高致密弹携式蜂群布局与多体分离方案_富佳伟.pdf

http:/DOI:10.13700/j.bh.1001-5965.2021.0508高致密弹携式蜂群布局与多体分离方案富佳伟*，王辰(沈阳飞机设计研究所，沈阳110035)摘要：为解决蜂群突防能力弱、作战半径小的弱点，加快形成分布式协同作战的平台级能力，提出一种弹携式蜂群无人机作战系统，利用导弹载体内埋搭载多架小型低成本无人机，通过导弹-蜂群多级运载的战术制定，实现蜂群的快速有利部署。采用兼顾总体相容性的气动布局优化设计技术，综合运用布局选型、数值仿真分析及风洞试验验证，完成一种高致密嵌入式的蜂群布局方案设计，依靠对翼面折叠的小型无人机沿集束柱周向布置的内埋措施，可实现单枚导弹搭载 80 架小型蜂群无人机的运载能力。针对导弹-蜂群高速多体分离的设计难点，采用优化的分离策略设计，基于改进延迟分离涡模拟方法及重叠网格技术进行蜂群多体分离仿真，结果能够满足蜂群无人机的安全分离。最终的设计方案既保证了蜂群多体量饱和式攻击的作战效能，又实现了系统突防能力和续航能力的显著提升，可满足未来强对抗战场的多种作战使用需求。关键词：蜂群；弹携式；多级运载；总体相容性；布局设计；多体分离中图分类号：V221.3文献标志码：A文章编号：1001-5965（2023）07-1630-09传统的以高价值综合化平台为核心的作战体系，其平台技术复杂程度高，研发生产周期长，采购、部署和升级昂贵，为适应日趋复杂的强对抗作战环境，无人机蜂群协同作战模式应运而生。其采用分布式架构，将原有功能系统拆分为若干物理分离、结构相对简单、功能相对单一的小型无人机子系统，具备多体量的节点规模和自由灵活的作战样式，能够以信息互通、任务协同的方式实现低成本作战能力倍增，以资源分布、数据融合的形式实现体系智能涌现。小型无人机蜂群数量大，每个个体不但能够自主作战，而且个体与个体之间还具备组网和协同功能，无论是在情报监视侦察任务中还是攻潜任务中，小型无人机蜂群都有着明显的优势。其可使当今任何防空反导系统的跟踪、探测和拦截能力迅速饱和，还能根据战场态势，自行组织作战计划、自主分配作战任务，作战模式多样，适应高对抗电子战环境，且成本较低，少量小型无人机的损失不会影响整个作战计划和任务，十分适合对地、对舰等攻击任务。因此，无人机蜂群的涌现在降低研制、使用费用与风险的同时，也对未来航空技术的发展产生深远的影响1-4。2018 年 8 月，美国发布20172042 财年无人系统综合路线图，将“蜂群能力”列为无人系统的15 项关键技术之一，美国近年来也陆续启动了多个无人机集群作战重点项目，最具代表性的有“小精灵”（Gremlins）、“灰山鹑”（Perdix）微型无人机集群项目、“低成本无人机集群”（LOCUST）项目、拒止环境中协同作战项目等，其中绝大多数项目已推进至飞行演示验证阶段，达到整体领先的水平。除美国之外，英国、欧盟、俄罗斯等国家和地区也纷纷开展了蜂群作战关键技术研发，可见蜂群已成为各大国保持空中作战优势的热点，在未来协同作战体系网络中，无人机蜂群将成为作战力量构成最主要的角色之一5-8。收稿日期：2021-09-01；录用日期：2021-10-11；网络出版时间：2022-02-1818：30网络出版地址： J.北京航空航天大学学报，2023，49（7）：1630-1638.FU J W，WANG C.Configuration and multibody separation scheme of compact missile swarmJ.Journal of Beijing University ofAeronautics and Astronautics，2023，49（7）：1630-1638（in Chinese）.2023年7月北京航空航天大学学报July2023第49卷第7期JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsVol.49No.7但蜂群无人机的尺寸普遍较小，续航能力存在较大短板，航程问题始终是蜂群的阿喀琉斯之踵，大大制约了其远距攻击任务的作战能力。在如何使蜂群快速安全抵达战场的关键性问题上，各个国家的解决方案较少。美陆军曾在 2016 年寻求“导弹部署集群无人机技术”，拟利用导弹发射“灰山鹑”这类小型集群无人机，实现快速突防和饱和攻击的有效结合。美空军研究实验室在2030 年的空军：行动号召视频中展示了集中式载体平台单次投放大量无人机的构想，这些无人机高密度附着在无人机柱体上，C-130 运输机在货舱中通过伞牵拉投放主体，随后无人机在空中与柱体分离进行集群作战9。受上述思想启发，本文设计了一种由载机系统、导弹布撒器系统、蜂群无人机组成的三级运载作战系统，即弹携式蜂群作战系统。在该系统中，大量的小型蜂群无人机布置在导弹内部由导弹布撒，而导弹又由载机系统发射，巧妙地为小型蜂群无人机提供了长距离初始航程和高突防速度。弹携式蜂群作战系统利用导弹超声速飞行的快速抵近和强突防能力，实现了蜂群无人机的快速有利部署，创新性地结合了超声速导弹载体的大作战半径、高纵深突防能力和蜂群的压倒性数量优势，大幅提高了蜂群存活率、任务实现成功率和作战系统整体作战打击能力。1方案概况1.1弹携式蜂群系统方案弹携式蜂群系统架构为载机+导弹+蜂群，主要由载机系统、导弹系统、蜂群无人机、数据链系统、任务载荷和远程管控系统等组成，导弹载体平台内埋搭载 80 架小型低成本无人机，首先由歼击机等空基平台将导弹布撒器携带至防区外的安全区域发射离机后，以超声速巡航状态快速飞赴目标，在近目标区域或被拦截之前有效释放蜂群，蜂群利用其自身装载的电磁、弹药等设备，通过分布式协同作战，完成电磁干扰、侦察、攻击等特定任务。弹携式蜂群系统组成如图 1 所示。弹携式蜂群系统载机系统导弹系统蜂群无人机数据链系统任务载荷远程管控系统欺骗载荷干扰载荷侦察载荷杀伤载荷图1弹携式蜂群系统组成Fig.1Compositionofmissileswarmsystem1.2导弹载体方案导弹类别为超声速巡航导弹，导弹载体外形与内部布置如图 2 所示，弹头布置导航、传感、探测等固定有效装载。弹体中部外围沿周向紧密布置80 个小型蜂群无人机，为满足几何相容性，嵌入式无人机翼面采用折叠收放形式，当触发抛撒蜂群条件时，中部弹体外罩脱落，蜂群无人机通过电磁弹射的形式与母弹分离。弹体中部内核布置动力系统，喷口设置在导弹最尾部。以高马赫数、大航程、高蜂群装载能力为设计目标，设计导弹弹重约 2.5103kg，弹长约 7m，弹径约 1m。为满足超声速巡航要求，导弹长细比设计为 9，弹头与弹翼前缘后掠角为 60，有利于减小超声速激波阻力；弹翼与尾翼均采用周向均布的X 型，有利于导弹飞行过程中的稳定性。图2导弹载体外形与内部布置Fig.2Shapeandinteriorlayoutofmissilecarrier1.3蜂群无人机方案根据分解的续航时间、作战半径、巡航速度、第7期富佳伟，等：高致密弹携式蜂群布局与多体分离方案1631单位剩余功率、载重能力等技术指标，设计无人机总体参数10，考虑本平台超声速投放特殊性，兼顾机翼收放几何相容性，单个无人机总重设计为 5kg，选定巡航翼载约 80kg/m2，设计机身长约 600mm，宽约 160mm，机翼面积约 0.06m2。单个无人机能根据不同作战分工装载不同的侦察、电子对抗、弹药等模块化设备载荷，微型模块化载荷位于机身头部；机身中部安装飞控、传感、天线、电源等固定装载，尾部安装电力驱动装置和风扇，通过小型无人机动力匹配设计，选用驯龙者 3S10000mAh 锂电池 2 组；A2208KV2600 电机，XXD6030 螺桨，蜂群无人机方案示意图如图 3所示。电池螺旋桨电机图3蜂群无人机方案示意图Fig.3DiagramofUAVswarmscheme为满足导弹内部相容要求，确保携带装载大规模集群平台能力，充分利用导弹载体内部空间，同时应兼顾低阻、良好的工艺性等设计准则，无人机翼面应可折叠收放，采用下单翼机翼和置于机身两侧的全动 V 尾，折叠方式如图 4 所示，其中机翼折叠后宽度与机身宽度保持一致，最大化提高机翼面积，减小了翼载，V 尾分 2 步折叠后贴附于机身两侧斜面。1.4无人机多体分离方案由于分离时速度较高，速压较大，对无人机的姿态影响较为严重，如果所有蜂群个体同时分离，强近距气动耦合会给分离安全性带来较大影响；相反，如果进行多步式分离，那么分离后的蜂群无人机较为离散，节点之间距离较远，不利于集群快速部署。综合以上因素，采用图 5 所示的 2 步分离策略，每次分离时的蜂群个体均不相邻，既保证了分离的安全性，又能实现短时间快速分离，不影响集群编队。1步分离2步分离图5蜂群无人机多体分离方式Fig.5UAVswarmmulti-bodyseparationmode1.5方案优势传统的以飞机为载体平台的蜂群作战概念中，飞机接近目标区域将大幅增加平台拦截击落风险，作战代价较大，若安全范围区域抛撒蜂群无人机，则要求无人机具备较高续航能力，且会降低进入目标区域的蜂群成活率；相比传统蜂群概念，超声速导弹具备更高突防能力，敌方探测和拦截难度更大，可实现蜂群无人机对目标区域的近距释放，降低无人机气动设计难度，大幅提升系统平台的任务成功率。其次，以运输机等平台为载体的蜂群作战系统中，单架飞机造价较高，被敌方探测拦截风险较大，且具有人员伤亡概率；相比之下，导弹平台整体造价更低，具有较高纵深穿透能力，任务过程中高速飞行弹体被拦截风险小，任务失败带来的成本代价较低，且导弹发射后的全任务过程均无人，平台作战方案不会发生人员伤亡，整体风险可控。再次，弹携式蜂群协同作战系统概念，可实现载体平台超声速飞行状态下的蜂群抛撒释放，与常规蜂群作战使用中的（低）亚声速投放情况相比，本方案无人机具备更大初始分离速度，可进行一定范围的无动力滑翔，从而获得更大航程优势，大幅提升任务打击范围和综合作战效能。图 6 为常规蜂群作战与弹携式蜂群作战概念对比。(a)机翼折叠示意图(b)V尾折叠示意图图4翼面折叠示意图Fig.4Diagramofwingfolding1632北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年2蜂群无人机布局方案2.1气动布局设计气动布局设计以任务指标为目标，以总体参数为牵引，根据平台应满足的各项任务需求，明确了兼顾超声速无动力滑翔、低速巡航、翼面可折叠收放等能力以弹体内几何相容等约束条件下的小型无人机的关键特征。分布式作战小型无人机平台基于低速巡航、超声速无动力滑翔、模块化装载的需要，综合考虑导弹平台内部填充和弹射的约束，其气动布局采用基于电力驱动的大展弦比可变后掠可折叠平直翼，小钝头前缘升力体式机身和可折叠全动 V 尾的气动布局形式，满足无人机的填充弹射、载荷及续航的要求。表 1 为蜂群无人机气动布局方案和设计依据。1）机翼设计。兼顾升阻特性、折叠要求、结构强度和重量限制，机翼选择可折叠平直翼，后掠角可变以适应高速滑翔和低速平飞的不同应用场景，巡航状态下机翼后掠角为 3。增升装置选用简单后缘襟翼，副翼位于机翼后缘靠近翼梢处。2）机身设计。机身长度由导弹内部空间尺寸、蜂群数量指标、无人机内部装载、无人机总重等综合限制因素决定。考虑导弹内部空间限制，机身为小钝头升力体式机身，下表面为平面，以满足嵌入式布局和机翼折叠几何相容性，上表面采用气动外形优化设计。为保证导弹内部装载数量，满足纵向嵌入布置，机身尾部设计成燕尾式，用于给螺旋桨提供布置空间，充分提高导弹内部空间利用率。3）机翼机身相对位置选型设计。机翼折叠方式可以有向后折叠（机翼前置）和向前折叠（机翼后置）2 种。采用二维面元法对比 2 种方案纵向力矩特性，机翼后置静不安定度在允许范围内，重焦匹配性更好，因此，选择后置机翼向前折叠方案为最终布局方案。4）通过迭代优化设计。最终蜂群无人机三面图如图 7 所示，蜂群无人机采用大展弦比中等后掠可折叠平直翼，小钝头前缘升力体式机身和可折叠全动 V 尾的气动布局形式，控制舵面为机翼后缘内侧襟翼、外侧副翼及全动 V 尾。79 mm750 mm600 mm图7蜂群无人机三面图Fig.7ThreesidesdiagramofUAVswarm2.2气动特性分析验证针对蜂群无人机低速巡航模态（3后掠角构型），通过气动数值仿真和低速风洞试验验证，对蜂群无人机纵向与横航向低速基本气动特性与舵面偏转效率（内侧襟翼、外侧副翼、全动 V 尾）进行了气动特性分析。数值仿真条件为马赫数Ma 为0.2，高度H 为3km。(a)常规蜂群作战概念打击目标打击目标(b)弹携式蜂群作战概念防区内防区内防区外水平距离水平距离高度距离高度距离高风险区高风险区防区外初始分离速度高初始分离速度低蜂群“成活率”低进场路径纵深突防能力强距离打击目标近距离打击目标远Ma1Ma0.8(常规)图6蜂群作战概念对比示意图Fig.6Comparativeschematicofswarmoperationconception表1气动布局方案和设计依据Table1Aerodynamicconfigurationschemeanddesignbasis需求约束设计依据布局特征巡航要求保证5070m/s低速飞行续航时间1h，提升设计点最大升阻比，增升减阻大展弦比平直机翼较薄的低速高升力翼型超声速无动力滑翔不损失低速巡航能力前提下，有效抑制滑翔阶段激波阻力小钝头前机身中等后掠机翼模块化装载要求能根据不同作战分工装载不同侦察、传感、电子对抗、弹药等模块化设备载荷机身头部模块化侦察、打击设备尾部推进装置高密度填充要求保证内部模块化装载同时，提高填充空间利用率折叠下单翼折叠全动V尾翼面折叠要求翼面蜂巢填充时应折叠收放便于高效利用空间第7期富佳伟，等：高致密弹携式蜂群布局与多体分离方案1633由于低速空气压缩性可以不予考虑，空气设置为不可压恒密度，使用二阶精度 SIMPLE 算法（压力耦合方程组的半隐式方法）分别独立计算流场的压力和速度，具有较高的计算效率和精确度。风洞试验采用 11 等比模型尾部支撑试验，试验风速约 35m/s，试验模型在风洞中安装情况如图 8所示。图8试验模型安装情况Fig.8Installationoftestmodel图 9图 11 分别为升阻特性曲线及舵面偏转引起的纵向、横航向气动力增量曲线，为迎角，CL为升力系数、CD为阻力系数、Cm为俯仰力矩系数、Cl为滚转力矩系数、Cn为偏航力矩系数，增量用 表示，各系数方向采用美标。由图 9 可知，升力系数和阻力系数的仿真与试0.50.40.30.20.100.10.2CL0.100.10.20.30.40.50.6Cm8404812162024/()(a)升力系数增量8404812162024/()(b)俯仰力矩系数增量副翼向下满偏襟翼向下满偏V尾向下满偏副翼向下满偏襟翼向下满偏V尾向下满偏图10舵面偏转引起纵向气动力增量曲线Fig.10Longitudinalaerodynamicincrementcurvesbydeflection0.070.060.050.040.030.020.0100.010.020.0100.010.020.030.040.050.06ClCn8404812162024/()(a)滚转力矩系数8404812162024/()(b)偏航力矩系数副翼差偏满偏V尾左偏满偏副翼差偏满偏V尾左偏满偏图11舵面偏转引起横航向气动力增量曲线Fig.11Lateralaerodynamicincrementcurvesbydeflection2.52.01.51.00.500.51.0数值仿真风洞实验数值仿真风洞实验8404812/()(a)升力系数1620242832362.52.01.51.00.500.51.00.1 00.1 0.2 0.3 0.4CDCLCL(b)升阻比极曲线0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0图9升阻特性曲线Fig.9Liftanddragcharacteristiccurves1634北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年验结果基本一致，在中、大迎角下有小幅偏差，经分析可能是由于雷诺数条件不同而导致不同分离程度引起的，该结果在可接受范围内，可认为通过数值仿真结合风洞试验的气动特性分析手段合理可靠。由图 10 可知，襟翼下偏增升能力最大，且随迎角增大有所减弱。V 尾上下偏转俯仰控制能力最大，且在小迎角下，明显强于襟翼、副翼俯仰控制能力。由图 11 可知，副翼差偏的滚装控制能力大于V 尾左右差偏，且随迎角增大逐渐减小，但不会发生反效。V 尾差偏的偏航控制能力大于副翼差偏。综合上述结果，蜂群无人机平台气动特性总结如下：1）襟翼下偏会带来可观的升力增量，副翼差偏滚转操纵能力较好，但二者对飞行器的俯仰和偏航影响不大。2）V 尾偏转的俯仰、偏航控制能力较强，V 尾上下偏转用于控制无人机俯仰，左右差偏用于控制无人机偏航。3）可以根据飞行任务需求，对操纵面进行组合使用。襟翼、副翼组合可以提供更强的增升能力；当需要较大滚转力矩时，副翼和 V 尾可以通过组合偏转来实现。3蜂群无人机多体分离设计3.1研究方法无人机的多体分离问题是动边界绕流问题，分离体间存在强非定常、非线性干扰现象，其过程涉及空气动力学、刚体动力学、飞行力学、碰撞动力学等问题11。这种耦合干扰不但对分离体气动性能和飞行安全性有重要影响，而且将决定作战任务的完成质量，弹携式蜂群分离马赫数高、数量大、干扰强，给分离安全和作战任务的实现带来了难题和挑战，拟采用气动/运动耦合的空射分离仿真评估方法研究该问题12-15。无人机多体分离计算模型如图 12 所示，坐标原点位于弹头锥底部，蜂群无人机由前到后依次编号，由于采用 1.4 节的 2 步分离策略，拟对奇数排进行分离动态模拟仿真。采用的坐标系为弹体坐标系，x 轴向后，y 轴向上，z 轴向左，部件坐标系原点在蜂群无人机重心，随蜂群无人机一起运动，坐标轴平行于导弹弹体坐标系的各坐标轴，蜂群无人机的姿态用欧拉角表示，俯仰角 低头为正。tk-数值计算方法选用改进延迟分离涡模拟方法，相比于最初版本的分离涡模拟 97 及延迟分离涡模拟方法，改进延迟分离涡模拟方法加入了壁面模化的大涡模拟分支，在保留了分离涡模拟类方法优点的同时成功克服了对数律不匹配、网格诱导分离、模型应力损耗等问题。在涡黏假设下，涡黏系数需要利用湍流模型进行封闭，湍流模型选用 MenterSST 两方程模型。在非定常计算中使用双重时间步法，即在控制方程中引入虚拟时间项，根据精度设定物理时间步求解真实解，而每一物理时间步内，通过虚拟时间内迭代达到收敛，内迭代步应用多重网格技术加速收敛。通量项采用二阶精度 Roe 格式，选用修正的Venkatakrishnan 限制器保证二阶精度差值且具有TVD 性质，同时又有较小的数值耗散。计算模型将弹体和固定的蜂群无人机作为背景网格区域，3 个子区域对应 3 个分离的蜂群无人机，图 13 为计算模型嵌套示意图，其中黄色部分为活跃网格，蓝色部分为接收网格，红色部分为非活跃网格。背景区域网格单元共计 8.47106个，3 个子区域网格单元个数分别为 29427 个。图13计算模型嵌套网格Fig.13Computationalmodenestedgrid3.2多体分离流动特性分析给定表 2 所示的分离初始条件，关注前排 1，3，5 号无人机运动轨迹和空间流场如图 14 和图 15所示，时间步长为 0.015s，即分离轨迹图和压力云图对应的时间点分别为t=0.015s、t=0.030s、t=0.045s、t=0.060s。可知，1 号无人机在分离初始时，驻点高压区位于前缘下表面而使平台产生向上的抬头力矩，加之其自身纵向不安定导致上仰，1 号无人机很快发生123456图12无人机多体分离计算模型示意图Fig.12DiagramofUAVmultibodyseperationcomputationalmodel表2分离初始条件Table2SeparationofinitialconditionsMaH/km初始速度/(ms1)初始角速度/(rads1)1号3号5号1.265000第7期富佳伟，等：高致密弹携式蜂群布局与多体分离方案1635了头部碰撞。3 号、5 号无人机受到的尾流扰动较为复杂，其运动规律难以捕捉，但对分离初始短时间内的运动特性分析可知，5 号无人机同样有明显的力矩上仰问题，存在碰撞风险。3.3多体分离参数优化设计控制分离马赫数 Ma 为 1.2 不变，通过参数化方法，设计最优分离策略，以满足分离安全性的要求，分离初始速度、初始角速度设计如表 3 所示。赋予了无人机初始俯仰角速度以抑制无人机抬头，图14蜂群无人机分离轨迹图Fig.14UAVswarmseparationtrajectorymap图15空间压力云图Fig.15Spacepressurecontours图16优化后无人机分离轨迹图Fig.16UAVswarmseparationtrajectorymapafteroptimization表3优化后初始条件设计值Table3DesignvalueofinitialconditionsafteroptimizationMaH/km初始速度/(ms1)初始角速度/(rads1)1号3号5号1.26912661636北 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年1 号无人机抬头最明显，初始角速度设置最大为12rad/s，同时增加了向下分离初始速度，提高分离安全裕度。图 16 为优化后蜂群无人机分离轨迹图。可知采用优化分离策略，无人机分离后未出现上浮和抬头，且后排无人机受前排无人机洗流影响较为稳定，运动轨迹与姿态趋于一致，整个系统具备较高的分离安全性。由图 16 可知，蜂群分离过程的主要运动为纵向运动，而侧向偏航和滚转可忽略，以 1 号无人机为例，捕捉分离无人机 y 向位移和俯仰角随时间变化，以反映系统分离运动特性规律。图 17 为优化后 1 号无人机分离俯仰角和 y 向位移变化曲线。40俯仰角/()30201000.0050.0150.025时间/s(a)俯仰角0.0350.0450.05540y向位移/m30201000.0050.0150.025时间/s(b)y向位移0.0350.0450.055图17优化后 1 号无人机分离俯仰角和 y 向位移变化曲线Fig.17OptimizedNO.1UAVseprationpitchangleandy-directimdisplacementvariation可知优化后，位移曲线近似线性，线性度较好，俯仰角变化曲线均呈现双拐点三次曲线的特征，俯仰角有发散的趋势，因此，需要在具备一定安全距离，且俯仰角尚未充分发散前，引入 V 尾单通道飞控，对无人机俯仰姿态进行增稳控制，进一步保证蜂群安全分离部署。4结论1）采用高致密相容的弹携式蜂群设计，通过紧密嵌入周向布置，实现了单枚导弹载体可搭载80 架小型蜂群无人机，相比于传统蜂群作战，弹携式蜂群具备更高突防能力，可实现蜂群无人机对目标区域的近距释放，提升了整体作战半径及任务成功率，降低了成本和风险。2）方案兼顾了几何相容约束和性能指标要求，形成了基于电力驱动的大展弦比可变后掠向前折叠平直翼，小钝头前缘升力体式机身和可折叠全动V 尾的气动布局形式，满足无人机的填充弹射、载荷及续航的要求。内侧襟翼用于增升，外侧副翼用于滚转控制，V 尾上下偏转可用于控制无人机俯仰，左右差偏可用于控制无人机偏航。可以根据飞行任务需求，对操纵面进行组合使用。襟翼、副翼组合可以提供更强的增升能力；当需要较大滚转力矩时，襟翼、副翼和 V 尾可以通过组合偏转来实现。3）通过参数优化设计方法得到的优化分离策略下，分离无人机位移曲线近似线性，俯仰角变化曲线呈现双拐点三次曲线的特征，俯仰角有发散的趋势，需要在具备一定安全距离，且俯仰角尚未充分发散前，引入 V 尾单通道飞控，对无人机俯仰姿态进行增稳控制。致谢致谢感谢沈阳飞机设计研究所对该创新项目的支持，感谢浙江大学黎军教授的点拨和指导。参考文献（References）蒋琪,申超,张冬青.认知/动态与分布式作战对导弹武器装备发展影响研究J.战术导弹技术,2016(3):1-6.JIANGQ,SHENC,ZHANGDQ.Researchontheinfluenceofcognitive/dynamicanddistributedoperationsonthedevelopmentofmissile weapons and equipmentJ.Tactical Missile Technology,2016(3):1-6（inChinese）.1时东飞,蔡疆,黄松华,等.美国空军“战斗云”作战理念及启示J.指挥信息系统与技术,2017,8(3):27-32.SHIDF,CAIJ,HUANGSH,etal.Operationalconceptanden-lightenmentofUnitedStatesairforce“combatcloud”J.Com-mand Information System and 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swarmFUJiawei*，WANGChen(ShenyangAircraftDesign&ResearchInstitute，Shenyang110035，China)Abstract：Onetypeofmissileswarmsystemisproposed,wherenumeroussmallUAVsarecompressedinamissilecarrier,tosolvetheweaknessofswarmpenetrationcapabilityandoperationalradiuswhilespeedinguptheformationofcooperation.Itusestacticsbymultistagetransport,makingtheswarmdeployrapidly.Takingadvantageofthecompatibilitydesign,aerodynamicconfigurationoptimizationdesigntechnology,layoutselection,numericalsimulationanalysis,andwindtunneltest,theresearchachievesakindofcompactmissileswarmlayoutdesign,onemissilecancarry80smallUAVsbyarrangingUAVscircumferentiallyaroundthecylinder.Inordertoovercomethechallengeofmultibodyseparationdesign,aswarmcansafelyseparatebyadoptinganoptimumseparationapproachthathasbeenconfirmedbyimproveddelayeddetachededdysimulationandnestedgrid.Finally,thedesignschemecannotonlyensuretheefficiencyofsaturationattackbutalsoimprovethecapabilityofpenetrationandendurance,meetingtherequirementoffuturestrongconfrontationbattlefield.Keywords：swarm；missile carrier；multistage transport；compatibility；configuration design；multibodyseparationReceived：2021-09-01；Accepted：2021-10-11；PublishedOnline：2022-02-1818：30URL： 京 航 空 航 天 大 学 学 报2023年