中型無人機飛行包線研究

熊俊 鄭威 李洪淼 劉照琳 季凱

摘 要：由于現有國內外無人機標準均參考有人機適航規章與標準制定，飛行包線中載荷因數規定得相對保守，直接造成機體結構設計偏重。本文對比研究國軍標無人機強度剛度規范GJB 5435—2005與北約無人機系統適航性要求NATO STANGA 4671中的飛行包線計算方法，采用離散突風模型與連續湍流模型計算飛機突風載荷因數，同時結合美國聯邦航空局（FAA）通用飛機法向加速度數據分析與收集項目DOT/FAA/CT-91/20發布的飛行載荷因數實測數據，對現有標準中的中型無人機飛行包線進行合理裁剪，裁剪后的飛行包線可有效降低機翼載荷，進一步促進飛機結構減重。

關鍵詞：中型無人機； 機動載荷因數； 突風載荷因數； 飛行包線

中圖分類號：V221.6 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.07.008

近年來，隨著智能化、信息化技術的發展，智能無人系統也逐漸裝備各軍種，特別是大中型無人機受到國內外各軍種廣泛好評。國外具有代表性的大中型無人機有美軍“捕食者”“死神”與“全球鷹”系列無人機[1-3]、歐洲的“雷神”與“神經元”無人機[4]、俄羅斯的“獵戶座”無人機[5]、以色列的“蒼鷺”無人機[6]，以及土耳其的“旗手”無人機[7]。國內具有代表性的大中型無人機有航空工業“翼龍”系列無人機、航天科技“彩虹”系列無人機、騰盾科技“雙尾蝎”系列無人機。

雖然大中型無人機已經裝備國內外大量用戶，但是目前公開的資料顯示，適用于大中型無人機的設計標準尚處于逐步完善階段，國內外試行的無人機設計標準有國家軍用標準GJB 5435—2005[8]以及北約標準規范NATO STANGA 4671[9]，這些無人機設計標準規范大部分內容源于有人機設計標準[10-13]，在無人機飛行包線的定義上面偏于保守，特別是對于大展弦比、低翼載無人機，其突風（陣風）載荷因數（又稱過載，量綱一）采用離散突風模型進行計算，造成無人機突風載荷因數偏大[14]，且缺乏實際試飛測試數據支撐。而對于大展弦比、低翼載無人機而言，機翼臨界載荷工況正好為突風載荷工況，這樣就直接造成無人機機體結構設計載荷偏大，重量（質量）偏大。本文針對現有國內外無人機飛行包線中載荷因數的規定相對保守，直接造成機體結構設計偏重的問題，以某型活塞式單發大展弦比中空長航時無人機設計研發為例，對國內外中型無人機飛行包線計算方法進行對比研究，并結合大量通用飛機飛行載荷因數實測統計數據，對現有標準中的中型無人機飛行包線進行合理裁剪，降低機翼臨界突風載荷因數，進一步促進飛機結構減重。

1 載荷因數計算理論

1.1 機動載荷因數計算

國家軍用無人機標準GJB 5435.2—2005中無人機強度和剛度規范的第2部分飛行載荷章節對無人機機動載荷因數的選取進行了直接規定，某中型無人機對應的機動載荷因數在-1.0～3.0之間。

北約無人機標準NATO STANAG 4671規定的突風載荷因數計算公式與國家軍用標準GJB 5435.2—2005規定的一致，均采用式（3）～式（5）進行計算。

1.3 連續湍流模型計算突風載荷因數

2 無人機飛行包線計算基本性能參數

在開展某型活塞式單發大展弦比中空長航時無人機飛行包線計算與繪制之前，需要給出有關無人機的性能參數，如飛機重量與慣量、幾何外形、氣動性能參數、飛行速度以及基本物理參數等信息，表1為無人機飛行包線計算所需的基本性能參數。

3 無人機飛行包線計算對比分析

依據國家軍用標準GJB 5435.2—2005規定的機動載荷因數選取原則以及突風載荷因數計算公式（3）～式（5）計算并繪制無人機飛行包線（見圖1）。如圖1所示，藍色實線為機動載荷包線，綠色實線為突風載荷包線，淡青色實線為俯沖速度線，其余虛線為輔助線。由圖1可知，按國軍標GJB 5435.2—2005規定獲得的某中型無人機飛行包線中突風載荷包線完全覆蓋機動載荷包線，且速度VC下的機動載荷因數范圍為-1.0～3.0，突風（陣風）載荷因數范圍為-3.17～5.17。

依據北約無人機標準NATO STANAG 4671中規定的機動載荷因數計算公式（1）、式（2）以及突風載荷因數計算公式（3）～式（5）計算并繪制某中型無人機飛行包線（見圖2）。

如圖2所示，藍色實線為機動載荷包線，綠色實線為突風載荷包線，淡青色實線為俯沖速度線，其余虛線為輔助線。按北約無人機標準NATO STANAG 4671規定獲得的某中型無人機飛行包線中突風載荷包線完全覆蓋機動載荷包線，且速度VC下的機動載荷因數范圍為-1.52～3.8，突風載荷因數范圍為-3.17～5.17。

對比圖1與圖2飛行包線計算結果可知，國軍標GJB 5435.2—2005與北約無人機標準NATO STANAG 4671計算的突風載荷包線一致，其范圍均在-3.17～5.17。按北約無人機標準NATO STANAG 4671計算的機動載荷包線范圍-1.52～3.8，大于國軍標GJB 5435.2—2005的取值-1.0～3.0。

依據表1與式（6）～式（11），同時結合文獻[15]中的圖表參數，可以計算得出速度為VC時突風載荷因數增量N0為3.17。由于飛機在飛行包線角點C的突風載荷因數大小為突風載荷因數增量值加上飛機正常平飛狀態過載因數1.0，故采用連續湍流模型計算獲得C點突風載荷因數為4.17。對比國軍標GJB 5435.2—2005與北約無人機標準NATO STANAG 4671離散突風模型在飛行包線角點C的突風載荷因數計算結果可知，離散突風模型計算的突風載荷因數更為保守。如果采用連續湍流突風模型計算的突風載荷因數進行機翼載荷計算與結構設計，便可獲得更輕的機翼結構設計。

4 通用飛機實測載荷因數對比分析

由于影響突風載荷因數的主要參數為飛機展弦比與翼載荷，且突風載荷主要為大氣湍流導致，不受人為因素影響，所以對于采用相同翼型、類似展弦比與翼載荷設計的無人機，其突風載荷響應與有人機基本相似。

本文采用美國聯邦航空局（FAA）發布的通用飛機實測突風載荷飛行數據對中型無人機連續湍流突風模型計算結果進行確認與驗證。圖3[17]所示為僅做基礎科目的正常類活塞式單發通用飛機實際飛行測量突風載荷譜數據曲線。縱軸為飛機平均每海里突風載荷因數超越累積次數，橫軸為法向加速度比，其定義如式（12）所示

圖3中的數據采用10架各型最大起飛重量在680～ 1100kg、機翼面積在13.56 ～16.72m2的通用飛機進行飛行測試。總飛行測試小時數為5470h，制造商給定的所有測試飛機設計巡航速度VC平均值為57.47m/s，制造商給定的巡航速度VC下設計限制突風載荷因數平均值為3.43。根據式（12）與圖3實測飛行統計數據的計算結果分析，具有90%可靠度與95%置信度（B基準值）的突風載荷因數實測累積總頻次見表2。

由表2數據分析表明，90%可靠度與95%置信度條件下，在5470飛行小時實測數據中，隨著載荷因數的絕對值增加，其出現的超越累積頻次越來越少，直到在整個飛行過程中僅出現1次載荷因數截止累積。最小負突風載荷因數僅出現1次時對應的載荷因數為-1.91，最大正突風載荷因數僅出現1次時對應的載荷因數為4.47。故由表2可知，最大起飛重量在680～1100kg、機翼面積在13.56～16.72m2的通用飛機實測突風載荷因數范圍為-1.91～4.47。且實際飛行測試突風載荷因數最大值4.47比連續湍流模型計算的突風載荷因數4.17大6.71%，比離散突風模型計算的突風載荷因數5.17小15.66%，由此可知連續湍流模型比離散突風模型計算結果更精確。

5 無人機飛行包線裁剪

對于某型活塞式單發大展弦比中空長航時無人機，其翼載荷較低，機動載荷包線被突風載荷包線覆蓋。且由于無人機機動載荷因數由飛控系統進行限制，需用機動載荷因數最大只需到3.0即可[18]，故某中型無人機限制機動載荷包線的裁剪選用國家軍用標準GJB 5435.2—2005中的規定，其大小范圍為-1.0～3.0。

國家軍用標準GJB 5435.2—2005中規定的突風載荷因數與北約無人機標準NATO STANAG 4671中規定的突風載荷因數計算方法保持一致，均采用離散突風模型計算。出于升力系數的非線性原因，采用離散突風模型計算結果偏于保守，而采用連續湍流模型計算結果4.17（速度VC點）與通用飛機實測飛行統計數據4.47相當，差別不超過6.71%。綜合考慮連續湍流模型計算結果與實測飛行數據，某中型無人機突風載荷包線大小范圍按保守原則取-2.0～4.5，因此某中型無人機飛行包線可做如圖4所示裁剪。

圖4中藍色實線為結合圖1、圖2之后確定的機動載荷包線，其峰值大小范圍為-1.0～3.0。紅色實線為在圖2基礎上結合連續湍流模型計算結果及實際飛行測試統計數據裁剪后的突風載荷包線，其峰值大小范圍為-2.0～4.5。

6 結論

本文通過研究國內外設計標準對無人機飛行包線的規定與計算方法，以某中型無人機為例，采用離散突風模型與連續湍流模型對無人機突風載荷因數進行了計算對比，同時采用通用飛機實測數據對計算結果進行了驗證，理論計算與實測數據均表明現有國內外標準中的突風載荷因數所采用的離散突風模型計算結果過于保守，而采用連續湍流模型的計算結果與飛行實測數據的偏差更小。對于最大起飛重量在680～1100kg、機翼面積在13.56～16.72m2、設計巡航速度不大于57.47m/s的活塞式單發無人機飛行包線設計，提出如下建議：（1） 最大機動載荷因數取3.0，最小機動載荷因數取-1.0，最大突風載荷因數取4.5，最小突風載荷因數取-2.0。（2） 突風載荷包線為機體結構設計需要考慮的臨界工況，機翼、尾翼、機身等主結構建議按照突風載荷包線進行設計。

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Flight Envelope Research on Medium-sized UAV

Xiong Jun， Zheng Wei， Li Hongmiao， Liu Zhaolin， Ji Kai

CETCD Wuhu General Aviation Industry Technology Research Institute Co.， Ltd.，Wuhu 241000，China

Abstract： Due to the current domestic and international standards for UAV based on the airworthiness regulations and standards of existing general aircraft， the relatively conservative load factor in the flight envelope directly lead to more weight of the aircraft structure. This paper studied and compared the flight envelope calculation method in the strength and stiffness specification of the national military standard UAV GJB5435—2005 and the airworthiness requirement of NATO UAV system NATO STANGA 4671， used the discrete gust model and the continuous turbulence model to calculate the aircraft gust load coefficient. Combining the measured data of the flight load coefficient published by the general aircraft normal acceleration data analysis and collection project DOT/FAA/CT-91/20 of the FAA（Federal Aviation Administration） of the United States， the flight envelope of medium-sized UAV in the existing standards is reasonably cut. The flight envelope cut could effectively reduce wing load and further promote weight reduction of the aircraft structure.

Key Words： medium-sized UAV； maneuver load factor； gust load factor； flight envelope