率進行了對比分析。針對模塊化飛機結構設計問題，張立豐等提出了用于高效求解不同模塊結構優化問題的等效多工況法，羅利龍等提出了一種機翼結構分步補償優化方法。石榮榮等從功能集成角度系統分析了飛機模塊化設計的優勢。周皓宇和岳志星結合具有偵察和攻擊構型的飛翼布局無人機，分別從總體和結構角度開展了優化設計方法研究。Patterson等針對可重構無人機，系統分析了模塊化部件參數對于不同構型綜合性能的影響規律，并建立了適用于多任務剖面的可重構無人機總體布局參數多學科分析和優化設計方法。

當前飛機模塊化設計研究側重于采用分層分級方法開展總體、氣動和結構等方面的優化設計方法研究，并未過多考慮模塊劃分方式、通用模塊多構型耦合優化等對于布局綜合性能的影響。為向模塊化飛機結構設計研究提供合理依據，有效促進模塊化飛機綜合設計技術發展，本文重點從氣動角度，針對用于執行偵察和攻擊任務的多用途無人機模塊化布局設計問題，開展典型部件模塊劃分方法的對比研究，基于優選模塊劃分方案建立模塊化布局/部件耦合氣動優化設計方法，完成典型模塊化布局方案設計，并結合參考方案進行基本氣動特性的對比分析。

1 計算方法及驗證

1.1 計算方法

本文數值模擬采用的主控方程為三維Navier-Stokes方程。在直角坐標系中三維Navier-Stokes方程守恒形式可表示為

(1)

式中：為狀態矢量；為無黏(對流)通矢量項；為黏性(耗散)通矢量項。

采用Menter’s SST(Shear Stress Transport)湍流模型，計算網格為非結構網格，為了保證能夠模擬邊界層內的流動特征，在物面附近生成棱柱層網格，第1層網格高度為飛機參考長度的10，網格點數為400萬左右。物面采用無滑移邊界條件，對稱面采用對稱邊界條件，遠場由當地一維黎曼不變量確定。

對于多用途無人機偵察構型，計算狀態為馬赫數=0.6，高度=15 km；對于多用途無人機攻擊構型，計算狀態為馬赫數=0.85，高度=12 km。

1.2 計算驗證

選擇與多用途無人機攻擊構型機翼流場相近的ONERA M6機翼標模對計算方法的精度進行驗證，采用非結構網格進行計算，網格點數為200萬，模型及網格見圖1。計算馬赫數=0.839 5，雷諾數=11.72×10，溫度=255.56 K，迎角=3.06°。

計算得到的典型剖面壓力分布與試驗數據對比見圖2(為展向坐標，即所選展向站位距對稱面的距離；為M6機翼的半展長)，計算得到的前緣吸力峰值、激波強度以及激波位置等關鍵壓力特征與試驗值基本一致，說明本文所采用的計算方法具有較高的精度，可用于計算和分析多用途無人機的基本氣動特性。

圖1 ONERA M6機翼模型及計算網格示意圖Fig.1 Schematic diagram of model and computational mesh of ONERA M6 wing

圖2 ONERA M6機翼模型y/b=0.44剖面壓力分布計算結果與試驗數據對比Fig.2 Comparison of pressure distribution between computational result and test data of ONERA M6 wing model for profile y/b=0.44

2 多用途無人機參考方案

本文所研究的多用途無人機包括偵察和攻擊2種構型，作為模塊化布局不同構型氣動特性分析的參照，分別基于MQ-9和XQ-58A完成偵察及攻擊構型的參考方案設計，上述2種參考方案都是在不考慮布局模塊劃分的前提下，完全按照各自任務剖面確定的最佳布局外形。

偵察構型參考方案采用常規機身、大展弦比平直機翼和V型尾翼，簡化動力系統的布局外形見圖3，布局主要參數見表1。

圖3 偵察構型參考方案Fig.3 Reference scheme of reconnaissance configuration

表1 偵察構型參考方案主要參數

攻擊構型參考方案采用常規機身、小展弦比后緣拐折后掠機翼和V型尾翼，簡化動力系統的布局外形見圖4，布局主要參數見表2。

圖4 攻擊構型參考方案Fig.4 Reference scheme of strike configuration

表2 攻擊構型參考方案主要參數

參考方案不同構型平面形狀對比見圖5，攻擊構型機身長度、機翼和尾翼面積均明顯小于偵察構型。受隱身化紡錘形機身截面影響，攻擊構型機身寬度略大于偵察構型。

圖5 參考方案不同構型平面形狀對比Fig.5 Comparison of different configuration plane shapes of reference scheme

3 布局模塊劃分方法

參考典型無人機內部布置方式，前機身主要用于裝載任務載荷，如偵察型無人機前機身主要裝載雷達/紅外偵察設備、衛星通訊天線等，攻擊型無人機主要裝載火控/搜索雷達等。中機身主要裝載燃油、機載通用設備以及部分任務載荷(如偵察型無人機的大型合成孔徑雷達以及攻擊型無人機的內埋武器)。而后機身主要裝載動力系統。考慮到不同類型無人機的中機身和后機身在外形和功能上都具有較高的一致性，因此從部件層面將多用途無人機分為前機身、中后機身、機翼和尾翼四大部分。

對于通過部件模塊化組合形成不同任務構型的多用途無人機，根據模塊特征可將部件模塊分為共用模塊、專用模塊和通用模塊3類。其中共用模塊是在不同構型方案中共用且不改變功能特征的模塊(如偵察構型和攻擊構型共用的中后機身模塊)，專用模塊是僅在特定構型方案中作為特定功能部件使用的模塊(如只能作為攻擊構型前機身使用的機身模塊)，通用模塊是能在不同構型方案中通過與其他模塊組合連接形成不同功能部件的模塊(如既能作為攻擊構型大后掠角機翼又能作為偵察構型小后掠角內翼的機翼模塊)。

為簡化研究，本文將多用途無人機主要部件按以下方式進行分類：中后機身屬于共用模塊、前機身屬于專用模塊、機翼和尾翼屬于通用模塊。

結合上述部件模塊分類，如何基于共用模塊，確定具體的專用、通用模塊劃分方法就成為協調不同構型布局外形，實現多用途無人機綜合性能最優的關鍵。本文主要從氣動角度分析前機身、機翼和尾翼的模塊劃分方法。

3.1 前機身模塊劃分

受內部裝載影響，偵察無人機前機身尺寸通常明顯大于攻擊無人機，因此主要結合參考方案確定偵察構型前機身模塊，并在保證攻擊構型前機身內部容積的約束下，以阻力最小為目標，基于偵察構型前機身模塊開展攻擊構型前機身的模塊劃分方法研究。

結合參考方案機身確定多用途無人機偵察構型機身外形(見圖6)，機身最大寬度為1.4 m，機身全長10.6 m，作為專用模塊的前機身長度為 3.8 m。

結合作為共用模塊的中后機身，攻擊構型前機身按構型轉換復雜程度主要有3種模塊劃分方案，其中方案1為雷達罩替換方案，方案2為等長前機身方案，方案3為縮短前機身方案，上述方案

圖6 多用途無人機偵察構型機身外形Fig.6 Fuselage shape of reconnaissance configuration of multi-mission UAV

外形對比見圖7。其中方案1只更改偵察構型前機身的上表面，構型轉換簡單，但存在內部空間過剩、氣動阻力偏大的問題。方案2是將偵察構型的前機身全部更換為尖頭低阻機身，并保持長度相同。方案3是在保證前機身內部容積與方案2一致的前提下將前機身長度縮短1 m。

上述3種攻擊構型前機身模塊劃分方案的單獨機身極曲線對比如圖8所示，其中方案1的阻力最大，而方案3的阻力最小。與方案1相比，方案2的最小阻力系數減小8.1%，方案3的最小阻力系數減小15%。方案2和方案3對比結果表明，在保證內部容積相同、外形相近的前提下，機頭鈍度較大的短機身方案具有更小的阻力。

綜合考慮攻擊構型前機身內部裝載空間要求以及各模塊劃分方案阻力特性確定攻擊構型前機身外形方案為縮短前機身方案。

圖7 攻擊構型不同前機身模塊劃分方案外形對比Fig.7 Comparison of strike configuration fuselage shapes of different forebody module partition schemes

圖8 攻擊構型不同前機身模塊劃分方案單獨機身極曲線對比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.8 Comparison of strike configuration fuselage polar curves of different forebody module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

3.2 機翼模塊劃分

基于多用途無人機模塊化機身開展機翼模塊劃分方法研究。考慮到攻擊構型機翼面積要明顯小于偵察構型機翼，因此將攻擊構型機翼作為模塊組件完成偵察構型機翼的模塊化設計。

結合參考方案不同構型機翼尺寸參數，初步確定多用途無人機偵察構型參考面積為20 m，翼展為20 m，攻擊構型參考面積為12 m，翼展為7.8 m。

按照攻擊構型的機翼平面形狀差異確定3種機翼模塊劃分方案，機翼模塊劃分復雜度逐漸增加，上述方案平面形狀對比見表3。其中方案1的偵察構型和攻擊構型均采用平直翼，方案2的偵察構型采用前緣拐折平直翼，攻擊構型采用后掠梯形翼，方案3的偵察構型采用內段占比略小的前緣拐折平直翼，攻擊構型采用W型后緣后掠翼。需要說明的是，受翼展限制，方案1攻擊構型實際機翼參考面積為9.4 m，但為了便于對比，不同機翼方案攻擊構型的氣動力系數均采用12 m的參考面積進行計算。

偵察構型3種機翼模塊劃分方案以及參考方案翼身組合體的升力系數曲線和極曲線對比見圖9。在升力方面，同為平直翼的方案1和參考方案升力系數曲線基本重合，升力線斜率基本一致。采用前緣拐折平直翼的方案2與方案3的升力系數曲線相差不大，機翼內段前緣后掠角增加導致升力線斜率以及同迎角下升力系數明顯小于方案1。盡管方案3的機翼內段展向占比較小，但機翼內段較大的前緣后掠角使其升力線斜率略小于方案2。即對于前緣拐折平直翼，機翼內段前緣后掠角是影響升力線斜率的主要外形參數。在升阻比方面，方案1大升力系數范圍內的升阻比較高，方案2和方案3小升力系數范圍內的升阻比較高，而在偵察構型常用的巡航升力系數0.4～0.6范圍內，3種方案的升阻比相當。

表3 多用途無人機機翼模塊劃分方案

攻擊構型3種機翼模塊劃分方案以及參考方案翼身組合體的升力系數曲線和極曲線對比見圖10。在升力方面，采用W型后緣后掠翼的方案3與平面形狀相似的參考方案相差不大，采用后掠梯形翼的方案2升力線斜率要高于其他方案，且在同迎角下具有最大的升力系數，而采用平直翼的方案1升力線斜率與方案3相差不大，但同迎角下的升力系數最小。在升阻比方面，參考方案在中小升力范圍內具有最小的阻力，采用后掠翼的方案2在小升力范圍升阻比僅次于參考方案，在大升力范圍內具有最小的阻力，而采用平直翼的方案1阻力最大。

圖9 偵察構型不同機翼模塊劃分方案翼身組合體氣動特性曲線對比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.9 Comparison of aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration wingbody of different wing module partition schemes(Ma=0.6, H=15 km)

圖10 攻擊構型不同機翼模塊劃分方案翼身組合體氣動特性曲線對比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.10 Comparison of aerodynamic characteristic curves of strike configuration wingbody of different wing module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

上述分析結果表明，偵察構型不同機翼模塊劃分方案的升阻特性相近而攻擊構型的升阻特性差異較大，因此攻擊構型升阻特性是決定機翼模塊劃分方案的主要因素。考慮到方案2相比其他方案在升力和升阻比方面都具有明顯的優勢，因此將其作為多用途無人機的機翼模塊劃分方案。

3.3 尾翼模塊劃分

基于多用途無人機模塊化機身和機翼開展尾翼模塊劃分方法研究。與機翼模塊劃分思路類似，將攻擊構型尾翼作為通用模塊組件完成偵察構型尾翼的模塊化設計。

(2)

按照尾翼模塊更換復雜程度確定3種劃分方案，其中方案1為共用后掠尾翼方案，即不同構型采用相同的尾翼(此時尾翼為共用模塊)，方案2為尾翼外形相同但改變外傾角的尾翼方案，方案3為同時改變尾翼外形及外傾角的尾翼方案，上述方案外形對比見表4。

表4 多用途無人機尾翼模塊劃分方案

偵察構型3種尾翼模塊劃分方案以及參考方案的升力系數曲線和極曲線對比見圖11。在升力方面，3種尾翼方案的升力系數曲線基本重合，升力線斜率均小于參考方案。在升阻比方面，3種尾翼方案極曲線基本一致，在小升力時的阻力小于參考方案，在中等升力時的阻力與參考方案相當，在大升力時的阻力大于參考方案。對比其他兩種方案，方案3的最小阻力系數大6%左右。

表5 多用途無人機不同尾翼模塊劃分方案氣動導數

圖11 偵察構型不同尾翼模塊劃分方案氣動特性曲線對比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.11 Comparison of aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration of different tail module partition schemes(Ma=0.6, H=15 km)

攻擊構型3種尾翼模塊劃分方案以及參考方案的升力系數曲線和極曲線對比見圖12。在升力方面，3種尾翼方案的升力線斜率明顯大于參考方案，其中方案2的升力線斜率最大，尾翼面積較小的方案3的升力線斜率略小。在升阻比方面，3種尾翼方案的極曲線基本一致，中小升力下的阻力要大于參考方案，而大升力下的阻力小于參考方案。相比其他兩種方案，方案3的最小阻力系數小8%左右。

上述分析結果表明，尾翼模塊劃分主要影響偵察和攻擊構型橫航向靜穩定性的協調性，對升阻特性影響不大。為獲得與參考方案相當的縱向及橫航向靜穩定性，選擇方案3作為多用途無人機的尾翼模塊劃分方案。

圖12 攻擊構型不同尾翼模塊劃分方案氣動特性曲線對比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.12 Comparison of aerodynamic characteristic curves of strike configuration of different tail module partition schemes(Ma=0.85, H=12 km)

4 模塊耦合優化設計

4.1 模塊耦合優化問題

對于具有偵察和攻擊2種構型的多用途無人機模塊化布局，應用于機翼和尾翼的通用模塊組件在不同構型上具有不同的組合連接方式，所處的流場特征具有顯著的差別。為了實現多用途無人機綜合氣動性能最優，需要從布局平面參數和部件型面外形2個層面開展模塊耦合優化設計，即針對一組描述布局外形的設計參數，在同時考慮2種構型設計約束的前提下，開展兼顧2種構型氣動特性的參數優化設計。其中布局耦合優化設計是在通用模塊外形尺寸約束下開展兼顧2種構型的機翼尾翼平面參數耦合優化設計，而部件耦合優化設計是針對含有通用模塊組件的機翼開展固定平面形狀下的氣動外形耦合優化設計。

本文采用基于代理模型的多目標優化設計方法進行通用模塊耦合優化設計，試驗設計采用拉丁超立方方法，代理模型采用Kriging模型，借助EI、MSP兩種加點準則完成優化過程中的代理模型更新，采用遺傳算法進行設計參數尋優。

4.2 布局耦合優化

根據機翼和尾翼模塊劃分方案確定2種構型簡化平面外形對比如圖13所示，選取偵察構型機翼參考面積為20 m，翼展為20 m，得出14個描述機翼和尾翼平面形狀的耦合優化設計參數，參數物理意義及其取值范圍見表6。

圖13 偵察和攻擊構型平面形狀對比Fig.13 Comparison of plane shape of reconnaissance and strike configurations

表6 布局耦合優化設計參數

布局耦合優化設計流程見圖14，首先完成優化問題描述，確定設計狀態、設計目標、設計約束、收斂條件等。然后基于布局初始方案完成幾何參數化建模，確定設計變量及其取值范圍。采用拉丁超立方試驗設計方法獲得初始樣本點集，并對該樣本點集所對應的布局外形方案進行數值計算，由此構建設計目標、設計約束等特征量所對應的代理模型，并以此為基礎，進行基于Pareto前沿的參數尋優，最后針對Pareto前沿解集所對應的布局外形方案進行數值計算驗證。如未達到收斂條件，通過加點算法更新所構建的代理模型，以進一步提高Pareto前沿解集附近的代理模型預測精度，并開展優化迭代求解。如達到收斂條件，結合Pareto前沿解集和代理模型完成設計變量敏感性分析，找出需要進一步優化的設計變量，在設計變量縮減后再完成一輪優化設計，由此獲得最終的優化方案。

圖14 布局耦合優化設計流程Fig.14 Module coupling optimization processes in configuration level

多用途無人機模塊化布局的布局耦合優化設計問題可以描述為：通過一組設計變量完成偵察構型和攻擊構型的幾何外形定義，同時以偵察構型和攻擊構型氣動性能最優為目標尋找這組設計變量的最優值。針對2種構型的設計狀態、設計目標和設計約束見表7(表中為升力系數)。設定的收斂條件為兩輪Pareto前沿解集平均阻力系數偏差小于0.000 1。

表7 布局耦合優化設計問題描述

布局耦合優化初始設計變量14個，初始樣本點70個，通過2輪代理模型更新優化收斂。設計變量減縮后確定設計變量8個，初始樣本點40個，通過1輪代理模型更新優化收斂。設計變量減縮前后優化解集對比見圖15，其中obj1為偵察構型定升力下的阻力系數，obj2為攻擊構型定升力下的阻力系數。設計變量減縮前后選定優化方案與初始方案平面形狀對比見圖16。優化結果表明，設計變量減縮前的優化能夠同時降低偵察構型和攻擊構型的阻力，其中攻擊構型減阻幅度相對更大，優化得到的Pareto前沿主要對應攻擊構型的阻力變化，減阻方向為增加機翼和尾翼的前緣后掠角，減小機翼展弦比并適當增加尾翼面積。而設計變量減縮后的優化進一步降低了偵察構型的阻力，減阻方向為減小機翼外段的前緣后掠角。

圖15 布局耦合優化解集Fig.15 Solution set of configuration coupling optimization

圖16 布局耦合優化方案對比Fig.16 Comparison of schemes of configuration coupling optimization

設計變量減縮前后優化方案與初始方案、參考方案氣動特性對比見表8(表中為阻力系數)。在保證橫航向靜穩定性約束的前提下，按照一般經驗獲得的初始方案與參考方案相比阻力明顯偏大。通過設計變量減縮前的優化可將模塊化布局的阻力減小到與參考方案相當的水平，通過設計變量減縮后的優化可進一步減小布局阻力，其中偵察構型阻力系數相比參考方案減小2.3 counts(1 count=0.000 1)，攻擊構型阻力系數相比參考方案減小25.2 counts。優化方案橫航向靜穩定導數計算結果表明航向靜穩定度是布局耦合優化的主要約束參數，保證航向靜穩定設計會帶來較大的橫向靜穩定余量。

表8 布局耦合優化設計結果對比Table 8 Comparison of results of configuration coupling optimization design

4.3 部件耦合優化

基于布局耦合優化設計所得到的布局平面形狀，利用偵察構型機翼完成機翼外形參數化建模，結合通用模塊組件連接關系完成攻擊構型機翼外形的自動生成。針對偵察構型單側機翼設定5個控制翼型剖面，2種構型機翼參數化外形及控制剖面見圖17，其中靠近翼根的4個翼型剖面同時影響偵察構型和攻擊構型機翼的氣動性能，位于翼梢的翼型剖面主要影響偵察構型機翼的氣動性能。

控制翼型二維曲線通過基于8階伯恩斯坦多項式的CST(Classic function Shape function Transformation)方法生成，每個翼型需要18個設計變量進行描述，由此確定描述整個機翼外形所需的設計變量數為90個。

圖17 機翼參數化外形及控制剖面示意圖Fig.17 Schematic diagram of wing parametric geometry and control sections

部件耦合優化設計流程如圖18所示，包括優化問題描述、幾何參數化建模及設計變量取值范圍確定、試驗設計、數值計算、代理模型構建及更新、基于Pareto前沿的參數尋優、針對Pareto前沿解集機翼方案的數值計算驗證等模塊。如未達到收斂條件，則通過加點算法更新所構建的代理模型，并開展優化迭代求解，直至達到收斂條件或最大迭代次數。

圖18 部件耦合優化設計流程Fig.18 Module coupling optimization design processes in component level

多用途無人機模塊化布局的部件耦合優化設計問題可以描述為：通過一組設計變量完成偵察構型和攻擊構型機翼的幾何外形定義，同時以偵察構型和攻擊構型氣動性能最優為目標尋找這組設計變量的最優值。針對2種構型所確定的設計狀態、設計目標和設計約束見表9。設定的收斂條件為2輪迭代所獲得的Pareto前沿解集平均阻力系數偏差小于0.000 1。

表9 部件耦合優化設計問題描述

部件耦合優化初始設計變量90個，初始樣本點400個，通過2輪代理模型更新優化收斂，優化解集見圖19。基于Pareto前沿解集，按照不同構型設計目標權重選取3種可行方案，3種方案設計狀態阻力系數對比見表10，其中偵察構型最大減阻量為3.1 counts，攻擊構型最大減阻量為2.5 counts，折中方案偵察構型減阻量為2 counts，攻擊構型減阻量為1.4 counts。

圖19 部件耦合優化解集Fig.19 Solution set of component coupling optimization

表10 部件耦合優化方案阻力系數對比

5 典型方案及其氣動特性

5.1 典型方案設計

按照多用途無人機設計要求，完成包含偵察和攻擊2種構型在內的典型模塊化布局方案設計，布局主要參數見表11，布局外形見圖20。相比于參考方案，模塊化布局方案2種構型的展弦比均有所減小。

表11 多用途無人機模塊化布局主要參數

圖20 多用途無人機模塊化布局示意圖Fig.20 Schematic diagram of configuration with modular components for multi-mission UAV

模塊化布局方案與參考方案2種構型平面形狀對比見圖21。參考方案偵察構型前機身寬度大而中后機身寬度小，攻擊構型前機身寬度小而中后機身寬度大，由此在模塊化布局方案設計時采用了相對折中的機身寬度。為了控制模塊化布局方案攻擊構型的機身長度，該方案偵察構型機翼和尾翼布置相對靠后，使得由縱向靜穩定度決定的參考重心位置也相對靠后。在保證2種方案偵察構型展長一致的前提下，受偵察構型機翼翼梢最小弦長、攻擊構型機翼前緣后掠角等參數限制，通過模塊耦合優化設計得到的模塊化布局方案偵察和攻擊構型機翼、尾翼面積尺寸都略大于參考方案。

圖21 模塊化布局方案與參考方案平面形狀對比Fig.21 Comparison of plane shapes of modular configuration scheme and reference scheme

5.2 氣動特性分析

模塊化布局方案與參考方案偵察構型在典型飛行狀態升阻特性及俯仰力矩特性曲線對比見圖22。模塊化布局方案線性段升力線斜率為0.138 61，參考方案升力線斜率為0.159 16，兼顧攻擊構型的內翼段通用模塊設計帶來的前緣后掠角增加使布局升力線斜率減小13%。對于外翼段采用平直翼的2種方案，升力系數曲線偏離線性段迎角均為6°，說明迎角>6°后機翼翼面出現流動分離。與之相對應，參考方案的俯仰力矩系數曲線在迎角6°出現拐折，由于其重心位于機翼之后，機翼產生抬頭力矩，機翼升力減小使得俯仰力矩系數曲線向下偏折。模塊化布局方案參考重心與其機翼焦點位置接近，因此機翼翼面流動分離對全機的俯仰力矩曲線影響不大。2種方案極曲線對比結果表明，在覆蓋巡航升力的中小升力范圍內，模塊化布局具有更小的阻力系數，當升力系數為0.2時，阻力系數差量超過10 counts，當升力系數為0.6時，阻力系數差量減小到4 counts。由此可以推知，與常規布局相比，布局模塊化設計不會明顯增加偵察構型的阻力，由通用模塊設計導致的巡航效率損失可以在一定程度上通過氣動外形優化進行彌補。

圖22 偵察構型氣動特性曲線(Ma=0.6，H=15 km)Fig.22 Aerodynamic characteristic curves of reconnaissance configuration(Ma=0.6, H=15 km)

2種方案偵察構型在升力系數為0.6時的表面壓力分布云圖對比見圖23(圖中為壓力系數)。采用平直翼的參考方案機翼表面壓力沿展向分布均勻，等壓線較為平直，機翼前緣沿翼展方向都有明顯的吸力峰。而模塊化布局方案由于內翼段后掠角較大，內翼段負壓強度較小，機翼前緣吸力峰主要集中在前緣后掠角較小的外翼段，機翼表面壓力等壓線近似與前緣平行，等壓線在內外翼交接區發生明顯的拐折。

圖23 偵察構型設計狀態表面壓力分布云圖對比(Ma=0.6，H=15 km，CL=0.6)Fig.23 Comparison of surface pressure contours of reconnaissance configuration at design condition(Ma=0.6, H=15 km, CL=0.6)

2種方案偵察構型在較大迎角下的表面壓力分布及表面極限流線對比見圖24。對于采用平直翼的參考方案，翼面流動分離起始于機翼后緣，隨著迎角增加流動分離區域迅速向前擴展。對于模塊化布局方案，翼面流動分離起始于外翼段后緣，內外翼交接區域后緣較大的分離流動限制了分離區向內翼的擴展，隨著迎角的進一步增加，內翼段出現大范圍的流動分離，而同樣受制于內外翼交接區域后緣位置的分離流動的限制，外翼區后緣分離流動的擴展速度相對較小。2種方案的尾翼翼面在計算迎角范圍內都沒有發生流動分離，由此可知全機在較大迎角狀態出現的升力系數及俯仰力矩系數曲線拐折主要是由機翼翼面流動分離引起的。

圖24 偵察構型設計狀態表面流場對比(Ma=0.6，H=15 km)Fig.24 Comparison of surface flow fields of reconnaissance configuration at design condition(Ma=0.6, H=15 km)

模塊化布局方案與參考方案攻擊構型在典型飛行狀態升阻特性及俯仰力矩特性曲線對比見圖25。2種方案升力線斜率相當，但在計算迎角范圍內，模塊化布局升力系數曲線線性程度更好，表明模塊化布局機翼面積增加抵消了機翼前緣后掠角增加對升力的不利影響，且所采用的大后掠角機翼具有更好的升力特性。由于2種方案的重心均位于機翼之前，因此隨著迎角增加，翼面分離導致的升力損失使得機翼焦點前移，俯仰力矩曲線出現非線性上仰，但與參考方案相比，模塊化布局方案俯仰力矩曲線隨著迎角增加的上仰幅度略小。和偵查構型相反，對于攻擊構型，模塊化布局方案相比參考方案在包含巡航升力在內的較大升力狀態具有較小的阻力，在升力系數為0.4時，阻力系數差量為26 counts，在升力系數為0.7時，阻力系數差量超過200 counts。由此可以看出，在巡航效率和過載機動方面，模塊化布局方案相比于參考方案具有明顯的優勢。

圖25 攻擊構型氣動特性曲線(Ma=0.85，H=12 km)Fig.25 Aerodynamic characteristic curves of strike configuration(Ma=0.85, H=12 km)

2種方案攻擊構型在升力系數為0.4時的表面壓力分布云圖對比見圖26。參考方案機翼由于前緣后掠角較小，在翼面弦向中段出現明顯的負壓區，翼面后段突然的壓力增加表明翼面存在激波。而對于采用較大前緣后掠角機翼的模塊化布局方案，盡管翼尖附近出現較大的負壓區，但翼面壓力分布連續變化，等壓線沒有明顯聚集，表明沒有翼面激波產生。2種方案尾翼上翼面均存在激波流動，相比于前后緣平行的參考方案尾翼，1/4 弦線后掠角略小的模塊化布局方案尾翼翼面具有更低的壓力以及更為聚集的等壓線，即存在較強的翼面激波。

圖26 攻擊構型設計狀態表面壓力分布云圖對比(Ma=0.85，H=12 km，CL=0.4)Fig.26 Comparison of surface pressure contours of strike configuration at design condition(Ma=0.85, H=12 km, CL=0.4)

2種方案攻擊構型在較大迎角時的表面壓力分布及表面極限流線對比見圖27。對于參考方案，機翼翼面全展向出現大范圍的激波誘導分離流動，隨著迎角增加，翼面分離區域向前向內擴展，尾翼基本呈附著流動。對于模塊化布局方案，機翼內段和尾翼外段基本呈附著流動，機翼外段和尾翼內段翼面出現較大范圍的激波誘導分離流動，隨著迎角增加，機翼翼面激波向內向前移動，翼面分離區隨之擴展，而尾翼翼面激波向外側擴展，但并未明顯前移。由于模塊化布局在迎角為6°時只在機翼外段后緣和尾翼內段后緣出現流動分離，翼面仍存在較大范圍的負壓區，因此對升力影響不大，但翼面分離使得焦點前移，導致俯仰力矩出現一定程度的上仰，與之相對應，隨著迎角的進一步增加，翼面激波位置前移使得負壓區范圍減小，導致升力增量減小以及焦點的大幅前移。

圖27 攻擊構型設計狀態表面流場對比(Ma=0.85，H=12 km)Fig.27 Comparison of surface flow field of strike configuration at design condition(Ma=0.85, H=12 km)

6 結 論

1) 結合偵察及攻擊任務特點，確定了以中后機身為共用模塊、以前機身為專用模塊、以機翼和尾翼為通用模塊的部件模塊分類方式。

2) 對于攻擊構型前機身模塊，雷達罩替換方案的偵察/攻擊構型轉換最為簡單，但阻力最大，短機身方案的構型轉換復雜，但阻力最小，從氣動角度優選短機身方案。

3) 對于包含通用模塊的機翼，攻擊構型升阻特性是決定機翼模塊劃分方案的主要因素，通過對比優選出偵察構型采用前緣拐折平直翼、攻擊構型采用后掠梯形翼的機翼模塊劃分方案。

4) 對于包含通用模塊的尾翼，偵察和攻擊構型橫航向靜穩定性的協調性是決定尾翼模塊劃分方案的主要因素，通過對比優選出變外形變傾角的尾翼模塊劃分方案。

5) 針對包含通用模塊的機翼和尾翼，從布局耦合優化角度建立了考慮設計變量減縮的機翼尾翼平面形狀耦合優化設計方法。針對包含通用模塊的機翼，從部件耦合優化角度建立了機翼外形耦合優化設計方法。

6) 相比于參考方案，通過模塊耦合優化設計獲得的模塊化布局重心靠后、機翼尾翼面積略大，偵察構型在中小升力范圍內氣動效率較高，攻擊構型在中大升力范圍內氣動效率較高。