孫全兵，史志偉，耿璽，王力爽，張維源

南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016

飛翼布局飛行器無水平和垂直尾翼，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單重量輕，且整個(gè)飛機(jī)全為升力面，氣動(dòng)效率高。飛機(jī)只有機(jī)身和機(jī)翼的融合設(shè)計(jì)，使得雷達(dá)散射截面積減少，更適合突防攻擊和隱身偵查。美國(guó)的X-47B、法國(guó)的神經(jīng)元、德國(guó)的梭魚無人機(jī)等都采用的是飛翼布局。飛翼布局飛機(jī)有諸多的優(yōu)點(diǎn)，但因其無水平和垂直尾翼，姿態(tài)控制特別是俯仰和航向控制困難。為保證飛機(jī)的操縱性和飛行品質(zhì)，大量新型控制策略被用于飛翼布局的姿態(tài)控制[1-3]。

雖然新型控制策略能較好地對(duì)飛機(jī)姿態(tài)進(jìn)行控制，但是機(jī)械舵面偏轉(zhuǎn)會(huì)破壞飛翼布局飛機(jī)良好的隱身性能，且存在卡死的可能性。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)可以在不需要外置活動(dòng)舵面的情況下改變飛機(jī)的氣動(dòng)力和力矩，對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)進(jìn)行控制。在飛機(jī)姿態(tài)控制中應(yīng)用最為廣泛的是射流環(huán)量控制技術(shù)，該技術(shù)最早由Davidson在1962年提出[4]，20世紀(jì)70～90年代有大量的學(xué)者對(duì)射流環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行了諸多的基礎(chǔ)研究[5-8]。20世紀(jì)70年代美國(guó)海軍將射流環(huán)量控制技術(shù)用于A-6A 起降階段增升，1976年弗吉尼亞大學(xué)也用射流環(huán)量控制實(shí)現(xiàn)增升，效果顯著。2005年曼徹斯特大學(xué)試飛了采用射流環(huán)量控制進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制的Tutor無人機(jī)，2008年該團(tuán)隊(duì)又試飛了采用射流環(huán)量控制技術(shù)控制俯仰和滾轉(zhuǎn)的完全無舵面無人機(jī)DEMON[9-10]。2014年南京航空航天大學(xué)試飛了依靠射流環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)操控的常規(guī)布局無人機(jī)[11]，2015年該團(tuán)隊(duì)又試飛了依靠射流環(huán)量控制進(jìn)行俯仰和滾轉(zhuǎn)控制的完全無舵面的鴨式布局無人機(jī)[12]。

射流環(huán)量控制技術(shù)能實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制，而航向控制一直是飛翼布局設(shè)計(jì)的一個(gè)難題[13]。針對(duì)飛翼布局航向控制，20世紀(jì)90年代美國(guó)在小展弦比飛翼布局飛機(jī)ICE上使用全動(dòng)翼尖、嵌入式舵面、開裂式阻力方向舵等進(jìn)行航向控制[14-15]；瑞典皇家理工學(xué)院應(yīng)用差動(dòng)襟翼進(jìn)行航向控制[16]。國(guó)內(nèi)也對(duì)飛翼布局的航向控制做了一定的研究[17-21]，這些研究使用的都是阻力類方向舵，而這類方向舵在小偏角時(shí)效率比較低，大偏轉(zhuǎn)角會(huì)破壞飛機(jī)的隱身性能。根據(jù)文獻(xiàn)[11-12]，射流環(huán)量控制技術(shù)能控制無人機(jī)的俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，文獻(xiàn)[22]表明反向射流技術(shù)能控制飛翼布局飛行器的航向運(yùn)動(dòng)，本文結(jié)合射流環(huán)量控制技術(shù)和反向射流技術(shù)控制飛翼布局飛行器的三軸姿態(tài)，則飛行器可實(shí)現(xiàn)無舵面飛行。

首先，針對(duì)某型飛翼布局無人機(jī)設(shè)計(jì)基于射流環(huán)量控制和反向射流兩種主動(dòng)流動(dòng)控制的無舵面姿態(tài)控制方案；接著，進(jìn)行了風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)，對(duì)基于主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的無人機(jī)姿態(tài)控制方案的可行性進(jìn)行評(píng)估；最后，在風(fēng)洞試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，進(jìn)行該無舵面無人機(jī)的飛行試驗(yàn)，分析飛行過程中主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器的姿態(tài)控制規(guī)律。

1 研究對(duì)象

本文研究對(duì)象是某型飛翼布局無人機(jī)，其相關(guān)參數(shù)如表1所示。該無人機(jī)無活動(dòng)的機(jī)械舵面，依靠射流環(huán)量控制和反向射流兩種主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制，可視為“射流虛擬舵面”控制。環(huán)量控制激勵(lì)器和反向射流激勵(lì)器都以機(jī)翼的后緣為基準(zhǔn)安裝，激勵(lì)器的長(zhǎng)度方向均與機(jī)翼的后緣平行，圖1是該無人機(jī)的俯視圖，激勵(lì)器布置位置和相關(guān)尺寸標(biāo)注于圖中。

圖2(a)和圖2(b)分別是環(huán)量控制激勵(lì)器和反向射流激勵(lì)器的示意圖。環(huán)量控制激勵(lì)器的長(zhǎng)度是0.3 m，后緣半徑為0.004 5 m，射流縫的高度為0.000 3 m。射流環(huán)量控制利用的是康達(dá)效應(yīng)，機(jī)翼上布置兩對(duì)環(huán)量控制激勵(lì)器，每個(gè)環(huán)量控制激勵(lì)器都有上下兩個(gè)射流縫，環(huán)量控制激勵(lì)器可通過不同的射流組合方式實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的俯仰或者滾轉(zhuǎn)控制。

反向射流是在機(jī)翼上下表面適當(dāng)?shù)奈恢瞄_射流縫，逆來流方向吹氣，射流與主流相互作用，在機(jī)翼表面形成渦，使得射流側(cè)機(jī)翼阻力增大，從而產(chǎn)生偏航力矩[22]。反向射流激勵(lì)器長(zhǎng)度為0.1 m，射流縫的高度為0.001 m，射流方向是與當(dāng)?shù)叵揖€的夾角25°的斜前方，兩側(cè)機(jī)翼各布置一個(gè)反向射流激勵(lì)器。

圖1 無人機(jī)俯視圖Fig.1 Top view of UAV

圖2 主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器Fig.2 Active flow control actuators

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c方法

試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)1 m風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞是低速回流式開口風(fēng)洞。開口試驗(yàn)段截面為矩形截面，尺寸是1.5 m×1.0 m，試驗(yàn)段長(zhǎng)度為1.9 m，自由來流的湍流度為0.07%。

測(cè)力試驗(yàn)使用的儀器是六分量盒式天平，天平載荷和校準(zhǔn)精度如表2所示，A、N、Y分別代表軸向力、法向力和側(cè)向力；L、M、N分別代表滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。試驗(yàn)標(biāo)稱風(fēng)速為15 m/s，由開口風(fēng)洞阻塞度的修正公式[23]得到阻塞系數(shù)ε=0.004 25，修正風(fēng)速為14.94 m/s，試驗(yàn)各氣動(dòng)力和力矩均以修正后風(fēng)速為參考進(jìn)行無量綱化。

表2 盒式天平校準(zhǔn)精度Table 2 Calibration accuracy of balance

如圖3所示，測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪?∶1無人機(jī)的機(jī)翼。單側(cè)機(jī)翼布置有兩個(gè)環(huán)量控制激勵(lì)器，從而有4個(gè)射流口，分別由4個(gè)獨(dú)立氣源供氣；反向射流激勵(lì)器在機(jī)翼上下表面射流口的內(nèi)部管道相互連通，由一個(gè)氣源供氣。5個(gè)氣源均為安裝在機(jī)翼內(nèi)的小型離心鼓風(fēng)機(jī)，圖4是該小型鼓風(fēng)機(jī)，鼓風(fēng)機(jī)由三相交流電機(jī)驅(qū)動(dòng)。測(cè)力試驗(yàn)機(jī)翼的迎角變化范圍是-4°～16°，步長(zhǎng)2°；激勵(lì)器氣源由16 V穩(wěn)壓直流電源供電，并由電調(diào)轉(zhuǎn)化成三相交流電；試驗(yàn)時(shí)通過脈寬調(diào)制(Pulse Width Modulation，PWM)改變激勵(lì)器氣源電機(jī)的轉(zhuǎn)速，分別測(cè)量各激勵(lì)器氣源電機(jī)控制信號(hào)的PWM值為1 100、1 300、1 500、1 700、1 900時(shí)機(jī)翼的氣動(dòng)力和力矩。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.3 Experimental model

圖4 離心風(fēng)機(jī)Fig.4 Centrifugal fan

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

射流激勵(lì)器氣源離心風(fēng)機(jī)的轉(zhuǎn)速會(huì)隨其控制信號(hào)PWM值的變化而發(fā)生改變，射流的強(qiáng)度也會(huì)隨之改變，進(jìn)而模型的氣動(dòng)力也會(huì)發(fā)生變化。類比于傳統(tǒng)機(jī)械舵面，改變激勵(lì)器氣源控制信號(hào)的PWM可認(rèn)為是改變激勵(lì)器的“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”，從而改變飛行器的氣動(dòng)力。

激勵(lì)器氣源控制信號(hào)PWM值等于1 100時(shí)離心風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速為0，即“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”等于0，此時(shí)試驗(yàn)所得的是機(jī)翼本體未加激勵(lì)的氣動(dòng)力。5個(gè)氣源的PWM值等于1 100時(shí)分別進(jìn)行了試驗(yàn)，即機(jī)翼本體的5次重復(fù)性試驗(yàn)，其結(jié)果如圖5所示。迎角在±10°范圍內(nèi)阻力、升力和俯仰力矩系數(shù)的精度分別是0.000 46、0.000 78和0.000 27，滿足風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度標(biāo)準(zhǔn)[24]。

圖5 重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Repeated experimental results

環(huán)量控制激勵(lì)器可通過不同的吹氣組合形式產(chǎn)生俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩。左右機(jī)翼內(nèi)側(cè)的一對(duì)以飛行器中截面對(duì)稱安裝的環(huán)量控制激勵(lì)器用于改變飛行器的俯仰力矩，稱為俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器。這一對(duì)環(huán)量控制激勵(lì)器的上射流口同時(shí)吹氣能改變飛行器的升力和俯仰力矩且不會(huì)帶來橫航向氣動(dòng)力和力矩的變化，它們的下射流口同時(shí)吹氣亦是如此。圖6和圖7是俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器在不同PWM控制信號(hào)時(shí)的升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量隨迎角的變化曲線。飛機(jī)的兩側(cè)機(jī)翼各一個(gè)俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器，依據(jù)文獻(xiàn)[25]飛行器半模型氣動(dòng)力數(shù)據(jù)處理方法，升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量是施加激勵(lì)后機(jī)翼氣動(dòng)力系數(shù)與機(jī)翼本體氣動(dòng)力系數(shù)差值的兩倍。對(duì)于俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器的上下兩個(gè)射流縫，定義上射流縫吹氣的PWM值為正，下射流縫吹氣的PWM值為負(fù)。PWM值從負(fù)的最大變化到正的最大，升力系數(shù)增量逐漸增大，俯仰力矩系數(shù)增量從正值逐漸減小到負(fù)值。升力系數(shù)增量隨著迎角增加而逐漸增加，根據(jù)文獻(xiàn)[12]，這是因?yàn)榄h(huán)量控制能抑制流動(dòng)分離，大迎角時(shí)增升效果明顯；同樣在負(fù)迎角時(shí)下射流口吹氣能抑制下翼面流動(dòng)分離，產(chǎn)生更大的升力負(fù)增量。升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量在不同的迎角下雖然略有變化，但類似于機(jī)械舵面，俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器產(chǎn)生的俯仰力矩增量和升力增量穩(wěn)定，且隨著控制信號(hào)的變化規(guī)律，能用于飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)控制。

圖6 升力系數(shù)增量隨迎角變化曲線Fig.6 Lift coefficient increment curves with angle of attack

圖7 俯仰力矩系數(shù)增量隨迎角變化曲線Fig.7 Pitch moment coefficient increment curves with angle of attack

左右機(jī)翼外側(cè)的一對(duì)以飛行器中截面對(duì)稱安裝的射流環(huán)量控制激勵(lì)器用于改變飛行器的滾轉(zhuǎn)力矩，稱為滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器。滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器的左側(cè)激勵(lì)器的上射流口吹氣，同時(shí)右側(cè)激勵(lì)器的下射流口吹氣能產(chǎn)生右滾轉(zhuǎn)力矩，反之則產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn)力矩。定義產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn)力矩的PWM值為負(fù)，反之PWM值為正。風(fēng)洞試驗(yàn)為飛機(jī)的左側(cè)機(jī)翼，同樣依據(jù)文獻(xiàn)[25]的數(shù)據(jù)處理方法，激勵(lì)器上射流口在氣源控制信號(hào)為某一PWM值時(shí)吹氣產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量減去該激勵(lì)器下射流口在氣源控制信號(hào)PWM值相同時(shí)吹氣產(chǎn)生的氣動(dòng)力增量得到飛行器的右滾轉(zhuǎn)力矩增量。圖8是滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器不同PWM控制信號(hào)時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量隨迎角變化曲線。環(huán)量控制激勵(lì)器也能產(chǎn)生穩(wěn)定變化的滾轉(zhuǎn)力矩，滾轉(zhuǎn)力矩變化曲線無交叉重疊等異?，F(xiàn)象，在迎角相同時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩的增量隨著PWM值的增加而增加，因此環(huán)量控制激勵(lì)器能用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)控制。

圖9是反向射流激勵(lì)器產(chǎn)生的偏航力矩系數(shù)增量隨迎角的變化曲線，偏航力矩系數(shù)增量由施加反向射流激勵(lì)測(cè)得的氣動(dòng)力系數(shù)減去機(jī)翼本體的氣動(dòng)力系數(shù)得到。兩側(cè)機(jī)翼各一個(gè)反向射流激勵(lì)器，定義左側(cè)反向射流激勵(lì)器開啟PWM為正，開啟此激勵(lì)器產(chǎn)生左偏航力矩，反之PWM值為負(fù)。從圖中可以看出在負(fù)迎角和小迎角情況下反向射流激勵(lì)器能產(chǎn)生一定量穩(wěn)定變化的偏航力矩，迎角大于2°時(shí)，偏航力矩隨迎角增加而增大，在實(shí)驗(yàn)迎角范圍內(nèi)反向射流激勵(lì)器產(chǎn)生的均為左偏航力矩，無操作反效現(xiàn)象。雖然偏航力矩增量隨PWM值呈現(xiàn)非線性關(guān)系，但是力矩增量曲線無交叉重疊，因此反向射流技術(shù)能用于飛機(jī)的航向控制。

圖8 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量隨迎角變化曲線Fig.8 Roll moment coefficient increment curves with angle of attack

圖9 偏航力矩系數(shù)增量隨迎角變化曲線Fig.9 Yaw moment coefficient increment curves with angle of attack

4 飛行試驗(yàn)

為了進(jìn)一步驗(yàn)證主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)能有效地實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的姿態(tài)控制并觀察在主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器控制下無人機(jī)姿態(tài)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)情況，在風(fēng)洞試驗(yàn)評(píng)估的基礎(chǔ)上進(jìn)行了該飛翼布局無人機(jī)的試飛試驗(yàn)。圖10是該無人機(jī)的實(shí)物圖，其總重量為4.6 kg。無人機(jī)的動(dòng)力由105 mm電動(dòng)涵道提供，其最大靜推力為3 kg。

圖11是通過數(shù)值模擬得到的飛行器全機(jī)升力系數(shù)曲線。飛行器迎角16°時(shí)升力系數(shù)為0.893，當(dāng)空速為10.5 m/s時(shí)，升力能達(dá)到4.6 kg；隨著空速繼續(xù)增大，升力會(huì)繼續(xù)增加，因此升力足以維持飛行器的飛行。

圖10 飛翼布局無人機(jī)Fig.10 Flying-wing UAV

圖11 無人機(jī)全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.11 Lift coefficient curve of UAV

本次無人機(jī)試飛為開環(huán)試飛，為保障試飛安全，無人機(jī)機(jī)翼布置有翼梢小翼。依據(jù)前文的風(fēng)洞試驗(yàn)，改變3組射流激勵(lì)器控制信號(hào)的PWM值，即改變3組“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”可以產(chǎn)生規(guī)律可控的氣動(dòng)力矩。因此，在飛行過程中控制激勵(lì)器氣源信號(hào)的PWM值，即控制“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”，能控制飛行器的氣動(dòng)力和力矩，進(jìn)而控制飛行器的飛行姿態(tài)。

無人機(jī)通過機(jī)載Pixhawk自動(dòng)駕駛儀解析地面遙控信號(hào)并輸出控制信號(hào)改變“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”以控制無人機(jī)的飛行姿態(tài)。規(guī)定地面遙控駕駛桿的操縱量的范圍是[-1,1]，則3個(gè)通道的駕駛桿中立位置對(duì)應(yīng)的操縱量為0，最大值對(duì)應(yīng)1，最小值對(duì)應(yīng)-1。Pixhawk自動(dòng)駕駛儀通過六路控制信號(hào)控制射流激勵(lì)器，按照飛機(jī)正常操縱的原則，激勵(lì)器射流控制信號(hào)的PWM值和駕駛桿的操縱量的映射關(guān)系為

(1)

(2)

(3)

式中：δeU、δeD分別對(duì)應(yīng)左右俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器上射流口和下射流口的射流控制信號(hào)；δaLU、δaLD是左機(jī)翼滾裝環(huán)量控制激勵(lì)器上、下射流口的控制信號(hào)；δaRU、δaRD是右機(jī)翼滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器上、下射流口的射流控制信號(hào)；δrL、δrR是左右反向射流激勵(lì)器對(duì)應(yīng)的射流控制信號(hào)；δa、δe、δr分別是地面滾轉(zhuǎn)、俯仰和航向駕駛桿輸出的控制信號(hào)。δeD=1 900→1 100表示俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器下射流口的射流控制信號(hào)的PWM值從1 900變化到1 100，其他激勵(lì)器控制信號(hào)PWM值變化的表示方法與此相同；δe=-1→0表示俯仰駕駛桿從最低點(diǎn)回復(fù)到中立點(diǎn)，其他駕駛桿位移變化的表示方法與之相同。

圖12是無人機(jī)空中飛行的地面拍攝畫面和機(jī)載畫面。地面拍攝畫面表現(xiàn)無人機(jī)以一定的滾轉(zhuǎn)角在盤旋；機(jī)載畫面展現(xiàn)無人機(jī)飛行過程中環(huán)量控制激勵(lì)器開啟時(shí)機(jī)翼繞流會(huì)在射流的誘導(dǎo)下發(fā)生偏轉(zhuǎn)，從而使得后緣彩帶順著氣流偏折。

圖12 無人機(jī)飛行試驗(yàn)Fig.12 Flight test of UAV

Pixhawk自動(dòng)駕駛儀記錄了飛行過程中射流激勵(lì)器控制信號(hào)和無人機(jī)姿態(tài)的變化歷程。為了對(duì)比更加直觀，繪制的激勵(lì)器射流控制信號(hào)曲線將δeD、δaRU、δaLD和δrL的PWM值1 900～1 100映射成300～1 100，則曲線圖中PWM值為1 100時(shí)對(duì)應(yīng)地面各駕駛桿處于中立點(diǎn)。

圖13是無人機(jī)俯仰控制輸出信號(hào)和俯仰角隨時(shí)間變化曲線。圖中PWM的最小值300對(duì)應(yīng)δeD=1 900，即俯仰駕駛桿位于最低點(diǎn)；圖中PWM的最大值1 900對(duì)應(yīng)δeU=1 900，即俯仰駕駛桿位于最高點(diǎn)；圖中虛線的PWM值是1 100，即俯仰駕駛桿位于中立點(diǎn)。圖中曲線表明俯仰角(藍(lán)色曲線)跟隨俯仰控制信號(hào)(紅色曲線)的變化趨勢(shì)符合正常駕駛的要求。起初無人機(jī)的俯仰角大于0°，在持續(xù)推桿的控制作用下飛機(jī)的俯仰角逐漸減小直至小于0°，即飛機(jī)由抬頭狀態(tài)改為低頭狀態(tài)；9 s左右駕駛桿被拉起，但直到11 s飛機(jī)俯仰角才開始增加；同樣12 s左右控制信號(hào)出現(xiàn)峰值，大約1.5 s后飛機(jī)俯仰角才出現(xiàn)峰值。飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)和控制信號(hào)之間存在遲滯，這是因?yàn)榧?lì)器在控制信號(hào)作用下改變狀態(tài)存在時(shí)間間隔，加之飛行器本身的慣性使得其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的改變存在遲滯。22 s之后，俯仰操縱桿處于拉桿狀態(tài)，但是當(dāng)拉桿量減小，即PWM趨向于1 100時(shí)，飛機(jī)的俯仰角也會(huì)隨之減小，這是因?yàn)椴皇┘涌刂频那闆r下俯仰力矩小于零，俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器下射流口必須持續(xù)施加一定的激勵(lì)飛機(jī)才能配平。

圖14是飛機(jī)橫航向控制信號(hào)和滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化曲線。圖中黑色曲線(滾轉(zhuǎn)控制信號(hào))和紅色曲線(偏航控制信號(hào))所能達(dá)到的最小值均為300，分別對(duì)應(yīng)δaRU=δaLD=1 900和δrL=1 900，即滾轉(zhuǎn)駕駛桿和方向駕駛桿位于最左側(cè)。滾轉(zhuǎn)角(藍(lán)色曲線)起初為負(fù)值，即無人機(jī)左滾轉(zhuǎn)，右打副翼駕駛桿使得無人機(jī)向右做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，而3～5 s之間副翼駕駛桿回復(fù)到中立點(diǎn)，方向駕駛桿向右，無人機(jī)繼續(xù)向右滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)直至滾轉(zhuǎn)角增大為正數(shù)。滾轉(zhuǎn)角的變化趨勢(shì)表明主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器的姿態(tài)控制方法存在橫航向耦合的狀況，反向射流激勵(lì)器能控制無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。10～17 s航向操縱桿基本保持中立，無人機(jī)在滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器作用下運(yùn)動(dòng)，滾轉(zhuǎn)角變化趨勢(shì)與橫向控制信號(hào)一致；17～25 s無人機(jī)在滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器和反向射流激勵(lì)器的作用下做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)符合正常操縱要求。

圖13 俯仰控制輸出信號(hào)和俯仰角隨時(shí)間變化曲線Fig.13 Pitch control output signal and pitch angle curves with time

圖14 橫航向控制信號(hào)和滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化曲線Fig.14 Lateral control signal and roll angle curves with time

為了進(jìn)一步探究主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器對(duì)無人機(jī)橫航向姿態(tài)控制的耦合，圖15展示了無人機(jī)的橫航向控制信號(hào)、滾轉(zhuǎn)角速率和偏航角速率隨時(shí)間變化曲線。在反向射流激勵(lì)器不工作的狀況下滾轉(zhuǎn)角速率的變化緊隨滾轉(zhuǎn)控制信號(hào)，幾乎同時(shí)到達(dá)峰值或谷值；3～5 s之間僅開啟反向射流激勵(lì)器，角速率的變化趨勢(shì)與航向控制信號(hào)一致，但是相比之下變化幅度較??；6～10 s之間，環(huán)量控制激勵(lì)器控制無人機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，但是反向射流激勵(lì)器控制飛機(jī)右偏航，環(huán)量控制激勵(lì)器的控制效果減弱，并且滾轉(zhuǎn)角速率的遲滯稍有增加，但是滾轉(zhuǎn)角速率的變化趨勢(shì)仍然跟隨滾轉(zhuǎn)控制信號(hào)。

圖15 橫航向控制信號(hào)和角速率隨時(shí)間變化曲線Fig.15 Lateral control signal and angular rate curves with time

在0～3 s飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角為負(fù)，無人機(jī)向左盤旋，因此偏航角速率為負(fù)，此時(shí)偏航角速率的變化趨勢(shì)和滾轉(zhuǎn)控制信號(hào)一致；在3～5 s，無人機(jī)的偏航角速率能跟隨航向控制信號(hào)變化；在6～10 s，反向射流激勵(lì)器的控制效果被環(huán)量控制激勵(lì)器削弱，但是偏航角速度依舊為正。在10～17 s，偏航角速率跟隨滾轉(zhuǎn)控制信號(hào)變化；在17～25 s，無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角速率和偏航角速率與滾轉(zhuǎn)和航向協(xié)同控制的控制信號(hào)變化趨勢(shì)相同。

滾轉(zhuǎn)角速率和偏航角速率隨時(shí)間的變化規(guī)律進(jìn)一步說明滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵(lì)器和反向射流激勵(lì)器與機(jī)械舵面類似對(duì)橫航向的操縱存在耦合。參考常規(guī)機(jī)械舵面飛翼布局飛行器橫航向控制方法，引入先進(jìn)的閉環(huán)飛行控制策略能有效地對(duì)橫航向操縱耦合進(jìn)行改善，使得飛行器橫航向運(yùn)動(dòng)協(xié)調(diào)，達(dá)到更好的控制效果。

5 結(jié) 論

本文針對(duì)飛翼布局飛機(jī)提出了一種利用環(huán)量控制和反向射流兩種主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)無舵面飛行的方案，并利用風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)對(duì)環(huán)量控制和反向射流的虛擬舵效進(jìn)行分析，同時(shí)進(jìn)行試飛試驗(yàn)研究無人機(jī)姿態(tài)對(duì)射流激勵(lì)器操控的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。得出以下結(jié)論：

1) 環(huán)量控制激勵(lì)器產(chǎn)生的俯仰力矩增量、升力增量和滾轉(zhuǎn)力矩增量穩(wěn)定規(guī)律，能控制無人機(jī)的俯仰和滾轉(zhuǎn)；反向射流激勵(lì)能產(chǎn)生實(shí)現(xiàn)無人機(jī)航向控制的偏航力矩。

2) 俯仰環(huán)量能控制無人機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)，但是由于激勵(lì)器的慣性和無人機(jī)的慣性，飛行過程中無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)存在遲滯；俯仰環(huán)量控制激勵(lì)器對(duì)無人機(jī)飛行過程中縱向配平有著關(guān)鍵作用。

3) 環(huán)量控制激勵(lì)器和反向射流激勵(lì)器能分別控制無人機(jī)飛行過程中的滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)；橫航向的操縱存在耦合，但是反向射流對(duì)滾轉(zhuǎn)角速率的影響小于滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制，滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制對(duì)偏航角速率的影響小于反向射流，環(huán)量控制和反向射流能實(shí)現(xiàn)無人機(jī)以一定的滾轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)彎。