1、第 10 頁 共 10 頁 TK-6新型可變體UCAV近年來關(guān)于高超聲速飛行器的研發(fā)較為火熱，對此類飛行器在寬速度包線內(nèi)的性能研究也已經(jīng)起步。同時，未來戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展的方向之一便是追求更高速度和無人化控制，未來戰(zhàn)斗機(jī)的研發(fā)很有可能與高超聲速飛行器和無人機(jī)產(chǎn)生較大交集。目前將三者結(jié)合的概念仍然鮮有，但這三者的結(jié)合產(chǎn)物在未來必定會有巨大的應(yīng)用價值。它將以遠(yuǎn)超其他戰(zhàn)斗機(jī)的速度、航程和作戰(zhàn)效能，在未來更復(fù)雜更廣闊的戰(zhàn)場環(huán)境中發(fā)揮無可替代的作用。TK-6將戰(zhàn)斗機(jī)、無人機(jī)和高超聲速飛行器相結(jié)合 ，通過外形變體技術(shù)與TBCC（渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)）同時兼顧了低速大迎角機(jī)動性能和高超聲速飛行性能。TK-6具備極

2、強(qiáng)空戰(zhàn)能力的同時擁有極快的速度和極遠(yuǎn)的航程，在未來戰(zhàn)場中能夠在亞軌道高度遠(yuǎn)程高速突防，擊毀敵后重要戰(zhàn)略目標(biāo)，并擁有極高的生存能力。而且由于其多功能的定位，它不僅能夠執(zhí)行戰(zhàn)略打擊任務(wù)，其在常規(guī)戰(zhàn)場上的戰(zhàn)斗力也非同一般。2.總體設(shè)計 TK-6作為一款變體飛行器，其各個部件、各個模態(tài)間的統(tǒng)籌兼顧也是設(shè)計重點之一。本文在此通過大量介紹性圖片及文字，幫助了解TK-6的總體設(shè)計，以在后文中更為清晰明了地介紹細(xì)節(jié)設(shè)計。為了方便說明，本文將TK-6的發(fā)動機(jī)稱為BXH-3，矢量噴口稱為PZ-40。2.1.變模態(tài)TK-6的氣動外形、BXH-3發(fā)動機(jī)和PZ-40矢量噴口都可以改變形態(tài)結(jié)構(gòu)和工作方式，即擁有不同的模態(tài)

3、。TK-6氣動外形分為低速模態(tài)和高速模態(tài)，BXH-3發(fā)動機(jī)分為渦扇模態(tài)、渦噴模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)，PZ-40矢量噴口分為收縮擴(kuò)張模態(tài)和擴(kuò)張模態(tài)。TK-6各部件的各個模態(tài)與速度的對應(yīng)關(guān)系如圖1。 圖 12.2.簡要外形圖 2圖 32.3.主要氣動面的劃分圖 42.4.主要部件的分布圖 53. 氣動設(shè)計為了兼顧高超聲速、亞聲速和大迎角姿態(tài)，TK-6采用了翻轉(zhuǎn)折翼的變體結(jié)構(gòu)，將前掠翼與后掠翼、常規(guī)翼型與形彈翼相結(jié)合。并將乘波體、鴨翼、邊條、機(jī)翼缺口等進(jìn)行結(jié)合設(shè)計，優(yōu)化了全部飛行包線和所有飛行姿態(tài)下的飛行性能。3.1.翻轉(zhuǎn)折翼TK-6的機(jī)翼分為外翼和內(nèi)翼兩段，外翼大角度前掠，內(nèi)翼小角度后掠

4、（如圖6）。內(nèi)外翼之間通過鉸鏈連接，外翼可以在飛行時繞內(nèi)翼翼梢折疊184°，從而與內(nèi)翼相貼合，兩者共同形成新的飛行器前緣、翼形和翼型。翻轉(zhuǎn)折翼的實質(zhì)是在前后掠翼之間切換，利用前后掠翼的不同氣動特性和適用范圍，兼顧高低速飛行。翻轉(zhuǎn)折翼還 圖6可以將機(jī)翼后掠角在19.8°和56.3°間切換，展弦比在2.49 和0.79間切換，翼型在常規(guī)翼型和壓縮升力翼型間切換，通過改變多處主要氣動參數(shù)從而在高低速都能保持最佳飛行性能。圖 7 機(jī)翼閉合后形成的閉合翼型在高超聲速時的氣動特性： 圖 8 翻轉(zhuǎn)折翼式變體設(shè)計使TK-6可以根據(jù)不同的飛行速度改變氣動布局、后掠角、展弦比和翼型，

5、較其他變體設(shè)計具有可變參數(shù)多、變換結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)勢。能夠更好地滿足TK-6對高速和低速的不同需求，保證在所有飛行包線內(nèi)都能擁有最佳性能。 圖 93.2.乘波前體TK-6的前體采用了乘波體構(gòu)型，以在高超聲速飛行時保持較高飛行性能，同時更好地與后機(jī)身以及TBCC發(fā)動機(jī)相匹配。乘波前體采用了由已知的無粘可壓縮超聲速流場作為出發(fā)點的反設(shè)計方法（設(shè)計原理如圖10，公式1為計算生成乘波體的下表面流線的方程），并選取速度適中的6Ma為設(shè)計點，升阻比最大的=12作為半基準(zhǔn)圓錐激波角。將計算生成的乘波體原型進(jìn)行匹配優(yōu)化設(shè)計后形成TK-6的前體。 公式1 圖10 圖11 TK-6的乘波前體（圖11）改善了下表面壓力

6、分布并增大了高壓區(qū)面積，從而獲得更高升力效率，也為發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口提供壓縮效果更好的進(jìn)氣。乘波體寬大的外形不僅更容易與升力體機(jī)身相結(jié)合，也能夠增大前部機(jī)體的內(nèi)部容積，使TK-6能夠安裝更大直徑的雷達(dá)，從而提升其整體作戰(zhàn)性能。3.3.鴨翼-邊條系統(tǒng)TK-6的鴨翼與邊條相結(jié)合，鴨翼在不偏轉(zhuǎn)時與邊條共面，兩者融為一體并構(gòu)成聯(lián)系氣動面，從而增大整體升阻比。當(dāng)鴨翼偏轉(zhuǎn)后鴨翼不再與邊條相接觸。兩者不再構(gòu)成連續(xù)氣動面，鴨翼提供仰俯控制力矩，并與邊條形成有利氣動耦合。 在大迎角時，鴨翼與邊條共同形成一個強(qiáng)勁渦流，控制升力面的氣流分離并產(chǎn)生較強(qiáng)渦升效應(yīng)。鴨翼與邊條產(chǎn)生的縫隙可以將機(jī)體下表面高壓氣流引入上表面，加強(qiáng)渦

7、流的同時提供下俯穩(wěn)定力矩。使TK-6的失速特性得到改善、升力形成平臺，仰俯力矩拐點后移，失速迎角增大。而且其融合于整體氣動布局的外形又可以兼顧到高速飛行。在大幅提升TK-6的機(jī)動性的同時增強(qiáng)其巡航飛行時的氣動效率，提升了整體作戰(zhàn)性能。 圖 12 圖13 圖143.4 外翼-內(nèi)翼系統(tǒng)TK-6通過將前掠翼、后掠翼、機(jī)翼缺口等設(shè)計相結(jié)合，大幅提升了外翼-內(nèi)翼這個系統(tǒng)的氣動效率，并使翻轉(zhuǎn)折翼的收效最大限度地擴(kuò)大。如圖15所示，在內(nèi)翼的翼梢處，內(nèi)外翼形成一個機(jī)翼前緣缺口。在大迎角時這個缺口能夠形成強(qiáng)烈的渦流，并與外翼渦產(chǎn)生有利干擾，兩者相互增強(qiáng)延遲破裂。形成較強(qiáng)渦升力的同時，能夠?qū)⑶奥油庖硪砀幎逊e的分

8、離氣流卷走，改善前掠外翼翼根不利的氣流流動狀況。提高了TK-6的大迎角性能，提升了其低速模態(tài)時的過失速機(jī)動性和持續(xù)機(jī)動能力。前掠外翼的氣動彈性發(fā)散問題可由復(fù)合材料的彎扭變形耦合效應(yīng)克服。而內(nèi)翼有所下反是為了在高速模態(tài)時使機(jī)翼下反，從而更好地利用壓縮升力。同樣應(yīng)用壓縮升力的B-70轟炸機(jī)的翼尖在高速飛行時會下垂（如圖16），以“包住”壓縮升力。TK-6下反的機(jī)翼為同樣的作用（如圖17），也可以把這些“流散”的壓力包攏起來，獲得更多收效。 圖 15 圖 16 圖 173.5.垂尾TK-6保留垂直尾翼的設(shè)計是為了解決高超聲速飛行安定性驟降的問題，面積較小是為了降低雷達(dá)反射面積和阻力。垂尾為全動式，以

9、增強(qiáng)橫向控制能力。4.BXH-3發(fā)動機(jī)基于TK-6低速大推力和高超聲速的同時要求，其發(fā)動機(jī)BXH-3為串聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)，渦扇和渦噴模態(tài)的核心機(jī)處于內(nèi)涵道，亞燃沖壓和超燃沖壓發(fā)動機(jī)（外涵燃燒室）位于外涵道。BXH-3在亞聲速提供較大推力的同時，也能夠在高超聲速飛行時提供飛行動力，且能夠自主從亞聲速過渡至高超聲速。其主要解決了多系統(tǒng)的組合優(yōu)化問題和超聲速燃燒問題。 圖 18 圖 194.1 中間風(fēng)扇BXH-3的風(fēng)扇處于低壓壓氣機(jī)之后，高壓壓氣機(jī)之前。這種結(jié)構(gòu)可以消除傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇對壓氣機(jī)的不利影響。而且由風(fēng)扇處外泄的內(nèi)涵高壓氣流增加了外涵氣流的壓力，提高渦扇的推力效率。核心機(jī)進(jìn)氣口的

10、流量比調(diào)節(jié)片可以對外泄氣流量進(jìn)行調(diào)節(jié)。更重要的是，中間風(fēng)扇帶來的特殊內(nèi)外涵構(gòu)型可在超燃沖壓模態(tài)解決超聲速燃燒難的問題。4.2 超聲速燃燒由于BXH-3采用中間風(fēng)扇設(shè)計，內(nèi)涵在風(fēng)扇處“斷開”，使風(fēng)扇處的內(nèi)外涵是相通的。在內(nèi)涵外壁的附面層會在風(fēng)扇處脫離壁面被卷入外涵氣流。而且外涵的高速氣流會通過引射作用抽吸內(nèi)涵中的空氣。內(nèi)涵的氣壓會因為引射作用遠(yuǎn)低于外涵，甚至成為類中空狀態(tài)。這會在風(fēng)扇處形成橫向壓力梯度，使外涵氣流有向中間靠攏的趨勢。同時風(fēng)扇也起到一定的渦流發(fā)生器的作用，這種三種作用相產(chǎn)生復(fù)雜的氣動耦合，使風(fēng)扇后形成強(qiáng)度較高且結(jié)構(gòu)復(fù)雜的夾雜著附面層的渦流。研究表明，當(dāng)燃料充分預(yù)混時，在高溫高壓的附

11、面層中會提前發(fā)生燃燒。已經(jīng)發(fā)生燃燒的附面層卷入渦流后，會迅速引起其他預(yù)混燃?xì)獾娜紵瑥亩c燃外涵燃燒室（如圖20）。中間風(fēng)扇的特殊設(shè)計構(gòu)型，使BXH-3通過形成渦流并將預(yù)燃附面層卷入的方式擴(kuò)散和維持火焰，解決了超聲速燃燒點火、火焰擴(kuò)散和維持火焰難的問題。圖 20 BXH-3將變距風(fēng)扇、中間風(fēng)扇、低壓轉(zhuǎn)子-風(fēng)扇減速傳動系統(tǒng)、燃?xì)忸A(yù)冷等技術(shù)相結(jié)合，在實現(xiàn)高超聲速飛行動力的同時，在低速也獲得了大推力、大推重比。通過優(yōu)化各部件各流道的設(shè)計，解決了渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)流道共用少、死重多等問題。通過中間風(fēng)扇設(shè)計提高了渦扇和渦噴模態(tài)的推力效率，并解決了超燃沖壓發(fā)動機(jī)點火、維持火焰難的問題。BXH-3滿足了T

12、K-6寬飛行包線的動力需求，使其在所有速度下都擁有強(qiáng)勁的心臟。 5.PZ-40矢量噴口TK-6的矢量噴口PZ-40將流場矢量技術(shù)和傳統(tǒng)的機(jī)械矢量偏轉(zhuǎn)相結(jié)合，獲得了遠(yuǎn)大于現(xiàn)代矢量噴口的噴流偏轉(zhuǎn)角，大幅提高TK-6的機(jī)動性。而且PZ-40的設(shè)計也面向BXH-3發(fā)動機(jī)，能夠滿足BXH-3不同模態(tài)的不同需求。當(dāng)矢量偏轉(zhuǎn)角需要大于20°時，PZ-40需要同時進(jìn)行流場矢量偏轉(zhuǎn)和機(jī)械矢量偏轉(zhuǎn)。噴流需要向上偏轉(zhuǎn)20°-40°時，流場矢量的偏轉(zhuǎn)程度首先變?yōu)樽畲螅髢蓚€導(dǎo)流塊同時向上偏轉(zhuǎn)（如圖21）。這種機(jī)械偏轉(zhuǎn)方式的偏轉(zhuǎn)角度在±20°左右，推力效率在90左右。

13、與流場矢量偏轉(zhuǎn)相疊加，噴流最終偏轉(zhuǎn)角度可達(dá)±40°左右，推力效率81左右。±40°的超大矢量偏轉(zhuǎn)將賦予TK-6極強(qiáng)的可操控性和機(jī)動性，包括0速度下的機(jī)頭瞬時轉(zhuǎn)向能力。圖 21 6 任務(wù)展望因為TK-6應(yīng)用尖端技術(shù)多且預(yù)計性能強(qiáng)，其應(yīng)用成本應(yīng)該是非常高的。為解決這個問題，本設(shè)計借鑒F-35的應(yīng)用方式，將TK-6分為兩種不同的型號，擁有不同的性能和不同的成本，滿足不同的需求。6.1 標(biāo)準(zhǔn)型 TK-6A此型按TK-6的最高標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計制造（即本文所介紹），能夠進(jìn)行高超聲速飛行。對制造工藝、技術(shù)、材料等都有著十分高的要求，造價不菲，維護(hù)成本高。但其擁有極強(qiáng)的超遠(yuǎn)程打

14、擊和高速突防能力。TK-6A不可能大量裝配，它在未來戰(zhàn)爭中的作用主要是從亞軌道遠(yuǎn)程高速突襲，打擊敵后重要戰(zhàn)略節(jié)點，能夠起全球戰(zhàn)略威懾作用。6.2 常規(guī)型 TK-6B此型TK-6的速度區(qū)間在0到4Ma左右，BXH-3發(fā)動機(jī)削減去亞燃沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)，對飛行器和發(fā)動機(jī)的制造工藝、技術(shù)、材料等方面的要求基本等同于普通戰(zhàn)斗機(jī)。造價等同于普通優(yōu)秀戰(zhàn)斗機(jī)，維護(hù)便捷。TK-6B在低速機(jī)動和超聲速機(jī)動方面遠(yuǎn)超其他戰(zhàn)斗機(jī)，4Ma的最高速度也不會輸于其他六代戰(zhàn)機(jī)，擁有強(qiáng)大的打擊能力和較長的留空時間。TK-6B用來大量裝配海、空軍，用作重型多功能戰(zhàn)斗機(jī)。在未來戰(zhàn)爭中的主要作用是奪取制空權(quán)、護(hù)航、偵查、前線支援

15、、目標(biāo)轟炸、防空截?fù)舻取? 基本參數(shù) 本文中對相對面積的計算以低速模態(tài)機(jī)翼總面積為計算參數(shù)。幾何參數(shù)設(shè)計參數(shù)及性能機(jī)長20.929m高速模態(tài)機(jī)翼總面積36.926m2全機(jī)空重19000kg高速模態(tài)機(jī)寬13.32m高速模態(tài)機(jī)翼翼展5.412m最大燃油裝載量15000kg低速模態(tài)機(jī)寬18.72m高速模態(tài)機(jī)翼展弦比0.7932011最大武器裝載量6000kg機(jī)高2.327m高速模態(tài)機(jī)翼后掠角56.3°最大起飛重量40000kg發(fā)動機(jī)推力2×150KN，2×220KN（加力）低速模態(tài)機(jī)翼總面積46.856m2翼身面積38.092m2推重比1.467低速模態(tài)機(jī)翼翼展10.8

16、12m低速模態(tài)有效升力面積84.848m2低速模態(tài)翼載荷353.6kg/m2低速模態(tài)機(jī)翼展弦比2.49486392高速模態(tài)有效升力面積75.018m2高速模態(tài)翼載荷399.9kg/m2過載限制無內(nèi)翼面積28.696m2外翼面積18.16m2TK-6A實用升限50000m內(nèi)翼后掠角 19.8°外翼前掠角56.3°TK-6A巡航速度6Ma內(nèi)翼翼展5.412m外翼翼展5.4mTK-6A最大速度10Ma內(nèi)翼展弦比1.02069083外翼展弦比1.60572687TK-6A航程50000km內(nèi)翼跟梢比 2.28911343外翼跟梢比1.07464528TK-6A作戰(zhàn)半徑20000km內(nèi)翼下反角 4°外翼下反角0°TK-6B實用升限25000mTK-6B巡航速度2.5Ma鴨翼面積 6.21m2垂尾面積4.534m2TK-6B最大速度4Ma鴨翼相對面積13.253372垂尾相對面積9.676456TK-6B航程10000km鴨翼前緣后掠角 65.7°垂尾后掠角 59.7°TK-6B作戰(zhàn)半徑4000km鴨翼后緣后掠角31.3°垂尾翼展 2.87m鴨翼翼展3.304m垂尾展弦比1.81669607鴨翼展弦比1.75787697垂尾跟梢比 3.00972222鴨翼跟梢比3.5693832