第五代无人攻击战斗机的概念设计

导读: 无人机通过新技术的结合、作战能力的扩展以及风险和成本的降低，显著改变了空战格局。同样，计算建模技术能够从最早的设计阶段探索大量设计方案，从而加快了飞机的研发速度，进一步减少了时间、风险和成本。在不久的将来，无人作战飞行器将在多种角色中得到广泛应用，如无人加油机、攻击机，甚至是空对空战斗机。本文使用 GENUS 飞机设计框架开发了一种无人武器搭载平台，其性能能够部分匹配第五代战斗机（如 F - 35A 联合攻击战斗机）。未来联合作战的愿景是由一架有人驾驶的长机指挥并向其各种忠诚僚机（无人飞机）指定目标，从而扩展作战能力并显著增强兵力和空中优势。

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<引言>

第五代隐形战斗机（如 F - 35 项目）的最新发展不仅对第五代飞机产生了新的需求，也对整个第五代空军提出了新的要求。在第五代空军中，先进的设计通过空军、海军、陆军和工业界之间高度集成、协作的网络得到充分利用。可以说，除了高度隐身性之外，第五代战斗机的决定性特征是其先进的数据处理和融合能力，使其能够在高度对抗的空域中以网络化方式作战。

新一代第五代战斗机能够更顺畅地整合具有独特作战能力的第四代 “传统” 飞机，以及未来一代无人作战飞行器（UCAV），后者可作为武器搭载平台和力量倍增器。这确实是全球各国武装力量所设想的未来空战愿景，如图 1 所示。

此外，第五代无人作战飞行器符合美国空军 2030 年空中优势愿景，通过提供一种经济实惠且可靠的平台来支持穿透性制空（PCA）任务，该平台能够执行打击任务，并通过其先进的传感器阵列和高度集成的航空电子系统提供数据。此外，人们设想具有有限性能和有效载荷能力的无人作战飞行器群将在未来空战中发挥重要作用。

适合这类新型无人机的任务要求包括对地打击能力以及有限的超音速空战能力。将采用飞机概念设计分析和优化框架来评估众多设计方案，以确定可行的设计解决方案。

<GENUS 飞机设计环境>

GENUS 飞机设计环境是克兰菲尔德大学飞机设计小组开发的一种灵活且强大的飞机概念设计框架。GENUS 由 9 个基本的高度抽象模块和一组满足特定设计和分析需求的特殊模块组成，如图 2 所示；该框架在很大程度上依赖于多态性，以实现灵活且强大的飞机设计环境。

GENUS 架构的核心理念是灵活性、稳健性和可扩展性；它的名字源于生物有机体的分类学分类，代表其能够通过通用框架和通用分析方法设计和分析各种飞机类型。GENUS 飞机设计环境已应用于高超声速运输机、飞翼布局飞机、太阳能无人机、超音速公务机和亚音速低可观测无人作战飞行器的概念设计。以下各小节将对 GENUS 模块进行简要描述。

<几何模块>

几何模块由离散的几何元素组成，分为机身部件和升力面。简单的横截面形状定义了机身部件的各个部分，从而可以表示基本的机身、发动机短舱和尾梁。升力面由剖面和平面形状特征定义。提供了一个包含 NACA 4、NACA 5、NACA 6、双凸和六边形翼型的翼型库。尽管简单，但该模块具有很大的灵活性，如图 3 所示。

<任务模块>

任务模块定义了基本任务参数，如巡航速度或马赫数、巡航高度、航程、盘旋、固定和可投放有效载荷、最大纵向和垂直加速度系数，以及估计的最大起飞质量。其他任务要求可以在性能和稳定性等各个模块中添加。

<推进系统规格和分析模块>

该模块设置基本发动机参数，如类型、每种类型的发动机数量、尺寸、压力比、材料和燃料类型。对于需要过渡模式（如高超声速或高超音速配置）的任务，可以指定多种发动机类型。对于涡轮喷气发动机（加力和非加力）、涡扇发动机和冲压发动机，已纳入 NASA 的开源小程序 EngineSim。这个简单的工具允许用户设置发动机设计点，然后可以冻结该点以获得非设计工况下的发动机性能。

<质量分解模块>

质量分解方法对设计敏感，避免纯粹的统计方法。对于无人作战飞行器，该模块遵循 Gundlach 推荐的方法，采用有人战斗机和无人飞行器的方程并进行修改，以考虑可能的系统差异。还包括其他二级方法来计算结构和系统质量。

<空气动力学模块>

GENUS 包含各种空气动力学分析软件包，允许进行低保真度、经验性、快速计算，以及用于亚音速和超音速速度的中等保真度位势流求解器（如 PANAIR）。可以通过用其他编程语言编写的遗留代码增加灵活性和提高保真度。源代码、C++ 包装器、Java 类和本地方法通过图 4 所示的过程编译成动态链接库（DLL）。GENUS 中当前可用的空气动力学分析工具包括 Digital DATCOM、AVL、SHABP、PANAIR、FRICTION 和改进的哈里斯波阻。

<包装和重心模块>

该模块计算可用的机翼油箱体积以及其他内部部件的体积。还在该模块中进行起落架尺寸计算和载荷计算。内部武器舱根据用户指定的有效载荷和武器类型确定尺寸。内部部件可以在纵向和横向方向上移动，以管理碰撞和干扰。

<性能模块>

整个任务分析在性能模块中进行，以及其他任务要求，如点性能和机动动作。有多种方法可用于分析场地性能、能量优化爬升、各种巡航段类型、下降剖面和机动要求。

该模块确定设计实例是否能够满足基本任务和作战要求。该模块的一些主要输出包括所需的总燃料、高度 - 速度 - 姿态剖面、发动机油门设置、不同马赫数 - 高度条件下的阻力极线，以及任务段中的质量变化。此外，可以设置单个 “飞行条件” 以研究稳定性和配平条件。

<稳定性模块>

稳定性约束（如静稳定裕度、最大控制舵面偏转角和重心范围限制）可以在该模块中设置。Digital DATCOM 的源代码已按照图 6 所示的程序集成到稳定性分析中。GENUS 和 DATCOM 格式之间的自动几何和控制面格式转换允许用户快速确定纵向和横向控制面的尺寸。

<雷达截面模块>

雷达截面（RCS）分析是特殊模块的一部分，因为它在飞机概念设计中不常用。该模块将几何形状转换为三角面片，并通过改编自著名的免费 POFACETS 代码的物理光学近似法进行 RCS 分析。结果已针对具有理想电导体材料的干净构型的单站雷达截面的原始 Matlab 代码进行了验证。

<优化器模块>

GENUS 包括两种用于多变量设计优化的算法。定制的遗传算法可用于探索给定任务的设计空间的较大区域；结果随后可以通过稳健的 LSGRG2 算法进行细化。目前仅实现了单目标优化。

<任务要求>

作战和任务要求源自美国航空航天学会（AIAA）最初的亚音速无人攻击战斗机招标书、F - 35 计划的非机密信息，以及通用空对空战斗机任务。

假设采用常规起降配置。有效载荷能力是通过假设一架有人驾驶长机可以指挥多架无人作战飞行器编队来估算的。任务总结在表 1 和图 5 中。性能和质量余量显示在表 2 中。

从任务段可以看出，亚音速巡航和瞬时转弯率对机翼尺寸和机翼载荷的要求与超音速、低空高速飞行的要求相反。此外，在亚音速飞行中实现良好空气动力学性能的典型方法（低后掠角、高展弦比）将与跨音速和超音速任务段的有效设计策略相悖。

<无人作战飞行器设计与结果分析>

针对第三节所示的任务要求进行了初步参数分析，初始设计点如图 6 所示，同时还列出了其他亚音速无人作战飞行器和 F35 - A。从图中可以看出，特定剩余功率和加速度要求可能会驱动发动机尺寸。总质量估计为 18,000 千克，需要机翼面积为 50.45 平方米，海平面推力为 125.4 千牛。

此分析是使用低保真度方法进行的，仅作为确定构型尺寸的起点。应用更高保真度的方法时，主导设计约束可能会有显著变化。

在初始设计过程中，由于飞翼布局具有固有的低可观测性特征，因此采用了飞翼设计。基线构型包括一个高后掠角的中央部分（前缘后掠角为 72°）作为机身，其后是一个中等后掠角的外翼（前缘后掠角为 53°）。初始选择 NACA 63 翼型。为所有飞行条件和性能要求确定了一个中央埋入式涡轮喷气发动机的尺寸。有效载荷分为两个内部武器舱。图 7 显示了基线无人作战飞行器设计与 F35 - A 的俯视图叠加，以及内部部件的示意图布置。

通过 GENUS 方法对初始质量估计进行了细化，发现质量显著降低。最终起飞质量为 12,190 千克，燃油消耗为 2,210 千克，空重为 7,950 千克。发现主导设计约束是在 9.5 千米高度的超音速冲刺段的发动机推力要求，以及超音速速度下的持续转弯要求。

<翼型权衡>

总体空气动力学选择应反映任务要求所导致的亚音速、跨音速和超音速之间的折衷。良好的亚音速空气动力学性能决定了某些几何和翼型选择，而这些选择将导致超音速性能较差。典型亚音速翼型与跨音速和纯超音速翼型相比，在不同马赫数 / 高度条件下的任务段燃油和阻力极线方面的影响如图 8 和图 9 所示。

虽然所有翼型在亚音速巡航段的空气动力学性能非常相似，但超临界和超音速翼型在跨音速和超音速马赫数下的优势明显。在低空高速进入 / 退出段，与 NACA 63 1 - 207 和 NACA 2307 翼型相比，SC (2)-0406 超临界翼型分别将压缩性阻力降低了 15% 和 30%。在超音速飞行情况下，超临界翼型的性能与双凸翼型相当。总之，为外翼段选择超临界翼型可使前缘后掠角为 53° 时的最大起飞质量降低 5.3%，燃油降低 6.5%。

<外翼后掠角>

前缘后掠角对空气动力学性能、燃油消耗和发动机尺寸有很大影响。此外，较高的后掠角通常会导致机翼质量增加，因此需要考虑重量优势和劣势，以确定可行的后掠角范围，然后可以通过多变量优化进一步细化。图 10 所示的外翼前缘后掠角权衡研究表明，后掠角低于 50 度会导致跨音速和超音速飞行段的空气动力学和燃油方面的不利影响。后掠角高于 60 度的构型表明，结构质量的增加超过了空气动力学优势。

<发动机涵道比>

此外，还研究了加力涡扇发动机涵道比的变化，并与初始加力涡轮喷气发动机进行了比较。结果已相对于原始加力涡轮喷气发动机配置进行了归一化。图 11 显示，尽管涵道比高于 0.4 时燃油消耗降低，但由于涡扇发动机较重，总体飞行器质量仍然较高。然而，加力涡扇发动机可以由于降低的尾焰温度以及周围结构的温度而降低红外特征，在进行更全面的低可观测性分析的进一步设计阶段，仍应将其视为一个可行的选择。

<多学科优化>

上述权衡研究已用于选择飞机的一些特性。外翼段将使用超临界翼型 SC (2)-0406，以及中央埋入式加力涡轮喷气发动机。为了获得更现实的燃油消耗，在优化结果中采用了改进的发动机建模；总体发动机效率不超过 60%。

将使用多变量优化来找到最小起飞质量的构型，同时使设计在所有飞行条件下满足纵向静态稳定性和配平要求。

优化问题可以正式定义为：

• 最小化：

• 约束条件：

  • ，

  • ，

  • ，

设计变量、上下边界以及设计和运行约束在表 3 中给出。

外翼后掠角和最大起飞质量的代际历史，以及质量收敛误差和燃油质量与发动机直径的对比如图 12 所示。可以看出，主要几何和质量值仅在 10 代后就收敛了；然而，一些性能参数在进化优化结束时仍不符合要求。使用了一种稳健的基于梯度的优化器来最终确定发动机尺寸和燃油消耗。

最终飞行器特性包括最大起飞质量为 11,791 千克，总燃油消耗为 2,336 千克，外翼前缘后掠角为 60.6°，采用超临界 SC (2)-0406 翼型。发动机为埋入式加力涡轮喷气发动机，直径为 0.84 米，海平面干推力为 93 千牛。有效载荷分布在发动机两侧的完全内部双武器舱内。图 13 显示了示意图俯视图、质量分解和初步计算机辅助设计（CAD）。表 3 显示了 F - 35A 和忠诚僚机无人作战飞行器之间的比较。

质量、高度、马赫数和迎角剖面如图 14 所示，燃油调度和整个任务段的静稳定裕度如图 15 所示。可以看出，除了初始爬升段外，该构型在所有任务段都是纵向稳定的。通过假设外翼段的升降副翼内翼弦分数为 20% 进行了配平分析。

其他控制面，如前缘机动控制面、腹部襟翼、扰流板或减速板尚未确定，将是未来详细研究的主题。

<未来研究>

在进行了迄今为止的概念设计研究之后，将进行初步设计研究，以建立基线结构概念、初始系统架构以及发动机进气道和排气几何形状。初步研究将辅以更全面的低可观测性研究，包括不同频率下的多基地雷达截面特征和雷达吸波材料，以及红外特征的初步估计。此外，将通过采用额外的控制面和推力矢量来提高机动性水平。

<结论>

本研究介绍了应用于无人作战飞行器的 GENUS 飞机概念设计环境，特别是针对第五代无人攻击战斗机的任务，该战斗机旨在作为 F - 35A 等有人驾驶战斗机的忠诚僚机运行，特别是在战争首日行动中，它们可以作为力量倍增器，降低人类操作员的风险。

对双三角翼、低可观测飞翼进行了初步参数分析，并通过 GENUS 框架进行了细化。进行了初步权衡研究，以评估外翼后掠角、展弦比、翼型选择和加力涡扇发动机涵道比的影响。结果表明，由于质量较低，超临界翼型和加力涡轮喷气发动机更受青睐。可以修改发动机选择以改善红外特征。

采用了一种进化优化算法来确定主要几何特征，并确定内部部件的尺寸和位置，以满足纵向稳定性约束。结果表明，无论燃油调度程序如何，都可以实现可接受的稳定性水平。通过假设外翼后缘段的升降副翼弦分数为 20% 进行了配平分析，发现其在所有飞行条件下均符合偏转要求。

雷达截面结果表明，具有理想电导体材料的干净几何构型具有可接受的低可观测性水平，特别是从机头和机尾角度看。最后，特定剩余功率图表明在亚音速和超音速机动时有足够的推力。

最后，该飞机的未来初步研究包括详细的结构和系统布局、发动机进气道和排气系统设计、低可观测性研究（包括红外特征）以及多用途性能评估。