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無人機(jī)整機(jī)
無人機(jī)配件
無人機(jī)服務(wù)
設(shè)備與工具動(dòng)力系統(tǒng)
拉-17使用的是推力較小的發(fā)動(dòng)機(jī)，長(zhǎng)空一號(hào)后來改用一臺(tái)改進(jìn)的渦噴-6發(fā)動(dòng)機(jī)。該發(fā)動(dòng)機(jī)也被中軍殲-6、強(qiáng)-5飛機(jī)采用。尾噴口改裝成固定式，可通過改變發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速來調(diào)節(jié)推力，海平面額定靜推力21.1千牛，最大靜推力24.5千牛。該發(fā)動(dòng)機(jī)原為殲-6所采用。發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)由地面站遙控，也可由飛控系統(tǒng)直接改變作為靶機(jī)使用，“長(zhǎng)空一號(hào)”能進(jìn)入射擊區(qū)域2～3次。整體油箱的容量為820升，燃油質(zhì)量600千克，B、C型加副油箱后，燃油質(zhì)量達(dá)840千克。由于WP-6發(fā)動(dòng)機(jī)推力比原來的發(fā)動(dòng)機(jī)大7倍，而長(zhǎng)空一號(hào)外型不變，使得起飛過程中不可避免地產(chǎn)生了過早升力矩，致使靶機(jī)起飛試驗(yàn)一直有問題。后來采取了與一般飛機(jī)起飛時(shí)減小低頭力矩、增強(qiáng)升力相反的方法，在長(zhǎng)空一號(hào)起飛時(shí)加大其低頭力矩解決了這一問題。 長(zhǎng)空一號(hào)的降落和世界其他無人機(jī)相比略顯笨拙，實(shí)際上是一種硬著陸。當(dāng)其在無線電指令指引下進(jìn)入預(yù)定著陸場(chǎng)地時(shí)，在500米高度自動(dòng)拉起，然后進(jìn)入無動(dòng)力下滑。接地時(shí)保持較大的攻角，尾部首先著地，靠發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙和尾噴口吸收部分撞擊能量，實(shí)現(xiàn)主體部分回收。機(jī)體經(jīng)修復(fù)后即可再次使用。這種不完全的重復(fù)使用，對(duì)使用費(fèi)用、維護(hù)難度上有較負(fù)面的作用。
站長(zhǎng)經(jīng)調(diào)查，確信近年長(zhǎng)空一號(hào)已經(jīng)改為火箭助推發(fā)射起飛。這一改進(jìn)最大的好處是長(zhǎng)空一號(hào)不再需要平坦而長(zhǎng)的跑道，起飛也更加迅速靈活。同時(shí)也改用了回收傘的方式，最大限度保護(hù)了飛機(jī)本身。火箭助推起飛項(xiàng)目始于2000年，南京航空航天大學(xué)承擔(dān)了為空軍“十一號(hào)工程”研制配套使用的火箭助推型CK-1G靶機(jī)的任務(wù)，其中大型無人機(jī)雙發(fā)火箭助推發(fā)射系統(tǒng)為CK-1G靶機(jī)的核心研制內(nèi)容。原來一直采用的起飛車助跑起飛方式，存在著機(jī)動(dòng)性差、使用保障復(fù)雜等缺點(diǎn)。
由于CK-1G靶機(jī)體型大、起飛重量大、推重比大，以及總體布局和外形的限制，發(fā)射系統(tǒng)必須采用雙發(fā)助推火箭的布局設(shè)計(jì)。一年半時(shí)間內(nèi),成功實(shí)現(xiàn)了CK-1G靶機(jī)的發(fā)射起飛。該發(fā)射系統(tǒng)已成功進(jìn)行了三架次CK-1G靶機(jī)的發(fā)射起飛，其中兩次圓滿完成了為中國(guó)攻擊機(jī)靶試的供靶任務(wù)。除研制的第一套發(fā)射系統(tǒng)外，解放軍訂購(gòu)了該型號(hào)的第二套發(fā)射系統(tǒng)，已交付使用。該發(fā)射系統(tǒng)的應(yīng)用拓展了長(zhǎng)空一號(hào)系列無人機(jī)的用途，除作靶機(jī)之外，可用于反輻射、攻擊、干擾等作戰(zhàn)任務(wù)。例如，航天二院目前在研的某新型導(dǎo)彈研制任務(wù)，已確定選用火箭助推型CK-1G靶機(jī)，將其改進(jìn)設(shè)計(jì)為能模擬來襲敵方預(yù)警機(jī)的靶標(biāo)，作為該導(dǎo)彈系統(tǒng)試驗(yàn)考核的配套靶機(jī)系統(tǒng)。
這里應(yīng)當(dāng)注意，“模擬來襲敵方預(yù)警機(jī)的靶標(biāo)”，并不等于說我軍將裝備反預(yù)警機(jī)導(dǎo)彈。這是因?yàn)楫?dāng)前反輻射導(dǎo)彈的制導(dǎo)方式不足以滿足跟蹤空中高速移動(dòng)目標(biāo)的需求。但是，大多數(shù)雷達(dá)制導(dǎo)空空/空地導(dǎo)彈均有跟蹤輻射源的輔助制導(dǎo)方式，因此有研制相關(guān)標(biāo)靶的需要。
另外，由于長(zhǎng)空一號(hào)系列無人機(jī)的使用原來依賴于機(jī)場(chǎng)，保障要求高且使用常常受限，綜合使用性能不高，成為出口國(guó)外的技術(shù)瓶頸。而采用火箭助推發(fā)射方式后，作為一個(gè)獨(dú)立的野戰(zhàn)系統(tǒng)，使用保障要求大大簡(jiǎn)化，綜合使用性能大大提升，十分有利于長(zhǎng)空一號(hào)系列無人機(jī)進(jìn)入國(guó)際市場(chǎng)參與競(jìng)爭(zhēng)。
飛行控制
長(zhǎng)空一號(hào)由機(jī)上程序機(jī)構(gòu)控制，可按預(yù)定設(shè)計(jì)的航線飛行。也可由地面站的地面領(lǐng)航員經(jīng)無線電指令遙控飛行。自主飛行時(shí)，依靠KJ-9自動(dòng)駕駛儀穩(wěn)定和控制飛機(jī)。自動(dòng)駕駛儀有俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向和高度四個(gè)通道，分別控制飛機(jī)的升降舵、副翼、方向舵的偏角和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。每個(gè)通道互相獨(dú)立、互相交聯(lián)。自動(dòng)駕駛儀的部件包括陀螺平臺(tái)和航向陀螺、速率陀螺儀組、程序機(jī)構(gòu)、商度訊號(hào)器、放大器、變流機(jī)及電動(dòng)舵機(jī)等。
遙控飛行時(shí)，機(jī)上由天線、高頻組合、接收機(jī)和發(fā)射機(jī)組成的應(yīng)答器負(fù)責(zé)接受地面信號(hào)，然后識(shí)別指令，引導(dǎo)靶機(jī)。機(jī)上另裝有遙控指令接收機(jī)，通過接收機(jī)-譯碼器單元，可以傳輸24個(gè)遙控指令到自動(dòng)駕駛儀或其它需要操縱的裝置。地面人員還可通過無線電遙測(cè)設(shè)備來監(jiān)控自動(dòng)控制系統(tǒng)及其他設(shè)備的工作。遙測(cè)系統(tǒng)有52個(gè)通道，能連續(xù)向地面提供飛行速度、高度、攻角、發(fā)動(dòng)機(jī)溫度及轉(zhuǎn)速等信息。
該機(jī)的主電源是一臺(tái)由發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)的直流發(fā)電機(jī)，通過變流器向某些設(shè)備提供交流電。另有后備銀鋅電瓶，在發(fā)動(dòng)機(jī)出故障時(shí)可切換供電，保證飛行。
使用改進(jìn)
長(zhǎng)空一號(hào)作為靶機(jī)使用時(shí)，能往返進(jìn)入射擊區(qū)域2～3次，以便進(jìn)行多次訓(xùn)練。因長(zhǎng)空一號(hào)本身體積很小，為在視覺模擬體積較大的敵機(jī)，機(jī)上一般裝有曳光管或拉煙管。機(jī)上還裝有紅外增強(qiáng)翼尖吊艙、被動(dòng)式雷達(dá)回波角反射器，機(jī)尾帶紅外曳光彈為4枚“海鷹”1號(hào)曳光彈，增強(qiáng)紅外和雷達(dá)特征。靶機(jī)如未被擊落，可遙控其著陸回收。
至1988年，長(zhǎng)空一號(hào)的改進(jìn)型號(hào)包括長(zhǎng)空一號(hào)A取樣機(jī)，用于核武器試驗(yàn)的取樣工作。該機(jī)主要的改進(jìn)是增加了外掛吊艙，從而能夠容納更多的設(shè)備儀器。1977年長(zhǎng)空一號(hào)開始參加執(zhí)行原子彈空爆取樣任務(wù)，并很快完全取代有人機(jī)取樣。該項(xiàng)目1978年獲全國(guó)科學(xué)大會(huì)獎(jiǎng)。
長(zhǎng)空一號(hào)C高機(jī)動(dòng)型是長(zhǎng)空一號(hào)B型的改型，中軍編號(hào)“靶5II”。1983年初，軍方為滿足新型導(dǎo)彈試射的需要，提出要裝備一種能作坡度為70～77度的高速水平大機(jī)動(dòng)飛行的無人機(jī)。當(dāng)時(shí)計(jì)劃從美國(guó)進(jìn)口10架大機(jī)動(dòng)性能的“火蜂”無人靶機(jī)，預(yù)計(jì)需要經(jīng)費(fèi)4000萬元。趙煦是“火蜂”考查組成員之一，了解了高機(jī)動(dòng)“火蜂”的性能后，他提出自行改進(jìn)長(zhǎng)空一號(hào)C高機(jī)動(dòng)型。要滿足要求，必須改進(jìn)長(zhǎng)空一號(hào)的結(jié)構(gòu)、控制、供油等設(shè)計(jì)，在外形、推力、巡航方面都要有大改進(jìn)。在二站和南京航空學(xué)院的共同努力下，一年半時(shí)間內(nèi)完成了C型的設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和制造工作。研制中的試驗(yàn)項(xiàng)目有高低速風(fēng)洞試驗(yàn)、各系統(tǒng)的地面模擬試驗(yàn)和空中模擬試驗(yàn)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的靜力強(qiáng)度試驗(yàn)和動(dòng)力特性試驗(yàn)等。87年9月3日，該型號(hào)設(shè)計(jì)定型。
外形尺寸
機(jī)長(zhǎng)8.44米
機(jī)高2.96米
翼展7.5米
翼面積8.55米2
重量及載荷
總重2060千克
空機(jī)重量1460千克
燃油重量600千克
機(jī)推重比1.26
最大翼載2.36千牛/米2(240.9公斤/米2)
性能數(shù)據(jù)
使用高度10000～18000米
最低使用高度50～100米
平飛速度(高度1100米以上)840～920千米/小時(shí)
最大續(xù)航時(shí)間1小時(shí)10分
最大航程600～950千米
到最大升限的時(shí)間8.2分
起飛離地速度>265千米/小時(shí)
限制過載3.76g
續(xù)航時(shí)間70分鐘以上(低空和中空)45～60分鐘(高空)
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