流體推力矢量技術驗證機研制及飛行試驗研究

曹永飛顧蘊松韓杰星

(1.中國航空工業空氣動力研究院,沈陽 110034；2.南京航空航天大學 航空宇航學院,南京 210016)

0 引 言

推力矢量技術的主要目的是實現飛行器姿態控制、提高機動性能。以三元軸對稱式和二元偏轉板式推力矢量噴管為代表的機械力矢量技術已成熟應用于當代高性能戰斗機,如Su-35、F-22。然而,隱身、重量、偏轉響應等方面的要求促使人們尋求新的推力矢量形式。流體推力矢量技術正是在這種背景下被提出的,諸如激波矢量控制法[1]、喉道偏置法[2-3]、雙喉道矢量法[4-5]、逆向流法[6-7]、同向流法[8-9]以及引射[10]或被動二次流法[11],目前在實現原理、氣動性能等方面已被廣泛研究。

當前,大部分研究主要針對流體矢量噴管性能本身,鮮有應用研究結果。推力矢量技術的應用研究指將推力矢量技術或噴管應用于飛行器,進行內外流耦合干擾影響、矢量操控力矩特性、姿態控制特性的數值模擬、風洞實驗驗證或飛行試驗驗證等研究,甚至應用于實際型號的飛行控制系統。模型飛行試驗或自由飛試驗對流體推力矢量技術的應用具有重要的指導意義[12]。

英國曼徹斯特大學在無舵控制技術項目中研制了同向流推力矢量噴管,并首次嘗試將流體推力矢量技術應用在一架“惡魔”無人驗證機上[8,13],但未有飛行應用效果的報道。德國慕尼黑飛機設計研究所Bougas[14]綜合闡述了多種流體推力矢量技術在縮比無人機上應用的可行性,考慮將微型渦噴提供動力的雙喉道流體矢量噴管應用于無人機,同樣未看到后續實際應用情況。

對于流體推力矢量技術的應用研究,獲取良好的矢量控制規律、提供流動控制所需的壓力氣源以及較高的矢量效率是必須首先解決的問題。而這些問題在一定程度上也阻礙了大部分流體矢量技術進行飛行驗證應用研究或取得飛行應用效果。

為了獲取流體矢量控制技術對飛行器姿態的控制能力,推動流體推力矢量技術進一步應用研究,本文在前期研制的一種無須主動壓力氣源的被動二次流推力矢量動力裝置(Fluidic Thrust Vector Power Device Model,FTVPD)的基礎之上搭建了無人驗證機模型,開展了飛行試驗研究。以筋斗機動動作的時間和半徑為指標對比分析了單獨舵面控制和有流體矢量作用時的飛行測試結果。

1 飛行試驗驗證機模型

飛行試驗驗證機模型主要包括機體平臺、矢量動力裝置、航姿測量裝置、飛行操控設備,見圖1。

1.1 矢量動力裝置

驗證機模型采用一套基于被動二次流推力矢量技術的動力裝置,如圖2所示,主要包括電動涵道風扇、過渡流道、流體矢量噴管、動力源、控制系統。

圖3為被動二次流矢量噴管示意圖。正常情況下,兩側控制縫全打開,射流不發生偏轉,無矢量作用。當需要射流發生偏轉,對一側控制縫施加控制減小或關閉流通面積,主流將發生偏轉,產生矢量作用。文獻[11]給出了本文所使用的被動二次流推力矢量技術控制原理,其主要特點是無需主動壓力氣源。

圖1 飛行試驗驗證機模型框圖Fig.1 Block diagram of flight test demonstrator model

圖2 被動二次流矢量動力裝置模型Fig.2 FTVPD based on passive secondary flow

圖3 被動二次流推力矢量噴管示意圖Fig.3 Schematic diagram of a passive secondary flow thrust vector nozzle

該矢量動力裝置由涵道風扇提供初始射流,經過渡流道轉變為矩形出口并由二元矢量噴管流出。矢量控制機構中的舵機偏轉一定角度,驅動凸輪閥門裝置轉動,使上下側控制縫高度不同,則噴流將偏向控制縫高度減小的一側,產生矢量推力,其性能參數如表1所示。圖4為飛行驗證中所使用的矢量控制規律曲線,基本實現了矢量連續控制。

1.2 機體平臺

流體推力矢量技術的應用對象為高機動戰斗機,飛行驗證平臺的氣動布局應與戰斗機相似。第四代作戰飛機的推重比在1.2～1.5之間[15],因此本文所設計的飛行試驗驗證機模型的主要限定參數為推重比(1.0～1.1),該要求主要是為了避免過大推力產生的超常機動效果。

表1 被動二次流矢量動力裝置主要性能參數Table 1 Main performance parameters of FTVPD

圖4 流體矢量動力裝置矢量控制規律曲線Fig.4 Vector control rule curve of the FTVPD

機體平臺采用翼身融合體大后掠三角翼無平尾布局。機翼后掠角為54°,翼根翼型為E205,翼梢翼型為NACA0012,采用輕質高強度的泡沫夾心復合材料加工而成。機頭部位采用泡沫板材制作,內部較大空間可放置電池、機載設備。機翼后緣設置一組升降副翼舵面,用于實現俯仰和滾轉控制。單臺矢量動力裝置吊掛在機翼腹部,如圖5所示。驗證機模型詳細參數如表2所示。

圖5 驗證機模型尺寸圖FIg.5 Size of demonstrator model

1.3 航姿測量系統

航姿測量系統用于獲取驗證機飛行時的姿態數據。該系統包括機載部分和地面部分,圖6為系統框圖。機載部分包括電源、航姿傳感器、無線數傳模塊,總重約為160g；地面部分包括無線數傳模塊、接口轉換模塊、計算機及上位機軟件。

表2 飛行試驗驗證機模型主要參數Table 2 Main parameters of flight test demonstrator model

圖6 航姿測量和數據傳輸系統框圖Fig.6 Block diagram of attitude and heading measuring system

飛行試驗采用AH100B微型航姿傳感器(Attitude Sensors,AS),能輸出運動載體的方位角、俯仰角、滾轉角、角速度、加速度等信息,以TTL接口與無線數據傳輸模塊或計算機相連進行通信。

無線數傳模塊(Wireless Data Transmission Module,WDTM)可將飛行中的姿態數據信息傳回地面站。采用兩套XBee無線傳輸模塊和高增益天線組合模塊進行發送和接收,傳輸距離超過1000m,單套重量58 g。圖7為航姿測量及數據傳輸系統的機載部分照片。此外,采用傳感器自帶的上位機軟件進行數據采集和顯示。

圖7 機載航姿傳感器、無線數傳模塊照片Fig.7 Photos of ASand WDTM on demonstrator model

1.4 飛行操控系統

驗證機模型采用人工手動遙控飛行。遙控器為7通道天地飛WFR07S型,通信頻率為2.4 GHz。涵道風扇轉速由“好盈”Platinum-100A無刷電子調速器調節。采用一組電壓22.2 V、容量4000 m Ah、重量550 g的鋰電池作為矢量動力裝置的電源,可供該驗證機飛行4分鐘。采用兩個17 g舵機控制舵面和一個8 g舵機控制流體矢量噴管的閥門。一臺接收機連接電子調速器和三個舵機,可分別實現動力、俯仰及滾轉控制。圖8為飛行操控系統示意圖。

表3為驗證機模型姿態控制方式。升降副翼由兩個舵機聯合控制?？刂剖噶繃姽艿亩鏅CS3連接接收機第6通道,通過遙控器的聯動開關使該通道與俯仰升降通道2聯動,因此矢量可以隨舵面一起混合控制。當接收機6通道關閉時推力矢量處于中立位置,不再受俯仰信號控制。

圖8 飛行控制系統示意圖Fig.8 Schematic diagram of flight control system

表3 飛行試驗驗證機模型姿態控制方式Table 3 Control strategy of flight test demonstrator model

2 飛行測試及對比方法

本文所研制的被動二次流推力矢量技術飛行驗證機命名為“暗流”(Dark flow),于2015年7月27日在南京航空航天大學首飛,并成功實現了流體推力矢量技術對飛行姿態的控制。

推力矢量飛行試驗目的是評估帶推力矢量飛機過失速機動能力和敏捷性,通?？刹捎玫臉藴试u估機動動作有20個[16]。本文選取最小速度全桿筋斗動作,對比評估有無流體矢量控制的俯仰操控能力。

設計了舵面控制和帶矢量控制的對比試驗飛行剖面,如圖9所示,每個飛行架次共完成了8個筋斗動作。在起飛前,地面計算機的上位機軟件以10 Hz速率開始記錄數據,飛行過程中姿態數據實時傳輸至地面計算機,降落之后停止記錄數據。此外,拍攝了兩種控制方式下的飛行視頻,用于對比筋斗機動動作空間軌跡。

飛行試驗時的飛行速度約為15 m/s,兩個飛行測試架次的俯仰機動操控方式設置如表4所示。

圖9 對比試驗飛行剖面圖Fig.9 Flight profile of comparative test

表4 飛行測試狀態描述Table 4 Description of flight test procedure

3 飛行測試數據結果分析

3.1 空間軌跡對比

通過飛行視頻截取了兩種控制方式下筋斗動作的軌跡圖,如圖10所示。

圖10 兩種控制方式下的筋斗動作軌跡圖Fig.10 Space trajectory of loop maneuver under two operation modes

以機身長度L為參考衡量機動半徑。圖10(a)中常規舵面控制下,驗證機完成筋斗動作的軌跡半徑大約9L。而圖10(b)采用流體矢量控制之后,軌跡半徑減小到約2L,減小了約80%。在有矢量作用下,驗證機筋斗的軌跡發生了質的改變,未出現舵面控制時的圓弧軌跡,基本是原地空翻。這與文獻[17]描述的空翻筋斗(又稱庫爾比特機動,Kulbit)動作類似,時間極短,半徑很小。在有矢量控制的筋斗動作中機體位移量極小,說明此時飛行速度極小、舵面作用甚小,實現原地空翻的俯仰控制力矩主要來自流體推力矢量。因此,該對比結果表明被動二次流推力矢量技術增加了飛行器的敏捷性,可提高飛行器的機頭指向能力。

3.2 姿態數據

圖11為兩個飛行測試架次獲取的俯仰角和俯仰角速度數據曲線。以俯仰角速度為0或接近0的時刻為起止,對每個筋斗動作數據分別提取起始俯仰角、最大俯仰角、最大俯仰角速度以及完成筋斗動作的時間數據,如表5所示。

表5 兩類筋斗動作數據匯總Table 5 The data summary of two types of loop maneuver

圖11 兩種控制方式下,飛行測試全過程數據(俯仰角和俯仰角速度)曲線Fig.11 The pitch angle and pitch rate curve of flight test process under two operation modes

由表5數據,舵面控制下驗證機完成筋斗動作的平均時間為4.93 s(除去偏差較大的第一次數據),大部分位于4.5～5.2 s之間；流體推力矢量與舵面共同控制時為2.28 s,平均時間減少53.8%。

開始進入筋斗狀態的平飛俯仰角不同意味著進入時飛行速度不同,這可能會對數據的對比分析帶來一定的影響,因此有必要選取起始俯仰角基本一致的兩組數據進行分析。舵面控制時第7次筋斗和有流體矢量控制時第1次筋斗,起始俯仰角分別為17.3°和17.4°,可以認為起始狀態一致。

圖12為選取的兩個筋斗動作的俯仰姿態數據隨時間變化曲線,其中方塊標記的曲線代表筋斗過程中俯仰角變化情況。驗證機模型剛進入筋斗動作時,即①姿態,俯仰角為較小的正角度；當到達②姿態時,理論俯仰角為90°；到達③姿態時,俯仰角應為0°,但為倒飛狀態；到達④姿態時,俯仰角為－90°；之后再回到①姿態,俯仰角變為0°左右。實際上,圖12顯示的曲線中最大俯仰角未達到90°,這主要由于飛行數據采集頻率(10 Hz)偏低未捕捉到峰值姿態造成的,此外還可能存在一定的側滑或滾轉。

圖12 兩種控制方式下,筋斗動作周期內俯仰角和俯仰角速度變化曲線Fig.12 The pitch angle and pitch rate curve of loop maneuver cycle under two operation modes

圖12 中,舵面筋斗動作歷時4.59 s。由于驗證機進入筋斗時的速度較高,舵面俯仰操縱效率保持較高水平,此時俯仰角加速度(俯仰角速度曲線起始段斜率)約為229.3°/s2。隨著俯仰角(迎角)增大及氣動阻力的增加,驗證機飛行速度和舵面俯仰操縱效率降低,俯仰角加速度減小,俯仰角速度增速變小,大約0.4 s以后俯仰角速度曲線變平緩；當飛機位于②姿態之后,俯仰角速度略微下降,這是由于在②姿態附近飛行速度降低到最小、舵面基本失效,該階段僅依靠慣性繼續轉動,進而受到氣動阻尼使俯仰角速度緩慢降低。隨著俯仰角進一步降低,推力在水平方向的分量越來越大,驗證機在水平方向的加速度和速度越來越大,俯仰操縱效率又開始回升,使得俯仰角加速度和俯仰角速度開始回升(大約1.6 s)。此后,推力和重力的合力使飛機一直處于加速狀態,俯仰操縱效率也一直增加,俯仰角速度也不斷增大。當飛機位于筋斗動作第④姿態之后俯仰角速度開始減小,這是由于操縱手開始回桿減小舵偏,為保證俯仰角為0時俯仰角速度也基本為0以便快速改入平飛狀態。

在矢量和舵面共同控制時,筋斗動作歷時2.2 s,相對單獨舵面控制時減少52%；該狀態起始時刻俯仰角加速度約為558.5°/s2,是舵面控制時的2.44倍。俯仰角和俯仰角速度變化規律與單獨舵面控制時的類似,但在姿態②之后仍存在俯仰角速度下降的情況,表明此時低頭力矩大于抬頭力矩。從圖10(b)中可看到,①～②姿態之間,機頭指向變化已經大大超前于軌跡方向的變化,即飛機實現了大迎角快速拉起機動,而大迎角使舵效迅速下降、阻力增大,同時產生較大低頭力矩(大于推力矢量產生的抬頭力矩)使角速度減??；而其大迎角阻力又致使飛機快速減速、低頭力矩也隨之減小,進而角速度又開始回升,不過這種推測需要通過風洞試驗進一步確認。在②～④姿態之間,驗證機實現了原地空翻,飛行速度極小,舵面完全失效,而該階段仍保持較大俯仰角加速度,可以認為是單獨流體推力矢量所起的作用。因此,從筋斗動作完成時間方面來看,有流體矢量作用時明顯增加了驗證機的俯仰角加速度,提高了機動能力。

4 結 論

研制了一架基于被動二次流推力矢量動力裝置的驗證機模型,通過飛行試驗獲取了驗證機在被動二次流推力矢量作用下的姿態數據,結果表明:

1)有流體矢量作用時,相對于單獨舵面控制,完成筋斗動作的半徑由約9倍機身長度減小為約2倍機身長度,減少約80%；完成筋斗動作的平均時間由4.93s減少到2.28s,減少53.8%；

2)流體推力矢量作用后使起始俯仰角加速度由229.3°/s2提高到了558.5°/s2,提高143.6%；使平均最大俯仰角速度由114.5°/s提高到了270.3°/s,增加了136.1%；

3)流體推力矢量技術能夠為飛行器提供有效的飛行操控力矩,具有較強的改變俯仰姿態的能力,可以提高飛行器的機動性。