長航時無人機關鍵技術研究進展

向錦武，闞 梓，邵浩原，李華東，董 鑫，李道春

(1.北京航空航天大學 無人系統研究院，北京 100083; 2.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083)

長航時無人機通常是指能在大氣層內持續飛行24 h以上的無人駕駛飛機，飛行高度一般為7 000～20 000 m，被廣泛地應用于軍事和民用領域，執行偵察監視、搜索跟蹤、災情勘測、氣象研究等任務[1-3].相比具有同樣任務特點的低軌衛星和高空飛艇等飛行器，長航時無人機同時具備任務高度高、滯空時間長、機動性和自主性強等綜合優勢，適用于未來戰爭的信息化和自主化等特點，將在空間攻防和信息對抗中發揮重要作用[4]，是無人機發展的重要方向.

近年來，隨著材料、控制和動力推進等技術的發展，中國、美國、以色列、英國等已成功研制出多型長航時無人機.目前長航時無人機按其動力類型可分為常規動力無人機和新能源動力無人機.其中具有代表性的常規動力無人機包括美國“全球鷹”無人機、“捕食者”無人機[5]等；新能源動力無人機主要包括以太陽能為動力的美國“太陽神”系列無人機[6]和英國“西風”系列無人機[7]，以及以氫能源為動力的美國“鬼怪眼”無人機[8]和“全球觀察者”無人機[9]等.

長航時無人機系統除無人機平臺外，一般還包括任務載荷、測控與信息傳輸、綜合保障等分系統.本文重點對無人機平臺設計相關關鍵技術進行討論.長航時無人機的使用環境和任務要求與常規飛行器存在很大差別，對翼載荷、升阻比、結構質量系數、控制策略等提出了極高要求.本文結合長航時無人機發展的現狀，對其所涉及的總體氣動綜合設計技術、結構設計技術和飛行控制技術等進行綜述和分析，旨在為長航時無人機的發展提供參考.

1 長航時無人機概述

20世紀90年代以來，以美國為首的許多航空航天強國相繼開始了長航時無人機的研究和開發，并取得了很大進展.目前為止，世界上已研制和正在研制的長航時無人機主要型號如圖1所示.長航時無人機飛行高度主要集中在中高空領域，其中高空長航時無人機的巡航高度大于18 000 m.續航時間是長航時無人機的一個重要技術指標.目前常規動力長航時無人機能連續飛行24～40 h左右；新能源長航時無人機的設計目標是可連續飛行數周或數月以上.

圖1 代表性長航時無人機

1.1 常規動力長航時無人機

以航空汽油/煤油為燃料的常規動力長航時無人機主要采用渦扇發動機、渦槳發動機和帶渦輪增壓器的活塞發動機等[10].相比現有的新能源動力長航時無人機，常規動力長航時無人機具有載荷大、速度高、尺寸相對較小等特點.

20世紀70年代，美國發起了Compass Cope計劃，開始研發長航時無人機.20世紀80年代，波音公司成功研制“禿鷹”(Condor)常規動力長航時無人機.20世紀90年代，美國開展蒂爾(Tier)無人機研制計劃，大力發展續航時間更長、覆蓋范圍更廣的戰略偵察任務無人機，“捕食者”(Predator)無人機和“全球鷹”(Global Hawk)無人機由此誕生.“捕食者”無人機由通用原子航空系統公司研制，于1994年首飛，續航時間為40 h.“捕食者”無人機1995年開始部署，并多次在局部戰爭中執行任務.此外，在科學研究、森林防火以及邊境執法等民用領域“捕食者”無人機也發揮巨大了作用.“全球鷹”無人機是諾斯羅普格魯門公司為美國空軍研制的渦扇高空長航時無人機，是目前世界上已列裝的尺寸最大、質量最重的無人機.“全球鷹”無人機可以在海拔18 000 m左右高度執行任務，續航時間可達36 h[11].進入21世紀，“全球鷹”、“捕食者”及其改進型無人機在美軍中大量裝備，用于支援美國空軍涉及的海外應急作戰任務.2014年12月，美國極光飛行科學公司研制的“獵戶座”(Orion)中空長航時無人機持續飛行了80 h 2 min 52 s，創造了常規動力無人機續航時間記錄，該機型目標是在6 100 m的高空執行120 h的情報、監視與偵察任務.除美國外，以色列研制的“蒼鷺”(Herons)無人機[12]和“赫爾墨斯900”(Hermes 900)型無人機可在10 000 m左右的高空，進行數十小時的持續飛行.國外典型的常規動力長航時無人機，如圖2所示.部分代表性的常規動力長航時無人機關鍵參數，見表1.

圖2 國外典型的常規動力長航時無人機

Fig.2 Representative foreign conventional powered long-endurance UAVs

近20年，中國針對長航時無人機開展了相關技術研究和型號研制工作，并取得了較大進展.北京航空航天大學牽頭研發的“長鷹”系列中高空遠程無人偵察機，續航時間超過40 h，主要用于執行偵察任務和情報收集，該機于2015年紀念中國人民抗日戰爭暨世界反法西斯戰爭勝利70周年閱兵式上公開亮相.

1.2 新能源動力長航時無人機

液氫燃料的能重比約為普通燃料的3倍，屬于高密度動力能源.近年來針對液氫燃料的長航時無人機的研究逐漸增多，但均處于試驗階段.“全球觀察者”(Global Observer)是美國航空環境公司研制的高空長航時無人機系統，是世界上第1種采用液氫燃料為動力的無人機.“全球觀察者-1”為全尺寸原型機，目標是在19 800 m的高空持續飛行120 h以上.2011年該機在愛德華茲空軍基地進行的試驗中，首次全程使用液氫燃料發動機，飛行高度1 500 m，持續飛行4 h.“鬼怪眼”(Phantom Eye)無人機由波音公司研制，采用2臺2.3 L、4缸液氫推進系統.2010年“鬼怪眼”無人機首次完成了自主飛行，2013年實現了在8 400 m高空4.5 h的持續飛行，但是距離其96 h的設計飛行時間仍有很大差距[13].

表1 國外主要常規動力長航時無人機關鍵參數[11]

新能源長航時無人機除采用氫能源外，還可以采用太陽能作為動力.太陽能無人機在光照條件下能夠通過太陽能電池維持動力系統并儲存電能，飛行高度高，續航時間長，是目前各國研究的熱點.盡管相比常規動力無人機，太陽能無人機在飛行性能和有效載荷能力等方面有明顯不足，但是在長航時續航方面優勢明顯，理論上可以實現無限時間巡航[4].目前，較著名的長航時太陽能無人機有美國航空環境公司與NASA聯合研制的“太陽神”系列無人機，該系列無人機包含“探路者”(Pathfinder)、“探路者+”(Pathfinder-Plus)、“百夫長”(Centurion)和“太陽神”(Helios)等型號；英國國防部下屬公司研制的“西風”系列無人機，該系列包括“西風6”(Zephyr 6)、“西風7”(Zephyr 7)和“西風8”(Zephyr 8)等型號.另外，瑞士蘇黎世聯邦理工學院研發的AtlantikSolar太陽能無人機于2015年創造了81 h的連續飛行記錄，UAVOS設計的ApusDuo自主式太陽能無人機旨在實現365 d巡航的目標.國外具有代表性的新能源無人機及主要參數，如圖3和表2所示.

近幾年，中國相關院所和高校對太陽能無人機開展了設計研究，并進行了飛行試驗.2019年7月，西北工業大學“魅影”團隊研發的MY-12太陽能無人機，成功實現跨晝夜飛行，達到27 h 37 min，是中國目前已公開報道的續航時間最長的太陽能無人機.

圖3 國外主要的新能源長航時無人機

表2 國外主要新能源動力長航時無人機參數[11]

Tab.2 Key parameters of foreign new energy powered long-endurance UAVs[11]

名稱翼展/m機長/m有效載荷/kg實用升限/m試飛時間飛行時間/h能源類型試驗設計太陽神75.293.661 000.021 340200124.04 320太陽能西風722.50—2.521 3502010336.0336太陽能全球觀察者53.3021.30159.016 76420114.0120液氫鬼怪眼46.0016.00204.019 81220134.596液氫

2 長航時無人機總體氣動綜合設計技術

長航時無人機的氣動性能需要滿足巡航時間和巡航高度的要求，總體氣動綜合設計是飛行器達到戰術技術指標或使用技術要求的核心關鍵技術，決定了飛行器的整體氣動性能和飛行性能.長航時無人機飛行高度較高，飛行環境中空氣稀薄，飛行雷諾數較低，巡航時所需升力系數較大，且由于長航時飛行，要求機內儲油空間大，巡航阻力小.因此，長航時無人機氣動綜合設計需要進行高升力、高升阻比、低雷諾數翼型優化設計研究和無人機高效氣動布局研究.

2.1 高升阻比機翼優化設計

低雷諾數條件下，翼型在小攻角時就可能發生流動分離，翼型的升力線斜率也會降低，難以獲得高升阻比[14]，現有長航時無人機的升阻比通常在20以下，長航時無人機的代表“全球鷹”升阻比達到28左右.長航時無人機機翼通常采用小后掠角、大展弦比形式，機翼具有較弱的三維效應，因此二維翼型的氣動特性對提高飛機的性能和飛行品質有直接影響，需要同時具備高升阻比、高升力和緩失速特性[15].常用翼型的類型主要包括：層流翼型、高升力翼型和超臨界翼型等.具體翼型可以在現有的翼型庫中選取，如NACA6A族、GAW系列、SD系列、Eppler系列[16]等，也可以以滿足飛機設計任務指標為準則，基于翼型的流動特征和升力特性，通過優化設計得到.

2.1.1 翼型優化設計方法

低雷諾數是長航時無人機的重要氣動特征之一.國內外學者分別通過試驗和計算流體力學(CFD)方法進行了低雷諾數翼型氣動特性的研究.結果表明，低雷諾數條件下翼型層流分離現象體現出強非定常特性，具有流動分離、轉捩和再附等復雜流場結構特征[17]，從而導致阻力系數陡增，最大升阻比快速下降，以及升力系數非線性效應[18]和靜態滯回效應[19]等.

優化設計方法可有效地提高翼型的升力系數和降低阻力系數，使翼型具有更高的綜合氣動性能.長航時無人機翼型基本設計目標包括設計點升力系數、最大升力系數、失速特性(失速過程是否緩和)、最小阻力系數、設計點阻力系數、零升力矩、力矩線性范圍等.翼型優化設計方法主要有兩種：反設計法和最優化法.其中，反設計法是一種高效的設計方法.Zhu等[20]采用反設計方法設計了自然層流翼型，并用非接觸測量方式對設計效果進行了實驗驗證.華俊等[21-23]應用反設計法對高升力緩失速翼型進行了優化設計，采用改進余量修正迭代方法，設計了升力線線性段延長，升力線斜率增加，失速特性緩和的有利于“高升力長航時”安全飛行的翼型.

最優化法將設計對象的氣動分析與最優化方法相結合，通過不斷改變設計對象的氣動外形，使氣動性能在滿足給定約束條件下達到最優.最優化法設計流程如圖4所示，基本思路為：基于Hicks-Henne型函數、Parsec Method和B-spline Curves等方法參數化翼型[24-25]；在低雷諾數飛行條件下，對翼型氣動性能進行分析；結合優化算法對參數化的翼型進行設計.數值模擬精度和優化算法是長航時翼型成功設計的關鍵.

圖4 常用優化算法優化翼型流程圖[26]

Fig.4 Schematic diagram of common algorithm structure for airfoil aerodynamic optimization[26]

翼型優化過程中常用的氣動分析方法包括工程方法、基于勢流理論的數值模擬方法、基于歐拉方程的數值模擬方法和基于N-S方程的數值模擬方法.在涉及到復雜流動問題以及結合多點計算的優化算法時，高精度的數值模擬需要耗費較大的計算資源，因此有研究人員提出了構建代理模型來代替氣動分析數值模擬的方法，減小優化設計的計算量.代理模型的構造主要有：參數化方法，如Kriging方法和多項式回歸法；非參數化方法，如徑向基函數和神經網絡等，相關研究詳見文獻[27-29].

目前常用的翼型優化算法主要有控制面法[30]、多目標遺傳算法[31]、粒子群優化算法[32]等.針對長航時無人機翼型，Zhao等[33]通過求解考慮層流轉捩的雷諾平均N-S方程，基于粒子群優化算法，構建了翼型綜合優化設計平臺，尋找可以應用于長航時無人機的最優自然層流翼型.Nikolaev等[34]基于遺傳算法，利用翼展方向的升力系數分布對翼型進行優化，實現了低雷諾數條件下大展弦比機翼的準確計算與快速優化設計.

2.1.2 流動控制技術研究

采用適當的流動控制技術也是增大機翼升阻比的重要方法.目前國內外均已展開了低雷諾數翼型控制技術的研究，流動控制主要分為主動流動控制和被動流動控制.針對主動流動控制技術，Yang等[35]進行了低雷諾數下聲激勵主動流動控制技術的研究.Buchmann等[36]提出了前緣零質量射流對大迎角分離的控制技術.左偉等[37]和劉沛清等[38]分別應用合成微射流(Micro-SJ)和吹吸氣技術，對翼面層流分離泡(低雷諾數下翼型的特殊流動現象)進行控制，推遲了失速迎角、增大了機翼最大升力系數和最大升阻比.由于主動控制技術需要利用加入外部能量對邊界層進行控制，增加了額外復雜激勵裝置，因此，加大了長航時無人機應用該技術的難度.

被動流動控制方法具有耗能小、裝置簡單、實用性強、控制效果明顯等優點，常用的被動流動控制方法有渦流發生器、溝槽壁面、前緣襟翼、后緣縫翼以及仿生機翼前后緣等[39-42].被動流動控制通過控制邊界層流動狀態，抑制了流動分離，提高了機翼升阻比，并改善了機翼失速特性.隨著智能材料的發展，可變形機翼成為被動流動控制研究的重要分支[43]，如圖5所示.目前已有學者開展了長航時無人機可變形機翼技術的研究.

圖5 后緣可變形機翼示意[44]

Lafountain等[45]針對“全球鷹”無人機LRN 1050翼型應用了可變形機翼技術.研究了襟翼偏轉和翼型彎度變形之間的關系，結果表明，應用機翼后緣彎度變形可以代替襟翼偏轉對無人機的操縱，同時能保持較高的氣動效率.Della[46]等通過飛行試驗和參數化空氣動力學分析，證明了自適應機翼后緣可以有效改善長航時無人機的飛行性能和地面性能.當前適用于長航時無人機的流動控制方案還需要進一步研究，但是主動和被動流動控制技術為氣動優化設計提供了重要思路.

2.2 氣動布局設計

2.2.1 氣動布局方式及優化方法

高效總體氣動布局是提高飛行器整體飛行性能的核心關鍵，也是實現可靠精準飛行控制的重要基礎.長航時無人機氣動布局與其動態特性和氣動特性密切相關，不同的布局形式對無人機的飛行性能、穩定性和操縱性有重大影響.選擇長航時無人機總體布局類型和參數時不僅要考慮每個部件的合適外形，還要考慮把它們組合在一起時，產生的氣動干擾情況，并且可能需要采取多種技術措施進行綜合權衡，才能實現滿足設計要求和使用要求的最佳總體布置形式.

常規動力長航時無人機氣動布局主要有：V尾布局(如“全球鷹”無人機)、雙尾撐布局(如“蒼鷺”無人機)、可變后掠翼布局、邊條翼布局和聯接翼布局等[47-49].太陽能長航時無人機氣動布局有：常規布局(如“西風”無人機)、飛翼布局(如“太陽神”無人機)、分布式布局和串列式布局等.常見氣動布局特點對比，見表3.

表3 長航時無人機常見氣動布局對比

目前翼身融合布局正成為常規動力無人機和太陽能無人機研究重點之一.翼身融合布局具有浸潤面積和內部體積比低、光滑變截面分布、隱身性能好等特點，可以避免機身與機翼的相互干擾，消除翼身連接處復雜流動的影響，從而改善全機的升阻比等氣動特性[50].Panagiotou等[51]對翼身融合布局的后掠角、展弦比和垂直機翼位置等參數進行研究，分析了翼身融合布局的氣動效率和升力曲線斜率特性等.雖然長航時無人機，特別是高空長航時無人機，對隱身性要求不高，但是合理的在氣動布局設計時考慮隱身性，可以顯著地降低其RCS(雷達散射截面積)，提高其生存力.例如，美國的“全球鷹”高空長航時無人機，采用背負式S彎進氣道，減小飛機的頭向雷達散射截面；將發動機布置在后機身內，并利用V形尾翼遮擋發動機尾噴口，進一步減小側向散射截面，從而提高了全機的整體隱身性能.

長航時無人機氣動布局方案確定后，需對布局參數進行優化設計.氣動布局優化方法有梯度法、罰函數法、基于控制理論的優化方法和遺傳算法等[52-54].由于遺傳算法可以找到優化模型的全局最優解，在長航時無人機氣動布局優化設計中得到了較多應用.Alsahlani等[55]基于遺傳算法，針對飛翼布局太陽能長航時無人機，結合氣動、結構和穩定性分析，搭建了氣動布局設計與優化框架.梁煜等[56]將Kriging代理模型和Pareto遺傳算法引入氣動外形平面參數匹配設計，提出一種基于代理模型的多目標平面參數匹配設計方法，提升了優化的效率并保證了可信度.Panagiotou等[57]針對翼身融合布局長航時無人機設計提出了一種全面優化配置方法，用以解決翼身融合設計階段遇到的問題.

2.2.2 螺旋槳/機身一體化氣動設計

螺旋槳是多數長航時無人機的重要推進部件，根據對無人機的需求不同，螺旋槳布局有推進式布局和拉力式布局，如圖6所示.高空飛行時，由于大氣稀薄，雷諾數降低，還需要針對螺旋槳在低雷諾數下的氣動性能和翼型設計展開研究[58-59].

圖6 螺旋槳發動機的不同布置類型

對于前置螺旋槳，Traub等[60]研究發現，機翼、機身等部件在螺旋槳滑流作用下的氣動特性與無滑流狀態下有較大差異，同時螺旋槳布置位置對全機氣動特性也有不同影響.對于螺旋槳產生的滑流流場的研究，需要考慮流場的加速效應、旋轉效應、黏性效應、湍流效應和發動機位置等因素的影響[61-63].Catalano[64]進行了螺旋槳在不同位置和不同傾角時，正轉與反轉的誘導流對機翼氣動力影響的試驗，試驗雷諾數分別為3.5×105和4.5×105.結果表明，螺旋槳正轉時，轉捩發生在機翼前緣附近，而螺旋槳反轉時，轉捩出現延遲.Rakshith等[65]研究不同機翼弦長受螺旋槳滑流影響的程度，并指出較短弦長的機翼有利于減阻.Ananda等[66]對以Wortmann FX 63-137為翼型的矩形機翼進行了低雷諾數流動風洞試驗，研究表明螺旋槳滑流誘導了湍流的早期過渡，導致了分離泡過早形成.Aref等[61]研究了不同攻角、安裝位置以及旋轉方向的螺旋槳對機翼氣動力的影響，采用CFD方法對流場進行了分析，得到的渦結構如圖7所示.

圖7 螺旋槳在機翼內/外側時的渦量等值面圖[61]

Fig.7 Vorticity isosurfaces with propeller installed inboard/outboard[61]

對于螺旋槳在機身后方的布局形式，需要考慮螺旋槳對機身的反作用.陳廣強等[67]對螺旋槳裝布置在V尾后方的高空長航時無人機流動特性進行了數值模擬，研究表明螺旋槳尾流的干擾使無人機機身尾部的壓差阻力迅速增大，導致無人機氣動性能變差.另外，在低雷諾數條件下無人機平臺表面流動容易發生分離，也會使螺旋槳推進效率降低[68].因此，必須考慮螺旋槳與全機的氣動性能相互干擾，進行螺旋槳/機身一體化設計[69].

3 長航時無人機結構設計技術

長航時無人機普遍采用輕質復合材料大展弦比機翼，使得結構質量減輕，誘導阻力減小，但是復合材料結構柔性顯著降低了大展弦比機翼的整體剛度，使得氣動彈性穩定性問題異常突出[70-71].長航時無人機結構設計需要同時滿足結構強度、剛度、靜/動氣動彈性等多個方面的約束.因此，大展弦比機翼氣動彈性建模和分析、復合材料機翼氣動彈性剪裁以及考慮復合機翼機身制造的結構優化設計是長航時無人機結構設計的關鍵技術問題.

3.1 大展弦比機翼氣動彈性分析

長航時無人機飛行過程中，機翼結構大柔性會引起幾何非線性，導致氣動載荷重新分布，翼面局部攻角增加，氣流更容易發生分離，引發氣動非線性特征，最終導致復雜的非線性氣動彈性問題，此外，結構柔性的增加還會導致飛機顫振邊界的提前.2003年，“太陽神”無人機在試飛中經歷嚴重的非線性氣動彈性問題，最終解體，如圖8所示.NASA在隨后的調查報告中，事故原因被認為是缺乏對飛行大變形情況的分析.

3.1.1 非線性氣動彈性建模

對于大柔性飛行器全機氣動彈性分析而言，其結構具有局部非線性特征，機翼變形較大，幾何非線性特征明顯，但機身變形仍保持線性特征.機翼、機身和尾翼通過邊界協調條件實現各部件的相互連接.因此對機翼建立準確的非線性氣動彈性模型尤為關鍵.建立大展弦比機翼氣動彈性模型需要耦合結構模型和氣動模型，常用的結構和氣動模型如圖9所示.

圖8 “太陽神”無人機非線性氣動彈性問題

圖9 常用氣動/結構分析模型

在常用的結構動力學模型中，非線性運動梁理論和幾何精確本征梁理論對于簡單梁結構有較好的求解精度和較高的求解效率，但是難以處理復雜結構模型.非線性位移基有限元方法比較成熟，在復雜模型適用性和求解精度上都有較好表現，但求解效率低下.常用的氣動模型特點和適用范圍見表4.

表4 氣動模型對比

不同的結構模型和氣動模型相結合，最終得到不同方程形式的氣動彈性模型.如基于非線性運動梁理論，氣動彈性方程可以表示為

對于幾何精確本征梁模型，其結構模型為一階形式，因此氣動彈性方程可以表示為

對于多體系統動力學方法，氣動彈性方程如下：

Φ(q,t)=0，

式中,q=[qstruqaero].其中:qstru為氣動彈性方程結構位移變量；qaero為氣動彈性方程氣動變量，具體定義依據氣動模型的選取.

3.1.2 非線性靜/動氣動彈性分析

大展弦比機翼易發生大的彎扭變形，導致無人機結構和氣動特性發生變化，引發氣動彈性發散和操縱效率降低甚至反效等靜氣動彈性問題，嚴重危害無人機飛行安全.

Smith等[78]和Garcia等[79-80]分別基于幾何精確本征梁理論和三維幾何非線性梁理論，結合Euler求解器，研究了大展弦比柔性機翼的靜態氣動彈性特性，Garcia[79]對跨聲速下大展弦比平直翼和后掠翼的靜氣動彈性進行了研究，探討了跨聲速阻力和結構彎扭耦合的關系.國內西北工業大學周洲團隊也開展了相關研究[81-83]，通過編寫計算結構力學和計算流體力學耦合求解器，研究了類似“太陽神”布局無人機的靜氣動彈性問題.研究表明，此類無人機受載變形會降低升阻比，增大滾轉、偏航力矩導數，引起氣動載荷的重新分布向翼根轉移，但是靜氣動彈性變形可以有效緩和存在的縱向靜不穩定現象，同時顯著改變全機的橫航向穩定性等.

對復合材料大展弦比機翼動氣動彈性問題，國內外學者的研究主要集中在動氣動彈性穩定性和氣動彈性動響應領域.分析大展弦比機翼動氣動彈性穩定性問題，通常采用等效梁板模型.劉湘寧等[84]基于結構幾何非線性的大變形歐拉梁和片條理論，建立了大展弦比復合材料機翼的非線性氣動彈性分析模型，分析了鋪層角、展弦比、機翼線密度等參數對顫振速度的影響，并且以機翼顫振速度為目標函數對大展弦比復合材料機翼進行氣動裁剪設計.Attaran等[85]使用有限元方法，分析了機翼展弦比、后掠角以及鋪層順序對顫振速度的影響.Kameyama等[86]采用變截面的復合材料板模型建立非線性氣動彈性模型，研究了機翼的顫振發散特性，并且利用遺傳算法對復合材料機翼結構進行了優化.

針對氣動彈性動響應問題，Cesnik等[87-88]和Brown等[89]開發了氣動彈性仿真框架.在此基礎上，Su等[90-91]引入了陣風模型.對柔性飛機的配平、縱向穩定性和陣風響應，以及翼身融合布局飛行器陣風響應和顫振特性進行了詳細研究.Tang等[92]基于非線性梁理論和ONERA失速模型，對大展弦比柔性機翼的陣風響應進行了研究，探討了陣風分布的影響.Patil等[93-95]考慮氣動彈性非線性，對不同展弦比柔性機翼的極限環振蕩特性進行了研究，并提出了主動控制方法.Kim等[96]在Crespo非線性梁模型中加入了外掛，研究了外掛質量、外掛慣性和外掛位置對機翼極限環振蕩特性的影響.Zhang等[97]研究發現，在不發生失速的情況下，結構的幾何非線性可以導致大展弦比機翼出現極限環振蕩，隨著飛行速度的增加，動態失速成為主導，極限環現象變得更加復雜.

長航時無人機面臨復雜的非線性氣動彈性問題，一方面需要建立更加準確的模型，結合結構設計進行被動氣動彈性控制；另一方面可采用主動控制技術進行氣動彈性控制，該內容將在氣動彈性主動控制中進行詳細介紹.

3.2 復合材料機翼氣動彈性剪裁

氣動彈性剪裁技術使用控制剛度方向的方法，來控制靜態或動態的氣動彈性變形，從而使飛行器的氣動和結構性能向著有益的方向發展.長航時無人機大多采用了輕質、高強度和高模量的先進復合材料結構，具有良好的可設計特性.氣動彈性剪裁技術可以在滿足氣動彈性要求的前提下，最大限度地降低機翼結構質量，是飛行器結構設計的關鍵技術之一.

氣動彈性剪裁本質為約束優化問題，一般流程如圖10所示.結構質量經常被設為優化的目標函數，約束條件可能是結構在外部載荷作用下的強度條件、剛度條件或氣動彈性約束條件等[99].Guo等[100]以強度、損傷容限和氣動彈性穩定性為約束，提出了大型飛機復合材料機翼多目標優化方法.將蒙皮層數和鋪層角度作為設計變量，優化完成后的機翼滿足實際設計的生產要求，同時結構質量減輕了30%.萬志強等[101]研究表明，使用遺傳/敏度混合優化算法可以較好實現強度、位移、發散速度和顫振速度等約束條件下的質量最小設計.

圖10 氣動彈性剪裁多目標優化流程圖[98]

Fig.10 Multi-objective optimization flow chart of aeroelastic tailoring[98]

長航時無人機機翼由于柔性特征明顯，顫振臨界速度經常成為約束無人機性能指標的重要因素之一.白俊強等[102]提出了三級結構優化方法，在滿足強度和變形約束的條件下，將梁、肋和蒙皮厚度作為設計變量，進行第1級結構質量優化.以顫振速度為約束條件將鋪層順序進行優化，完成第2級結構質量優化.最后，在不改變質量的前提下，采用遺傳算法優化復合材料鋪層順序，增大了機翼的顫振速度.劉湘寧等[103]以顫振臨界速度作為目標函數,建立了非線性氣動彈性模型，研究了兩種不同截面的復合材料機翼顫振速度與鋪層角的關系.使用罰函數內點法和導數優化方法變尺度結合求解，進行氣動彈性剪裁優化，優化后的機翼顫振速度提高了22.77%.

3.3 復合材料機翼/機身結構設計

長航時無人機的結構設計主要包括機翼、尾翼、機身、發動機吊艙和起落架等機體結構設計和操縱系統設計.結構設計方案需要根據結構使用條件、外形尺寸、初步確定的結構形式以及各種協調關系，通過設計、分析、試驗等方式確定.大展弦比復合材料機翼結構設計的核心是在機翼厚度、結構強度與穩定性、氣動彈性變形以及顫振速度等多約束條件下，尋求綜合性能最優的結構方案.

長航時無人機機翼外形參數以及機翼機身相對位置初步確定后，需要明確機翼結構參數.機翼結構可以選用蜂窩夾層、多墻式和混合式結構[104].張紀奎等[105]的研究表明：蜂窩夾層結構具有密度小、剛性好、減震性和抗疲勞性強等特點，并且有利于氣動彈性剪裁設計；多墻式結構在相對厚度較小的機翼結構中能夠充分利用蒙皮來承受較大彎矩；混合式結構同時綜合了多種結構特點，有較好的方向可設計性，通過合理的剛度分配，可實現較小的結構質量.

為了得到機翼結構最優設計方案，需要基于結構分析方法或結構試驗方法，對其性能進行分析，通過設計復合材料鋪設角度、鋪層厚度、鋪層比例等變量，合理分配機翼結構剛度，最優化機翼性能.劉峰等[106]應用準等強度設計思想對大展弦比機翼進行了復合材料鋪層設計與優化，隨后利用有限元軟件進行分析與校核，優化后的機翼結構減重達5.23%.楊龍[107]針對機翼主梁碳纖維鋪層厚度與機翼結構動力學特性的關系進行了研究，發現機翼剛度與碳纖維厚度并不是正相關，而是存在厚度的最佳值.Meddaikar等[108]基于NASTRAN有限元軟件分析機翼結構性能，以機翼最大翼尖位移為目標函數，使用遺傳算法優化了復合材料鋪層順序，并通過風洞試驗驗證了分析結果的可靠性.Vio等[109]和Gauthier-Perron等[110]通過優化機翼結構參數，提高機翼剛度，實現了被動陣風載荷減緩.Park[111]等針對高空長航時無人機，采用碳纖維增強環氧樹脂復合材料圓柱管和隔板作為大展弦比機翼翼梁，如圖11所示，實現機翼輕量化設計，并使用非線性有限元數值分析方法和靜強度試驗對其研制的機翼進行結構強度分析，驗證了所研制機翼滿足設計性能要求.

機翼機身連接處的設計是飛機設計中的難點之一，界面復雜，連接件多且裝配問題突出，合理地設計翼根連接件對減少裝配工時和減少零件修配有很大作用[112].長航時無人機大展弦比機翼因根部彎矩和彈性變形較大，給機翼結構翼身連接設計帶來較大難度.無人機傳統的翼身連接多為集中接頭式，傳力路線為機翼彎矩和剪力通過接頭耳片到機身框.由于長航時無人機機翼根部彎矩大，工程上翼身連接設計一般采用可以實現機翼彎矩的自平衡的翼身連接方式，如中央翼貫穿機身的結構型式.中央翼結構型式的無人機機翼和機身框之間只傳遞剪力，可有效減輕機身框的質量，但也會影響機身的傳力路線[113].“捕食者”無人機采用了一種主梁彎矩自平衡的連接形式，即在翼身連接區，兩側機翼的主梁重疊，左側機翼的主梁相對右側機翼的主梁偏移，并通過兩軸銷相互連接，實現彎矩自平衡，并與機身隔框相連傳遞剪力.

圖11 大展弦比碳纖維復合材料機翼強度試驗與分析[111]

Fig.11 Strength test and analysis of high-aspect-ratio carbon fiber composite wing[111]

此外，長航時無人機機翼結構設計過程中還需考慮結構的制造工藝性和維護便捷性.Benjamin等[114]基于Lattice晶格結構，實現復合材料機翼的分塊制造與拼裝，使得機翼具有輕量化、檢修方便的特點.胡江波等[115]根據給定的機翼外形結合有限元分析和制造工藝性分析確定了直梁式機翼結構布局方案，并且通過增加后緣膠接區域的預浸料填充物，使得機翼的破壞載荷提升了18.95%，載荷質量比提高了13.15%.向錦武等[116-117]針對復合材料機翼制造和維修方法，提出了新的復合材料機翼防固化變形模具設計方法和開口補強設計方法.

4 長航時無人機飛行控制技術

高精度、高抗擾飛行控制是無人機實現安全精確著陸、精細偵察與監視、高分辨率遙感、自動攻擊控制、自動空中加油對接控制的共性關鍵技術，對于無人機的發展具有重要的推動作用.長航時無人機采用大展弦比柔性機翼，機翼非線性氣動彈性低頻振動易與無人機飛行動力學產生耦合，導致復雜非線性飛行動力學行為，氣動彈性顫振不穩定性成為危及飛行安全的首要因素，因此，柔性飛行動力學建模和主動氣動彈性控制技術尤為關鍵；長航時無人機作業區域廣，飛行高度高，自然環境和電磁環境多變，飛行控制和導航系統的穩定性和精度要求更高，必須進行無人機軌跡控制和自主導航技術的研究.

4.1 柔性飛行動力學建模

長航時飛行器具有機翼展弦比大、剛度低的特點，是典型的柔性飛行器，因此需要考慮機翼彈性對動力學分析的影響，進行無人機穩定性、操縱性分析與飛行控制律設計.張健等[72,118]針對柔性飛行器飛行動力學和結構動力學耦合的飛行動力學建模進行了相關研究，說明了耦合求解的重要性.目前，適用于大柔性飛行器飛行動力學建模的方法主要有平均軸系法(mean axes)[119-120]和準坐標系法(quasi coordinates)[121]，兩種方法都是在體軸系中描述飛行器的彈性變形，區別在于對體軸系的定義不同.

國內外學者均開展了基于平均軸系法對柔性飛行器建模以及柔性飛行器動力學特性分析.Damveld等[122]和Silvestre等[123]基于平均軸系法對柔性飛行器進行了建模，分別實現了柔性飛行器的操縱品質的分析和俯仰角速度的控制.Patil等[124]對飛翼布局長航時無人機進行了動力學建模與分析，在大變形中引入小應變假設，使模型可用于穩定性分析和非線性仿真.國內主要有西北工業大學周洲等[125-127]對太陽能無人機進行了動力學建模，并分析了高空長航時無人機的縱向動力學特性.研究表明，在縱向穩定性方面，由于彈性變形和集中載荷的影響，無人機的短周期頻率減小且阻尼增大，長周期運動與結構變形運動發生耦合，導致長周期的阻尼減小.王睿等[128]研究了大展弦比多螺旋槳飛行器的航向氣動特性，基于航向小擾動方程進行了飛行器的動態特性分析，研究表明多螺旋槳可以顯著改善飛行器的荷蘭滾模態和螺旋模態特性.李鋒等[129]建立了風場作用下的高空太陽能飛行器的橫航向動力學模型，探究了穩定風場對無人機橫航向特征根的影響.研究表明，穩定風場存在下橫航向模態特征根與無風時相同，但橫航向模態特征矢量中側向速度對應的相應存在差異.

準坐標系法可以方便的描述飛行器的剛性運動和彈性變形的關系，目前有學者采用該方法進行了柔性飛行器的動態特性研究.Haghighat等[130]基于準坐標系方法建立了長航時無人機動力學方程，并進行了陣風響應分析.Chang等[131]基于準定常氣動力方法，對全機動力學特性進行了研究，分析了機身質量分布、機身長度以及平尾位置對柔性飛行器的縱向特性影響，指出俯仰慣性隨著機身長度的增加而增加，從而導致縱向短周期模態變得不穩定.此外，郭東等[132]則結合了平均軸系和準坐標系兩種方法的優勢，提出了“瞬態坐標系”法，該方法利用拉格朗日方程和有限元思想推導大柔性飛行器的動力學模型，充分考慮柔性飛行器氣動力、結構、控制和飛行力學之間的交叉耦合特性，為動力學特性分析提供了理論基礎.

隨著大展弦比柔性長航時無人機剛柔耦合問題研究的開展，逐漸發展出若干柔性飛行器非線性氣動彈性與飛行動力學耦合仿真工具/框架.目前主要的仿真工具/框架包括：ASWING[133]、NATASHA (nonlinear aeroelastic trim and stability of HALE aircraft)[134]、UM/NAST (the university of Michigan’s nonlinear aeroelastic simulation toolbox)[87]、NANSI(nonlinear-aerodynamics/nonlinear-structureinter-action)[135]以及SHARP(simulation of high aspect ratio planes)[136]等.各仿真工具/框架的特點和適用范圍見表5.

表5 柔性飛機非線性氣動彈性與飛行動力學耦合仿真工具/框架

4.2 氣動彈性主動控制

由于各種非線性因素，柔性飛行器線性氣動彈性系統會產生極限環振蕩、混沌等一系列不穩定現象，對飛行器結構和飛行安全造成很大隱患.長航時無人機主動控制技術(active control technology)采用驅動裝置消除氣動彈性不穩定性的影響，主要包括主動顫振控制和陣風減緩控制.常規飛行器的氣動彈性主動控制研究，詳見文獻[137-139].對于長航時無人機，目前主要的控制器包括：線性二次調節(linear quadratic regulator，LQR)、線性二次高斯控制器(linear quadratic gaussian，LQG)、靜態輸出反饋控制器(static output feedback，SOF)和PID(proportional integral derivative)控制器等.由于長航時無人機飛行特性的不確定性，自適應控制正受到廣泛關注[140-142].

大展弦比機翼應用主動控制技術可以提高顫振速度，擴大長航時無人機的飛行包線.Patil等[95]提出了最優恒增益SOF控制器的設計方法，用于高空長航時無人機大展弦比機翼陣風減緩和極限環振蕩控制，其結果表明，控制器在不同位置時具有不同的控制效果；SOF控制器與LQR和LQG控制器相比具有相似的增益和相位裕度.Cesnik等[143]開展了高空長航時無人機機翼的顫振控制研究，對傳感器類型、作動器分布進行優化，研究表明處于合適位置的應變傳感器可以對大展弦比機翼顫振進行控制.Afonso等[144]結合非線性氣動彈性分析模型，設計了抑制大展弦比機翼氣動彈性失穩的控制律.Zhao等[145]將柔性飛行器視為反饋控制下的多體系統，研究了氣動彈性、飛行動力學和控制的耦合作用，結果表明，該方法可以控制柔性飛行器操縱時的極限環振蕩現象.

陣風減緩主動控制，可以降低機翼載荷，延長結構壽命，并改善飛行器操控穩定性等品質.Dillsaver等[146]使用線性降階模型對長航時無人機X-HALE的動力學系統進行降階，通過設計LQG控制器實現陣風減緩.仿真結果顯示，陣風引起的機翼曲率峰值降低了47%，機翼均方根曲率降低了83.7%.Wang等[147]針對長航時無人機陣風減緩問題，使用SOF控制器，抑制無人機柔性變形.仿真結果表明，陣風條件下翼尖最大位移減小了33%.Cook等[148]研究了柔性飛行器后緣控制面的陣風抑制問題，通過設計線化控制器，使得該飛行器離散陣風下的根部彎矩減小了9%.Wang等[149]開發了非線性氣動彈性伺服框架用于柔性飛行器的飛行模擬，其設計的H∞控制器，可使飛翼布局的柔性飛行器在不同的陣風條件下保持穩定.Zeng等[150]設計了自適應前饋控制系統，并以F/A-18主動氣動彈性機翼模型為對象，驗證了方法的可行性.陳磊等[151]針對大展弦比多控制面彈性機翼風洞模型，從頻域和時域進行了陣風響應分析，使用PI控制器進行陣風響應減緩控制律設計.仿真和風洞試驗結果表明，在各設計控制律下，翼尖的加速度減少了10%以上，并且在速度較高時的減緩效果優于低速時的減緩效果.

4.3 無人機飛行軌跡控制

長航時無人機飛行動力學是高階非線性系統，對擾動敏感，在保證控制系統能完成控制目標的同時還要求其具有較強魯棒性，因此飛行軌跡控制系統設計難度較大.工程實際應用中，考慮到飛行器做姿態運動時受到物理舵面偏轉的限制，在設計控制系統時還應考慮受限算法[152].

早期長航時無人機軌跡控制系統設計，主要在穩定風場假設下展開.Silvestre等[123]基于剛體近似理論，將柔性模態作為擾動加入控制系統中，設計了輸出反饋控制器，實現了大柔性飛行器的俯仰角速率跟蹤.Haghighat等[153]設計了應用于長航時無人機的多目標魯棒控制器，使用線性矩陣不等式方法將控制器設計描述為凸優化問題，當配平速度變化時，在魯棒控制器作用下，長航時無人機的穩定性和閉環系統性能仍能保持良好.Che等[154]針對強剛柔耦合的輕質結構大展弦比柔性飛行器設計了L1增廣自適應控制器，該控制器用于保持飛行器巡航高度以及抑制機身顫振，其結構框圖如圖12所示.結果表明，L1自適應控制器能夠在30～130 psf之間保持穩定并且達到良好的性能指標.

圖12 長航時無人機L1自適應軌跡控制器框圖[154]

Fig.12 L1 adaptive trajectory control architecture of long-endurance UAV[154]

Shearer等[155]在六自由度機體坐標系下設計了大柔性飛行器的雙閉環軌跡控制算法.飛行器控制器分為內外回路，外回路采用PID結合非線性變換控制，主要進行軌跡傾角控制，產生的輸出作為內回路的控制輸入.內回路對橫側向和縱向運動進行解耦控制，縱向采用動態逆控制器，橫航向采用線性二次型控制器，主要用于控制飛行器線速度與角速度.Zheng等[156]將高階大柔性飛行器模型降階，對降階模型設計標稱LQG控制器，在此基礎上考慮系統魯棒性設計了輸出反饋自適應控制器.結果表明，控制器能夠提高瞬態響應速度并且達到跟蹤指標的要求.Sadat-Hoseini等[157]基于LQR和前饋閉環控制方法設計了大柔性飛行器著陸軌跡跟蹤控制器，控制流程如圖13所示，利用LQR跟蹤著陸控制軌跡，引入積分器消除靜態誤差，使用前饋環節來減少可測量量的擾動引起的系統誤差，成功實現了飛行器在穩定側風存在時的降落軌跡跟蹤.

長航時無人機飛行時受突風擾動影響較大，研究在突風環境下的軌跡控制方法有著重要的實際意義.Raghavan等[158]基于大柔性飛行器的降階模型，采用多步非線性動態逆控制器結合非線性導引律，實現了對直線和曲線軌跡的成功跟蹤，同時系統在有效載荷突變時仍能保持較好的飛行性能.Qi等[159]針對陣風干擾下的高空長航時無人機設計了雙閉環控制系統.外環采用線性自抗擾LADRC控制器，內環則采用H∞控制器跟蹤外環控制器產生的姿態信號，并采用粒子群優化算法對H∞中的加權矩陣進行參數優化，提高了系統魯棒性，比采用傳統PID控制器的軌跡控制方法有更快的收斂速度和更小的超調量.Dillsaver等[160]設計了陣風擾動下的大柔性飛行器縱向軌跡控制器.縱向控制內環采用動態逆控制器，外環采用高增益PID或LQR控制器，實現了飛行器的高度穩定控制.橫航向控制采用LQG控制器，實現了對航向角度控制指令的跟蹤.

圖13 長航時無人機抗陣風縱向軌跡控制器框圖[157]

4.4 無人機自主導航技術

長航時無人機在飛行過程中要同時應對復雜的自然環境和電磁環境，對無人機導航系統的穩定性和精度提出了很高的要求.目前在無人機上采用的導航技術主要包括慣性導航、衛星導航、星光導航、地形輔助導航等，但是單一的導航方式并不能滿足長航時無人機全天候長時間準確導航定位的需求，因此必須根據具體任務場景設計組合導航系統方案.組合導航把多種導航系統有機連接，使各系統性能互補，提高導航性能.

慣性/衛星組合導航系統[161]是目前無人機廣泛采用的自主導航技術，能提供陸地、海洋和空間的全天候、全時間、連續的三維位置、三維速度和時間信息，慣性/衛星組合導航系統是可以有效地提高慣導系統的性能和精度，提高衛星導航系統接收機動態特性和抗干擾性.另外，慣性/衛星組合導航系統可以實現一體化，以進一步減少系統的體積、質量和成本，減小非同步誤差.慣性/天文組合導航系統也是一類具有較高精度的自主導航技術.慣性系統用于解算天文導航系統所需的基準地平線方向，決定了導航系統的定位精度[162]，天體導航系統基于天體的確切位置和地球運動規律，觀察飛行器相對于天體的精確坐標解算飛行器位姿，該類導航系統具有隱蔽性好、定位能力準確、自主能力強等特點[163].此外，Yang等[164]提出了一種用于長航時無人機的基于慣性/衛星/天文導航的組合導航系統，實現了姿態角誤差±0.25°，位置精度±2.4 m的定位效果.周姜濱等[165]對捷聯慣性導航系統、全球定位系統、“北斗”衛星導航系統和大氣數據系統在高空長航時無人機導航系統中應用的可行性進行了分析，提出了組合導航系統方案，并建立了組合導航系統的狀態方程和量測方程，設計開發了組合導航仿真系統.

為了提高導航系統的可靠性和硬件冗余度，保證飛行安全，一方面可以采用容錯技術以提高其飛行控制系統的可靠性[166].在緊急情況下，可采用容錯控制器(FTC)幫助飛機保持一致的控制，并采用故障檢測和隔離(FDI)方法來解決子系統的故障和故障.FDI技術分為基于模型的技術，主要采用參數辨識、聯合濾波和人工神經網絡等方法[167-168]；基于信號的技術，主要應用主成分分析(PCA)、信號頻譜分析等方法[169].另一方面，需要深入開展無人機防誘騙、防捕獲技術研究，如果機載導航數據受到欺騙式干擾，如衛星導航數據受到漸進式干擾，組合導航系統將無法準確報告無人機準確位置.導航系統是無人機系統防欺騙、防捕獲的薄弱環節.國內向錦武團隊[170]提出了一種基于衛星通信的無人機導航數據防欺騙方法，用于在地面識別導航數據是否受欺騙，提高了長航時無人機在對抗環境中的可用性和實用性.

5 結 論

1)長航時無人機系統的成功研制與應用，離不開能源動力系統.目前常規動力中空長航時無人機發展迅速，取得了比較廣泛的應用，新能源動力長航時無人機多數還處于樣機研制階段，離實際應用還有一定的差距.提高常規動力長航時無人機的飛行高度是未來發展的主要方向之一.

2)續航時間在一周以上，稱為“超長航時”的無人機技術成為各航空強國關注的焦點.要實現超長航時飛行，通常采用超大展弦比(>30)氣動布局，浸濕面積極大地降低甚至取消單獨的機身.同時提高無人機飛行高度和續航時間是增加無人機實用性和可靠性的關鍵.

3)超大展弦比氣動布局和輕質材料結構導致無人機呈現“大柔性”，引發氣動、結構出現本質非線性、強耦合和不確定性，無人機對外部環境激勵和內部狀態變化極其敏感，氣動彈性顫振不穩定性成為危及飛行安全的首要因素，給氣動布局、結構構型和飛行控制設計帶來極大挑戰.必須研究高空低雷諾數環境下無人機總體氣動綜合優化設計方法，并突破現有的線性系統設計框架，在非線性系統分析、綜合和主動振顫抑制方面取得突破.

4)超長航時無人機續航時間以“周”計算，大大超越了現有的各種航空器，對系統的任務可靠度提出了極高的要求.超長航時無人機上狹小的空間和苛刻的載重限制又嚴格限制了余度配置的規模.必須開展針對性研究，在規模受限條件下的超長航時飛行主動容錯控制與自主決策技術方面取得突破，同時以無人系統的智能化、協同化和網絡安全發展為方向，提升長航時無人機的應用范圍和任務效能.