基于分布式合成雙射流的飛行器無舵面三軸姿態控制飛行試驗1)

趙志杰 羅振兵 劉杰夫 鄧 雄 彭文強 李石清

(國防科技大學空天科學學院,長沙 410073)

引言

機械舵面會破壞飛行器良好的隱身性能,增加控制單元重量,且存在飽和、死區等非線性特性,不利于控制系統設計.主動流動控制(active flow control,AFC)技術可以在無機械舵面偏轉的情況下,僅通過在流場敏感點處注入動量,改變全局流場特征,重構飛行器表面壓力分布,產生飛行控制所需的姿態控制力及力矩,實現飛行姿態操控.AFC 具有控制效率高、控制力可調、易于實現一體化設計等優點,且具備完全取代飛行器機械活動舵面,大幅提升隱身性能的潛力,目前已廣泛應用于飛行控制領域,包括環量控制[1-6]、推力矢量控制[7-10]、分離流控制[11-15]等,極具應用價值.

主動流動控制技術目前已在飛行器中得到了廣泛驗證.英國曼徹斯特大學Crowther 團隊[5]于2005 年設計了Tutor 飛行器,利用電動空氣壓縮機驅動的射流環量控制激勵器取代副翼,實現了滾轉姿態操控;2010 年,該團隊聯合BAE 公司研發并試飛了DEMON 飛行器[16],利用輔助動力單元驅動的射流環量控制裝置取代升降舵及副翼,并通過發動機引氣同向流推力矢量控制技術拓寬俯仰力矩的操縱范圍,實現了滾轉及俯仰姿態操控;2019 年,該團隊設計并試飛了MAGMA 飛行器[17],利用發動機引氣驅動的射流環量控制技術及法向流推力矢量控制技術實現了飛行器滾轉及俯仰姿態的操控.南京航空航天大學史志偉教授團隊以離心風機作為環量控制裝置的驅動單元,于2014 年試飛了依靠射流環量控制技術進行滾轉操控的常規布局飛行器[18],2015 年該團隊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鴨式布局飛行器[19],2019 年該團隊試飛了依靠射流環量控制及反向射流控制進行三軸姿態控制的全無舵面飛翼布局飛行器[20].

現有的射流發生裝置需要通過發動機引氣、背負氣源、軸流風扇等方式來產生足夠強度的射流,但此類裝置能耗較高,且需要復雜的管路設計,增加了系統的體積與重量,提高了系統整合的復雜度;同時,發動機引氣會削弱發動機凈推力與負載能力,且存在管路泄露、停車失控的風險.因此,研發一種具有質量輕、結構緊湊、能耗低、易于實現一體化設計、方便調控特點的新型流動控制單元,具有極高的應用潛力.

零質量合成射流激勵器[21-23]具有無需氣源管路、一體化能力強、質量輕、結構緊湊、響應快、控制力可調、能耗低的優點,在飛行控制領域具有極大的應用潛力[24-25],但合成射流能量水平偏低,控制能力稍顯不足,且容易出現壓載失效等問題,限制了其工程應用.羅振兵團隊設計的合成雙射流激勵器(dual synthetic jet actuator,DSJA)[26]是一種單膜雙腔結構,如圖1 所示,除具備合成射流激勵器的優點外,還解決了合成射流激勵器能量利用率低、易壓載失效的問題,同時提升了其流場控制能力.目前,合成雙射流(dual synthetic jet,DSJ)環量控制技術已成功應用于無人機中,并通過飛行試驗驗證了其滾轉控制能力[27].

圖1 合成雙射流激勵器結構示意圖Fig.1 The structure diagram of DSJA

本研究以前述飛行試驗為基礎,設計了分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器,并將其集成于常規布局飛行器中,通過飛行試驗,驗證了分布式合成雙射流對飛行器三軸姿態的控制能力.

1 分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器

滾轉環量控制激勵器采用雙膜三腔結構[28],兩片壓電振子將腔體分為三個小腔體,其整體結構如圖2 所示,中間腔體由兩個膜片共同壓縮膨脹,上、下兩腔體分別由上、下兩膜片分別壓縮膨脹,兩膜片的驅動方向相反.該激勵器尺寸較小,長、寬、高分別只有65 mm,69 mm,20 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個重量為41 g,極易實現一體化設計.Coanda 半徑r為9 mm,射流出口縫高h為1 mm,中間及兩側射流出口縫寬分別為25 mm,13 mm,相關無量綱尺寸參數為r/c=0.039 1,h/c=0.004 34.飛行試驗時,設置正弦波驅動頻率為激勵器共振頻率——800 Hz (F+=6.13),以保證射流具有較高速度,驅動電壓為 ±170 V,單個膜片的驅動功率為4.7 W.矩形出口合成射流速度分布具有一定的展向均勻性[29],故僅通過熱線風速儀測量了每個出口中心處的速度,距離出口1、出口2、出口3 處1 mm的射流峰值速度分別為48.59 m/s,39.21 m/s,37.58 m/s,速度獲取方法為取150 個驅動周期峰值速度的平均值.

圖2 滾轉環量控制激勵器結構示意圖Fig.2 Structure diagram of the roll CC actuator

偏航反向DSJ 控制激勵器采用單膜雙腔結構,其整體結構如圖3 所示.該激勵器長、寬、高分別只有60 mm,63 mm,17.5 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個重量為38 g.射流出口長度l、寬度d分別為50 mm,2 mm,兩射流出口間距為16 mm,射流出射角度為150°,相關無量綱參數為d/c=0.0087.飛行試驗時,設置正弦波驅動頻率為激勵器共振頻率——510 Hz (F+=3.91),驅動電壓為±170 V,單個膜片的驅動功率為3.7 W,距離出口1、出口2 中心處1 mm 的射流峰值速度分別為36.44 m/s,34.07 m/s.

圖3 偏航反向DSJ 控制激勵器結構示意圖Fig.3 Structure diagram of the yaw reverse DSJ actuator

俯仰環量控制激勵器采用雙膜雙腔結構,中間腔體和側腔體由上、下兩膜片共同壓縮膨脹,兩膜片的驅動方向相反,其整體結構如圖4 所示.該激勵器長、寬、高分別為59.5 mm,75.5 mm,20 mm,壓電振子直徑為50 mm,單個重量為47 g.兩個射流出口長l′、寬h′均為51.5 mm,1 mm,Coanda 半徑r′為9 mm,相關無量綱尺寸參數為r′/c′=0.055 2,h′/c′=0.006 13,其中c′為平尾弦長.飛行試驗時,設置正弦波驅動頻率為激勵器共振頻率(530 Hz),驅動電壓為 ±170 V,單個膜片的驅動功率為4.3 W,距離出口1、出口2 中心處1 mm 的射流峰值速度分別為31.65 m/s,28.98 m/s.

圖4 俯仰環量控制激勵器結構示意圖Fig.4 Structure diagram of the pitch CC actuator

2 試驗平臺與方法

2.1 無人試飛平臺及控制策略

選取一架具有上單翼、倒V 尾的常規布局飛行器作為試飛平臺,其中V 尾下,設置一段平尾,如圖5(a)所示,飛行平臺的具體參數如表1 所示,合成雙射流激勵器分布式布局方案如圖5(b)所示.

表1 無人飛行平臺具體尺寸Table 1 Detailed size of UAV platform

圖5 無人試飛平臺Fig.5 Unmanned flight test platform

在激勵器分布式布局中,滾轉環量控制激勵器分布式布置于兩側機翼翼尖后緣處,射流出口靠近壓力面,通過減小控制側機翼環量,減小升力、增大阻力,該控制方式已在文獻[1]中進行了數值驗證,以下將此種控制方式稱為負環量控制,并通過其實現滾轉姿態控制.在單側機翼中,滾轉環量控制激勵器沿展向布置4 個,總長度為260 mm.

偏航反向DSJ 控制激勵器布置于兩側機翼靠近翼尖20%的弦長處,分別沿吸力面、壓力面展向均勻布置,通過反向DSJ,增加控制側機翼阻力,實現偏航姿態控制,該控制方案已在文獻[30]中進行了數值驗證.在單側機翼中,偏航反向DSJ 控制激勵器上、下沿展向均勻布置3 個,總長度為180 mm.

俯仰環量控制激勵器分布式布置于V 尾下的平尾后緣,環量控制射流出口靠近壓力面,通過出口1 和2 的綜合作用,減小平尾環量,降低平尾升力,實現抬頭控制,該控制方案已在文獻[31]中進行了數值驗證.該激勵器沿平尾展向均勻布置8 個,總長度為476 mm.值得注意的是,該激勵器與滾轉環量控制激勵器效果一致,但其產生的升、阻力變化量更大[31],若用于滾轉控制,會增強橫、航向耦合,不利于控制系統設計,而俯仰控制所需的氣動力變化量相對較大,故此處僅在俯仰通道應用該激勵器.需要說明的是,該激勵器由于其布局形式只能起到減小平尾升力的作用,無法實現升力增加,所以只能進行抬頭控制.

2.2 飛行航線及試驗方法

試飛的飛行航線如圖6 所示:在A點,飛行器由右轉彎狀態改出,借助機械舵面在到達B點前進入平飛狀態;到達B點后,飛行器近似保持穩定平飛,機械舵面停止操控;到達C點時,姿態控制激勵器開始工作,控制飛行器姿態;在D點,機械舵面介入控制,操控飛行器恢復正常航線飛行,之后飛行器在舵面和激勵器的共同作用下進入右轉彎,在E點,關閉激勵器,借助機械舵面保持飛行器右轉彎狀態.本研究著重分析在C點開啟激勵器后,無舵面操縱情況下的動態響應.

圖6 飛行航線Fig.6 Flight route

3 試驗結果與分析

在飛行速度為30 m/s 的巡航工況下,測試了分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器對滾轉、偏航、俯仰的控制能力,以下分別對這三個通道的試飛工況進行分析.

3.1 滾轉操控

開啟左側滾轉控制激勵器負環量控制前、后的飛行狀態機上視角對比如圖7 所示.可以發現,在施加控制后,飛行器實現了向左滾轉,這是因為,在左側負環量控制作用下,飛行器左側機翼升力減小,會受到向左的滾轉力矩,故會向左滾轉.控制過程中的飛行姿態參數變化如圖8 所示.通過區間C-D觀察激勵器的控制效果,在C點作動器開始控制飛行器,在D點機械舵面介入控制,可以發現,左側負環量控制激勵器的開啟產生了向左的滾轉角速度,并不斷增大,最大滾轉角速度可達16.87°/s,飛行器向左發生滾轉,且滾轉角不斷增大;滾轉角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉角的變化存在約0.15 s 的延遲.

圖7 左側滾轉CC 激勵器控制前、后的飛行狀態對比Fig.7 Comparison of flight status before and after left-side CC

圖8 左側滾轉CC 激勵器控制下的飛行姿態參數變化Fig.8 Flight attitude parameter changing process under control of left-side CC

開啟右側滾轉控制激勵器負環量控制前、后的飛行狀態對比如圖9 所示,可發現,在施加控制后,飛行器實現了向右滾轉,這是因為,在右側負環量控制作用下,飛行器右側機翼升力減小,飛行器會受到向右的滾轉力矩,故會向右滾轉.控制過程中的飛行姿態參數變化如圖10 所示,可發現,右側負環量控制激勵器的開啟產生了向右的滾轉角速度,并不斷增大,最大滾轉角速度達10.03°/s,飛行器向右發生滾轉,且滾轉角不斷增大;滾轉角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉角的變化存在約0.21 s 的延遲.能實現的最大右滾轉角速度要小于最大左滾轉角速度,這可能是由于空中側風所致.

圖9 右側滾轉CC 激勵器控制前、后的飛行狀態對比Fig.9 Comparison of flight status before and after right-side CC

圖10 右側滾轉CC 激勵器控制下的飛行姿態參數變化Fig.10 Flight attitude parameter changing process under control of right-side CC

3.2 偏航操控

開啟左側反向DSJ 激勵器控制前、后的飛行狀態機上視角對比如圖11 所示,可以發現,在施加控制后,飛行器實現了向左偏航,并帶有左滾轉.這是因為,在左側反向DSJ 控制下,飛行器左側機翼阻力增大,受到向左的偏航力矩,故會產生右側滑,右側滑導致了左滾轉.控制過程中的飛行姿態參數變化如圖12 所示,可發現,左側反向DSJ 控制激勵器的開啟產生了向左的偏航角速度,并不斷增大,最大偏航角速度可達8.12°/s,同時在該構型下,右側滑也會產生向左的滾轉角速度,促使飛行器向左發生滾轉,且滾轉角不斷增大;滾轉、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉角的變化存在約0.81 s 的延遲.

圖11 左側反向DSJ 激勵器控制前、后的飛行狀態對比Fig.11 Comparison of flight status before and after left-side reverse DSJ

圖12 左側反向DSJ 激勵器控制下的飛行姿態參數變化Fig.12 Flight attitude parameter changing process under control of left-side reverse DSJ

開啟右側反向DSJ 激勵器控制前、后的飛行狀態對比如圖13 所示,可發現,在施加控制后,飛行器實現了向右偏航,并帶有右滾轉.這是因為,在右側反向DSJ 控制下,飛行器右側機翼阻力增大,受到向右的偏航力矩,故會產生左側滑,左側滑導致了右滾轉.控制過程中的飛行姿態參數變化如圖14 所示,可發現,右側反向DSJ 控制激勵器的開啟產生了向右的偏航角速度,并不斷增大,最大偏航角速度可達9.09°/s,同時在該構型下,左側滑也會產生向右的滾轉角速度,促使飛行器向右發生滾轉,且滾轉角不斷增大;滾轉、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲,滾轉角的變化存在約0.68 s 的延遲.

圖13 右側反向DSJ 激勵器控制前、后的飛行狀態對比Fig.13 Comparison of flight status before and after right-side reverse DSJ

圖14 右側反向DSJ 激勵器控制下的飛行姿態參數變化Fig.14 Flight attitude parameter changing process under control of right-side reverse DSJ

3.3 俯仰控制

開啟布置在V 尾下方平尾的俯仰環量控制激勵器控制前、后的飛行狀態機上視角對比如圖15 所示,可發現,在施加控制后,飛行器有明顯抬頭,俯仰角增大.這是因為,在激勵器控制作用下,飛行器尾部平尾升力減小,受到抬頭力矩作用,且力臂較長,故飛行器抬頭趨勢明顯.控制過程中的飛行姿態參數變化如圖16 所示,可發現,激勵器的開啟產生了抬頭角速度,并呈現出波動增大的趨勢,該波動可能是由合成雙射流控制力矩、自身飛行穩定力矩以及空中側風綜合作用所致,最大抬頭角速度可達7.68°/s,且俯仰角不斷增大;俯仰角速度的變化幾乎沒有延遲,俯仰角的變化存在約0.45 s 的延遲.

圖15 俯仰CC 激勵器控制前、后的飛行狀態對比Fig.15 Comparison of flight status before and after the pitch CC

圖16 俯仰CC 激勵器控制下的飛行姿態參數變化Fig.16 Flight attitude parameter changing process under control of pitch CC

通過觀察上述飛行參數的變化,可發現在利用分布式合成雙射流技術進行三軸姿態控制時,三軸姿態角速度都會產生一定的波動:一方面這是由于DSJ 操控時間過短,飛行器姿態參數變化還沒穩定,故波動較大;另一方面,這可能也與分布式合成雙射流操控力矩與飛行器自身穩定力矩及空中側風的綜合作用有關.未來研究中,會將分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器耦合進飛行控制系統中,來提高其控制穩定性.

4 結論與展望

本研究對零質量合成雙射流激勵器結構進行優化,設計了分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器,并將其集成于常規布局飛行器中,通過飛行試驗,驗證了自主可控的分布式合成雙射流技術對飛行器三軸姿態的控制能力,結果表明:

(1) 自主可控的分布式合成雙射流技術可以通過主動流動控制,實現對飛行器巡航時的無舵面三軸姿態操控;

(2) 分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器可實現的最大滾轉角速度、偏航角速度及俯仰角速度分別為16.87°/s,9.09°/s,7.68°/s.

與背負氣源、引氣等方案相比,當前試飛的分布式合成雙射流技術控制能力稍顯不足,這一方面是由于激勵器結構設計不恰當,致使腔體流阻較大,射流速度偏低;一方面是受激勵器電源適配器限制,無法發揮分布式合成雙射流的最佳控制效果.故下一步研究中,將通過改進分布式三軸姿態控制合成雙射流激勵器結構及優化電源適配器兩方面來提升分布式合成雙射流的流場控制能力.