基于主动流动控制技术的无舵面飞翼布局飞行器姿态控制

2020-12-28孙全兵史志伟耿玺王力爽张维源

航空学报 2020年12期

孙全兵，史志伟，耿玺，王力爽，张维源

南京航空航天大学航空学院，南京 210016

飞翼布局飞行器无水平和垂直尾翼，结构简单重量轻，且整个飞机全为升力面，气动效率高。飞机只有机身和机翼的融合设计，使得雷达散射截面积减少，更适合突防攻击和隐身侦查。美国的X-47B、法国的神经元、德国的梭鱼无人机等都采用的是飞翼布局。飞翼布局飞机有诸多的优点，但因其无水平和垂直尾翼，姿态控制特别是俯仰和航向控制困难。为保证飞机的操纵性和飞行品质，大量新型控制策略被用于飞翼布局的姿态控制[1-3]。

虽然新型控制策略能较好地对飞机姿态进行控制，但是机械舵面偏转会破坏飞翼布局飞机良好的隐身性能，且存在卡死的可能性。主动流动控制技术可以在不需要外置活动舵面的情况下改变飞机的气动力和力矩，对飞机的姿态进行控制。在飞机姿态控制中应用最为广泛的是射流环量控制技术，该技术最早由Davidson在1962年提出[4]，20世纪70～90年代有大量的学者对射流环量控制技术进行了诸多的基础研究[5-8]。20世纪70年代美国海军将射流环量控制技术用于A-6A 起降阶段增升，1976年弗吉尼亚大学也用射流环量控制实现增升，效果显著。2005年曼彻斯特大学试飞了采用射流环量控制进行滚转控制的Tutor无人机，2008年该团队又试飞了采用射流环量控制技术控制俯仰和滚转的完全无舵面无人机DEMON[9-10]。2014年南京航空航天大学试飞了依靠射流环量控制技术进行滚转操控的常规布局无人机[11]，2015年该团队又试飞了依靠射流环量控制进行俯仰和滚转控制的完全无舵面的鸭式布局无人机[12]。

射流环量控制技术能实现飞机的滚转和俯仰控制，而航向控制一直是飞翼布局设计的一个难题[13]。针对飞翼布局航向控制，20世纪90年代美国在小展弦比飞翼布局飞机ICE上使用全动翼尖、嵌入式舵面、开裂式阻力方向舵等进行航向控制[14-15]；瑞典皇家理工学院应用差动襟翼进行航向控制[16]。国内也对飞翼布局的航向控制做了一定的研究[17-21]，这些研究使用的都是阻力类方向舵，而这类方向舵在小偏角时效率比较低，大偏转角会破坏飞机的隐身性能。根据文献[11-12]，射流环量控制技术能控制无人机的俯仰和滚转运动，文献[22]表明反向射流技术能控制飞翼布局飞行器的航向运动，本文结合射流环量控制技术和反向射流技术控制飞翼布局飞行器的三轴姿态，则飞行器可实现无舵面飞行。

首先，针对某型飞翼布局无人机设计基于射流环量控制和反向射流两种主动流动控制的无舵面姿态控制方案；接着，进行了风洞测力试验，对基于主动流动控制技术的无人机姿态控制方案的可行性进行评估；最后，在风洞试验的基础上，进行该无舵面无人机的飞行试验，分析飞行过程中主动流动控制激励器的姿态控制规律。

1 研究对象

本文研究对象是某型飞翼布局无人机，其相关参数如表1所示。该无人机无活动的机械舵面，依靠射流环量控制和反向射流两种主动流动控制技术实现姿态控制，可视为“射流虚拟舵面”控制。环量控制激励器和反向射流激励器都以机翼的后缘为基准安装，激励器的长度方向均与机翼的后缘平行，图1是该无人机的俯视图，激励器布置位置和相关尺寸标注于图中。

图2(a)和图2(b)分别是环量控制激励器和反向射流激励器的示意图。环量控制激励器的长度是0.3 m，后缘半径为0.004 5 m，射流缝的高度为0.000 3 m。射流环量控制利用的是康达效应，机翼上布置两对环量控制激励器，每个环量控制激励器都有上下两个射流缝，环量控制激励器可通过不同的射流组合方式实现无人机的俯仰或者滚转控制。

反向射流是在机翼上下表面适当的位置开射流缝，逆来流方向吹气，射流与主流相互作用，在机翼表面形成涡，使得射流侧机翼阻力增大，从而产生偏航力矩[22]。反向射流激励器长度为0.1 m，射流缝的高度为0.001 m，射流方向是与当地弦线的夹角25°的斜前方，两侧机翼各布置一个反向射流激励器。

图1 无人机俯视图Fig.1 Top view of UAV

图2 主动流动控制激励器Fig.2 Active flow control actuators

2 试验模型与方法

试验在南京航空航天大学1 m风洞中进行，该风洞是低速回流式开口风洞。开口试验段截面为矩形截面，尺寸是1.5 m×1.0 m，试验段长度为1.9 m，自由来流的湍流度为0.07%。

测力试验使用的仪器是六分量盒式天平，天平载荷和校准精度如表2所示，A、N、Y分别代表轴向力、法向力和侧向力；L、M、N分别代表滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。试验标称风速为15 m/s，由开口风洞阻塞度的修正公式[23]得到阻塞系数ε=0.004 25，修正风速为14.94 m/s，试验各气动力和力矩均以修正后风速为参考进行无量纲化。

表2 盒式天平校准精度Table 2 Calibration accuracy of balance

如图3所示，测力试验模型是1∶1无人机的机翼。单侧机翼布置有两个环量控制激励器，从而有4个射流口，分别由4个独立气源供气；反向射流激励器在机翼上下表面射流口的内部管道相互连通，由一个气源供气。5个气源均为安装在机翼内的小型离心鼓风机，图4是该小型鼓风机，鼓风机由三相交流电机驱动。测力试验机翼的迎角变化范围是-4°～16°，步长2°；激励器气源由16 V稳压直流电源供电，并由电调转化成三相交流电；试验时通过脉宽调制(Pulse Width Modulation，PWM)改变激励器气源电机的转速，分别测量各激励器气源电机控制信号的PWM值为1 100、1 300、1 500、1 700、1 900时机翼的气动力和力矩。

图3 试验模型Fig.3 Experimental model

图4 离心风机Fig.4 Centrifugal fan

3 试验结果分析

射流激励器气源离心风机的转速会随其控制信号PWM值的变化而发生改变，射流的强度也会随之改变，进而模型的气动力也会发生变化。类比于传统机械舵面，改变激励器气源控制信号的PWM可认为是改变激励器的“射流虚拟舵面”的“偏转角度”，从而改变飞行器的气动力。

激励器气源控制信号PWM值等于1 100时离心风机转速为0，即“射流虚拟舵面”的“偏转角度”等于0，此时试验所得的是机翼本体未加激励的气动力。5个气源的PWM值等于1 100时分别进行了试验，即机翼本体的5次重复性试验，其结果如图5所示。迎角在±10°范围内阻力、升力和俯仰力矩系数的精度分别是0.000 46、0.000 78和0.000 27，满足风洞试验数据的精度标准[24]。

图5 重复性试验结果Fig.5 Repeated experimental results

环量控制激励器可通过不同的吹气组合形式产生俯仰和滚转力矩。左右机翼内侧的一对以飞行器中截面对称安装的环量控制激励器用于改变飞行器的俯仰力矩，称为俯仰环量控制激励器。这一对环量控制激励器的上射流口同时吹气能改变飞行器的升力和俯仰力矩且不会带来橫航向气动力和力矩的变化，它们的下射流口同时吹气亦是如此。图6和图7是俯仰环量控制激励器在不同PWM控制信号时的升力系数增量和俯仰力矩系数增量随迎角的变化曲线。飞机的两侧机翼各一个俯仰环量控制激励器，依据文献[25]飞行器半模型气动力数据处理方法，升力系数增量和俯仰力矩系数增量是施加激励后机翼气动力系数与机翼本体气动力系数差值的两倍。对于俯仰环量控制激励器的上下两个射流缝，定义上射流缝吹气的PWM值为正，下射流缝吹气的PWM值为负。PWM值从负的最大变化到正的最大，升力系数增量逐渐增大，俯仰力矩系数增量从正值逐渐减小到负值。升力系数增量随着迎角增加而逐渐增加，根据文献[12]，这是因为环量控制能抑制流动分离，大迎角时增升效果明显；同样在负迎角时下射流口吹气能抑制下翼面流动分离，产生更大的升力负增量。升力系数和俯仰力矩系数增量在不同的迎角下虽然略有变化，但类似于机械舵面，俯仰环量控制激励器产生的俯仰力矩增量和升力增量稳定，且随着控制信号的变化规律，能用于飞机的俯仰运动控制。

图6 升力系数增量随迎角变化曲线Fig.6 Lift coefficient increment curves with angle of attack

图7 俯仰力矩系数增量随迎角变化曲线Fig.7 Pitch moment coefficient increment curves with angle of attack

左右机翼外侧的一对以飞行器中截面对称安装的射流环量控制激励器用于改变飞行器的滚转力矩，称为滚转环量控制激励器。滚转环量控制激励器的左侧激励器的上射流口吹气，同时右侧激励器的下射流口吹气能产生右滚转力矩，反之则产生左滚转力矩。定义产生左滚转力矩的PWM值为负，反之PWM值为正。风洞试验为飞机的左侧机翼，同样依据文献[25]的数据处理方法，激励器上射流口在气源控制信号为某一PWM值时吹气产生的气动力增量减去该激励器下射流口在气源控制信号PWM值相同时吹气产生的气动力增量得到飞行器的右滚转力矩增量。图8是滚转环量控制激励器不同PWM控制信号时滚转力矩系数增量随迎角变化曲线。环量控制激励器也能产生稳定变化的滚转力矩，滚转力矩变化曲线无交叉重叠等异常现象，在迎角相同时，滚转力矩的增量随着PWM值的增加而增加，因此环量控制激励器能用于飞机的滚转控制。

图9是反向射流激励器产生的偏航力矩系数增量随迎角的变化曲线，偏航力矩系数增量由施加反向射流激励测得的气动力系数减去机翼本体的气动力系数得到。两侧机翼各一个反向射流激励器，定义左侧反向射流激励器开启PWM为正，开启此激励器产生左偏航力矩，反之PWM值为负。从图中可以看出在负迎角和小迎角情况下反向射流激励器能产生一定量稳定变化的偏航力矩，迎角大于2°时，偏航力矩随迎角增加而增大，在实验迎角范围内反向射流激励器产生的均为左偏航力矩，无操作反效现象。虽然偏航力矩增量随PWM值呈现非线性关系，但是力矩增量曲线无交叉重叠，因此反向射流技术能用于飞机的航向控制。

图8 滚转力矩系数增量随迎角变化曲线Fig.8 Roll moment coefficient increment curves with angle of attack

图9 偏航力矩系数增量随迎角变化曲线Fig.9 Yaw moment coefficient increment curves with angle of attack

4 飞行试验

为了进一步验证主动流动控制技术能有效地实现飞机的姿态控制并观察在主动流动控制激励器控制下无人机姿态的动态响应情况，在风洞试验评估的基础上进行了该飞翼布局无人机的试飞试验。图10是该无人机的实物图，其总重量为4.6 kg。无人机的动力由105 mm电动涵道提供，其最大静推力为3 kg。

图11是通过数值模拟得到的飞行器全机升力系数曲线。飞行器迎角16°时升力系数为0.893，当空速为10.5 m/s时，升力能达到4.6 kg；随着空速继续增大，升力会继续增加，因此升力足以维持飞行器的飞行。

图10 飞翼布局无人机Fig.10 Flying-wing UAV

图11 无人机全机升力系数曲线Fig.11 Lift coefficient curve of UAV

本次无人机试飞为开环试飞，为保障试飞安全，无人机机翼布置有翼梢小翼。依据前文的风洞试验，改变3组射流激励器控制信号的PWM值，即改变3组“射流虚拟舵面”的“偏转角度”可以产生规律可控的气动力矩。因此，在飞行过程中控制激励器气源信号的PWM值，即控制“射流虚拟舵面”的“偏转角度”，能控制飞行器的气动力和力矩，进而控制飞行器的飞行姿态。

无人机通过机载Pixhawk自动驾驶仪解析地面遥控信号并输出控制信号改变“射流虚拟舵面”的“偏转角度”以控制无人机的飞行姿态。规定地面遥控驾驶杆的操纵量的范围是[-1,1]，则3个通道的驾驶杆中立位置对应的操纵量为0，最大值对应1，最小值对应-1。Pixhawk自动驾驶仪通过六路控制信号控制射流激励器，按照飞机正常操纵的原则，激励器射流控制信号的PWM值和驾驶杆的操纵量的映射关系为

(1)

(2)

(3)

式中：δeU、δeD分别对应左右俯仰环量控制激励器上射流口和下射流口的射流控制信号；δaLU、δaLD是左机翼滚装环量控制激励器上、下射流口的控制信号；δaRU、δaRD是右机翼滚转环量控制激励器上、下射流口的射流控制信号；δrL、δrR是左右反向射流激励器对应的射流控制信号；δa、δe、δr分别是地面滚转、俯仰和航向驾驶杆输出的控制信号。δeD=1 900→1 100表示俯仰环量控制激励器下射流口的射流控制信号的PWM值从1 900变化到1 100，其他激励器控制信号PWM值变化的表示方法与此相同；δe=-1→0表示俯仰驾驶杆从最低点回复到中立点，其他驾驶杆位移变化的表示方法与之相同。

图12是无人机空中飞行的地面拍摄画面和机载画面。地面拍摄画面表现无人机以一定的滚转角在盘旋；机载画面展现无人机飞行过程中环量控制激励器开启时机翼绕流会在射流的诱导下发生偏转，从而使得后缘彩带顺着气流偏折。

图12 无人机飞行试验Fig.12 Flight test of UAV

Pixhawk自动驾驶仪记录了飞行过程中射流激励器控制信号和无人机姿态的变化历程。为了对比更加直观，绘制的激励器射流控制信号曲线将δeD、δaRU、δaLD和δrL的PWM值1 900～1 100映射成300～1 100，则曲线图中PWM值为1 100时对应地面各驾驶杆处于中立点。

图13是无人机俯仰控制输出信号和俯仰角随时间变化曲线。图中PWM的最小值300对应δeD=1 900，即俯仰驾驶杆位于最低点；图中PWM的最大值1 900对应δeU=1 900，即俯仰驾驶杆位于最高点；图中虚线的PWM值是1 100，即俯仰驾驶杆位于中立点。图中曲线表明俯仰角(蓝色曲线)跟随俯仰控制信号(红色曲线)的变化趋势符合正常驾驶的要求。起初无人机的俯仰角大于0°，在持续推杆的控制作用下飞机的俯仰角逐渐减小直至小于0°，即飞机由抬头状态改为低头状态；9 s左右驾驶杆被拉起，但直到11 s飞机俯仰角才开始增加；同样12 s左右控制信号出现峰值，大约1.5 s后飞机俯仰角才出现峰值。飞机的俯仰运动和控制信号之间存在迟滞，这是因为激励器在控制信号作用下改变状态存在时间间隔，加之飞行器本身的惯性使得其运动状态的改变存在迟滞。22 s之后，俯仰操纵杆处于拉杆状态，但是当拉杆量减小，即PWM趋向于1 100时，飞机的俯仰角也会随之减小，这是因为不施加控制的情况下俯仰力矩小于零，俯仰环量控制激励器下射流口必须持续施加一定的激励飞机才能配平。

图14是飞机横航向控制信号和滚转角随时间变化曲线。图中黑色曲线(滚转控制信号)和红色曲线(偏航控制信号)所能达到的最小值均为300，分别对应δaRU=δaLD=1 900和δrL=1 900，即滚转驾驶杆和方向驾驶杆位于最左侧。滚转角(蓝色曲线)起初为负值，即无人机左滚转，右打副翼驾驶杆使得无人机向右做滚转运动，而3～5 s之间副翼驾驶杆回复到中立点，方向驾驶杆向右，无人机继续向右滚转运动直至滚转角增大为正数。滚转角的变化趋势表明主动流动控制激励器的姿态控制方法存在横航向耦合的状况，反向射流激励器能控制无人机的滚转运动。10～17 s航向操纵杆基本保持中立，无人机在滚转环量控制激励器作用下运动，滚转角变化趋势与横向控制信号一致；17～25 s无人机在滚转环量控制激励器和反向射流激励器的作用下做滚转运动，运动趋势符合正常操纵要求。

图13 俯仰控制输出信号和俯仰角随时间变化曲线Fig.13 Pitch control output signal and pitch angle curves with time

图14 横航向控制信号和滚转角随时间变化曲线Fig.14 Lateral control signal and roll angle curves with time

为了进一步探究主动流动控制激励器对无人机横航向姿态控制的耦合，图15展示了无人机的横航向控制信号、滚转角速率和偏航角速率随时间变化曲线。在反向射流激励器不工作的状况下滚转角速率的变化紧随滚转控制信号，几乎同时到达峰值或谷值；3～5 s之间仅开启反向射流激励器，角速率的变化趋势与航向控制信号一致，但是相比之下变化幅度较小；6～10 s之间，环量控制激励器控制无人机向左滚转，但是反向射流激励器控制飞机右偏航，环量控制激励器的控制效果减弱，并且滚转角速率的迟滞稍有增加，但是滚转角速率的变化趋势仍然跟随滚转控制信号。

图15 横航向控制信号和角速率随时间变化曲线Fig.15 Lateral control signal and angular rate curves with time

在0～3 s飞机滚转角为负，无人机向左盘旋，因此偏航角速率为负，此时偏航角速率的变化趋势和滚转控制信号一致；在3～5 s，无人机的偏航角速率能跟随航向控制信号变化；在6～10 s，反向射流激励器的控制效果被环量控制激励器削弱，但是偏航角速度依旧为正。在10～17 s，偏航角速率跟随滚转控制信号变化；在17～25 s，无人机的滚转角速率和偏航角速率与滚转和航向协同控制的控制信号变化趋势相同。

滚转角速率和偏航角速率随时间的变化规律进一步说明滚转环量控制激励器和反向射流激励器与机械舵面类似对横航向的操纵存在耦合。参考常规机械舵面飞翼布局飞行器横航向控制方法，引入先进的闭环飞行控制策略能有效地对横航向操纵耦合进行改善，使得飞行器横航向运动协调，达到更好的控制效果。