劉群，楊昭，周傳霞

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100076）

0 引言

信息、控制、通訊等領(lǐng)域技術(shù)的不斷發(fā)展成熟，使得無人機(jī)具有成本低、體積小、質(zhì)量輕、易操縱、靈活性好、適應(yīng)性強(qiáng)、穩(wěn)定性高等優(yōu)點(diǎn)［1-3］，帶動(dòng)了無人機(jī)產(chǎn)業(yè)的整體飛速發(fā)展，促使消費(fèi)級和工業(yè)級無人機(jī)的使用門檻逐漸降低，在民用及軍事領(lǐng)域都得到了廣泛應(yīng)用［4-7］。無人機(jī)的飛行性能是評估無人機(jī)性能的關(guān)鍵，而無人機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)是一個(gè)極其復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)過程，其運(yùn)動(dòng)特性易受高空風(fēng)切變或大氣紊流等因素干擾，導(dǎo)致無人機(jī)出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)甚至破壞等現(xiàn)象［8-10］。因此，抗風(fēng)能力是決定無人機(jī)應(yīng)用范圍和生存能力的關(guān)鍵。以往研究中，一般通過數(shù)字模擬仿真或者室外有風(fēng)測試評估無人機(jī)的抗風(fēng)能力，測試精度不高，僅能粗略確定無人機(jī)的抗風(fēng)等級區(qū)間，難以獲得無人機(jī)臨界失穩(wěn)或失能條件［11-16］。本文利用風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備和雙目視覺非接觸式測量系統(tǒng)，對無人機(jī)極限風(fēng)速下的失穩(wěn)特性（姿態(tài)或速度）以及動(dòng)力組件的失效特性開展精細(xì)化測量和研究，獲得了某型旋翼無人機(jī)的臨界失穩(wěn)條件和特性以及易損部組件的失能特性，為無人機(jī)抗風(fēng)性能評估提供了指導(dǎo)，并為未來戰(zhàn)爭反無人機(jī)研究提供了參考。

1 試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)對象

風(fēng)洞試驗(yàn)所使用的無人機(jī)為某型號專業(yè)級無人機(jī)，外形如圖1 所示，具體參數(shù)如表1 所示。

圖1 無人機(jī)Fig.1 UAV

表1 無人機(jī)參數(shù)Table 1 Parameters of UAV

1.2 試驗(yàn)設(shè)備

運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)試驗(yàn)采用回流式低速邊界層風(fēng)洞，風(fēng)洞寬3.0 m，高3.0 m，長15.0 m，風(fēng)速在5～94 m/s范圍內(nèi)連續(xù)可調(diào)，湍流度小于0.3%，速度場不均性小于0.5%，氣流偏角小于0.5°，動(dòng)壓穩(wěn)定系數(shù)小于0.6%，軸向靜壓梯度小于0.000 5/m。試驗(yàn)時(shí)，將無人機(jī)置于風(fēng)洞內(nèi)處于懸停狀態(tài)，在機(jī)身布置散斑（便于雙目視覺系統(tǒng)采集數(shù)據(jù)），時(shí)刻對飛行狀態(tài)進(jìn)行影像拍攝，記錄不同風(fēng)速下無人機(jī)機(jī)身姿態(tài)變化和運(yùn)動(dòng)軌跡，獲得無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性數(shù)據(jù)，試驗(yàn)設(shè)備及測試場景，如圖2 所示。

圖2 運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)試驗(yàn)風(fēng)洞設(shè)備及測試場景Fig.2 Wind tunnel equipment and test scenario for mo?tion instability test

動(dòng)力部件失能試驗(yàn)采用直流低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段寬0.45 m，高0.45 m，長1.00 m，試驗(yàn)風(fēng)速在0～34 m/s 范圍內(nèi)連續(xù)可調(diào)。試驗(yàn)時(shí)，將無人機(jī)旋翼用工裝固定在小風(fēng)洞內(nèi)采用強(qiáng)風(fēng)開展吹掃試驗(yàn)，旋翼翼面與來流垂直，通過風(fēng)速傳感器記錄流場信息，利用影像設(shè)備量化記錄旋翼的變形過程，獲得不同風(fēng)速下無人機(jī)旋翼的變形特征。將無人機(jī)整機(jī)固定在風(fēng)洞中，無人機(jī)頭尾連線與來流同向，啟動(dòng)無人機(jī)，使無人機(jī)旋翼處于高速轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)，采用強(qiáng)風(fēng)吹掃無人機(jī)，通過影像設(shè)備記錄旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)變化，獲得無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)變化特征。毀傷試驗(yàn)風(fēng)洞設(shè)備及測試場景如圖3 所示。

圖3 動(dòng)力部件失能試驗(yàn)風(fēng)洞設(shè)備及測試場景Fig.3 Wind tunnel equipment and test scenario of disability test

1.3 測試方法

采用澳大利亞TFI 公司Cobra probe 風(fēng)速探針確定瞬時(shí)的風(fēng)速、傾角、偏角及靜態(tài)壓力。采用Phan?tom V1212 系列高速攝像機(jī)確定風(fēng)場中無人機(jī)的位移、速度、加速度、姿態(tài)和變形情況，如圖4 所示。試驗(yàn)前，通過規(guī)則散斑標(biāo)定板，確定視場三維坐標(biāo)系。試驗(yàn)時(shí)通過高速相機(jī)記錄被測物體上不規(guī)則散斑在視場內(nèi)圖像。通過相鄰兩幀圖像相關(guān)性分析，確定被測物體上不規(guī)則散斑的絕對位移和相對位移，從而計(jì)算出被測物體的位移、速度、加速度以及應(yīng)變。

圖4 測試儀器設(shè)備及樣件Fig.4 Test equipment and samples

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)試驗(yàn)

風(fēng)洞內(nèi)風(fēng)速分別設(shè)置為6，8，11，14，16，17，17.5，17.9 m/s，測試無人機(jī)在各種風(fēng)速下的姿態(tài)變化和運(yùn)動(dòng)軌跡，試驗(yàn)結(jié)果如圖5 所示。風(fēng)速為6 m/s時(shí)，攻角為11.3°；8 m/s 時(shí)，攻角為16.6°；11 m/s 時(shí)，攻角為22.7°；14 m/s 時(shí)，攻角為32.4°；16 m/s 時(shí)，攻角為35.8°；17 m/s 時(shí)，攻角為40.9°；17.5 m/s 時(shí)，攻角為41.1°；17.9 m/s 時(shí)，攻角為41.0°。

圖6是不同風(fēng)速下無人機(jī)攻角變化曲線。由圖6 可知，在17 m/s 之前，攻角隨風(fēng)速的增加而提高；在17 m/s 之后，風(fēng)速提高，攻角不再變化。因此，在17 m/s 已經(jīng)達(dá)到失穩(wěn)臨界狀態(tài)。

圖6 不同風(fēng)速下無人機(jī)攻角變化Fig.6 Variation of UAV’s attack angle under different wind speeds

在17 m/s 時(shí)，無人機(jī)已經(jīng)無法懸停在初始位置，發(fā)生順風(fēng)向的后移。圖7 是17 m/s 風(fēng)速下無人機(jī)位移曲線。由圖7 可以看出，無人機(jī)基本以恒定速度向后移動(dòng)，平均速度為0.35 m/s，最后，無人機(jī)掛在防護(hù)網(wǎng)上。

圖7 17 m/s 風(fēng)速下無人機(jī)后退位移曲線Fig.7 UAV backward displacement curve at 17m /s

2.2 動(dòng)力部件失能試驗(yàn)

對無人機(jī)旋翼開展風(fēng)洞吹掃試驗(yàn)，風(fēng)速分別為28，34 m/s，旋翼通過工裝固定在風(fēng)洞中，旋翼翼面與來流方向垂直。通過相機(jī)記錄不同風(fēng)速下翼面狀態(tài)，分析旋翼在各風(fēng)速下的變形情況。圖8 是不同風(fēng)速下變形圖。從圖8 中可知，風(fēng)速達(dá)到28 m/s時(shí)，無人機(jī)旋翼最大應(yīng)變0.000 115；風(fēng)速達(dá)到34 m/s時(shí)，無人機(jī)旋翼最大應(yīng)變0.000 835。2 種工況下，無人機(jī)旋翼幾乎不會(huì)發(fā)生變形。因此，在34 m/s 風(fēng)速以下，風(fēng)場對無人機(jī)旋翼無影響。

圖8 不同風(fēng)速下變形圖和變形曲線Fig.8 Deformation graph and curve under different wind speed

對無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)開展風(fēng)洞吹掃試驗(yàn)，將無人機(jī)通過工裝固定在風(fēng)洞內(nèi)，啟動(dòng)無人機(jī)，使無人機(jī)旋翼正常轉(zhuǎn)動(dòng)，然后通過風(fēng)洞吹掃無人機(jī)，直至無人機(jī)旋翼停機(jī)。在本試驗(yàn)（圖9）中，當(dāng)風(fēng)速達(dá)到28 m/s 時(shí)，無人機(jī)后方2 個(gè)旋翼停止工作，處于停機(jī)狀態(tài)。當(dāng)風(fēng)速達(dá)到34 m/s 時(shí)，全部旋翼處于停止?fàn)顟B(tài)。因此，在28 m/s 以上風(fēng)速時(shí)，無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)停機(jī)，達(dá)到無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)失能效果。

圖9 動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)圖Fig.9 Power system test photo

3 結(jié)論

本文以某型旋翼無人機(jī)為對象，利用風(fēng)洞和雙目視覺測量設(shè)備，對無人機(jī)運(yùn)動(dòng)失穩(wěn)特性和部組件毀傷特性開展了試驗(yàn)研究，主要結(jié)論如下：

（1）17 m/s 為無人機(jī)的臨界失穩(wěn)風(fēng)速，達(dá)到極限風(fēng)速時(shí)，無人機(jī)姿控攻角為40°左右，且以0.35 m/s速度后移。

（2）風(fēng)速為34 m/s 下旋翼應(yīng)變在0.001 以下，可以認(rèn)為旋翼無毀傷。

（3）在風(fēng)速達(dá)到28 m/s 時(shí)，無人機(jī)后旋翼停機(jī)，可以認(rèn)為無人機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)失能。

因此，從風(fēng)場角度破壞無人機(jī)，失穩(wěn)墜落最容易，動(dòng)力系統(tǒng)失能次之，旋翼破壞最為困難。