曲建清，宋輝

（成都飛機設(shè)計研究所10部，四川成都 610091）

0 引言

目前，國內(nèi)外設(shè)計研究的常規(guī)布局的飛機大部分都具有較大的推重比，加速能力較強，即便是大迎角下的起飛速度也大于抬前輪速度，因而對總體參數(shù)與起飛性能之間的關(guān)聯(lián)性未能充分考慮［1-2］。而對于小推重比的低速飛機而言，其總體參數(shù)的選取直接決定了起飛性能的優(yōu)劣。

本文研究的無人機為一種大展弦比、高升翼型、輪式起降的常規(guī)布局無人機，后機身配置一臺活塞式螺旋槳發(fā)動機，推力線在機體中軸線上方。該無人機起飛推重比小、速度低，因而在起飛階段表現(xiàn)出舵面操縱效率較低、加速能力不足、爬升剩余推力有限等動力學(xué)和運動學(xué)特性，這些特性還表現(xiàn)出對部分總體參數(shù)的高度敏感性。在總體方案設(shè)計時，若未能充分考慮到部分參數(shù)與起飛性能之間的匹配關(guān)系，可能會惡化起飛性能，影響起飛飛行品質(zhì)。

為了量化該無人機總體參數(shù)和起飛性能之間的關(guān)聯(lián)程度，提出了具體的設(shè)計和評估方法，并對兩組無人機總體參數(shù)對應(yīng)的前輪載荷、抬前輪特性和起飛性能等進(jìn)行了對比和分析，進(jìn)而為總體設(shè)計優(yōu)化和起飛控制策略提供權(quán)衡依據(jù)。

1 總體設(shè)計方案

根據(jù)不同的設(shè)計需求，制定了兩種平臺設(shè)計方案。兩種方案的氣動布局、總體布置和幾何參數(shù)基本保持一致，其主要區(qū)別在于重心站位、前主輪距、主輪站位和停機角等總體參數(shù)有所不同，如表1所示。

表1 兩種平臺方案的總體參數(shù)Table 1 General parameters for two UAV design schemes

2 設(shè)計優(yōu)化思路和方法

無人機總體與起飛性能匹配性設(shè)計優(yōu)化的思路是:以總體參數(shù)、氣動數(shù)據(jù)和動力數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，建立該無人機地面滑跑和離地起飛的動力和運動學(xué)方程，對滑跑起飛全過程的力和力矩特性進(jìn)行解算。根據(jù)該無人機起飛過程各階段受力情況的不同，分別對三輪滑跑、兩輪滑跑和離地爬升的運動學(xué)特性進(jìn)行分析，明確該無人機在地面作用力、氣動力、重力和推力作用下的滑跑起飛特性。圖1為該無人機的起飛過程示意圖。

圖1 無人機起飛過程示意圖Fig.1 Illustration of UAV takeoff process

圖2給出了該無人機總體與起飛性能匹配性設(shè)計優(yōu)化方法的邏輯架構(gòu)?？傮w參數(shù)定義了機翼參考面積、翼展、平均氣動弦長、全機重心站位、停機角、起飛重量、前主輪站位、發(fā)動機推力重心站位、發(fā)動機安裝角等；跑道參數(shù)包括滾動摩擦系數(shù)、機場海拔高度等；氣動數(shù)據(jù)包括基本縱向氣動數(shù)據(jù)、襟翼偏轉(zhuǎn)效率、升降舵面效率以及地面效應(yīng)等；動力數(shù)據(jù)包括發(fā)動機起飛狀態(tài)下的高度、速度和推力數(shù)據(jù)。改變相應(yīng)的總體參數(shù)，前輪載荷和抬前輪特性就會發(fā)生改變，從而影響起飛性能和起飛控制策略。

圖2 優(yōu)化設(shè)計方法的邏輯架構(gòu)Fig.2 Logic architecture of optimization design method

該方法通過MATLAB環(huán)境和語言設(shè)計實現(xiàn)［3］，可以對上述兩種平臺方案的起飛特性進(jìn)行有效地計算和評估，進(jìn)而分析總體設(shè)計方案的優(yōu)劣，明確方案設(shè)計優(yōu)化的側(cè)重點。

3 前輪載荷及抬前輪特性分析

3.1 前輪載荷特性分析

前輪載荷量的大小既與起飛滑跑前輪操縱和糾偏效能有關(guān)，又影響到抬前輪特性和起飛性能。通常，在全機重心前后限范圍內(nèi)，前輪靜態(tài)載荷量控制在8%～15%之間，均能夠滿足抬前輪操縱所需。但由于該無人機推力作用線在機體軸線上方，發(fā)動機起飛狀態(tài)下的前輪停機動載荷會相應(yīng)增加，再加上該低速無人機舵效較低，使得抬前輪特性和起飛性能對前輪載荷的動態(tài)增加量表現(xiàn)出較大的敏感性。兩種平臺方案下的前輪靜態(tài)載荷和停機動載荷百分比如表2所示，無人機滑跑過程中前輪動載荷百分比（相對于起飛重量）隨速度變化曲線如圖3所示。

表2 兩種平臺方案的前輪載荷百分比Table 2 Nose wheel load percentage for two UAV design schemes

與平臺1相比，平臺2的前輪靜態(tài)載荷增加了2.6%，主要原因在于重心站位前移和主輪站位后移引起前輪載荷作用力臂增加；另外，在發(fā)動機起飛推力作用下前輪載荷又增加了1.0%，使得平臺2的前輪停機動載荷增加到15.4%。滑跑過程中隨著速度的增加，平臺2的前輪動載荷依然高出平臺1約2%，雖有利于前輪操縱和糾偏，但卻增加了平臺2抬前輪的難度。

圖3 滑跑過程中前輪動載荷和速度關(guān)系曲線Fig.3 Curve of nose wheel dynamic load and speed during taxiing

3.2 抬前輪特性分析

與大推重比的中高速飛機相比，小推重比的低速飛機由于舵面操縱效率較低，起飛性能對需克服的低頭俯仰力矩和需要的抬前輪速度表現(xiàn)得更為敏感和苛刻，因此有必要在起飛性能分析之前先明確其抬前輪特性。根據(jù)抬前輪力矩特性計算，平臺2與平臺1相比，抬前輪需克服的低頭力矩增大。導(dǎo)致低頭力矩增大的貢獻(xiàn)因子及其增量百分比分別為:重心站位前移4.9%；主輪站位后移24.9%；停機角減小13.4%。

與平臺1相比，平臺2起飛抬前輪需克服的低頭俯仰力矩增加了43.2%，使得相同的抬前輪速度下所需的抬前輪舵面增加（同樣，相同的抬前輪舵面下所需的抬前輪速度增大）；壓縮了可用的抬前輪速度和所需舵面包線以及離地起飛可用的速度和迎角范圍。圖4為平臺1和平臺2抬前輪速度與所需舵面之間的對應(yīng)曲線。

圖4 抬前輪速度與所需舵面的關(guān)系曲線Fig.4 Curve of rotation speed and control surface required

與平臺1相比，在可用的抬前輪舵面下，平臺2需要的抬前輪速度增加了14 km/h，表明平臺2需要更大的抬前輪速度。若抬前輪速度偏低，由于其舵面操縱力矩小于需克服的低頭俯仰力矩，無人機不但無法抬起前輪，而且會在壓舵的情況下繼續(xù)三輪滑行，增大了滑行阻力，削弱了加速能力，增加了起飛滑跑距離，惡化了起飛性能。

3.3 起飛性能分析

與大推重比的高速飛機起飛性能分析不同，小推重比的低速飛機的起飛性能分析不僅僅局限于質(zhì)點特性計算，還要分析抬前輪力矩特性并考慮到該螺旋槳飛機的推力特性，應(yīng)將該無人機起飛性能分析的重點放在能夠離地起飛的最小速度和離地起飛后的爬升率兩個方面。

3.3.1 離地起飛速度

對于大推重比的高速飛機，其抬前輪速度通常顯著小于給定大迎角下的離地速度（一般地，抬前輪速度為離地速度的80% ～90%）。這種情況下，飛機通常先抬起前輪，建立一定迎角，然后依靠足夠大的剩余推力加速至起飛離地速度；但對于小推重比的低速飛機而言，受到其抬前輪特性和有限剩余推力的制約，需要的最小離地起飛速度與可用的最小抬前輪速度差值很小。因此，必須通過計算分析預(yù)先確定較為精確的抬前輪速度，才能避免壓舵狀態(tài)下持續(xù)三輪滑行的情況出現(xiàn)，避免起飛性能進(jìn)一步惡化。

與平臺1相比，平臺2可用的最小抬前輪速度增大，導(dǎo)致離地起飛速度增大，滑跑距離加長。考慮到飛行控制舵面使用余量和避免離地后回舵量較大，惡化了控制器品質(zhì)［4］，給定抬前輪舵面為－12°。該抬前輪舵面下，平臺1和平臺2的起飛性能參數(shù)如表3所示。

表3 兩種平臺方案的起飛性能參數(shù)Table 3 Takeoff performance parameters for two UAV design schemes

與平臺1相比，相同的抬前輪舵面下，平臺2的離地起飛速度增加了14 km/h，起飛滑跑距離增加了297 m，離地起飛可用迎角從5.8°減少到了3.1°。

3.3.2 起飛爬升率

飛機離地起飛需要滿足兩個條件:抬前輪舵面的操縱力矩大于需克服的低頭俯仰力矩；升力大于重力。但這兩個條件僅僅保證飛機離地，對于小推重比的低速無人機，離地后能否有足夠的剩余推力提供爬升能力，還需要進(jìn)一步計算分析。

對于小推重比的低速飛機，離地后在起落架尚未收起的狀態(tài)下，可用剩余推力非常有限，可能出現(xiàn)離地爬升率太低甚至已無爬升能力的狀況。根據(jù)氣動特性分析，該無人機在起落架放下狀態(tài)，脫離地效區(qū)后的爬升能力最弱。以平臺2為例，海平面、標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，該無人機離地爬升率隨速度和起飛重量的變化曲線如圖5所示。

圖5 離地爬升率與速度和重量的關(guān)系曲線Fig.5 Curve of takeoff climb rate，speed and weight

由圖5可以看出，最大起飛重量增加50 kg后，最大爬升率減少了0.22 m/s，考慮到高溫、紊流等氣象條件對爬升率的影響，該無人機最大起飛重量不宜再增加。

爬升率計算公式［5］為:

式中，T為可用安裝推力，N；D為全機阻力，N；W為飛行重量，kg；g為重力加速度，m/s2；V為空速，m/s；SEP為爬升率，m/s。由式（1）可知，小推重比的低速飛機起飛重量增加對爬升率的影響量明顯高出大推重比的飛機:起飛重量同樣增加5%，對于大推重比的飛機，爬升率也基本減少5%左右；但對小推重比的低速飛機，起飛重量增加使得升致阻力又顯著增加，與本身重量增加的疊加作用導(dǎo)致爬升率有15%左右的下降。

考慮到螺旋槳飛機特性［6］，隨著海拔高度的增加，最大起飛重量會相應(yīng)減少。因此，不同海拔高度下能夠起飛的最大重量受到了可用剩余推力和起飛爬升率的制約，不能夠簡單地折算到起飛滑跑距離上。

4 設(shè)計優(yōu)化權(quán)衡

兩種平臺相比，平臺1表現(xiàn)出較好的抬前輪特性和起飛性能，舵面操縱效率較高，可用的抬前輪速度和舵面包線較大，離地起飛可用迎角和離地速度范圍較寬，便于進(jìn)行起飛控制。因此，方案設(shè)計時應(yīng)該優(yōu)先選擇平臺1的總體參數(shù)。

對于平臺2，由于起飛性能惡化明顯，若給定的自動抬前輪速度不合理，很可能出現(xiàn)以下情況:

（1）超過給定的抬前輪速度后，前輪依然未被抬起，抬前輪操縱舵面的時間加長，滑行阻力增大，起飛滑跑距離加長；

（2）起飛離地后，無人機失去加速能力，增大了減速甚至失速的可能性；

（3）起飛離地后，無人機爬升能力減弱，離地后爬升率偏低甚至近地平飛。

尤其是在高海拔機場以及高溫、紊流環(huán)境下大重量起飛，上述情況會變得更加嚴(yán)峻。若在試制試飛階段出現(xiàn)平臺2的情況，則有必要采取以下優(yōu)化措施［7］:

（1）起飛狀態(tài)下全機重心配置應(yīng)盡量后移，但同時也要權(quán)衡該無人機空中狀態(tài)下的縱向穩(wěn)定性問題；

（2）在不改變大的平臺狀態(tài)的前提下，通過系統(tǒng)成品和機體結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)來適當(dāng)前移主起站位，增大停機角；

（3）給定合理的自動抬前輪速度，避免操縱舵面已出但前輪未被抬起的情況出現(xiàn)。

無人機總體與起飛性能的設(shè)計優(yōu)化權(quán)衡影響了自動起飛控制邏輯的設(shè)計優(yōu)化，如自動控制抬前輪的決策時機、離地后收起落架的時機等；起飛性能分析也說明了在起飛過程的控制上不宜過分追求明顯的兩輪滑跑過程，而應(yīng)該適當(dāng)增大抬前輪速度，適當(dāng)放寬對起飛滑跑距離的要求。

5 結(jié)論

（1）抬前輪對重心站位、主輪站位和停機角等總體參數(shù)表現(xiàn)出較大的敏感性，總體參數(shù)設(shè)計可選范圍有限；

（2）起飛速度和滑跑距離對抬前輪需克服的低頭力矩特性表現(xiàn)出較大的敏感性，抬前輪特性直接影響到了該無人機離地起飛可用的速度和迎角范圍；

（3）推力特性決定了該無人機的起飛爬升率對起飛重量和起飛機場高度表現(xiàn)出較大的敏感性，不同機場高度下能夠起飛的最大重量受到了可用剩余推力的制約；

（4）小推重比的低速螺旋槳飛機總體參數(shù)與最佳起飛性能高度關(guān)聯(lián)，總體參數(shù)的選取直接影響到起飛性能的優(yōu)劣；“平衡”總體設(shè)計需求以發(fā)揮平臺更佳的起飛性能是總體設(shè)計優(yōu)化的重要內(nèi)容。

［1］張健，周洲.戰(zhàn)術(shù)無人機總體與性能參數(shù)相關(guān)性分析［J］.飛行力學(xué)，2009，27（4）:18-21.

［2］穆雪峰，姚衛(wèi)星.運輸機總體與性能分析［J］.航空學(xué)報，2002，23（4）:353-355.

［3］張志涌.精通MATLAB6.5［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2002.

［4］賀成龍，陳欣，李春濤.無人機地面滑行自主起飛的建模與控制［J］.航空學(xué)報，2008，29（2）:215-218.

［5］Woolvin S J.UCAV configuration and performance tradeoffs［R］.AIAA-2006-1264，2006.

［6］劉艷華，孫穎，孫智孝.活塞發(fā)動機與無人機性能匹配分析［J］.飛機設(shè)計，2007，27（4）:11-14.

［7］Pinder S D，Crave T G，Nikiforuk P N.A practical investigation of a takeoff performance monitor for turboprop aircraft［R］.AIAA-2001-4170，2001:1-8.