基于主動流動控制技術的無舵面飛翼布局飛行器姿態控制

2020-12-28 08:34:10孫全兵史志偉耿璽王力爽張維源

航空學報 2020年12期

關鍵詞：信號

孫全兵，史志偉，耿璽，王力爽，張維源

南京航空航天大學航空學院，南京 210016

飛翼布局飛行器無水平和垂直尾翼，結構簡單重量輕，且整個飛機全為升力面，氣動效率高。飛機只有機身和機翼的融合設計，使得雷達散射截面積減少，更適合突防攻擊和隱身偵查。美國的X-47B、法國的神經元、德國的梭魚無人機等都采用的是飛翼布局。飛翼布局飛機有諸多的優點，但因其無水平和垂直尾翼，姿態控制特別是俯仰和航向控制困難。為保證飛機的操縱性和飛行品質，大量新型控制策略被用于飛翼布局的姿態控制[1-3]。

雖然新型控制策略能較好地對飛機姿態進行控制，但是機械舵面偏轉會破壞飛翼布局飛機良好的隱身性能，且存在卡死的可能性。主動流動控制技術可以在不需要外置活動舵面的情況下改變飛機的氣動力和力矩，對飛機的姿態進行控制。在飛機姿態控制中應用最為廣泛的是射流環量控制技術，該技術最早由Davidson在1962年提出[4]，20世紀70～90年代有大量的學者對射流環量控制技術進行了諸多的基礎研究[5-8]。20世紀70年代美國海軍將射流環量控制技術用于A-6A 起降階段增升，1976年弗吉尼亞大學也用射流環量控制實現增升，效果顯著。2005年曼徹斯特大學試飛了采用射流環量控制進行滾轉控制的Tutor無人機，2008年該團隊又試飛了采用射流環量控制技術控制俯仰和滾轉的完全無舵面無人機DEMON[9-10]。2014年南京航空航天大學試飛了依靠射流環量控制技術進行滾轉操控的常規布局無人機[11]，2015年該團隊又試飛了依靠射流環量控制進行俯仰和滾轉控制的完全無舵面的鴨式布局無人機[12]。

射流環量控制技術能實現飛機的滾轉和俯仰控制，而航向控制一直是飛翼布局設計的一個難題[13]。針對飛翼布局航向控制，20世紀90年代美國在小展弦比飛翼布局飛機ICE上使用全動翼尖、嵌入式舵面、開裂式阻力方向舵等進行航向控制[14-15]；瑞典皇家理工學院應用差動襟翼進行航向控制[16]。國內也對飛翼布局的航向控制做了一定的研究[17-21]，這些研究使用的都是阻力類方向舵，而這類方向舵在小偏角時效率比較低，大偏轉角會破壞飛機的隱身性能。根據文獻[11-12]，射流環量控制技術能控制無人機的俯仰和滾轉運動，文獻[22]表明反向射流技術能控制飛翼布局飛行器的航向運動，本文結合射流環量控制技術和反向射流技術控制飛翼布局飛行器的三軸姿態，則飛行器可實現無舵面飛行。

首先，針對某型飛翼布局無人機設計基于射流環量控制和反向射流兩種主動流動控制的無舵面姿態控制方案；接著，進行了風洞測力試驗，對基于主動流動控制技術的無人機姿態控制方案的可行性進行評估；最后，在風洞試驗的基礎上，進行該無舵面無人機的飛行試驗，分析飛行過程中主動流動控制激勵器的姿態控制規律。

1 研究對象

本文研究對象是某型飛翼布局無人機，其相關參數如表1所示。該無人機無活動的機械舵面，依靠射流環量控制和反向射流兩種主動流動控制技術實現姿態控制，可視為“射流虛擬舵面”控制。環量控制激勵器和反向射流激勵器都以機翼的后緣為基準安裝，激勵器的長度方向均與機翼的后緣平行，圖1是該無人機的俯視圖，激勵器布置位置和相關尺寸標注于圖中。

圖2(a)和圖2(b)分別是環量控制激勵器和反向射流激勵器的示意圖。環量控制激勵器的長度是0.3 m，后緣半徑為0.004 5 m，射流縫的高度為0.000 3 m。射流環量控制利用的是康達效應，機翼上布置兩對環量控制激勵器，每個環量控制激勵器都有上下兩個射流縫，環量控制激勵器可通過不同的射流組合方式實現無人機的俯仰或者滾轉控制。

反向射流是在機翼上下表面適當的位置開射流縫，逆來流方向吹氣，射流與主流相互作用，在機翼表面形成渦，使得射流側機翼阻力增大，從而產生偏航力矩[22]。反向射流激勵器長度為0.1 m，射流縫的高度為0.001 m，射流方向是與當地弦線的夾角25°的斜前方，兩側機翼各布置一個反向射流激勵器。

圖1 無人機俯視圖Fig.1 Top view of UAV

圖2 主動流動控制激勵器Fig.2 Active flow control actuators

2 試驗模型與方法

試驗在南京航空航天大學1 m風洞中進行，該風洞是低速回流式開口風洞。開口試驗段截面為矩形截面，尺寸是1.5 m×1.0 m，試驗段長度為1.9 m，自由來流的湍流度為0.07%。

測力試驗使用的儀器是六分量盒式天平，天平載荷和校準精度如表2所示，A、N、Y分別代表軸向力、法向力和側向力；L、M、N分別代表滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩。試驗標稱風速為15 m/s，由開口風洞阻塞度的修正公式[23]得到阻塞系數ε=0.004 25，修正風速為14.94 m/s，試驗各氣動力和力矩均以修正后風速為參考進行無量綱化。

表2 盒式天平校準精度Table 2 Calibration accuracy of balance

如圖3所示，測力試驗模型是1∶1無人機的機翼。單側機翼布置有兩個環量控制激勵器，從而有4個射流口，分別由4個獨立氣源供氣；反向射流激勵器在機翼上下表面射流口的內部管道相互連通，由一個氣源供氣。5個氣源均為安裝在機翼內的小型離心鼓風機，圖4是該小型鼓風機，鼓風機由三相交流電機驅動。測力試驗機翼的迎角變化范圍是-4°～16°，步長2°；激勵器氣源由16 V穩壓直流電源供電，并由電調轉化成三相交流電；試驗時通過脈寬調制(Pulse Width Modulation，PWM)改變激勵器氣源電機的轉速，分別測量各激勵器氣源電機控制信號的PWM值為1 100、1 300、1 500、1 700、1 900時機翼的氣動力和力矩。

圖3 試驗模型Fig.3 Experimental model

圖4 離心風機Fig.4 Centrifugal fan

3 試驗結果分析

射流激勵器氣源離心風機的轉速會隨其控制信號PWM值的變化而發生改變，射流的強度也會隨之改變，進而模型的氣動力也會發生變化。類比于傳統機械舵面，改變激勵器氣源控制信號的PWM可認為是改變激勵器的“射流虛擬舵面”的“偏轉角度”，從而改變飛行器的氣動力。

激勵器氣源控制信號PWM值等于1 100時離心風機轉速為0，即“射流虛擬舵面”的“偏轉角度”等于0，此時試驗所得的是機翼本體未加激勵的氣動力。5個氣源的PWM值等于1 100時分別進行了試驗，即機翼本體的5次重復性試驗，其結果如圖5所示。迎角在±10°范圍內阻力、升力和俯仰力矩系數的精度分別是0.000 46、0.000 78和0.000 27，滿足風洞試驗數據的精度標準[24]。

圖5 重復性試驗結果Fig.5 Repeated experimental results

環量控制激勵器可通過不同的吹氣組合形式產生俯仰和滾轉力矩。左右機翼內側的一對以飛行器中截面對稱安裝的環量控制激勵器用于改變飛行器的俯仰力矩，稱為俯仰環量控制激勵器。這一對環量控制激勵器的上射流口同時吹氣能改變飛行器的升力和俯仰力矩且不會帶來橫航向氣動力和力矩的變化，它們的下射流口同時吹氣亦是如此。圖6和圖7是俯仰環量控制激勵器在不同PWM控制信號時的升力系數增量和俯仰力矩系數增量隨迎角的變化曲線。飛機的兩側機翼各一個俯仰環量控制激勵器，依據文獻[25]飛行器半模型氣動力數據處理方法，升力系數增量和俯仰力矩系數增量是施加激勵后機翼氣動力系數與機翼本體氣動力系數差值的兩倍。對于俯仰環量控制激勵器的上下兩個射流縫，定義上射流縫吹氣的PWM值為正，下射流縫吹氣的PWM值為負。PWM值從負的最大變化到正的最大，升力系數增量逐漸增大，俯仰力矩系數增量從正值逐漸減小到負值。升力系數增量隨著迎角增加而逐漸增加，根據文獻[12]，這是因為環量控制能抑制流動分離，大迎角時增升效果明顯；同樣在負迎角時下射流口吹氣能抑制下翼面流動分離，產生更大的升力負增量。升力系數和俯仰力矩系數增量在不同的迎角下雖然略有變化，但類似于機械舵面，俯仰環量控制激勵器產生的俯仰力矩增量和升力增量穩定，且隨著控制信號的變化規律，能用于飛機的俯仰運動控制。

圖6 升力系數增量隨迎角變化曲線Fig.6 Lift coefficient increment curves with angle of attack

圖7 俯仰力矩系數增量隨迎角變化曲線Fig.7 Pitch moment coefficient increment curves with angle of attack

左右機翼外側的一對以飛行器中截面對稱安裝的射流環量控制激勵器用于改變飛行器的滾轉力矩，稱為滾轉環量控制激勵器。滾轉環量控制激勵器的左側激勵器的上射流口吹氣，同時右側激勵器的下射流口吹氣能產生右滾轉力矩，反之則產生左滾轉力矩。定義產生左滾轉力矩的PWM值為負，反之PWM值為正。風洞試驗為飛機的左側機翼，同樣依據文獻[25]的數據處理方法，激勵器上射流口在氣源控制信號為某一PWM值時吹氣產生的氣動力增量減去該激勵器下射流口在氣源控制信號PWM值相同時吹氣產生的氣動力增量得到飛行器的右滾轉力矩增量。圖8是滾轉環量控制激勵器不同PWM控制信號時滾轉力矩系數增量隨迎角變化曲線。環量控制激勵器也能產生穩定變化的滾轉力矩，滾轉力矩變化曲線無交叉重疊等異常現象，在迎角相同時，滾轉力矩的增量隨著PWM值的增加而增加，因此環量控制激勵器能用于飛機的滾轉控制。

圖9是反向射流激勵器產生的偏航力矩系數增量隨迎角的變化曲線，偏航力矩系數增量由施加反向射流激勵測得的氣動力系數減去機翼本體的氣動力系數得到。兩側機翼各一個反向射流激勵器，定義左側反向射流激勵器開啟PWM為正，開啟此激勵器產生左偏航力矩，反之PWM值為負。從圖中可以看出在負迎角和小迎角情況下反向射流激勵器能產生一定量穩定變化的偏航力矩，迎角大于2°時，偏航力矩隨迎角增加而增大，在實驗迎角范圍內反向射流激勵器產生的均為左偏航力矩，無操作反效現象。雖然偏航力矩增量隨PWM值呈現非線性關系，但是力矩增量曲線無交叉重疊，因此反向射流技術能用于飛機的航向控制。

圖8 滾轉力矩系數增量隨迎角變化曲線Fig.8 Roll moment coefficient increment curves with angle of attack

圖9 偏航力矩系數增量隨迎角變化曲線Fig.9 Yaw moment coefficient increment curves with angle of attack

4 飛行試驗

為了進一步驗證主動流動控制技術能有效地實現飛機的姿態控制并觀察在主動流動控制激勵器控制下無人機姿態的動態響應情況，在風洞試驗評估的基礎上進行了該飛翼布局無人機的試飛試驗。圖10是該無人機的實物圖，其總重量為4.6 kg。無人機的動力由105 mm電動涵道提供，其最大靜推力為3 kg。

圖11是通過數值模擬得到的飛行器全機升力系數曲線。飛行器迎角16°時升力系數為0.893，當空速為10.5 m/s時，升力能達到4.6 kg；隨著空速繼續增大，升力會繼續增加，因此升力足以維持飛行器的飛行。

圖10 飛翼布局無人機Fig.10 Flying-wing UAV

圖11 無人機全機升力系數曲線Fig.11 Lift coefficient curve of UAV

本次無人機試飛為開環試飛，為保障試飛安全，無人機機翼布置有翼梢小翼。依據前文的風洞試驗，改變3組射流激勵器控制信號的PWM值，即改變3組“射流虛擬舵面”的“偏轉角度”可以產生規律可控的氣動力矩。因此，在飛行過程中控制激勵器氣源信號的PWM值，即控制“射流虛擬舵面”的“偏轉角度”，能控制飛行器的氣動力和力矩，進而控制飛行器的飛行姿態。

無人機通過機載Pixhawk自動駕駛儀解析地面遙控信號并輸出控制信號改變“射流虛擬舵面”的“偏轉角度”以控制無人機的飛行姿態。規定地面遙控駕駛桿的操縱量的范圍是[-1,1]，則3個通道的駕駛桿中立位置對應的操縱量為0，最大值對應1，最小值對應-1。Pixhawk自動駕駛儀通過六路控制信號控制射流激勵器，按照飛機正常操縱的原則，激勵器射流控制信號的PWM值和駕駛桿的操縱量的映射關系為

(1)

(2)

(3)

式中：δeU、δeD分別對應左右俯仰環量控制激勵器上射流口和下射流口的射流控制信號；δaLU、δaLD是左機翼滾裝環量控制激勵器上、下射流口的控制信號；δaRU、δaRD是右機翼滾轉環量控制激勵器上、下射流口的射流控制信號；δrL、δrR是左右反向射流激勵器對應的射流控制信號；δa、δe、δr分別是地面滾轉、俯仰和航向駕駛桿輸出的控制信號。δeD=1 900→1 100表示俯仰環量控制激勵器下射流口的射流控制信號的PWM值從1 900變化到1 100，其他激勵器控制信號PWM值變化的表示方法與此相同；δe=-1→0表示俯仰駕駛桿從最低點回復到中立點，其他駕駛桿位移變化的表示方法與之相同。

圖12是無人機空中飛行的地面拍攝畫面和機載畫面。地面拍攝畫面表現無人機以一定的滾轉角在盤旋；機載畫面展現無人機飛行過程中環量控制激勵器開啟時機翼繞流會在射流的誘導下發生偏轉，從而使得后緣彩帶順著氣流偏折。

圖12 無人機飛行試驗Fig.12 Flight test of UAV

Pixhawk自動駕駛儀記錄了飛行過程中射流激勵器控制信號和無人機姿態的變化歷程。為了對比更加直觀，繪制的激勵器射流控制信號曲線將δeD、δaRU、δaLD和δrL的PWM值1 900～1 100映射成300～1 100，則曲線圖中PWM值為1 100時對應地面各駕駛桿處于中立點。

圖13是無人機俯仰控制輸出信號和俯仰角隨時間變化曲線。圖中PWM的最小值300對應δeD=1 900，即俯仰駕駛桿位于最低點；圖中PWM的最大值1 900對應δeU=1 900，即俯仰駕駛桿位于最高點；圖中虛線的PWM值是1 100，即俯仰駕駛桿位于中立點。圖中曲線表明俯仰角(藍色曲線)跟隨俯仰控制信號(紅色曲線)的變化趨勢符合正常駕駛的要求。起初無人機的俯仰角大于0°，在持續推桿的控制作用下飛機的俯仰角逐漸減小直至小于0°，即飛機由抬頭狀態改為低頭狀態；9 s左右駕駛桿被拉起，但直到11 s飛機俯仰角才開始增加；同樣12 s左右控制信號出現峰值，大約1.5 s后飛機俯仰角才出現峰值。飛機的俯仰運動和控制信號之間存在遲滯，這是因為激勵器在控制信號作用下改變狀態存在時間間隔，加之飛行器本身的慣性使得其運動狀態的改變存在遲滯。22 s之后，俯仰操縱桿處于拉桿狀態，但是當拉桿量減小，即PWM趨向于1 100時，飛機的俯仰角也會隨之減小，這是因為不施加控制的情況下俯仰力矩小于零，俯仰環量控制激勵器下射流口必須持續施加一定的激勵飛機才能配平。

圖14是飛機橫航向控制信號和滾轉角隨時間變化曲線。圖中黑色曲線(滾轉控制信號)和紅色曲線(偏航控制信號)所能達到的最小值均為300，分別對應δaRU=δaLD=1 900和δrL=1 900，即滾轉駕駛桿和方向駕駛桿位于最左側。滾轉角(藍色曲線)起初為負值，即無人機左滾轉，右打副翼駕駛桿使得無人機向右做滾轉運動，而3～5 s之間副翼駕駛桿回復到中立點，方向駕駛桿向右，無人機繼續向右滾轉運動直至滾轉角增大為正數。滾轉角的變化趨勢表明主動流動控制激勵器的姿態控制方法存在橫航向耦合的狀況，反向射流激勵器能控制無人機的滾轉運動。10～17 s航向操縱桿基本保持中立，無人機在滾轉環量控制激勵器作用下運動，滾轉角變化趨勢與橫向控制信號一致；17～25 s無人機在滾轉環量控制激勵器和反向射流激勵器的作用下做滾轉運動，運動趨勢符合正常操縱要求。

圖13 俯仰控制輸出信號和俯仰角隨時間變化曲線Fig.13 Pitch control output signal and pitch angle curves with time

圖14 橫航向控制信號和滾轉角隨時間變化曲線Fig.14 Lateral control signal and roll angle curves with time

為了進一步探究主動流動控制激勵器對無人機橫航向姿態控制的耦合，圖15展示了無人機的橫航向控制信號、滾轉角速率和偏航角速率隨時間變化曲線。在反向射流激勵器不工作的狀況下滾轉角速率的變化緊隨滾轉控制信號，幾乎同時到達峰值或谷值；3～5 s之間僅開啟反向射流激勵器，角速率的變化趨勢與航向控制信號一致，但是相比之下變化幅度較小；6～10 s之間，環量控制激勵器控制無人機向左滾轉，但是反向射流激勵器控制飛機右偏航，環量控制激勵器的控制效果減弱，并且滾轉角速率的遲滯稍有增加，但是滾轉角速率的變化趨勢仍然跟隨滾轉控制信號。

圖15 橫航向控制信號和角速率隨時間變化曲線Fig.15 Lateral control signal and angular rate curves with time

在0～3 s飛機滾轉角為負，無人機向左盤旋，因此偏航角速率為負，此時偏航角速率的變化趨勢和滾轉控制信號一致；在3～5 s，無人機的偏航角速率能跟隨航向控制信號變化；在6～10 s，反向射流激勵器的控制效果被環量控制激勵器削弱，但是偏航角速度依舊為正。在10～17 s，偏航角速率跟隨滾轉控制信號變化；在17～25 s，無人機的滾轉角速率和偏航角速率與滾轉和航向協同控制的控制信號變化趨勢相同。

滾轉角速率和偏航角速率隨時間的變化規律進一步說明滾轉環量控制激勵器和反向射流激勵器與機械舵面類似對橫航向的操縱存在耦合。參考常規機械舵面飛翼布局飛行器橫航向控制方法，引入先進的閉環飛行控制策略能有效地對橫航向操縱耦合進行改善，使得飛行器橫航向運動協調，達到更好的控制效果。

5 結論

本文針對飛翼布局飛機提出了一種利用環量控制和反向射流兩種主動流動控制技術實現無舵面飛行的方案，并利用風洞測力試驗對環量控制和反向射流的虛擬舵效進行分析，同時進行試飛試驗研究無人機姿態對射流激勵器操控的動態響應。得出以下結論：

1) 環量控制激勵器產生的俯仰力矩增量、升力增量和滾轉力矩增量穩定規律，能控制無人機的俯仰和滾轉；反向射流激勵能產生實現無人機航向控制的偏航力矩。

2) 俯仰環量能控制無人機的俯仰運動，但是由于激勵器的慣性和無人機的慣性，飛行過程中無人機的運動響應存在遲滯；俯仰環量控制激勵器對無人機飛行過程中縱向配平有著關鍵作用。