Эволюция понятия «малоразмерный» летательный аппарат самолётного типа и особенности формирования его облика

Развитие беспилотных летательных аппаратов (БЛА) в последние годы происходит по пути миниатюризации конструкции. Малоразмерные беспилотные летательные аппараты самолётного типа (МБЛА СТ) широко применяются во многих отраслях экономики, в частности, в геологоразведке, сельском хозяйстве, поисково-спасательных работах и др. [1–3]. В работе S. A. Cambone [4] представлен анализ перспектив развития данного класса ЛА в ближайшие годы.

В классификациях БЛА отсчёт размерности начинается с микроаппаратов, весом менее 25 г и заканчивается тактическими и стратегическими аппаратами весом до 1,5–5 т [5; 6]. В классификациях не используется понятие «малоразмерный» беспилотный летательный аппарат самолётного типа. По своим тактико-техническим характеристикам такие аппараты относятся к малым и тактическим БЛА (категория «лёгкие» БЛА).

Разработчики беспилотной авиации, используя понятие «малоразмерный» летательный аппарат [7–10], не указывают критерии их идентификации и отличия от других классов ЛА.

Особенности МБЛА СТ связаны с их аэродинамикой и малыми значениями числа Рейнольдса [11–14]. К известным исследованиям в данной области относятся работы многих отечественных (О. Г. Бузыкин, А. В. Казаков, А. В. Шустов, С. В. Серохвостов, И. В. Воронич, С. А. Кол-чев, Д. В. Панчук) и зарубежных авторов (Anderson Jr John D [15], Roskam Jan [16], Тhomas Fred [17], Raymer Daniel [18]), которые отмечают снижение аэродинамического качества МБЛА СТ, обусловленное ухудшением несущих способностей аппарата. Актуальной оказывается проблема повышения энергоэффективности аппаратов, под которой понимается удельная работа, совершаемая при перемещении единицы массы аппарата на единицу расстояния.

Особенности аэродинамики МБЛА СТ

Малые размеры в совокупности с небольшими скоростями полёта обуславливают отличия аэродинамики МБЛА СТ – повышенную роль вязкостных сил в диапазоне полётных чисел Рейнольдса Re ≈ 10⁵–10⁶. Для таких значений Re режим течения в пограничном слое становится нестабильным, переходящим из ламинарного режима в турбулентный и обратно. В качестве иллюстрации на рис. 1 по данным работы [19] представлена схема состояния пограничного слоя, в которой идентификатором характера обтекания послужил коэффициент трения C f .

Режим течения по числу Рейнольдса является многофакторным параметром, зависящим от шероховатости поверхности, турбулентности набегающего потока, кривизны профиля крыла и геометрии планера. При одних и тех же числах Re у разных аппаратов течение может быть ламинарным, турбулентным или ламинарно-турбулентным переходом. Наибольший интерес представляет участок схемы в диапазоне 5·10⁴<  Re < 10⁷, содержащий две области: снизу установившийся ламинарный режим течения, выше – турбулентный (см. рис. 1). Между ними располагается область ламинарно-турбулентного перехода, называемая критической зоной. Линия АВ показана как один из вариантов ламинарно-турбулентного перехода. При Re < 10⁵ обтекание, скорее всего, будет ламинарным. В режиме Re = 5·10⁵ ламинарное течение склонно к переходу в турбулентный поток с заметным увеличением поверхностного трения. При Re > 10⁶ режим обтекания обычно становится турбулентным, при котором пограничный слой менее склонен к отрыву потока от поверхности крыла [12].

С f

Область турбулентного течения

10-2

А

В

10-3

Область ламинарного течения

Критическая зона перехода между режимами течения

10-4

105              106

107            108

Re

Рис. 1. Схема состояния пограничного слоя при изменении числа Рейнольдса

Fig. 1. Diagram of the boundary layer state with a change in the Reynolds number

На передней кромке крыла пограничный слой ламинарный. При малых значениях Re , через небольшое расстояние он отрывается от поверхности крыла, образуя так называемый «ламинарный пузырь». Он может быть «коротким» (0,5–1,0 % хорды) или «длинным» (> 2 % хорды)

в зависимости от величины числа Рейнольдса и положительного градиента статического давления [9]. В режиме ламинарного течения пузырь оказывается «длинным» и стабильным, существенно искажая форму профиля крыла и снижая эффективность генерации подъёмной силы.

В режиме ламинарно-турбулентного перехода ламинарное течение внутри пузыря переходит в турбулентное, уменьшая его размеры до «короткого». После присоединения пузыря к обтекаемой поверхности пограничный слой приближается к турбулентному режиму [9]. В обоих случаях пузырь порождает значительные потери на отрыв потока, которые существенно превышают потери на трение.

При Re ≈ 10⁵–10⁶ ламинарные эффекты (ламинарный пограничный слой, пузыри, отрывы и ламинарно-турбулентный переход) становятся закономерными причинами аэродинамического несовершенства конструкций МБЛА СТ с низким уровнем аэродинамического качества.

Улучшение режимов обтекания несущих поверхностей МБЛА СТ теоретически возможно при «уводе» Re в зону турбулентного течения, например, увеличивая скорость полёта [20; 21]. Однако это запускает механизм увеличения размеров и мощности ЛА с выходом конструкции из зоны малоразмерности и потерей её преимуществ: низкий уровень эффективной площади рассеивания, компактность и мобильность конструкции, простота взлёта и посадки.

Закон «квадрат – куб» и миниатюризация конструкции ЛА СТ

Закон «квадрат – куб» [22] заключается в диспропорциональном масштабировании геометрии и силовых параметров, влияющих на аэродинамику и энергоэффективность ЛА. Например, если линейные размеры аппарата уменьшаются в n раз, то площадь крыла S уменьшается в n ² раз, а объем (вес G ) в n ³ раз. Из-за этого удельная нагрузка на крыло снижается в n раз. Одновременно из-за ламинарных эффектов существенно ухудшаются несущие качества конструкции. Отрыв потока от поверхности крыла снижает разность давлений по вертикали, уменьшая коэффициент подъёмной силы [14].

Cy

По сравнению с полноразмерными аппаратами аэродинамическое качество K = у мало-Cx размерных аппаратов становится в разы меньше [13], где Cy и Cx – коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления соответственно. Снижение максимального коэффициента подъёмной силы Cymax сужает диапазон углов атаки, на которых крыло эффективно генерирует подъёмную силу.

Востребованность данного класса аппаратов требует уточнения критериев понятия «малоразмерный» и проведение анализа возможных направлений оптимизации облика аппарата, учитывающего естественное аэродинамическое несовершенство МБЛА СТ.

Оценка размерности МБЛА СТ

Для геометрической идентификации МБЛА СТ проведём оценку влияния числа Рейнольдса на линейную размерность МБЛА СТ, в частности, величину средней аэродинамической хорды b ср . Значение крейсерской скорости примем равным V = 100 км/ч (≈ 28 м/с), что типично для МБЛА СТ:

• V • b_m    28 • b^

Re =---- ср =------ с\ = 1,918 - 10 6 • b _n,                           (1)

v      1,46-10-5                 ср где v – коэффициент кинематической вязкости воздуха, м2/с.

В таблице приведён сравнительный анализ взаимозависимости b _ср и Re , а также их влияния на характер обтекания несущей поверхности.

В диапазоне скоростей V = 70–150 км/час и длине хорды b _ср = 0,1–0,9 м режим обтекания поверхности приобретает характер ламинарно-турбулентного перехода. Указанное сочетание скорости и размеров хорды можно рассматривать как критерий принадлежности аппарата к классу МБЛА СТ.

Связь между b _ср и Re у МБЛА СТ

b ср	Re (при 100 км/ч)	Характер обтекания несущей поверхности	Расположение режима обтекания относительно критической зоны
< 0,3 м	(5-5,75) - 10 5	Доминируют отрывы и ламинарные пузыри. Низкое аэродинамическое качество	Ближе к нижней границе критической зоны
(0,3–0,42) м	(5,75-8) - 10 5	Ламинарно-турбулентный переход. Качество заметно ниже, чем у полноразмерных ЛА	Средняя часть критической зоны
(0,42–0,52) м	8 - 10 5 -10 6	Стабильное состояние пограничного слоя. Снижение качества еще ощутимо	Ближе к верхней границе критической зоны
≥ (0,52–0,7) м	≥ 10 6	Качество повышается, но ещё не достигает значений полноразмерных ЛА	Участок выхода из критической зоны

Оценка энергоэффективности

Рассмотрим затраты мощности на совершение полёта МБЛА СТ, выполненного по нормальной аэродинамической схеме, в которой заднерасположенное горизонтальное оперение (ГО) генерирует подъёмную силу Y ГО.

При выполнении горизонтального полёта потребная мощность N двигателя МБЛА СТ тратится на генерацию 3-х составляющих силового поля: тяги Т , подъёмной силы крыла Y и подъёмной силы ГО Y ГО (рис. 2).

Рис. 2. Схема формирования силового поля ЛА СТ в горизонтальном полёте: а – силовой «крест» горизонтального полёта; б – элементы ЛА СТ, формирующие силовое поле

• Fig. 2.    Schematic diagram of the formation of the ST aircraft force field in horizontal flight: a – force “cross” of horizontal flight; б – ST aircraft elements that form the force field

Условие моментно-силового равновесия аппарата имеет вид

У р = G - У го = G + | У _ГО|,                                  (2)

где в связанной системе координат знак модуля указывает на отрицательное значение Y ГО .

Из уравнения (2) следует, что крыло генерирует подъёмную силу, большую чем вес ЛА СТ, компенсируя отрицательную подъёмную силу ГО (см. рис. 2, а ). Миниатюризация конструкции ЛА самолётного типа сопровождается фундаментальным физическим ограничением – законом «квадрат – куб», в соответствии с которым удельная нагрузка на крыло уменьшается. Проведём анализ эффективности генерирования подъёмной силы летательным аппаратом нормальной схемы как преобразователя кинетической энергии воздушного потока в подъёмную силу.

Введём коэффициент k_s соотношения площадей крыла и ГО: k_s = S _ГО / S _КР . Механизм генерации подъёмной силы крыла и горизонтального оперения одинаков и формулы их вычисления имеют вид [15; 18]:

^ = C Укр • S КР • q ,

I^ГО | = |^УГО | ’ SГО ’ q = |CУГО | ’ ks ’ SКР ’ q, где Сукр, Суго – коэффициенты подъёмной силы соответственно, крыла и ГО; q – скоростной напор.

На основе уравнений (2)–(4) получим зависимость площади крыла от коэффициентов подъёмной силы крыла и ГО:

Sv =G.

^КР    q • ( C Укр -| С уго| • k_s )

Подставив в (2) выражения из (4) и (5) найдём зависимость Y _кр от веса G , аэродинамических коэффициентов С _укр, С _уго и соотношения площадей несущих поверхностей k_s :

5кр = G ■

^C Укр

^С Укр - | ^С УГО | ■ ks

Из уравнения (6) отношение подъёмной силы Y _кр к взлётному весу аппарата G будет равно

^ КР _      ^С Укр

^{G   С} Укр - | ^С УГо| ■ k s

Числитель (7) характеризует величину подъёмной силы с учётом компенсации балансиро- вочных потерь, знаменатель не учитывает эти потери.

Обозначим отношение G ■

^C Укр

^С Укр - | ^С УГо| ■ ks

как коэффициент балансировочных потерь по

подъемной силе крыла K бпк :

K бпк _

^C Укр

^С Укр - | ^С УГо| ■ k s

Этот коэффициент отражает механизм возникновения балансировочных потерь. Для горизонтального полета часть подъемной силы тратится на компенсацию момента от горизонтального оперения (ГО). В знаменателе разность ( С У_кр - \С У_ГО| ■ k_s ) характеризует подъемную силу, не содержащую компенсационную составляющую | С _УГО | ■ k_s , величина которой зависит от коэффициента подъёмной силы ГО и соотношения площадей несущих поверхностей.

При фиксированных аэродинамических коэффициентах Сукр и Суго коэффициент Kбпк зависит не только от соотношения площадей крыла и горизонтального оперения, но и от несущих свойств горизонтального оперения. В схеме «бесхвостка» (ks = 0) и Kбпк = 1. В нормальной схеме (ks > 0) коэффициент Kбпк > 1. На рис. 3 представлена сравнительная оценка влияния ks на коэффициент балансировочных потерь по подъемной силе крыла Kбпк. В качестве фиксированных параметров использовались типовые, для данного класса аппаратов, значения аэродинамических коэффициентов: для крыла Сукр = 0,55, для горизонтального оперения 2 значения |СУГО | = 0,4 и 0,8. Коэффициент ks изменялся в диапазоне ks = 0–0,25. Увеличение площади ГО через рост ks при неизменном моментном плече сопровождается увеличением балансировочных потерь, причём для значения коэффициента подъёмной силы Суго = 0,4 зависимость Kбпк = f (ks) носит почти линейный характер. Повышение несущей способности горизонтального оперения в 2 раза (Суго = 0,8) сопровождается существенным ростом балансировочных потерь, достигающих 58 % с горизонтальным оперением, площадь которого достигает значения 0,25·Sкр.

Рис. 3. Зависимость коэффициента балансировочных потерь от соотношения площадей крыла и горизонтального оперения

• Fig. 3.    Dependence of the balancing loss coefficient on the ratio of the wing and horizontal tail areas

Учитывая большое влияние коэффициентов подъёмной силы крыла и ГО на уровень балансировочных потерь, найдём уравнение связи между мощностью N , весом G , С_у и С_х , подставив в формулу N = X_а·V силу лобового сопротивления Х_а = С_х·S _кр · 0,5ρ ·V ² и скорость V из формулы (3):

N= ρ

_{2 ⋅ G} 1,5     _{C x}

⋅

0,5       0,5      1,5 .

¹ ⋅ S _кр      C_y

C

В уравнении (9) отношение ^x рассматривается как критерий максимальной продолжи- C y

1C тельности полёта [15] или «аэродинамическое качество по потолку». Обозначим λ = C1yx,5 , пре- образуя уравнение (9) к виду

G ^1,5 ρ⋅ S

=         ⋅ λ.

N 2

Произведение (ρ·S) в правой части уравнения (10) представляет собой приведённую массу воздушного столба единичной высоты с площадью основания Sкр, который взаимодействует с крылом. Корень ρ2⋅ – количественная мера коэффициента максимальной продолжительности полёта λ. Значение ρ2⋅ характеризует аэродинамическую эффективность, крыло исполь-

ρ⋅ S

⋅ λ , тем 2

зует воздух для создания подъемной силы. Чем больше значение произведения больше воздуха вовлекается в процесс генерации подъёмной силы, минимизируя мощность N. Следствием становится экономия рабочего тела двигателя и увеличение продолжительности полета на крейсерском режиме [15].

Рассмотрим влияние закона «квадрат – куб» на характер изменения G1,5/N. Если коэффици- ент миниатюризации конструкции равен n, то уменьшение скорости V составит n раз при условии, что Су = const. Мощность N уменьшится в n3,5 раза, а отношение G1,5/N снизится в (n3)1,5/n3,5 раз, т. е. в n раз. Вывод: отношение G1,5/N для ЛА самолётного типа надо рассматри- вать как параметр, учитывающий влияние масштабного фактора на эффективность преобразования мощности в подъёмную силу. При уменьшении линейных размеров ЛА отношение G1,5/N снижается пропорционально коэффициенту миниатюризации. Из-за снижения G1,5/N уменьшается дальность или продолжительность полёта на единицу массы топлива (аккумулятора). В работе Андерсона [15] прямо указано, что условием максимальной продолжительности полё- та является режим максимального значения λ.

кг и соответствует линей-м

Размерность отношения G1,5/N равна корню квадратному дроби ной плотности ρL, где ρL = m/L, m – масса тела с длиной L. Для ЛА линейная плотность означает массу, приходящуюся на единицу характерного линейного размера – размаха крыла Lкр, m т. е.

.

L кр

Отношение G ^1,5/ N можно рассматривать в качестве критерия, учитывающего масштабный фактор, связывая при этом массу, геометрию и потребную мощность. Имеет размерность линейной плотности, растёт с увеличением массы при фиксированном размахе, отражает масштабные недостатки малоразмерных БЛА СТ.

Особенности формирования облика МБЛА СТ

Облик ЛА включает в себя общие конструктивные признаки: геометрические размеры, аэродинамическую схему, двигатель, компоновку бортового оборудования и полезной нагрузки, а также эксплуатационные требования – метод взлёта и посадки, транспортабельность конструкции и т. п.

Проектирование МБЛА СТ по аэродинамическим параметрам условно можно разделить на 2 размерные зоны:

• 1)    b _ср< 0,3 м. При скорости менее 70 км/час пограничный слой оказывается ламинарным. Аэродинамическое несовершенство конструкции неизбежно и практически трудно исправимо;

• 2)    b _ср = 0,3–0,9 м – режим ламинарно-турбулентного перехода. При скорости 70–150 км/час такие размеры аппаратов уже достаточны велики для функционально приемлемой полезной нагрузки, но их аэродинамическое несовершенство остаётся значительным с возможностью его уменьшения. В работе по аэродинамике малых летательных аппаратов [19] такие МБЛА СТ указаны как наиболее интересные объекты с проектной точки зрения.

При формировании облика малоразмерных аппаратов СТ целесообразно учитывать следующие ограничения, обусловленные особенностями МБЛА СТ.

Аэродинамика . В МБЛА СТ нежелательно применять профили несущих поверхностей для турбулентных потоков. В таких аппаратах такие профили будут заведомо «отрывными».

Генерация подъёмной силы . Снижение несущей способности конструкции, а также уменьшение удельной мощности силовой установки малоразмерного аппарата требуют принятия обоснованного решения о площади и величине удельной нагрузки на крыло.

На рис. 4 представлена блок-схема итерационного процесса определения площади крыла S кр , удовлетворяющей условиям баланса сил и моментов для различных значений коэффициента k s в диапазоне [0, 0,25].

Площадь крыла S кр уточняется с учётом взаимовлияния крыла и горизонтального оперения. Кроме баланса сил, учитывается момент для обеспечения продольной устойчивости. Расчёт выполняется для заданных значений коэффициента k s , что позволяет выбрать оптимальный вариант по критерию мощности.

Рис. 4. Блок-схема расчёта площади крыла S_кр

• Fig. 4.    Flow chart for calculating the wing area S кр

Заключение

• 1.    Снижение аэродинамического качества и энергоэффективности МБЛА СТ являются закономерными последствиями миниатюризации конструкции и проявления закона «квадрат – куб». Оптимизировать облик МБЛА СТ до уровня полноразмерных ЛА практически невозможно, так как причины их аэродинамического и энергетического несовершенства имеют естественный и неустранимый характер.

• 2.    Потенциал проектных возможностей по оптимизации облика МБЛА СТ существует. Однако кардинально, до уровня полноразмерных ЛА, оптимизировать облик, проблематично.

• 3.    Анализ баланса мощности N позволяет указать на следующую связь между факторами: малоразмерность, энергоэффективность и функциональность конструкции МБЛА СТ:

• а)    низкое число Re и аэродинамическое несовершенство конструкции надо воспринимать как данность и естественное проявление малоразмерности;

• б)    энергоёмкость совершения полёта (требуемая мощность) оценивается отношением G ^1,5/ N и зависит от параметров генерации подъёмной силы крыла и горизонтального оперения, соотношения их площадей. Указанные параметры должны задаваться, исходя из функционального назначения и приемлемой энергоэффективности МБЛА СТ;

• в)    для увеличения несущих свойств необходимо повышать устойчивость пограничного слоя, применяя специальные профили крыла, разработанные для низких чисел Рейнольдса, и методы управления пограничным слоем – вдув, отсос, турбулизацию [22];

• г)    при использовании нормальной аэродинамической схемы уменьшать величину отрицательной подъёмной силы ГО за счёт увеличения её моментного плеча. Теоретически в такой схеме горизонтальное оперение может генерировать и положительную подъёмную силу. Практически, с учётом условий термической активности потоков воздуха на низкой высоте, турбулентности или ветровой нагрузки, добиться этого сложно;

• д)    целесообразно уменьшать до нуля балансировочные потери энергии, используя альтернативные аэродинамические схемы балансировки: «утка», «бесхвостка», тандем;

• ж)    на стадии формирования облика аппарата необходимо проведение оценки энергоэффективности генерации подъёмной силы с использованием соотношения величин взлётного веса и потребной мощности вида G ^1,5 /N.

Acknowledgments. This work was supported by the Ministry of Education and Science of Khabarovsk Krai, Agreement No. 105c/2024, and the Russian Science Foundation, Project No. 242920111.