曹永飛顧蘊(yùn)松韓杰星

(1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,沈陽 110034；2.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院,南京 210016)

0 引 言

推力矢量技術(shù)的主要目的是實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制、提高機(jī)動(dòng)性能。以三元軸對稱式和二元偏轉(zhuǎn)板式推力矢量噴管為代表的機(jī)械力矢量技術(shù)已成熟應(yīng)用于當(dāng)代高性能戰(zhàn)斗機(jī),如Su-35、F-22。然而,隱身、重量、偏轉(zhuǎn)響應(yīng)等方面的要求促使人們尋求新的推力矢量形式。流體推力矢量技術(shù)正是在這種背景下被提出的,諸如激波矢量控制法[1]、喉道偏置法[2-3]、雙喉道矢量法[4-5]、逆向流法[6-7]、同向流法[8-9]以及引射[10]或被動(dòng)二次流法[11],目前在實(shí)現(xiàn)原理、氣動(dòng)性能等方面已被廣泛研究。

當(dāng)前,大部分研究主要針對流體矢量噴管性能本身,鮮有應(yīng)用研究結(jié)果。推力矢量技術(shù)的應(yīng)用研究指將推力矢量技術(shù)或噴管應(yīng)用于飛行器,進(jìn)行內(nèi)外流耦合干擾影響、矢量操控力矩特性、姿態(tài)控制特性的數(shù)值模擬、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證或飛行試驗(yàn)驗(yàn)證等研究,甚至應(yīng)用于實(shí)際型號的飛行控制系統(tǒng)。模型飛行試驗(yàn)或自由飛試驗(yàn)對流體推力矢量技術(shù)的應(yīng)用具有重要的指導(dǎo)意義[12]。

英國曼徹斯特大學(xué)在無舵控制技術(shù)項(xiàng)目中研制了同向流推力矢量噴管,并首次嘗試將流體推力矢量技術(shù)應(yīng)用在一架“惡魔”無人驗(yàn)證機(jī)上[8,13],但未有飛行應(yīng)用效果的報(bào)道。德國慕尼黑飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所Bougas[14]綜合闡述了多種流體推力矢量技術(shù)在縮比無人機(jī)上應(yīng)用的可行性,考慮將微型渦噴提供動(dòng)力的雙喉道流體矢量噴管應(yīng)用于無人機(jī),同樣未看到后續(xù)實(shí)際應(yīng)用情況。

對于流體推力矢量技術(shù)的應(yīng)用研究,獲取良好的矢量控制規(guī)律、提供流動(dòng)控制所需的壓力氣源以及較高的矢量效率是必須首先解決的問題。而這些問題在一定程度上也阻礙了大部分流體矢量技術(shù)進(jìn)行飛行驗(yàn)證應(yīng)用研究或取得飛行應(yīng)用效果。

為了獲取流體矢量控制技術(shù)對飛行器姿態(tài)的控制能力,推動(dòng)流體推力矢量技術(shù)進(jìn)一步應(yīng)用研究,本文在前期研制的一種無須主動(dòng)壓力氣源的被動(dòng)二次流推力矢量動(dòng)力裝置(Fluidic Thrust Vector Power Device Model,FTVPD)的基礎(chǔ)之上搭建了無人驗(yàn)證機(jī)模型,開展了飛行試驗(yàn)研究。以筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作的時(shí)間和半徑為指標(biāo)對比分析了單獨(dú)舵面控制和有流體矢量作用時(shí)的飛行測試結(jié)果。

1 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型

飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型主要包括機(jī)體平臺、矢量動(dòng)力裝置、航姿測量裝置、飛行操控設(shè)備,見圖1。

1.1 矢量動(dòng)力裝置

驗(yàn)證機(jī)模型采用一套基于被動(dòng)二次流推力矢量技術(shù)的動(dòng)力裝置,如圖2所示,主要包括電動(dòng)涵道風(fēng)扇、過渡流道、流體矢量噴管、動(dòng)力源、控制系統(tǒng)。

圖3為被動(dòng)二次流矢量噴管示意圖。正常情況下,兩側(cè)控制縫全打開,射流不發(fā)生偏轉(zhuǎn),無矢量作用。當(dāng)需要射流發(fā)生偏轉(zhuǎn),對一側(cè)控制縫施加控制減小或關(guān)閉流通面積,主流將發(fā)生偏轉(zhuǎn),產(chǎn)生矢量作用。文獻(xiàn)[11]給出了本文所使用的被動(dòng)二次流推力矢量技術(shù)控制原理,其主要特點(diǎn)是無需主動(dòng)壓力氣源。

圖1 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型框圖Fig.1 Block diagram of flight test demonstrator model

圖2 被動(dòng)二次流矢量動(dòng)力裝置模型Fig.2 FTVPD based on passive secondary flow

圖3 被動(dòng)二次流推力矢量噴管示意圖Fig.3 Schematic diagram of a passive secondary flow thrust vector nozzle

該矢量動(dòng)力裝置由涵道風(fēng)扇提供初始射流,經(jīng)過渡流道轉(zhuǎn)變?yōu)榫匦纬隹诓⒂啥噶繃姽芰鞒觥Ｊ噶靠刂茩C(jī)構(gòu)中的舵機(jī)偏轉(zhuǎn)一定角度,驅(qū)動(dòng)凸輪閥門裝置轉(zhuǎn)動(dòng),使上下側(cè)控制縫高度不同,則噴流將偏向控制縫高度減小的一側(cè),產(chǎn)生矢量推力,其性能參數(shù)如表1所示。圖4為飛行驗(yàn)證中所使用的矢量控制規(guī)律曲線,基本實(shí)現(xiàn)了矢量連續(xù)控制。

1.2 機(jī)體平臺

流體推力矢量技術(shù)的應(yīng)用對象為高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗機(jī),飛行驗(yàn)證平臺的氣動(dòng)布局應(yīng)與戰(zhàn)斗機(jī)相似。第四代作戰(zhàn)飛機(jī)的推重比在1.2～1.5之間[15],因此本文所設(shè)計(jì)的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型的主要限定參數(shù)為推重比(1.0～1.1),該要求主要是為了避免過大推力產(chǎn)生的超常機(jī)動(dòng)效果。

表1 被動(dòng)二次流矢量動(dòng)力裝置主要性能參數(shù)Table 1 Main performance parameters of FTVPD

圖4 流體矢量動(dòng)力裝置矢量控制規(guī)律曲線Fig.4 Vector control rule curve of the FTVPD

機(jī)體平臺采用翼身融合體大后掠三角翼無平尾布局。機(jī)翼后掠角為54°,翼根翼型為E205,翼梢翼型為NACA0012,采用輕質(zhì)高強(qiáng)度的泡沫夾心復(fù)合材料加工而成。機(jī)頭部位采用泡沫板材制作,內(nèi)部較大空間可放置電池、機(jī)載設(shè)備。機(jī)翼后緣設(shè)置一組升降副翼舵面,用于實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)控制。單臺矢量動(dòng)力裝置吊掛在機(jī)翼腹部,如圖5所示。驗(yàn)證機(jī)模型詳細(xì)參數(shù)如表2所示。

圖5 驗(yàn)證機(jī)模型尺寸圖FIg.5 Size of demonstrator model

1.3 航姿測量系統(tǒng)

航姿測量系統(tǒng)用于獲取驗(yàn)證機(jī)飛行時(shí)的姿態(tài)數(shù)據(jù)。該系統(tǒng)包括機(jī)載部分和地面部分,圖6為系統(tǒng)框圖。機(jī)載部分包括電源、航姿傳感器、無線數(shù)傳模塊,總重約為160g；地面部分包括無線數(shù)傳模塊、接口轉(zhuǎn)換模塊、計(jì)算機(jī)及上位機(jī)軟件。

表2 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型主要參數(shù)Table 2 Main parameters of flight test demonstrator model

圖6 航姿測量和數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)框圖Fig.6 Block diagram of attitude and heading measuring system

飛行試驗(yàn)采用AH100B微型航姿傳感器(Attitude Sensors,AS),能輸出運(yùn)動(dòng)載體的方位角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、角速度、加速度等信息,以TTL接口與無線數(shù)據(jù)傳輸模塊或計(jì)算機(jī)相連進(jìn)行通信。

無線數(shù)傳模塊(Wireless Data Transmission Module,WDTM)可將飛行中的姿態(tài)數(shù)據(jù)信息傳回地面站。采用兩套XBee無線傳輸模塊和高增益天線組合模塊進(jìn)行發(fā)送和接收,傳輸距離超過1000m,單套重量58 g。圖7為航姿測量及數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)的機(jī)載部分照片。此外,采用傳感器自帶的上位機(jī)軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)采集和顯示。

圖7 機(jī)載航姿傳感器、無線數(shù)傳模塊照片F(xiàn)ig.7 Photos of ASand WDTM on demonstrator model

1.4 飛行操控系統(tǒng)

驗(yàn)證機(jī)模型采用人工手動(dòng)遙控飛行。遙控器為7通道天地飛WFR07S型,通信頻率為2.4 GHz。涵道風(fēng)扇轉(zhuǎn)速由“好盈”Platinum-100A無刷電子調(diào)速器調(diào)節(jié)。采用一組電壓22.2 V、容量4000 m Ah、重量550 g的鋰電池作為矢量動(dòng)力裝置的電源,可供該驗(yàn)證機(jī)飛行4分鐘。采用兩個(gè)17 g舵機(jī)控制舵面和一個(gè)8 g舵機(jī)控制流體矢量噴管的閥門。一臺接收機(jī)連接電子調(diào)速器和三個(gè)舵機(jī),可分別實(shí)現(xiàn)動(dòng)力、俯仰及滾轉(zhuǎn)控制。圖8為飛行操控系統(tǒng)示意圖。

表3為驗(yàn)證機(jī)模型姿態(tài)控制方式。升降副翼由兩個(gè)舵機(jī)聯(lián)合控制?？刂剖噶繃姽艿亩鏅C(jī)S3連接接收機(jī)第6通道,通過遙控器的聯(lián)動(dòng)開關(guān)使該通道與俯仰升降通道2聯(lián)動(dòng),因此矢量可以隨舵面一起混合控制。當(dāng)接收機(jī)6通道關(guān)閉時(shí)推力矢量處于中立位置,不再受俯仰信號控制。

圖8 飛行控制系統(tǒng)示意圖Fig.8 Schematic diagram of flight control system

表3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)模型姿態(tài)控制方式Table 3 Control strategy of flight test demonstrator model

2 飛行測試及對比方法

本文所研制的被動(dòng)二次流推力矢量技術(shù)飛行驗(yàn)證機(jī)命名為“暗流”(Dark flow),于2015年7月27日在南京航空航天大學(xué)首飛,并成功實(shí)現(xiàn)了流體推力矢量技術(shù)對飛行姿態(tài)的控制。

推力矢量飛行試驗(yàn)?zāi)康氖窃u估帶推力矢量飛機(jī)過失速機(jī)動(dòng)能力和敏捷性,通?？刹捎玫臉?biāo)準(zhǔn)評估機(jī)動(dòng)動(dòng)作有20個(gè)[16]。本文選取最小速度全桿筋斗動(dòng)作,對比評估有無流體矢量控制的俯仰操控能力。

設(shè)計(jì)了舵面控制和帶矢量控制的對比試驗(yàn)飛行剖面,如圖9所示,每個(gè)飛行架次共完成了8個(gè)筋斗動(dòng)作。在起飛前,地面計(jì)算機(jī)的上位機(jī)軟件以10 Hz速率開始記錄數(shù)據(jù),飛行過程中姿態(tài)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)傳輸至地面計(jì)算機(jī),降落之后停止記錄數(shù)據(jù)。此外,拍攝了兩種控制方式下的飛行視頻,用于對比筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作空間軌跡。

飛行試驗(yàn)時(shí)的飛行速度約為15 m/s,兩個(gè)飛行測試架次的俯仰機(jī)動(dòng)操控方式設(shè)置如表4所示。

圖9 對比試驗(yàn)飛行剖面圖Fig.9 Flight profile of comparative test

表4 飛行測試狀態(tài)描述Table 4 Description of flight test procedure

3 飛行測試數(shù)據(jù)結(jié)果分析

3.1 空間軌跡對比

通過飛行視頻截取了兩種控制方式下筋斗動(dòng)作的軌跡圖,如圖10所示。

圖10 兩種控制方式下的筋斗動(dòng)作軌跡圖Fig.10 Space trajectory of loop maneuver under two operation modes

以機(jī)身長度L為參考衡量機(jī)動(dòng)半徑。圖10(a)中常規(guī)舵面控制下,驗(yàn)證機(jī)完成筋斗動(dòng)作的軌跡半徑大約9L。而圖10(b)采用流體矢量控制之后,軌跡半徑減小到約2L,減小了約80%。在有矢量作用下,驗(yàn)證機(jī)筋斗的軌跡發(fā)生了質(zhì)的改變,未出現(xiàn)舵面控制時(shí)的圓弧軌跡,基本是原地空翻。這與文獻(xiàn)[17]描述的空翻筋斗(又稱庫爾比特機(jī)動(dòng),Kulbit)動(dòng)作類似,時(shí)間極短,半徑很小。在有矢量控制的筋斗動(dòng)作中機(jī)體位移量極小,說明此時(shí)飛行速度極小、舵面作用甚小,實(shí)現(xiàn)原地空翻的俯仰控制力矩主要來自流體推力矢量。因此,該對比結(jié)果表明被動(dòng)二次流推力矢量技術(shù)增加了飛行器的敏捷性,可提高飛行器的機(jī)頭指向能力。

3.2 姿態(tài)數(shù)據(jù)

圖11為兩個(gè)飛行測試架次獲取的俯仰角和俯仰角速度數(shù)據(jù)曲線。以俯仰角速度為0或接近0的時(shí)刻為起止,對每個(gè)筋斗動(dòng)作數(shù)據(jù)分別提取起始俯仰角、最大俯仰角、最大俯仰角速度以及完成筋斗動(dòng)作的時(shí)間數(shù)據(jù),如表5所示。

表5 兩類筋斗動(dòng)作數(shù)據(jù)匯總Table 5 The data summary of two types of loop maneuver

圖11 兩種控制方式下,飛行測試全過程數(shù)據(jù)(俯仰角和俯仰角速度)曲線Fig.11 The pitch angle and pitch rate curve of flight test process under two operation modes

由表5數(shù)據(jù),舵面控制下驗(yàn)證機(jī)完成筋斗動(dòng)作的平均時(shí)間為4.93 s(除去偏差較大的第一次數(shù)據(jù)),大部分位于4.5～5.2 s之間；流體推力矢量與舵面共同控制時(shí)為2.28 s,平均時(shí)間減少53.8%。

開始進(jìn)入筋斗狀態(tài)的平飛俯仰角不同意味著進(jìn)入時(shí)飛行速度不同,這可能會(huì)對數(shù)據(jù)的對比分析帶來一定的影響,因此有必要選取起始俯仰角基本一致的兩組數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。舵面控制時(shí)第7次筋斗和有流體矢量控制時(shí)第1次筋斗,起始俯仰角分別為17.3°和17.4°,可以認(rèn)為起始狀態(tài)一致。

圖12為選取的兩個(gè)筋斗動(dòng)作的俯仰姿態(tài)數(shù)據(jù)隨時(shí)間變化曲線,其中方塊標(biāo)記的曲線代表筋斗過程中俯仰角變化情況。驗(yàn)證機(jī)模型剛進(jìn)入筋斗動(dòng)作時(shí),即①姿態(tài),俯仰角為較小的正角度；當(dāng)?shù)竭_(dá)②姿態(tài)時(shí),理論俯仰角為90°；到達(dá)③姿態(tài)時(shí),俯仰角應(yīng)為0°,但為倒飛狀態(tài)；到達(dá)④姿態(tài)時(shí),俯仰角為－90°；之后再回到①姿態(tài),俯仰角變?yōu)?°左右。實(shí)際上,圖12顯示的曲線中最大俯仰角未達(dá)到90°,這主要由于飛行數(shù)據(jù)采集頻率(10 Hz)偏低未捕捉到峰值姿態(tài)造成的,此外還可能存在一定的側(cè)滑或滾轉(zhuǎn)。

圖12 兩種控制方式下,筋斗動(dòng)作周期內(nèi)俯仰角和俯仰角速度變化曲線Fig.12 The pitch angle and pitch rate curve of loop maneuver cycle under two operation modes

圖12 中,舵面筋斗動(dòng)作歷時(shí)4.59 s。由于驗(yàn)證機(jī)進(jìn)入筋斗時(shí)的速度較高,舵面俯仰操縱效率保持較高水平,此時(shí)俯仰角加速度(俯仰角速度曲線起始段斜率)約為229.3°/s2。隨著俯仰角(迎角)增大及氣動(dòng)阻力的增加,驗(yàn)證機(jī)飛行速度和舵面俯仰操縱效率降低,俯仰角加速度減小,俯仰角速度增速變小,大約0.4 s以后俯仰角速度曲線變平緩；當(dāng)飛機(jī)位于②姿態(tài)之后,俯仰角速度略微下降,這是由于在②姿態(tài)附近飛行速度降低到最小、舵面基本失效,該階段僅依靠慣性繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng),進(jìn)而受到氣動(dòng)阻尼使俯仰角速度緩慢降低。隨著俯仰角進(jìn)一步降低,推力在水平方向的分量越來越大,驗(yàn)證機(jī)在水平方向的加速度和速度越來越大,俯仰操縱效率又開始回升,使得俯仰角加速度和俯仰角速度開始回升(大約1.6 s)。此后,推力和重力的合力使飛機(jī)一直處于加速狀態(tài),俯仰操縱效率也一直增加,俯仰角速度也不斷增大。當(dāng)飛機(jī)位于筋斗動(dòng)作第④姿態(tài)之后俯仰角速度開始減小,這是由于操縱手開始回桿減小舵偏,為保證俯仰角為0時(shí)俯仰角速度也基本為0以便快速改入平飛狀態(tài)。

在矢量和舵面共同控制時(shí),筋斗動(dòng)作歷時(shí)2.2 s,相對單獨(dú)舵面控制時(shí)減少52%；該狀態(tài)起始時(shí)刻俯仰角加速度約為558.5°/s2,是舵面控制時(shí)的2.44倍。俯仰角和俯仰角速度變化規(guī)律與單獨(dú)舵面控制時(shí)的類似,但在姿態(tài)②之后仍存在俯仰角速度下降的情況,表明此時(shí)低頭力矩大于抬頭力矩。從圖10(b)中可看到,①～②姿態(tài)之間,機(jī)頭指向變化已經(jīng)大大超前于軌跡方向的變化,即飛機(jī)實(shí)現(xiàn)了大迎角快速拉起機(jī)動(dòng),而大迎角使舵效迅速下降、阻力增大,同時(shí)產(chǎn)生較大低頭力矩(大于推力矢量產(chǎn)生的抬頭力矩)使角速度減??；而其大迎角阻力又致使飛機(jī)快速減速、低頭力矩也隨之減小,進(jìn)而角速度又開始回升,不過這種推測需要通過風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)一步確認(rèn)。在②～④姿態(tài)之間,驗(yàn)證機(jī)實(shí)現(xiàn)了原地空翻,飛行速度極小,舵面完全失效,而該階段仍保持較大俯仰角加速度,可以認(rèn)為是單獨(dú)流體推力矢量所起的作用。因此,從筋斗動(dòng)作完成時(shí)間方面來看,有流體矢量作用時(shí)明顯增加了驗(yàn)證機(jī)的俯仰角加速度,提高了機(jī)動(dòng)能力。

4 結(jié) 論

研制了一架基于被動(dòng)二次流推力矢量動(dòng)力裝置的驗(yàn)證機(jī)模型,通過飛行試驗(yàn)獲取了驗(yàn)證機(jī)在被動(dòng)二次流推力矢量作用下的姿態(tài)數(shù)據(jù),結(jié)果表明:

1)有流體矢量作用時(shí),相對于單獨(dú)舵面控制,完成筋斗動(dòng)作的半徑由約9倍機(jī)身長度減小為約2倍機(jī)身長度,減少約80%；完成筋斗動(dòng)作的平均時(shí)間由4.93s減少到2.28s,減少53.8%；

2)流體推力矢量作用后使起始俯仰角加速度由229.3°/s2提高到了558.5°/s2,提高143.6%；使平均最大俯仰角速度由114.5°/s提高到了270.3°/s,增加了136.1%；

3)流體推力矢量技術(shù)能夠?yàn)轱w行器提供有效的飛行操控力矩,具有較強(qiáng)的改變俯仰姿態(tài)的能力,可以提高飛行器的機(jī)動(dòng)性。