郭衛(wèi)剛，李 濤

（1.海軍航空大學，山東煙臺264001；2.海軍4808軍械修理廠，山東青島266044）

隨著航空技術的發(fā)展及其應用領域的擴大，無人機已經被全世界所熱捧，而艦載無人機作為未來海戰(zhàn)場中的倍增器，一直受到各國海軍的重視。但無人機著艦時周圍環(huán)境惡劣，因而要求飛行精度高，控制靈敏，響應快，但目前的無人機大多采用的是常規(guī)布局或飛翼布局，而且國內外的研究工作主要集中在控制規(guī)律和引導技術等方面領域。文獻[1-4]對無人機縱向和側向著艦的控制策略和控制律進行了研究。文獻[5]對無人機自主著艦的引導技術和引導算法進行了研究。文獻[6]不僅設計了著艦時的增穩(wěn)系統(tǒng)和自主飛行控制系統(tǒng)，還進行了試飛驗證。文獻[7-8]主要是對飛翼無人機的動力學特性和控制律進行分析。目前，國內外對聯結翼無人機著艦時的飛行性能研究的非常少，很難找到相關的資料或文獻。僅有的研究也主要集中在氣動布局和結構分析上。聯結翼飛機具有重量輕、強度大、氣動特性優(yōu)良、操穩(wěn)特性好、可以實現直接力控制等優(yōu)點[9-13]。本文正是根據聯結翼飛機的特點，設計出一種聯結翼無人機，通過計算分析及試驗試飛，驗證了此型聯接翼無人機的飛行性能及操穩(wěn)性能可以滿足著艦需要。

1 飛行設計方案

飛行場地由飛行空域、起飛跑道、空投區(qū)和攔阻著艦區(qū)組成。無人機在起飛區(qū)起飛，起飛和著艦方向固定，無人機起飛后，自動識別靶標，降低高度后分別向每個靶標空投1個模擬救援物品?？胀锻瓿珊?，在動平臺完成觸艦復飛。此時動平臺處于靜止狀態(tài)，位置坐標不定。無人機觸艦復飛后需重新建立著艦航線并在動平臺上勾索著艦。著艦過程中，攔阻鉤須自動放下，動平臺啟動時機為隨機設置，移動速率在1.5 m/s至2 m/s之間變速。

聯結翼無人機總體氣動布局如圖1所示。

圖1 無人機氣動布局Fig.1 Aerodynamic configuration of UAV

無人機采用固定翼設計方式，安裝有可自動放下的攔阻鉤和空投裝置。無人機翼展為2.22 m，機長為2.2 m。其中，前翼安裝在機身下部，后掠角為45°；后翼安裝在機身上部，前掠角為-45°。機翼采用單梁式結構，以懸臂梁的形式安裝于機身上，并在翼梢上加裝了翼尖小翼（即端板）。無人機共有5個操縱舵面。其中，2個位于前翼的翼梢，2個位于后翼的翼根，1個為方向舵。動力裝置安裝在無人機頭部，采用的是汽油發(fā)動機。起落架為帶有減震、不可收放的前三點布局，以滑跑方式進行起飛和降落。無人機的機載電氣設備和飛控系統(tǒng)安裝在機身內部。機載電氣設備主要有GPS模塊、高清可見光攝像機、紅外攝像機和無線圖傳模塊。采用GPS/紅外/光電的復合引導方式。

2 飛行動力學模型

為了驗證無人機的性能，需要進行大量的試驗試飛，并對每次試飛結果進行分析，效果如不理想，就要對無人機的氣動結構、重心位置、控制規(guī)律及引導參數等進行調整優(yōu)化，以便于進一步改進。無人機在上升、下滑、投擲、復飛及著陸過程中主要采用以下動力學方程[14-16]。

航跡坐標系的質心動力學方程：

式（1）中：m為無人機質量；v為無人機航跡速度；T為發(fā)動機拉力；φ為發(fā)動機安裝角；γ為航跡傾斜角；μ為航跡滾轉角；L、D、C分別為無人機的升力、阻力和側力。

機體坐標系中，轉動動力學方程為：

式（2）中：p、q、r分別為無人機滾轉、俯仰、偏航角速度；Ix、Iy、Iz為無人機慣性矩；Izx為無人機慣性積；L、M、N分別為滾轉、俯仰和偏航力矩[17-18]。

無人機質心運動學方程：

轉動運動學方程：

式（4）中：?、θ、ψ分別為無人機的滾轉角、俯仰角和偏航角。

3 試飛結果與分析

經過試飛調整，無人機可以較好地完成自主起飛、航線飛行、投擲、觸艦復飛及下滑著艦攔阻任務。以某次成功完成規(guī)定任務的飛行為例，對無人機試飛過程進行了跟蹤分析。整個飛行過程持續(xù)了369 s，無人機狀態(tài)穩(wěn)定，飛行性能優(yōu)良，達到了預期的效果。

圖2給出了無人機飛行高度變化曲線。起飛時，飛行高度指令給出的高度為70 m，無人機從地面滑跑后高度迅速增大，到達預定高度后有所超調，隨后無人機及時調整，短暫平飛后隨即降高，準備第1次投擲，投擲給出的指令高度為35 m，實際投擲高度32 m，此時圖中出現第1個波谷。投擲結束后，無人機增加高度，平飛后進入第2次降高投擲階段，指令高度35 m，實際投擲高度32.56 m，圖中出現第2個波谷。2次投擲結束后，無人機爬高平飛調整，隨即進入觸艦復飛階段，無人機高度不斷降低，直至為0。復飛成功后，高度又迅速增加，后經過平飛調整最后進入下滑著艦階段，無人機高度持續(xù)降低，最終攔阻著艦成功。

圖2 飛行高度變化曲線Fig.2 Flight altitude variation curve

圖3可以看出，無人機在飛行過程中，由于受到外界風的擾動以及無人機高度的超調，其實際飛行高度會圍繞指令高度上下波動。因此，高度變化率指令會及時給出調整方案，實際的高度變化率也會根據給出的指令做出反應。

圖3 高度變化率曲線Fig.3 Variation ratio of flight altitude curve

無人機在上升、平飛、投擲、復飛及著艦過程中，油門會根據無人機狀態(tài)及時做出調整。如圖4所示。起飛初期，因無人機處于上升階段，此時油門位置處于100%狀態(tài)，圖中出現第1個波峰。改平飛后，油門減小，投擲結束后因需增加高度增大拉力（圖2），油門加大，出現第2個波峰。第2次投擲結束后，油門又出現第3個波峰。復飛時，油門增大，出現第4個波峰。隨后進入下滑著艦階段，油門減小，直至攔阻成功，發(fā)動機關閉。

圖4 油門位置變化曲線Fig.4 Throttle position variation curve

圖5的空速變化曲線表明，無人機在起飛及投擲階段，飛控給出的空速指令為28 m/s；無人機起飛后速度迅速增加，因受外界擾動，速度圍繞28 m/s振蕩調整；觸艦復飛時，速度減小，空速指令降為18 m/s；復飛成功后，無人機加速上升，隨后進入下滑著艦階段，飛行指令降為18 m/s并保持，其目的是防止無人機攔阻未成功從而能有一定的初速度及時復飛。在整個飛行過程中，無人機的俯仰角也處在不斷的振蕩調整中，由圖6可見，無人機的俯仰角跟隨飛控的指令還是比較滿意的。

圖5 空速變化曲線Fig.5 Air speed variation curve

圖6 俯仰角變化曲線Fig.6 Pith angel variation curve

4 結論

根據著艦要求，設計了一種聯結翼無人機。通過對起飛、上升、投擲、下滑、觸艦復飛及攔阻著艦過程的試驗試飛，無人機無論在飛行高度、飛行速度、油門響應還是姿態(tài)的控制上都能夠很好的跟隨飛控發(fā)出的指令，并在狀態(tài)發(fā)生變化或外界出現干擾偏離預設值時，能夠及時地調整到理想狀態(tài)。飛行結果表明，此型聯接翼無人機的飛行性能優(yōu)良，操穩(wěn)品質好，控制引導方法精確有效，完全滿足著艦飛行要求，可為艦載無人機的設計提供技術支持和參考依據。