高性能缩比无人机关键总体参数分析及优化

段辰龙 巩子元 李岩

摘要：随着目前国内新概念布局的快速发展及新技术验证的急迫需求，拥有低成本及无人化等优势的缩比无人机越来越多地被用作技术验证机及高性能靶机。本文通过对若干型高性能缩比无人机翼载、推重比及缩放比例这三项最关键的总体参数进行对比分析，发现了缩比无人机与原准机在翼载参数上存在根本性差异，并由此导致缩比无人机性能与原准机的巨大差异。经过大量数据统计分析，确定缩比无人机与原准机总体参数差异的根本原因。通过若干经验公式，针对翼载差异对飞行、机动、巡航、起降及隐身等总体性能方面可能造成的影响进行了定性分析，并针对不同功能及任务需求的缩比无人机提出相关总体设计建议。

关键词：缩比飞机；高性能靶机；总体参数设计；飞行性能；小微型发动机；动力选型

中图分类号：V211.4文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.04.002

缩比无人机相比于全尺寸飞行器具有设计制造周期短、成本低、风险小等特点，其在新概念、新技术、新布局飞行器研究过程中具有不可替代的作用[1-2]。而针对成熟机型的缩比无人机除了用作新技术验证平台外，还可以作为风洞试验的补充手段[1]及高性能靶机使用，具有成本低、风险小、还原度高等优点。目前，国内针对缩比无人机的研究主要针对其作为演示验证飞行试验平台的功能进行研究[3-4]，而对其作为高性能靶机使用时总体参数的设计及其与原准机飞行性能的差异缺乏关注，本文将针对缩比无人机总体参数设計及其性能进行分析研究。

在飞机总体设中，最重要的参数——推重比（T/（Wg））与翼载（W/S）决定性地影响着飞机起飞、着陆、机动、爬升、加速等绝大部分性能[5-6]；在设计过程中，通过设计飞机的起飞质量W、机翼面积S及选择配套发动机最大推力T这三种方式对推重比与翼载进行不断地迭代和权衡，进而针对各种不同任务要求的机型得出相对最优解。对于理想的缩比无人机，其总体参数应尽量与原准机相同。

在缩比无人机总体设计中，总体参数机翼面积S变为缩放比例K。对于本文中重点讨论的高性能而非单纯用于验证气动力或操稳特性的缩比机（对于以验证气动力或操稳特性为主要目的的缩比无人机，则需要更多考虑相似性理论。除了几何相似外，还应考虑弗劳德数、雷诺数、马赫数及动态相似[7-8]），其推重比作为影响近乎所有飞行性能的首要总体参数应至少与原准机相近，因此挑选合适的动力就成为了重中之重[9]。在某种程度上，可以认为当决定了缩比机的动力选型后，起飞质量可以变化的范围是比较小的。此时，缩放比例K就成为调节翼载的主要方式，对于缩比飞机来说缩放比例K的选取受到多种条件的约束，这些约束包括但不限于发动机长度、直径、翼展、机长甚至成本等[10]，对于高性能缩比机，其内埋式发动机决定了发动机尺寸成为决定缩放比例K的主要因素。

通过上述分析可以看出，相较于原准机，通过W、S、T三个参数来权衡推重比与翼载之间矛盾的方法在缩比机的总体设计中并不适用。当选定了合适的动力源后，发动机推力T及其尺寸为起飞质量W及缩放比例K都带来了很大的限制，由此就可能导致缩比机的翼载与推重比这两项关键的总体参数无法与原准机相匹配，从而对其性能造成较大的影响。

本文将对影响缩比飞机总体参数设计的关键因素进行分析，对飞行性能带来的影响进行定性评估，并依据分析结果对缩比飞机的总体设计提出改进建议。

1总体参数的差异及其成因

1.1总体参数的主要差异

根据目前搜集到的几型缩比飞机与其原准机[11-13]的总体参数（见表1），其中X-47B与X-47A外形并非单纯几何缩比关系，但作为具有相同任务需求的高性能无人验证机，其总体设计参数在不受客观因素限制情况下理应相似，因此也具有对比分析的意义。通过表1（序号A、B、C分别代表三个原准机）中的总体参数汇总可以发现，缩比飞机与其原准机的翼载参数存在巨大差异，结合引言中的分析，造成这种差异的主要原因应是缩比机的动力源与原准机间存在某种区别，从而导致起飞质量W与缩放比例K无法同时与原准机相匹配。

1.2总体参数差异成因

针对高性能缩比无人机内埋式发动机布局，其发动机尺寸应是限制缩放比例的主要因素，通过对30余种推力从220～191000N的发动机参数汇总[13]（见表2），对造成缩放比例偏大的根本原因进行分析。

换言之，若发动机长度为导致缩比机翼载过小的主要原因，则发动机推力与其长度平方的比值应随其推力尺寸增大发生变化。由表2中的数据可以得到图1的发动机推力长度面密度，从图1中并不能看出明显的变化规律，因此发动机长度对缩比机总体参数的影响并没有起到决定性作用。

与长度影响同理，若发动机直径是导致缩比机翼载过小的主要原因，则发动机推力与其直径平方的比值应随其推力尺寸的增大而发生变化。在这里，我们计算发动机推力与最大横截面积的比值，并定义其为发动机推力直径面密度，如图2所示。从图2中可以明显看出，单位横截面积推力密度随发动机尺寸的增大而增大，因此可以初步判断发动机直径对缩比机总体参数起到决定性作用。

由上面公式可以看出，只有不同尺寸发动机横截面积能够与其绝对推力呈线性关系，缩比机总体参数才能与原准机相似。换言之，若不同尺寸发动机直径横截面积与其绝对推力呈某种非线性关系，则动力源直径限制就是导致缩比机翼载过小的根本原因。由图3中可以明显看到，发动机直径横截面积与发动机推力的线性相关度较低，而更多地呈现出二次相关性。这意味着用于缩比机的小尺寸小推力发动机其推力密度较小，会造成缩比机尺寸相对较大而起飞质量较轻的情况。至此可以完全确定，用于缩比机的小推力发动机的直径限制是导致缩比机翼载过小的主要原因，而这一结论也与发动机推力正比于单位时间内排出气体质量的基本认知相符。

2总体参数差异对性能的影响

由于发动机推力尺寸特性短时间内无法改变，且根据表1可见缩比机的翼载相较于原准机的差距达到三倍以上，因此有必要对缩比机由于总体参数巨大差异而对飞行性能造成的影响进行分析。根据前文中的论述以及对几种缩比机的总体参数进行对比，在此假设缩比机的推重比与原准机相同，而翼载远小于原准机，基于此种假设对由翼载差异而造成的总体性能差异进行定性分析。为了方便对飞行性能进行定性分析，可以认为缩比机与原准机的气动特性基本相同[14-16]。基于此种假设，从飞机的典型升力系数CL与升阻比（L/D）特性曲线中（见图4）可以看到，由于原准机设计巡航升力系数会从左侧尽可能靠近升阻比L/D最大值，因此对于翼载远小于原准机的缩比机，其同样速度高度特性下的升阻比应小于原准机的升阻比。

2.1飞行包线

飞行包线能够反映飞机速度、高度特性，是衡量飞机总体性能的重要参考。受篇幅所限，在此仅考虑翼载因素影响对最大、最小平飞行速度以及升限进行定性分析。

2.1.1最大平飞速度

由此可以得出结论，小翼载缩比机的起降性能都优于原准机。结合前面的结论可以看到，小翼载缩比机由于总体参数差异导致各项飞行性能与原准机均有一定差异，在低速、升限、盘旋、起降性能方面，小翼载的缩比机有一定优势，而在高速、加速、爬升、巡航性能方面劣于原准机。缩比机与原准机总体参数对比见表3。

3针对性能差异的改进措施

（1）简化增升装置

从表1中可以看到，由于缩比飞机翼载一般为原准机的1/3，甚至更低，结合缩比飞机对低成本的要求，简化其增升装置[17]（典型的方案包括取消前缘缝翼、简化后缘襟翼等），取消前缘缝翼的主要影响是降低其失速迎角，而简化后缘襟翼则会降低其最大升力系数。对于影响起降性能的三个关键参数：翼载、推重比及最大升力系数，由于缩比机与原准机推重比相似，而缩比机的翼载远小于原准机，因此在对增升装置进行简化而降低一定的最大升力系数后，缩比机的起降性能仍会优于原准机，且对其他飞行性能影响不大。因此，针对缩比机翼载较小的特点，简化增升装置可以在保证性能的同时降低系统复杂性、节约成本。

（2）适当调整缩比飞机翼型

对于性能区相对缩比无人机一般采用小展弦比薄机翼，机翼平面形状对这种机翼的气动特性起决定性作用，因此在不改变机翼平面形状的条件下对翼型进行调整，可以起到优化其气动特性的效果[18-20]。在飞机翼型选择中，一项重要的参数为在飞机典型飞行状态下所对应升力系数，它也称为设计升力系数，所选取翼型应当在设计升力系数下拥有最大的升阻比。因此，当缩比机的翼载减小后，其同样典型飞行状态下的设计升力系数也相应减小，若能通过减小缩比机翼型弯度等手段使其与设计升力系数相匹配，则能够使缩比机获得更高的升阻比。当缩比机的用途为靶机等性能取向时，提高升阻比能够使其性能获得全面提升。翼型的改变会使得缩比机气动性能发生一定的变化，因此在使用此种改进方式时应充分考虑其影响。

（3）优化小微型发动机总体参数

从第1节中的分析可以看到，造成缩比机总体参数差异的根本原因在于中小型发动机的单位横截面积推力密度较低，进而导致缩放比例过大，造成缩比机翼载过小。若要从根本上改善缩比机与原准机总体性能上的差异，需在关注中小型发动机推重比及其他先进技术[21]的同时，设法提高其发动机推力直径面密度，进而达到减小缩放比例，使缩比机总体参数与原准机相匹配的目的。

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Analysis and Optimization of Key Population Parameters of High-performance Scaled UAV

Duan Chenlong，Gong Ziyuan，Li Yan

Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

Abstract： With the rapid development of the domestic new concepts of layout and the urgent need for verification of new technology currently， scaled target drones with low cost and unmanned capabilities are increasingly being used as technology verification machines and high-performance target drones. Through the comparative analysis of the three most critical population parameters of several high-performance scaled UAVs： wing load， thrust-to-weight ratio and zoom ratio， it is found that the fundamental differences of wing load parameters are existed between the scaled UAV and the original quasi-machine. Through a large amount of statistical analysis of data， the root cause of the population parameters difference between the scaled UAV and the original quasi-machine is determined. By using a number of formulas， this paper makes a qualitative analysis on the influence of the wing load differences on the population performance of flight， maneuvering， cruise， take-off， landing and stealth， etc.， and gives some suggestions on the total design of the scaled UAV with different functions and mission requirements.

Key Words： scaled aircraft； high performance target drones； population parameters design； flight performance； micro engine； power selection