張石玉, 趙俊波, 付增良, 梁 彬, 周家檢

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

0 引 言

隨著新型作戰(zhàn)飛行器的快速發(fā)展，高機動性和高敏捷性成為先進作戰(zhàn)飛行器的重要特性。在大迎角機動時，飛行狀態(tài)變化劇烈，非定常流動特性和氣動-控制耦合問題對氣動研究、控制系統(tǒng)設計和地面驗證提出了新的挑戰(zhàn)[1]。傳統(tǒng)的風洞試驗基于小擾動線性化理論，從靜態(tài)風洞試驗、自由振動/強迫振動風洞試驗、旋轉(zhuǎn)天平試驗等獲得小擾動線性化后的氣動導數(shù)，將各氣動導數(shù)疊加以構建飛行器的氣動數(shù)據(jù)庫和氣動模型，并用于飛行控制律設計。這一過程獲得的氣動參數(shù)在小迎角時可靠性較高，但對于大迎角機動情況，由于沒有考慮非定常流動特性的時間過程效應，試驗結(jié)果不能充分反映實際飛行時的氣動特性?；谛_動線性化假設的氣動數(shù)據(jù)設計的控制律在大迎角飛行時可能產(chǎn)生控制偏差，甚至由于嚴重的控制滯后、控制反效等作用導致災難性后果。

飛行器風洞虛擬飛行試驗技術是一種先進的風洞試驗技術，模型安裝在具有多個自由度的專用支撐機構上，放開3個角位移自由度(部分研究包括多個線位移自由度) ，通過舵面控制等手段對模型進行機動控制，在風洞中實現(xiàn)較逼真的模擬飛行器機動運動過程。通過運動過程分析能夠清晰直觀地獲得飛行器在非線性非定常區(qū)域的氣動特性；通過控制響應結(jié)果評估控制系統(tǒng)及控制律；為同步開展飛行器氣動/控制設計、提早發(fā)現(xiàn)氣動布局和控制律潛在問題、降低研制后期出現(xiàn)重大問題的概率、縮短型號研制周期、降低型號研制成本提供有效的試驗評估手段。

各航空航天強國在相關領域開展了大量研究。英國Bristol大學Lowenbergy[1-5]所在團隊自2002年以來開展了大量研究，包括：Hawk模型的迎角緩增長試驗，獲得了迎角上下行時不同的迎角振蕩極限環(huán)區(qū)間；M2370模型飛機的三自由度開環(huán)控制響應試驗，從試驗數(shù)據(jù)中辨識了大量氣動系數(shù)。之后研發(fā)了模型三自由度軸承+三自由度搖臂+配平翼系統(tǒng)，該系統(tǒng)的優(yōu)點是實現(xiàn)模型繞速度軸的360°自由滾轉(zhuǎn)，并提供俯仰沉浮運動自由度和側(cè)向運動自由度，利用該系統(tǒng)開展了Hawk模型的多自由度階躍信號控制響應試驗、閉環(huán)控制響應試驗。美國的Magill等[6]采用張線+俯仰滾轉(zhuǎn)軸承的支撐方式開展了空空彈的三自由度控制響應試驗，該機構的優(yōu)點在于彈體模型可繞縱軸做360°自由滾轉(zhuǎn)運動。德國的Bergmann等[7]研發(fā)了六自由度模型支撐機構，開展了民機模型和X-31模型的相關研究。英國Cranfield大學Carnduff等[8]研發(fā)了放開沉浮運動的四自由度模型支撐機構，開展了Hawk模型的控制響應試驗。瑞典皇家技術學院Stenfelt等[9]開展了飛翼布局飛行器的偏航單自由度階躍響應試驗。

國內(nèi)在相關領域研究相對較晚。中國航天空氣動力技術研究院胡靜、李潛[10]采用張線支撐+滾轉(zhuǎn)軸承的形式開展了導彈外形的滾轉(zhuǎn)偏航兩自由度開環(huán)控制響應試驗。中國空氣動力研究與發(fā)展中心趙忠良等[11-13]在2.4 m跨聲速風洞中建立了“自由滾轉(zhuǎn)+自由俯仰+偏航驅(qū)動控制”的試驗機構，開展了導彈類飛行器的開環(huán)、閉環(huán)控制響應試驗。中國航空工業(yè)空氣動力研究院針對四代機和飛翼布局飛行器開展了相關試驗研究。南京航空航天大學等[14-19]在風洞試驗相似關系、試驗與真實飛行差異等方面開展了理論分析和仿真研究。

本文介紹中國航天空氣動力技術研究院第二研究所在風洞虛擬飛行試驗技術領域的研究成果?；谌杂啥容S承支撐系統(tǒng)，以類F-16飛行器為研究對象，在低速風洞中開展多自由度開環(huán)/閉環(huán)控制響應試驗，對飛行器短周期運動模態(tài)、自動配平、閉環(huán)控制信號跟隨性進行了研究，并測量到大迎角俯仰失穩(wěn)、負迎角荷蘭滾失穩(wěn)非定常試驗現(xiàn)象。

1 試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)如圖1所示，系統(tǒng)由試驗模型、三自由度軸承機構、測控通信模塊、支桿以及舵機、配重等組成。模型通過軸承機構安裝在支桿上，軸承轉(zhuǎn)心與模型質(zhì)心重合，模型可繞質(zhì)心自由轉(zhuǎn)動。測控通信模塊安裝于模型內(nèi)腔后段，實現(xiàn)模型姿態(tài)角速度和姿態(tài)角測量、舵機偏轉(zhuǎn)控制、與上位機無線通信等功能。

圖1 三自由度虛擬飛行試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)采用ADIS16488A微機械陀螺(MEMS) 測量模型角速度和角位移，角速度零漂標稱值5.1°/h；采用無線射頻模塊實現(xiàn)與上位機的無線通信；伺服舵機為Power HD-D-04HV全金屬舵機，輸出扭矩標稱值0.42 Nm；舵偏角運動范圍限定為-30°～30°。

試驗中，先將上位機根據(jù)當前狀態(tài)解算舵機控制指令，并通過無線通信下傳至測控通信模塊，測控通信模塊根據(jù)指令操縱舵機產(chǎn)生舵面偏轉(zhuǎn)；模型在氣動作用下發(fā)生角運動，由MEMS測量模型姿態(tài)角；之后模型狀態(tài)信息通過無線通信上傳至上位機，從而完成一個試驗周期。

1.1 三自由度軸承

三自由度軸承機構是本試驗的核心部件，機構示意圖見圖2，實物圖見圖3。三自由度軸承機構采用3個軸承分別提供偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動自由度，并采用限位螺釘限制最大轉(zhuǎn)角。試驗時軸承機構運動范圍分別為：俯仰角-35°～35°；滾轉(zhuǎn)角-35°～35°；偏航角-45°～45°。

1.2 試驗模型

試驗模型為縮比系數(shù)1/14的類F/A-16戰(zhàn)斗機模型。模型采用左右全動平尾同向轉(zhuǎn)動控制俯仰角，差動控制滾轉(zhuǎn)角，立尾后緣方向舵控制偏航角。模型外形與實際F/A-16戰(zhàn)斗機相比存在部分差異(見表1)，其余試驗設備介紹詳見文獻[20]。

圖2 三自由度軸承機構結(jié)構示意圖

圖3 三自由度軸承機構安裝圖

表1 模型外形與實際F/A-16差異表Table 1 Difference between test model and real F/A-16

2 典型風洞試驗

風洞試驗在中國航天空氣動力技術研究院FD-09低速風洞中完成，試驗風速為10～20 m/s。下文詳細介紹開環(huán)/閉環(huán)控制試驗以及試驗中出現(xiàn)的特殊試驗現(xiàn)象。

2.1 開環(huán)控制試驗

開環(huán)控制試驗是在配平狀態(tài)下直接給定舵偏控制曲線并研究模型動態(tài)響應過程的試驗，用于分析飛行器的短周期模態(tài)特性。從響應曲線中可辨識模型氣動靜、動穩(wěn)定性導數(shù)以及舵效參數(shù)等氣動參數(shù)。

2.1.1 升降舵開環(huán)控制試驗

典型的升降舵開環(huán)控制試驗曲線如圖4所示，組圖分別為升降舵偏角(δe) 曲線和迎角(α) 曲線。在5°配平迎角附近進行升降舵對偶方波機動，激勵俯仰短周期模態(tài)運動，并在氣動穩(wěn)定性作用下恢復原運動狀態(tài)。從響應曲線中可獲得運動模態(tài)的相關參數(shù)，并辨識獲得俯仰氣動靜、動穩(wěn)定性導數(shù)。不同來流速度的氣動參數(shù)辨識結(jié)果與文獻[21]對比如表2所示。詳細研究結(jié)果見文獻[20]。

圖4 升降舵開環(huán)控制試驗曲線

Fig.4 Open-loop control test curves in elevator maneuvering flight mode test

表2 升降舵開環(huán)機動氣動參數(shù)辨識結(jié)果

Table 2 Aero-parameter identification results of elevator maneuvering test

v=10m/sv=15m/sv=20m/s文獻[21]Cma-0.43-0.46-0.49誤差帶0.0640.0830.053Cmq-5.10-5.96-5.34-5.8誤差帶1.481.881.05

2.1.2 方向舵開環(huán)控制試驗

典型的方向舵開環(huán)控制試驗曲線如圖5所示，組圖分別為方向舵偏角(δr) 曲線、側(cè)滑角(β) 曲線和滾轉(zhuǎn)角(Φ) 曲線。試驗中，模型在5°迎角配平后，施加方向舵對偶方波機動，激勵橫航向荷蘭滾模態(tài)運動。

圖5 方向舵開環(huán)控制試驗曲線

2.2 閉環(huán)控制試驗

閉環(huán)控制是以姿態(tài)角、過載等飛行狀態(tài)作為控制指令，通過控制律解算舵偏信號，將飛行器相應飛行狀態(tài)調(diào)整到指令狀態(tài)的控制方式。風洞虛擬飛行試驗中的閉環(huán)控制試驗為開展飛行器控制響應研究、控制系統(tǒng)及控制律驗證、控制效能評估等研究提供有效、直觀、低成本的地面研究手段。

本試驗閉環(huán)控制采用廣泛應用于飛行器自動控制的比例-積分-微分控制器(PID) ?？刂坡苫贔-16氣動數(shù)據(jù)[21]設計，將迎角差量、積分量和變化率反饋給升降舵通道(全動平尾同向轉(zhuǎn)動) ，作為其比例、積分和微分控制器的輸入；將滾轉(zhuǎn)角差量、變化率反饋給副翼通道(全動平尾差動轉(zhuǎn)動) ，作為其比例、微分控制器輸入；將側(cè)滑角差量、變化率反饋給方向舵，作為其比例和微分控制器輸入。

2.2.1 自動配平試驗

不同迎角自動配平試驗曲線如圖6所示。組圖分別為迎角曲線和升降舵偏角曲線。模型從0°配平迎角開始間隔為5°的自動配平試驗。當迎角指令為25°時，出現(xiàn)俯仰失穩(wěn)現(xiàn)象，同時升降舵偏角到達限位附近。之后開始迎角間隔為-5°的自動配平試驗，當迎角指令為-20°時，出現(xiàn)迎角振蕩發(fā)散現(xiàn)象。試驗結(jié)果表明：俯仰氣動穩(wěn)定迎角范圍為-15°～20°。

圖6 不同迎角自動配平試驗曲線

分析自動配平試驗過程，可獲得系統(tǒng)在不同迎角時的階躍信號控制特性。圖7為迎角α從0°至5°配平過程的理論迎角指令(α_commamd) 與實際迎角(α_test) 的對比。由圖中可獲得系統(tǒng)階躍信號控制動態(tài)指標(見表3)。

表3 控制系統(tǒng)階躍信號動態(tài)指標

Table 3 Dynamic performance of control system in step response test

超調(diào)量σ/(°)過渡過程時間ts/s振蕩次數(shù)N25.25≈3

圖7 自動配平過程的階躍響應

2.2.2 迎角正弦指令跟隨性試驗

為了研究控制系統(tǒng)的迎角指令跟隨性，設計了一種迎角指令為正弦信號的閉環(huán)控制試驗。迎角指令數(shù)學表達式見式(1) ，指令幅值為3°，頻率為0.2 Hz，指令持續(xù)時間為10 s。

α=3·sin(0.4πt)t=[0,10]

(1)

試驗結(jié)果如圖8所示。由結(jié)果可知，試驗中模型跟隨迎角指令做正弦運動，運動規(guī)律基本符合指令規(guī)律。由圖中實際迎角與迎角指令曲線的峰值點對比可知，模型運動存在響應延遲和超調(diào)量，響應延遲為t2-t1=0.65 s，超調(diào)量為α2-α1=0.63°。

圖8 迎角正弦指令跟隨性試驗曲線

2.3 非定常試驗現(xiàn)象

如前文所述，風洞虛擬飛行試驗技術主要用于非定常流動區(qū)域的飛行器氣動特性研究和控制系統(tǒng)驗證。本文開展了相關試驗，測量到多種非定常試驗現(xiàn)象。

2.3.1 大迎角俯仰失穩(wěn)現(xiàn)象

試驗過程中，當迎角α提高到22°以上時，在無控情況下模型發(fā)生俯仰極限環(huán)振蕩，如圖9所示。

由試驗結(jié)果可知，模型在迎角α=22°附近發(fā)生迎角極限環(huán)振蕩現(xiàn)象，振幅約為2.5°。分析試驗現(xiàn)象推測：模型背風區(qū)表面發(fā)生規(guī)律的流動分離和再附過程，導致模型俯仰動穩(wěn)定性降低，從而產(chǎn)生迎角極限環(huán)振蕩現(xiàn)象。

圖9 大迎角俯仰失穩(wěn)現(xiàn)象

2.3.2 負迎角橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象

在開展三自由度橫航向機動試驗時發(fā)現(xiàn)：當模型迎角為負時，出現(xiàn)了橫航向荷蘭滾模態(tài)失穩(wěn)現(xiàn)象。試驗曲線如圖10～12所示。圖中，ωz為偏航角速度，ωx為滾轉(zhuǎn)角速度,δe,L為左平尾偏角，δe,R為右平尾偏角。

圖10 迎角為-5°時橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象

當迎角為-5°時，開展了方向舵的對偶機動控制試驗，結(jié)果導致側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角發(fā)生極限環(huán)振蕩，側(cè)滑角振幅約為2.5°，滾轉(zhuǎn)角振幅約為5°。當迎角為-7.5°時，開展了副翼(左右平尾差動) 增穩(wěn)滾轉(zhuǎn)通道的閉環(huán)控制試驗，此時模型發(fā)生橫航向運動和副翼控制耦合振蕩現(xiàn)象，最終形成極限環(huán)振蕩，側(cè)滑角振幅約為13°，滾轉(zhuǎn)角振幅約為12°。當迎角增大至-13°時，同樣開展了副翼增穩(wěn)滾轉(zhuǎn)通道的閉環(huán)控制試驗，此時模型側(cè)滑角迅速發(fā)散，在10 s時間內(nèi)振幅達到了22°，伴隨滾轉(zhuǎn)角劇烈振蕩至限位附近，同時耦合俯仰方向劇烈振蕩。

圖11 迎角為-7.5°時橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象

圖12 迎角為-13°時橫航向失穩(wěn)現(xiàn)象

分析F-16氣動數(shù)據(jù)[22]發(fā)現(xiàn)：在負迎角時，模型處于橫向弱靜穩(wěn)定、滾轉(zhuǎn)交叉耦合導數(shù)為負(Clr<0) 的滾轉(zhuǎn)動不穩(wěn)定狀態(tài)。迎角為-5°無干擾時模型處于中立穩(wěn)定狀態(tài)(圖10中418 s之前) ；當施加一個擾動(方向舵激勵) 后，模型開始作由滾轉(zhuǎn)交叉耦合作用引起的周期性荷蘭滾振蕩運動，振蕩頻率為模型荷蘭滾自振頻率，約為0.91 Hz。當迎角增大至-7.5°時，滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性進一步降低，此時滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制未能抑制荷蘭滾發(fā)散，并最終與模型運動耦合為穩(wěn)定的橫航向振蕩運動，振蕩頻率約為0.51 Hz。之后在983 s時，通過升降舵控制(δe,L和δe,R同向控制) 改變模型迎角至5°后，模型從橫側(cè)向失穩(wěn)中改出。當迎角為-13°時，滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性進一步降低，飛行器處于橫航向劇烈失穩(wěn)狀態(tài)，同時也耦合俯仰方向劇烈振蕩。此時的滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制也無法抑制三通道耦合運動發(fā)散。

3 結(jié) 論

本文基于三自由度軸承系統(tǒng)，開展了類F-16模型的低速風洞三自由度虛擬飛行試驗。主要結(jié)論如下：

(1) 試驗系統(tǒng)具備開展非定常流動特性研究試驗和控制律驗證試驗的能力。

(2) 在大迎角試驗中測量到俯仰非定常流動失穩(wěn)現(xiàn)象，負迎角試驗中測量到橫航向耦合失穩(wěn)現(xiàn)象。

(3) 負迎角橫航向耦合失穩(wěn)試驗表明，滾轉(zhuǎn)增穩(wěn)控制難以恢復橫航向穩(wěn)定性，且可能發(fā)生運動-控制耦合振蕩，而通過俯仰控制改變迎角可有效恢復橫航向穩(wěn)定性。

隨著航空航天飛行器的不斷發(fā)展，氣動設計與飛行控制設計的關系越來越密切，空氣動力學與飛行控制呈現(xiàn)緊耦合發(fā)展趨勢。本文建立的風洞虛擬飛行試驗技術順應先進飛行器氣動-控制耦合研制趨勢，不僅可用于軍機大迎角靜/動態(tài)失穩(wěn)研究、翼搖滾邊界試驗，也用于控制系統(tǒng)分析及控制律驗證及優(yōu)化測試，為飛行器的氣動-控制同步設計提供技術支持。

致謝:感謝中國航天空氣動力技術研究院李潛研究員在本文研究中給予的指導與幫助。