大展弦比飛翼布局模型驗證機飛 行 控 制 技 術 研 究

劉尚民, 孫健, 劉朝君

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

大展弦比飛翼布局模型驗證機飛行控制技術研究

劉尚民, 孫健, 劉朝君

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

飛翼布局飛機由于采用了翼身融合技術和無尾布局,具有隱形特性,軍事和民用的應用潛力十分巨大。由于飛翼布局飛機本體靜穩定性差,航向又不穩定,不易操縱,因此需要解決控制律和多操縱面的協調控制技術。以一種大展弦比飛翼布局模型驗證機為研究對象,開展了大展弦比飛翼布局無人機的飛行控制技術研究。通過仿真手段,驗證了所提出的飛翼布局無人機的飛行控制及多操縱面協調控制技術的合理性。

飛翼布局; 控制律; 多操縱面協調控制

0 引言

美國在飛翼布局作戰飛機及無人機研制方面已經取得了巨大進展,在海灣戰爭中,多次出動B2遠程轟炸機對軍事目標進行轟炸,取得了戰爭的主動權,展示了遠程隱形轟炸機的優越性和優勢。美國利用X-48開展了飛翼布局的氣動和飛行控制技術研究,X-47B無人機在航母上成功起飛和著艦的高姿態亮相,為發展艦載作戰無人機提供了發展方向,飛翼布局隱形作戰無人機在未來戰爭中是必不可少的利器。

飛翼布局飛行器由于采用翼身融合和無尾布局設計,隱形能力好,同時減輕了飛機的重量,誘導阻力小,升阻比高,這是飛翼布局飛機的主要優點[1]。但飛翼布局飛機是無尾布局,航向穩定性較差,低速時縱向操縱效率較低,需要多翼面協調控制。如何解決飛翼布局無人機的飛行控制技術,改善飛翼布局無人機的飛行品質,則需要進一步的研究。

鑒于飛翼布局飛行器的諸多優勢,近年來許多國家將飛翼布局設計技術應用在無人機研究領域。針對飛翼布局無人機的氣動特性,本文以一種大展弦比飛翼布局模型驗證機為研究對象,利用飛翼布局模型驗證機工程估算的氣動數據,建立了飛行動力學模型,根據大展弦比飛翼布局無人機氣動特性和無人機的控制技術設計了控制律,規定了不同操縱面的控制功能和權限,并通過仿真手段驗證了飛翼布局無人機的飛行控制技術及多操縱面協調控制技術的合理性。

1大展弦比飛翼氣動布局無人機的

操穩特性

飛翼布局無人機由于沒有垂尾,因此航向穩定性較差。對于大展弦比飛翼布局無人機來說,最有效的航向控制莫過于阻力方向舵,其很長的力臂幾乎是無人機展長的一半,使得阻力方向舵無需太大的偏角,就能夠產生足夠大的偏航力矩,尤其在起降階段,采用阻力舵全打開方式,有利于提高飛翼布局無人機的航向穩定性[2]。另外,飛翼布局無人機沒有平尾,升降舵在機翼上,與常規布局飛機相比縱向操縱力臂較短,升降舵操縱效能較小,尤其在起飛和著陸低速飛行時影響更大。為了解決這個問題,一般采用縱向靜穩定性適度放寬技術,重心在無人機焦點附近,同時采用多翼面協調控制方法進行氣動補償來提高縱向操縱效能[3]。但這樣又會使無人機本體靜穩定性變差,不易操縱,航向又不穩定。如何解決其操穩特性,需要借助飛控系統增穩和多翼面協調控制,控制律設計成為關鍵。

本文研究的模型驗證機設計了4組操縱面,如圖1所示。

圖1 大展弦比飛翼布局模型驗證操縱面Fig.1 Effectors of the high-aspect-ratio flying wing model

為了解決縱向操縱效能低的問題,將操縱面1～3組合在一起聯動進行縱向操縱,以提高縱向操縱效能,操縱面3還作為副翼操縱使用,操縱面4設計成阻力方向舵[4]。

2 數學模型及控制律

2.1 數學模型

飛翼布局模型驗證機由于操縱面在機翼上,升降舵的偏轉對機翼的升力影響較大,因此應考慮升降舵產生的升力,而常規布局飛機升降舵產生的升力可忽略不計。本文對一種大展弦比無人機采用工程估算法獲得氣動導數,主要是為了設計飛翼布局模型驗證機的控制律并通過仿真手段進行驗證。其數學模型如下:

氣動系數計算式為:

CL=CLαα+CLqq+CLδe1δe1+

CLδe2δe2+CLδe3δe3

(1)

CD=CD0+ACLCL+CDδrδr

(2)

CY=CYββ+CYpp+CYrr

(3)

Cl=Clββ+Clpp+Clrr+Clδa3δa3+Clδa4δa4

(4)

Cm=Cmαα+Cmqq+Cmδe1δe1+

Cmδe2δe2+Cmδe3δe3

(5)

Cn=Cnββ+Cnpp+Cnrr+Cnδa3δa3+

Cnδa4δa4+Cnδr4δr4

(6)

仿真動力學模型采用六自由度剛體飛行動力學運動方程。

2.2 控制律

控制律方框圖如圖2所示。

圖2 飛翼布局無人機控制律方框圖Fig.2 Block diagram for control law of flying wing UAV

根據飛翼氣動布局模型驗證機的特性,設計了一組升降舵、一組升降襟翼、一組升降副翼、一組副翼阻力舵等共10個操縱面。其中:δe1為升降舵,δe2為升降襟翼,δea3為升降副翼,δar4為副翼阻力舵,Dδm為縱向桿輸入,Dδl為側向桿輸入,Dδ n為腳蹬輸入[5]。

3 仿真結果及分析

由于飛翼布局模型驗證機的特殊氣動特性,需要借助飛控系統來增穩,因此控制律是一項關鍵技術。通過仿真手段,進行飛翼布局模型驗證機自主爬升、下滑、平飛、定航、盤旋等控制律的驗證?？v向仿真初始條件為:H=2 km,V=150 km/h,φ=0°,ψ=0°,θ=50°,仿真結果如圖3所示。

圖3 縱向配平仿真結果Fig.3 Longitudinal trimming simulation

從圖中可以看出,從θ=50°控制到平飛狀態,穩定在θ=1.8°,α=1.7°。

橫向仿真初始條件為:H=2 km,V=150 km/h,φ=50°,ψ=0°,θ=3°,仿真結果如圖4所示。

從圖中可以看出,從φ=50°控制并穩定到平飛狀態。

在仿真過程中,飛翼布局模型驗證機縱向操縱力矩偏小,采用單一的升降舵操縱效率較低,尤其在起降階段速度較小,操縱效率更低,因此需要多翼面協調控制。本文設計了升降舵、升降襟翼和升降副翼6個活動翼面協調控制,提高了縱向操縱效率,達到了預期效果。

另外,飛翼布局模型驗證機沒有垂尾,航向穩定性較差,本文設計了阻力方向舵以增加航向穩定性并參與航向操縱,但由于升降副翼又參與縱向操縱,會降低橫向操縱效率,因此將阻力方向舵設計成副翼阻力舵,以補償橫向的操縱效率。

根據這種設計思想并結合飛翼布局模型驗證機的氣動特性,設計的控制律通過仿真驗證,滿足大展弦比飛翼布局模型驗證機的飛行控制要求。

圖4 橫向配平仿真結果Fig.4 Lateral trimming simulation

4 結束語

本文分析了大展弦比飛翼氣動布局模型驗證機的操穩特性,根據飛翼布局模型驗證機的氣動特性和飛行控制方法,設計了控制律,建立了數學模型。通過仿真的手段,驗證了控制律,了解了飛翼氣動布局無人機的飛行特性和多翼面協調飛行控制方法。本文對研究飛翼氣動布局無人機的飛行控制技術具有參考價值。

[1] 程雪梅.飛翼布局無人機的穩定與操縱特性分析研究[J].飛行力學,2011,29(1):9-12.

[2] 趙霞,秦燕華.一種飛翼布局橫航向特性的控制研究[J].空氣動力學學報,2008,26(2):234-238.

[3] 李淼,王立新,李林.小展弦比飛翼構型飛機短周期品質評定方法[J].飛行力學,2009,27(5):21-24.

[4] 馬超,李林,王立新.大展弦比飛翼布局飛機新型操縱面設計[J].北京航空航天大學學報,2007,33(2):149-153.

[5] 劉尚民,趙磊.電傳飛機模型自由飛試驗飛行控制技術研究[J].飛行力學,2012,30(1):83-86.

Researchonflightcontroltechnologyofthehigh-aspect-ratioflyingwingmodelaircraft

LIU Shang-min, SUN Jian, LIU Zhao-jun

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

Flying wings have a great potential both in civil and military for the stealth characteristics due to the use of blended wing-body and tailless configuration technology. Since the aircraft with flying wings have poor static stability, unstable heading, not easy to control, so it is necessary to master the control law and coordinated control technology of multi-effectors. Taking the high-aspect-ratio flying wing model aircraft as the research object, this paper studies the flight control technology of the high-aspect-ratio flying wing UAV through simulation so as to verify the flight control technology and coordinated control technology of multi-effectors.

flying wing configuration; control law; coordinated control of multi-effectors

V212.1; V249.1

A

1002-0853(2013)06-0558-03

2013-03-01;

2013-08-02; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-10-22 15:10

劉尚民(1963-)，男，陜西西安人，研究員，碩士，主要從事飛行力學研究。

(編輯：姚妙慧)