田新锋

(解放军92419部队，辽宁 兴城 125106)

靶机是一种用于检验各类型导弹或火炮武器系统性能的靶标飞行器，属于一种特种无人机。根据武器系统作战效能不同，为了检验各种导弹或火炮系统战技指标，需研制不同性能的各种靶机。

靶机概念方案设计是无人靶机研制的初期阶段，其任务是根据靶机的设计要求，对所要设计的靶机进行全面的构思，形成靶机设计方案的基本概念，并草拟一个或几个能满足设计要求的初步设计方案，而后经过综合分析，检查靶机设计方案是否符合性能指标。根据评估的结果，修改所拟定的初步方案，直至选定最合理的方案[1]。

靶机设计方案的评估涉及外形、气动、重量、动力系统、性能等多个方面，需要对靶机设计方案进行综合分析。为了缩短靶机概念方案设计的周期，希望有一种计算工具能对靶机概念方案进行快速的综合分析。针对这一需求，开发了一个面向靶机概念方案设计的综合分析软件。

1 软件架构与功能设计

靶机概念方案综合分析软件的架构如图1所示。它包括三个层次：1)分析模块；2)数据库(数据集成与数据存储)；3)用户界面模块。

图1 靶机概念方案综合分析软件的架构

分析模块由6个模块组成，包括方案定义模块、推进系统模块、外形设计模块、气动分析模块、重量估算模块和性能分析模块。

数据库中保存了用户的输入和计算结果。各个分析模块分析计算时需要用到已经保存的用户输入数据或其他分析模块的计算结果，这些值都需要从数据库中读取，而计算的结果也将保存在数据库中，实现各分析模块之间数据集成与存储。

数据库采用XML(Extensible Markup Language)语言开发。1)其结构层次清晰，可实现靶机总体与外形、重量、气动等模块之间从属关系；2)可扩展性强，易于与Matlab的交互，通过自编接口，Matlab可以方便地从XML文件中读取数据，或将数据保存进XML文件，并保持数据之间的结构层次不变；3)是一种人能看懂、计算机能处理的数据模型，用户可以方便的打开、查看、修改XML文件。特别适用于飞行器总体设计软件开发中的数据集成[2-3]。

软件界面模块包括一个主界面和六个子界面。主界面是整个软件的界面，其功能是定义了六个子界面的顺序，并具有文件打开、保存等功能。六个子界面分别对应于方案定义、推进系统、外形设计、气动分析、重量估算、性能分析的用户界面。

采用Matlab语言开发该软件。原因主要有二个方面：一是Matlab语言简单易用，易于用户能看懂程序代码，并能进行修改和完善程序代码；二是Matlab的绘图功能十分丰富，大大减轻了曲线图绘制的编程工作量。

2 各分析模块计算方法

2.1 外形设计模块

在靶机概念设计阶段，期望能够使用较少的参数确定飞机外形。为此，采用了基于“知识工程”的方法，根据少量的主要外形参数，计算出次要参数。根据这些几何参数，绘制靶机概念方案的外形图。

1)机身外形的近似模型

靶机的机身可以划分为三个特征部分：机头、机身、尾段。机身为等截面圆柱体；机头为收缩段，截面积逐渐减小；机尾为圆台。三个特征部分需要依据不同的外形特点确定描述参数和方法。

机身为等直段，截面为圆。借助机身中心线的高度和截面半径，可以确定截面形状。

机头从它与机身的结合部开始收缩，变化为流线外形。在机身外形的近似模型中，忽略截面外形的变化，即认为机头截面外形也是圆形。这样只需要建立机头侧面外形轮廓的近似表达式就可以描述两者的外形。典型的机头侧面外形及其特征参数如图2所示。

机头侧面近似曲线方程可以表示为[4]：

(1)

β=0.54+0.1tan(ω-φ)

(2)

式中，ε为机头长度与机身高度的比例，即：lh=εdv。由机头长度lh、机身高度dv可以确定机头轴线的下掠角度φ和机头侧面上缘的下掠角度ω，进而由上式获取机头侧面的曲线方程。

机身尾段侧面轮廓为梯形，截面形状为圆形。借助收缩角c可以确定各个方位上的截面形状。

图2 典型机头侧面外形

2)翼面和进气道的近似模型

翼面(即机翼和尾翼)外形参数有平面几何参数(参考面积、展弦比、后掠角、梯形比等)和翼型参数(相对弯度、相对厚度等)。

描述进气道外形的参数为：各个截面圆心坐标、半径等参数。用包络曲面模拟进气道外形。

确定上述参数后，利用Matlab的三维曲面绘制功能可生成全机三维外形模型。

2.2 推进系统模块

1)推力、耗油率特性

在发动机的性能说明书中，一般都给出综合性的能够全面表达发动机推力和耗油率变化规律和调节规律的特性曲线，供飞机设计者使用。在进行靶机概念方案分析时，如果没有合适的发动机参数，也可以用发动机性能特性曲线代替。对于小型涡轮喷气发动机，可用以下公式估算[1]。

推力的速度特性公式：

TV=TV=0(1-0.32M+0.4M2-0.01M3)

(3)

耗油率的速度特性公式：

CeV=CeV=0(1+0.38M+0.05M2)

(4)

式中，Tv=0和CeV=0分别代表当飞行速度为0时，在某一高度上的推力和耗油率的值，M是飞行速度为V时对应的飞行马赫数。

推力的高度特性公式:

TH=TH=0Δ0.85

(5)

耗油率的高度特性公式:

CeH=CeH=0Δ0.12

(6)

式中，TH=0和CeH=0分别代表海平面某一飞行速度时的推力和耗油率；Δ是计算高度的空气相对密度。

2)安装推力修正

发动机安装到机身上后的实际推力相比与裸机有一定比例的减小。主要原因是：①气流实际状况与理想状况不同导致总压恢复系数降低引起的推力损失；②进气道的阻力引起的阻力增大。

考虑推力损失后，实际推力与海平面最大静推力的比例为Cram与(P1/P0)ref的乘积[5]：

(P1/P0)ref=1-0.075(M∞-1)1.35

(7)

Cram≅1.35-0.15(M∞-1)

(8)

进气道的阻力估算公式可以表示为[5]：

(9)

式中，(P1/P0)ref表示由于总压变化导致的推力损失系数，P0为理想状况下总压，P1为实际状况下总压，Cram表示由于进气道阻力引起的推力变化系数，Sinlet为进气道最大截面面积，Sref为进气道参考面积。

2.3 气动分析模块

根据靶机外形参数和飞行条件参数，应用气动分析程序DATCOM分析该设计方案的气动特性。DATCOM由美国空军飞行力学实验室开发[6-7]，该程序以飞行器试验数据和工程算法为基础，建立了一套较完整的飞行器气动力计算方法。对于常规布局飞机，这一方法可以达到较好的精度。

在气动分析模块中，通过编制接口程序，可将靶机的几何参数转换为DATCOM程序输入文件所需的数据格式；然后调用DATCOM，得到计算结果的输出文件；最后读取输出文件中的气动参数(包括升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩系数，动导数，操作导数等)。根据读取的这些气动数据绘制曲线，在用户界面中显示。

2.4重量估算

飞机各部件重量估算采用经验公式法[5]。根据外形参数、飞行条件、布局形式，应用经验公式得到各个部件和分系统的重量估算值，进而确定最大起飞重量(MTOW)。某些部件(如机翼)的重量与MTOW存在一定的比例关系，计算分系统重量也需要MTOW数据，因此，在估算重量时需要给定MTOW一个初始值，通过迭代求得满足比例关系的MTOW。

2.5 性能计算

性能计算包括平飞需用推力、极限平飞速度、最大爬升率和快升速度、实用静升限、上升时间和爬升距离、最远航程和最久航时、回收伞面积等。可依据上述各模块计算出的几何外形参数、气动分气动参数、推进系统参数、重量参数为输入，对性能进行计算评估。

3 算例分析

本文以某典型靶机为例，验证本软件的适应性。靶机主要输入参数见表1。在软件的输入参数界面中，输入这些参数及其他相关参数后，即可在几何外形显示界面中显示该靶机的三维外形模型，如图3所示。

表1 靶机的主要输入参数

图3 靶机的三维外形几何模型

在确认了靶机几何模型无误后，在气动分析界面中启动气动分析功能键，可输出以下结果：1)升力系数随迎角的变化；2)阻力系数随迎角的变化；3)配平所需升降舵偏角随迎角的变化；4)升阻比随升力系数的变化；5)配平所需副翼偏角随滚转角的变化；6)俯仰力矩随迎角的变化。例如，升力系数随迎角的变化如图4所示。

图4 升力系数随迎角的变化

在重量估算界面中，可输出该靶机各部件和系统的重量，见表2。

表2 靶机重量的估算结果 单位：kg

最后，在性能分析界面中启动性能分析功能键，软件可输出以下结果：1)各特征速度；2)飞行包线；3)爬升时间；4)最大航时；5)最大航程；6)远航速度；7)久航速度；8)平飞需用推力；9)使用升限；10)法向过载；11)回收伞面积。例如，各特征速度随高度的变化如图5所示。

图5 各特征速度随高度的变化

4 结束语

为了提高靶机概念方案设计的效率，本文开发了一个靶机概念方案综合分析软件。该软件包括由分析模块、数据库和用户界面模块组成。分析模块包括方案定义、外形设计、气动分析、推进系统、重量估算、性能分析模块。为了使该软件具有良好的数据可视化功能，采用了Matlab语言开发该软件。

用典型靶机概念方案测试该软件的适应性，测试结果表明：1)该软件能快速地建立典型靶机概念方案的几何模型，并能以数据或图形方式输出靶机概念方案的气动特性、重量特性及性能分析等，计算结果合理；2)该软件有效地缩短了靶机概念方案综合分析的时间，为靶机概念方案设计提供了一个快速有效的设计工具。