无人机总体与起飞性能匹配性设计优化

曲建清，宋辉

（成都飞机设计研究所10部，四川成都 610091）

0 引言

目前，国内外设计研究的常规布局的飞机大部分都具有较大的推重比，加速能力较强，即便是大迎角下的起飞速度也大于抬前轮速度，因而对总体参数与起飞性能之间的关联性未能充分考虑［1-2］。而对于小推重比的低速飞机而言，其总体参数的选取直接决定了起飞性能的优劣。

本文研究的无人机为一种大展弦比、高升翼型、轮式起降的常规布局无人机，后机身配置一台活塞式螺旋桨发动机，推力线在机体中轴线上方。该无人机起飞推重比小、速度低，因而在起飞阶段表现出舵面操纵效率较低、加速能力不足、爬升剩余推力有限等动力学和运动学特性，这些特性还表现出对部分总体参数的高度敏感性。在总体方案设计时，若未能充分考虑到部分参数与起飞性能之间的匹配关系，可能会恶化起飞性能，影响起飞飞行品质。

为了量化该无人机总体参数和起飞性能之间的关联程度，提出了具体的设计和评估方法，并对两组无人机总体参数对应的前轮载荷、抬前轮特性和起飞性能等进行了对比和分析，进而为总体设计优化和起飞控制策略提供权衡依据。

1 总体设计方案

根据不同的设计需求，制定了两种平台设计方案。两种方案的气动布局、总体布置和几何参数基本保持一致，其主要区别在于重心站位、前主轮距、主轮站位和停机角等总体参数有所不同，如表1所示。

表1 两种平台方案的总体参数Table 1 General parameters for two UAV design schemes

2 设计优化思路和方法

无人机总体与起飞性能匹配性设计优化的思路是:以总体参数、气动数据和动力数据为基础，建立该无人机地面滑跑和离地起飞的动力和运动学方程，对滑跑起飞全过程的力和力矩特性进行解算。根据该无人机起飞过程各阶段受力情况的不同，分别对三轮滑跑、两轮滑跑和离地爬升的运动学特性进行分析，明确该无人机在地面作用力、气动力、重力和推力作用下的滑跑起飞特性。图1为该无人机的起飞过程示意图。

图1 无人机起飞过程示意图Fig.1 Illustration of UAV takeoff process

图2给出了该无人机总体与起飞性能匹配性设计优化方法的逻辑架构。总体参数定义了机翼参考面积、翼展、平均气动弦长、全机重心站位、停机角、起飞重量、前主轮站位、发动机推力重心站位、发动机安装角等；跑道参数包括滚动摩擦系数、机场海拔高度等；气动数据包括基本纵向气动数据、襟翼偏转效率、升降舵面效率以及地面效应等；动力数据包括发动机起飞状态下的高度、速度和推力数据。改变相应的总体参数，前轮载荷和抬前轮特性就会发生改变，从而影响起飞性能和起飞控制策略。

图2 优化设计方法的逻辑架构Fig.2 Logic architecture of optimization design method

该方法通过MATLAB环境和语言设计实现［3］，可以对上述两种平台方案的起飞特性进行有效地计算和评估，进而分析总体设计方案的优劣，明确方案设计优化的侧重点。

3 前轮载荷及抬前轮特性分析

3.1 前轮载荷特性分析

前轮载荷量的大小既与起飞滑跑前轮操纵和纠偏效能有关，又影响到抬前轮特性和起飞性能。通常，在全机重心前后限范围内，前轮静态载荷量控制在8%～15%之间，均能够满足抬前轮操纵所需。但由于该无人机推力作用线在机体轴线上方，发动机起飞状态下的前轮停机动载荷会相应增加，再加上该低速无人机舵效较低，使得抬前轮特性和起飞性能对前轮载荷的动态增加量表现出较大的敏感性。两种平台方案下的前轮静态载荷和停机动载荷百分比如表2所示，无人机滑跑过程中前轮动载荷百分比（相对于起飞重量）随速度变化曲线如图3所示。

表2 两种平台方案的前轮载荷百分比Table 2 Nose wheel load percentage for two UAV design schemes

与平台1相比，平台2的前轮静态载荷增加了2.6%，主要原因在于重心站位前移和主轮站位后移引起前轮载荷作用力臂增加；另外，在发动机起飞推力作用下前轮载荷又增加了1.0%，使得平台2的前轮停机动载荷增加到15.4%。滑跑过程中随着速度的增加，平台2的前轮动载荷依然高出平台1约2%，虽有利于前轮操纵和纠偏，但却增加了平台2抬前轮的难度。

图3 滑跑过程中前轮动载荷和速度关系曲线Fig.3 Curve of nose wheel dynamic load and speed during taxiing

3.2 抬前轮特性分析

与大推重比的中高速飞机相比，小推重比的低速飞机由于舵面操纵效率较低，起飞性能对需克服的低头俯仰力矩和需要的抬前轮速度表现得更为敏感和苛刻，因此有必要在起飞性能分析之前先明确其抬前轮特性。根据抬前轮力矩特性计算，平台2与平台1相比，抬前轮需克服的低头力矩增大。导致低头力矩增大的贡献因子及其增量百分比分别为:重心站位前移4.9%；主轮站位后移24.9%；停机角减小13.4%。

与平台1相比，平台2起飞抬前轮需克服的低头俯仰力矩增加了43.2%，使得相同的抬前轮速度下所需的抬前轮舵面增加（同样，相同的抬前轮舵面下所需的抬前轮速度增大）；压缩了可用的抬前轮速度和所需舵面包线以及离地起飞可用的速度和迎角范围。图4为平台1和平台2抬前轮速度与所需舵面之间的对应曲线。

图4 抬前轮速度与所需舵面的关系曲线Fig.4 Curve of rotation speed and control surface required

与平台1相比，在可用的抬前轮舵面下，平台2需要的抬前轮速度增加了14 km/h，表明平台2需要更大的抬前轮速度。若抬前轮速度偏低，由于其舵面操纵力矩小于需克服的低头俯仰力矩，无人机不但无法抬起前轮，而且会在压舵的情况下继续三轮滑行，增大了滑行阻力，削弱了加速能力，增加了起飞滑跑距离，恶化了起飞性能。

3.3 起飞性能分析

与大推重比的高速飞机起飞性能分析不同，小推重比的低速飞机的起飞性能分析不仅仅局限于质点特性计算，还要分析抬前轮力矩特性并考虑到该螺旋桨飞机的推力特性，应将该无人机起飞性能分析的重点放在能够离地起飞的最小速度和离地起飞后的爬升率两个方面。

3.3.1 离地起飞速度

对于大推重比的高速飞机，其抬前轮速度通常显著小于给定大迎角下的离地速度（一般地，抬前轮速度为离地速度的80% ～90%）。这种情况下，飞机通常先抬起前轮，建立一定迎角，然后依靠足够大的剩余推力加速至起飞离地速度；但对于小推重比的低速飞机而言，受到其抬前轮特性和有限剩余推力的制约，需要的最小离地起飞速度与可用的最小抬前轮速度差值很小。因此，必须通过计算分析预先确定较为精确的抬前轮速度，才能避免压舵状态下持续三轮滑行的情况出现，避免起飞性能进一步恶化。

与平台1相比，平台2可用的最小抬前轮速度增大，导致离地起飞速度增大，滑跑距离加长。考虑到飞行控制舵面使用余量和避免离地后回舵量较大，恶化了控制器品质［4］，给定抬前轮舵面为－12°。该抬前轮舵面下，平台1和平台2的起飞性能参数如表3所示。

表3 两种平台方案的起飞性能参数Table 3 Takeoff performance parameters for two UAV design schemes

与平台1相比，相同的抬前轮舵面下，平台2的离地起飞速度增加了14 km/h，起飞滑跑距离增加了297 m，离地起飞可用迎角从5.8°减少到了3.1°。

3.3.2 起飞爬升率

飞机离地起飞需要满足两个条件:抬前轮舵面的操纵力矩大于需克服的低头俯仰力矩；升力大于重力。但这两个条件仅仅保证飞机离地，对于小推重比的低速无人机，离地后能否有足够的剩余推力提供爬升能力，还需要进一步计算分析。

对于小推重比的低速飞机，离地后在起落架尚未收起的状态下，可用剩余推力非常有限，可能出现离地爬升率太低甚至已无爬升能力的状况。根据气动特性分析，该无人机在起落架放下状态，脱离地效区后的爬升能力最弱。以平台2为例，海平面、标准大气条件下，该无人机离地爬升率随速度和起飞重量的变化曲线如图5所示。

图5 离地爬升率与速度和重量的关系曲线Fig.5 Curve of takeoff climb rate，speed and weight

由图5可以看出，最大起飞重量增加50 kg后，最大爬升率减少了0.22 m/s，考虑到高温、紊流等气象条件对爬升率的影响，该无人机最大起飞重量不宜再增加。

爬升率计算公式［5］为:

式中，T为可用安装推力，N；D为全机阻力，N；W为飞行重量，kg；g为重力加速度，m/s2；V为空速，m/s；SEP为爬升率，m/s。由式（1）可知，小推重比的低速飞机起飞重量增加对爬升率的影响量明显高出大推重比的飞机:起飞重量同样增加5%，对于大推重比的飞机，爬升率也基本减少5%左右；但对小推重比的低速飞机，起飞重量增加使得升致阻力又显著增加，与本身重量增加的叠加作用导致爬升率有15%左右的下降。

考虑到螺旋桨飞机特性［6］，随着海拔高度的增加，最大起飞重量会相应减少。因此，不同海拔高度下能够起飞的最大重量受到了可用剩余推力和起飞爬升率的制约，不能够简单地折算到起飞滑跑距离上。

4 设计优化权衡

两种平台相比，平台1表现出较好的抬前轮特性和起飞性能，舵面操纵效率较高，可用的抬前轮速度和舵面包线较大，离地起飞可用迎角和离地速度范围较宽，便于进行起飞控制。因此，方案设计时应该优先选择平台1的总体参数。

对于平台2，由于起飞性能恶化明显，若给定的自动抬前轮速度不合理，很可能出现以下情况:

（1）超过给定的抬前轮速度后，前轮依然未被抬起，抬前轮操纵舵面的时间加长，滑行阻力增大，起飞滑跑距离加长；

（2）起飞离地后，无人机失去加速能力，增大了减速甚至失速的可能性；

（3）起飞离地后，无人机爬升能力减弱，离地后爬升率偏低甚至近地平飞。

尤其是在高海拔机场以及高温、紊流环境下大重量起飞，上述情况会变得更加严峻。若在试制试飞阶段出现平台2的情况，则有必要采取以下优化措施［7］:

（1）起飞状态下全机重心配置应尽量后移，但同时也要权衡该无人机空中状态下的纵向稳定性问题；

（2）在不改变大的平台状态的前提下，通过系统成品和机体结构调节来适当前移主起站位，增大停机角；

（3）给定合理的自动抬前轮速度，避免操纵舵面已出但前轮未被抬起的情况出现。

无人机总体与起飞性能的设计优化权衡影响了自动起飞控制逻辑的设计优化，如自动控制抬前轮的决策时机、离地后收起落架的时机等；起飞性能分析也说明了在起飞过程的控制上不宜过分追求明显的两轮滑跑过程，而应该适当增大抬前轮速度，适当放宽对起飞滑跑距离的要求。

5 结论

（1）抬前轮对重心站位、主轮站位和停机角等总体参数表现出较大的敏感性，总体参数设计可选范围有限；

（2）起飞速度和滑跑距离对抬前轮需克服的低头力矩特性表现出较大的敏感性，抬前轮特性直接影响到了该无人机离地起飞可用的速度和迎角范围；

（3）推力特性决定了该无人机的起飞爬升率对起飞重量和起飞机场高度表现出较大的敏感性，不同机场高度下能够起飞的最大重量受到了可用剩余推力的制约；

（4）小推重比的低速螺旋桨飞机总体参数与最佳起飞性能高度关联，总体参数的选取直接影响到起飞性能的优劣；“平衡”总体设计需求以发挥平台更佳的起飞性能是总体设计优化的重要内容。

［1］张健，周洲.战术无人机总体与性能参数相关性分析［J］.飞行力学，2009，27（4）:18-21.

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［3］张志涌.精通MATLAB6.5［M］.北京:北京航空航天大学出版社，2002.

［4］贺成龙，陈欣，李春涛.无人机地面滑行自主起飞的建模与控制［J］.航空学报，2008，29（2）:215-218.

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

［6］刘艳华，孙颖，孙智孝.活塞发动机与无人机性能匹配分析［J］.飞机设计，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.