主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼飛機(jī)飛行試驗(yàn)研究

雷鳴，劉立坤

中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安710089

主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼（Active Aeroelastic Wing，AAW）技術(shù)是一項(xiàng)多學(xué)科互相作用的技術(shù)，它綜合了空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)、主動(dòng)控制和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等技術(shù)，以最大化飛機(jī)性能為目的。該技術(shù)利用柔性機(jī)翼的優(yōu)勢(shì)，使得機(jī)翼能夠采用大展弦比、薄機(jī)翼和大后掠角設(shè)計(jì)，通過(guò)機(jī)翼氣動(dòng)彈性扭轉(zhuǎn)變形，使整個(gè)機(jī)翼產(chǎn)生氣動(dòng)力增量，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的操控[1]。將傳統(tǒng)的以避免氣動(dòng)彈性效應(yīng)為目標(biāo)的飛機(jī)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)變?yōu)槔脷鈩?dòng)彈性效應(yīng)[2]，這也是未來(lái)飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性設(shè)計(jì)的新理念[3]。該技術(shù)的采用，將減小機(jī)翼舵面鉸鏈力矩，減小飛機(jī)重量。

20紀(jì)80年代，美國(guó)[4]將AAW概念應(yīng)用在了ATF項(xiàng)目上，進(jìn)行了相關(guān)研究。該項(xiàng)研究表明，AAW概念的應(yīng)用將極大增加飛機(jī)控制能量，減小飛機(jī)重量。美國(guó)還設(shè)計(jì)了F-16飛機(jī)1∶6模型[5]，進(jìn)一步驗(yàn)證了AAW技術(shù)的控制效能和減重能力。1994年，美國(guó)開(kāi)展了兩項(xiàng)AAW技術(shù)的設(shè)計(jì)驗(yàn)證研究，研究將AAW技術(shù)應(yīng)用在亞聲速多用途戰(zhàn)斗機(jī)上的優(yōu)勢(shì)。第一項(xiàng)研究[6]由洛克希德-馬丁公司實(shí)施，聯(lián)合了美國(guó)空軍/美國(guó)海軍/美國(guó)海軍陸戰(zhàn)隊(duì)進(jìn)行了多用途飛機(jī)構(gòu)型研究；第二項(xiàng)研究[7]由羅克韋爾公司和北美飛機(jī)公司設(shè)計(jì)并實(shí)施，設(shè)計(jì)了一款無(wú)尾多用途/單座/單發(fā)/矢量推力戰(zhàn)斗機(jī)。通過(guò)這兩項(xiàng)研究充分驗(yàn)證了AAW技術(shù)在減重以及節(jié)約成本方面的優(yōu)勢(shì)。1996年，在美國(guó)空軍的支持下，萊特實(shí)驗(yàn)室、愛(ài)德華空軍基地、美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）德萊頓研究中心、NASA蘭利研究中心聯(lián)合開(kāi)展了AAW技術(shù)研究，使用AAW技術(shù)重新設(shè)計(jì)了F/A-18飛機(jī)的機(jī)翼[8]，首先進(jìn)行了地面共振試驗(yàn)、載荷試驗(yàn)以及風(fēng)洞試驗(yàn)[9]，最終進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證使用AAW技術(shù)飛機(jī)的特性，將新設(shè)計(jì)的飛機(jī)簡(jiǎn)稱為F/A-18 AAW飛機(jī)。該飛行試驗(yàn)由兩個(gè)飛行試驗(yàn)階段組成[10，11]，第一階段飛行試驗(yàn)的目的是擴(kuò)展試驗(yàn)載機(jī)顫振包線和載荷包線，以及利用所得飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立氣動(dòng)模型和載荷模型，以該模型為基礎(chǔ)進(jìn)行AAW控制律設(shè)計(jì)，共完成51個(gè)飛行架次；第二飛行階段的目的是驗(yàn)證所設(shè)計(jì)飛機(jī)控制律以及F/A-18 AAW飛機(jī)特性，驗(yàn)證氣動(dòng)和載荷模型，共完成35個(gè)飛行架次。2013年7月26日，美國(guó)X-56A驗(yàn)證機(jī)實(shí)現(xiàn)首飛，X-56A驗(yàn)證機(jī)用于研究輕質(zhì)大柔性飛行器的氣動(dòng)彈性主動(dòng)控制技術(shù)[12]，驗(yàn)證在柔性飛機(jī)上集成飛行控制和顫振抑制技術(shù)。而國(guó)內(nèi)在AAW技術(shù)方面的研究還比較少，北京航空航天大學(xué)在AAW技術(shù)方面開(kāi)展了相關(guān)研究[13]，其中有學(xué)者研究了基于遺傳算法發(fā)展了一種同步考慮結(jié)構(gòu)優(yōu)化和配平關(guān)系優(yōu)化的綜合設(shè)計(jì)方法[13]。

本文將重點(diǎn)介紹F/A-18 AAW飛機(jī)飛行試驗(yàn)相關(guān)的飛行試驗(yàn)前期設(shè)計(jì)、氣動(dòng)建模飛行試驗(yàn)、載荷建模飛行試驗(yàn)以及相關(guān)的試驗(yàn)結(jié)果，為未來(lái)國(guó)內(nèi)開(kāi)展AAW技術(shù)研究提供一定的參考。

1 飛行試驗(yàn)技術(shù)

1.1 飛機(jī)測(cè)試系統(tǒng)

為提高飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)精度，AAW飛機(jī)加裝了機(jī)頭空速管。飛機(jī)其他的測(cè)試系統(tǒng)包括高質(zhì)量的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、差分全球定位系統(tǒng)（GPS）單元、速率陀螺儀、舵面位置傳感器、飛行控制系統(tǒng)（FCS）參數(shù)監(jiān)控的MIL-STD-1553總線參數(shù)。加裝了測(cè)量方向舵鉸鏈力矩的應(yīng)變電橋、振動(dòng)傳感器[14]、飛行變形測(cè)量系統(tǒng)[15，16]等。

1.2 飛行控制系統(tǒng)

在大迎角研究飛行器項(xiàng)目[17]和F/A-18飛行控制計(jì)算機(jī)研制支撐項(xiàng)目[18]研究成果的基礎(chǔ)上，選擇了研究飛行控制系統(tǒng)（Research Flight Control System，RFCS）作為AAW飛機(jī)控制系統(tǒng)。圖1為F/A-18 AWW飛機(jī)基本的飛行控制系統(tǒng)單元。圖1中疊加框圖代表每個(gè)組成部分的余度，點(diǎn)線圍起來(lái)的代表了RFCS組成部分。GE701E是飛機(jī)原有的飛控系統(tǒng)，RFCS是為AAW飛機(jī)專門(mén)設(shè)計(jì)的飛控系統(tǒng)。GE701E和RFCS之間的信息交互通過(guò)雙端口隨機(jī)存取存儲(chǔ)器實(shí)現(xiàn)。GE701E到RFCS之間控制律的轉(zhuǎn)換通常是由飛行員控制完成的。同樣，RFCS到GE701E之間的轉(zhuǎn)換也是由飛行員控制或者是自動(dòng)分離邏輯控制完成。將作動(dòng)器指令中的預(yù)準(zhǔn)備邏輯和瞬間自由轉(zhuǎn)換增加到RFCS運(yùn)行中，從而確保結(jié)合/分離瞬間時(shí)間最短。

圖1 F/A-18飛行控制系統(tǒng)單元Fig.1 F/A-18 flight control system unit

在兩個(gè)飛行試驗(yàn)階段中，RFCS使用了不同的模式[19]。在第一階段中，RFCS提供了單獨(dú)的多種氣動(dòng)力控制面激勵(lì)，該激勵(lì)疊加在傳統(tǒng)F/A-18控制面指令上；在第二階段中，RFCS提供了內(nèi)環(huán)控制，實(shí)施了新研發(fā)的AAW控制律。

1.3 飛行試驗(yàn)動(dòng)作

F/A-18 AAW飛機(jī)在進(jìn)行飛行試驗(yàn)過(guò)程中，主要采用兩種飛行試驗(yàn)激勵(lì)技術(shù)：機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)和飛行員輸入激勵(lì)。共有31種機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)動(dòng)作，飛機(jī)模型參數(shù)辨識(shí)數(shù)據(jù)來(lái)源于其中6種機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)動(dòng)作，另外25種機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)動(dòng)作用于研究氣動(dòng)伺服彈性效應(yīng)、地面試驗(yàn)動(dòng)作和失效模式動(dòng)作，它們均已添加到現(xiàn)有的GE701E控制律中。該方法允許在進(jìn)行機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)時(shí)GE701E保持飛機(jī)的控制。機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)主要用于氣動(dòng)建模飛行試驗(yàn)和載荷建模飛行試驗(yàn)。飛行員輸入激勵(lì)包括推進(jìn)改出、桿滾轉(zhuǎn)、過(guò)載4滾轉(zhuǎn)改出和過(guò)載5半滾倒轉(zhuǎn)，由飛行員操縱駕駛桿完成。飛行員輸入激勵(lì)主要用于氣動(dòng)模型驗(yàn)證飛行試驗(yàn)和載荷模型建模和驗(yàn)證飛行試驗(yàn)。

1.4 飛行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)

AAW飛行試驗(yàn)共包括18個(gè)獨(dú)立的飛行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)，其中亞聲速9個(gè)（馬赫數(shù)0.85、0.9和0.95）、超聲速9個(gè)（馬赫數(shù)1.1、1.2和1.3）。動(dòng)壓范圍 2.87×10-2~7.18×10-2MPa。圖2為AAW試驗(yàn)狀態(tài)矩陣點(diǎn)和飛行包線。第一階段飛行試驗(yàn)與第二階段飛行試驗(yàn)均在這18個(gè)狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。

圖2 AAW飛行試驗(yàn)點(diǎn)Fig.2 AAW flight test points

2 氣動(dòng)建模飛行試驗(yàn)技術(shù)

2.1 氣動(dòng)力建模飛行試驗(yàn)動(dòng)作

使用6種控制縱向和橫向操縱面的機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行激勵(lì)，無(wú)需飛行員輸入桿位移，一次只激勵(lì)單獨(dú)一組控制面。激勵(lì)過(guò)程中運(yùn)行F/A-18基本控制律，存在少量的飛機(jī)其他舵面響應(yīng)，但是對(duì)于參數(shù)辨識(shí)而言可認(rèn)為飛機(jī)各舵面響應(yīng)充分解耦。表1和表2中列出了機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)參數(shù)辨識(shí)激勵(lì)的舵面偏度，每一個(gè)控制面的激勵(lì)時(shí)間間隔2s。圖3和圖4分別為縱向和橫向機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)控制面偏轉(zhuǎn)時(shí)間歷程圖。

表1 縱向機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)（對(duì)稱偏度）Table 1 Longitudinal onboard excitation system maneuvers（collective deflection）

圖3 縱向機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)Fig.3 Longitudinal onboard excitation system maneuvers

圖4 橫向機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)Fig.4 Lateral onboard excitation system maneuvers

δOLEF為外側(cè)前緣襟翼偏度，δILEF為內(nèi)側(cè)前緣襟翼偏度，δTEF為后緣襟翼偏度，δLEF為內(nèi)側(cè)加外側(cè)前緣襟翼偏度，δAIL為副翼偏度，δSTAB為水平安定面偏度，δRUD為方向舵偏度。

2.2 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)

利用最大似然輸出誤差參數(shù)辨識(shí)技術(shù)估計(jì)AAW飛機(jī)在每一個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)的氣動(dòng)參數(shù)。將機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)的響應(yīng)數(shù)據(jù)輸入到參數(shù)辨識(shí)程序（pEst）中[20]。pEst軟件利用目標(biāo)函數(shù)確定實(shí)測(cè)響應(yīng)數(shù)據(jù)和動(dòng)力學(xué)仿真預(yù)測(cè)之間的差異。通過(guò)迭代技術(shù)，調(diào)整未知的氣動(dòng)參數(shù)值從而減小目標(biāo)函數(shù)。每一種激勵(lì)分析會(huì)得出一系列的氣動(dòng)參數(shù)值。圖5為pEst軟件流程圖。在同一個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)將不同激勵(lì)估計(jì)得來(lái)的參數(shù)值進(jìn)行平均即可獲得最終的參數(shù)值，該值將用于建立新AAW氣動(dòng)力模型。

3 載荷建模飛行試驗(yàn)技術(shù)

3.1 載荷測(cè)量系統(tǒng)

圖5 輸出誤差最大似然參數(shù)辨識(shí)技術(shù)Fig.5The output-error maximum-likelihood parameter identification technique

通過(guò)多重線性回歸技術(shù)，利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立AAW飛機(jī)載荷模型[21，22]。載荷模型的輸入包括飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)、舵面偏度和從飛行測(cè)量參數(shù)中計(jì)算得到的非線性輸入。每個(gè)機(jī)翼的載荷模型輸出包括機(jī)翼根部彎矩和扭矩、機(jī)翼折疊處的彎矩和扭矩、內(nèi)側(cè)和外側(cè)前緣襟翼鉸鏈力矩、后緣襟翼鉸鏈力矩和副翼鉸鏈力矩。在進(jìn)行飛行試驗(yàn)前進(jìn)行了全機(jī)的地面載荷校準(zhǔn)試驗(yàn)和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度地面試驗(yàn)[23]。

AAW飛機(jī)每一個(gè)機(jī)翼上安裝了大約100組應(yīng)變電橋[22]。這些應(yīng)變電橋用于確定每一個(gè)機(jī)翼上的4個(gè)控制面的鉸鏈力矩和機(jī)翼翼根與機(jī)翼折疊處的彎矩載荷與扭矩載荷。

3.2 飛行試驗(yàn)動(dòng)作

利用機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)飛機(jī)。這些激勵(lì)包括一系列的小的、中等的或者大的對(duì)稱或差動(dòng)激勵(lì)，分別獨(dú)立作用于每個(gè)控制面。利用同動(dòng)或者差動(dòng)的對(duì)稱信號(hào)分別激勵(lì)飛機(jī)縱軸和橫軸的響應(yīng)。圖6所示數(shù)據(jù)來(lái)自于一個(gè)大幅值的對(duì)稱機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)。

因?yàn)闄C(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)的幅值相對(duì)較小，增加了飛行員輸入激勵(lì)，從而確定在較大載荷水平時(shí)飛機(jī)的載荷特性。這些激勵(lì)包括過(guò)載5半滾倒轉(zhuǎn)、過(guò)載4滾轉(zhuǎn)改出以及半桿、3/4量和全桿量滾轉(zhuǎn)。

圖6 大幅值對(duì)稱機(jī)載激勵(lì)系統(tǒng)激勵(lì)Fig.6 Large collective onboard excitation system maneuver

3.3 載荷建模

AAW載荷模型是載荷方程的集合，每一個(gè)方程組在單獨(dú)的飛行條件下定義。為AAW建立載荷模型的包括翼根彎矩（WRBM）、翼根扭矩（WRTQ）、機(jī)翼折疊處彎矩（WFBM）、機(jī)翼折疊處扭矩（WFTQ）、內(nèi)側(cè)前緣襟翼鉸鏈力矩（ILEF HM）、外側(cè)前緣襟翼鉸鏈力矩（OLEF HM）、后緣襟翼鉸鏈力矩（TEF HM）和副翼鉸鏈力矩（Ail HM）。每一個(gè)載荷方程的形式如式（1）所示：

式中：Lpred來(lái)自于載荷模型的預(yù)測(cè)載荷，I為截?cái)囗?xiàng)，R為輸入的數(shù)量，X為每一個(gè)載荷方程的輸入?yún)?shù)。方程系數(shù)A通過(guò)多重線性回歸得到。每一個(gè)載荷方程選擇的輸入X來(lái)自于一系列的飛機(jī)狀態(tài)和舵面位置。由于AAW載荷模型主要用于AAW仿真的控制律設(shè)計(jì)，因此，只有仿真中用到的參數(shù)才作為載荷模型的輸入。

4 模型驗(yàn)證飛行試驗(yàn)結(jié)果

4.1 氣動(dòng)模型驗(yàn)證飛行試驗(yàn)結(jié)果

4.1.2 橫向響應(yīng)

選擇具有代表性的AAW飛機(jī)滾轉(zhuǎn)率對(duì)比AAW模型仿真預(yù)測(cè)結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)[24]。整個(gè)激勵(lì)中滾轉(zhuǎn)率預(yù)測(cè)結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)趨勢(shì)吻合度較好，與飛機(jī)真實(shí)的滾轉(zhuǎn)幾乎接近。如圖7（a）所示，整個(gè)飛行激勵(lì)滾轉(zhuǎn)率具有非常好的吻合度；如圖7（b）所示，吻合度精度稍差一些。圖7中，AAW模型的滾轉(zhuǎn)率與飛行數(shù)據(jù)具有相同的趨勢(shì)，但穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)率預(yù)測(cè)偏小。整體上偏航率與飛行數(shù)據(jù)吻合較好，但不如滾轉(zhuǎn)率。

4.1.3 縱向響應(yīng)

圖7 75%桿量左滾時(shí)飛機(jī)橫向響應(yīng)Fig.7 Lateral-directional responses from 75% stick left roll

AAW氣動(dòng)模型與飛行數(shù)據(jù)縱向響應(yīng)匹配性較好，兩者并沒(méi)有完全重合，但總體趨勢(shì)與飛行數(shù)據(jù)相同。圖8（a）為某個(gè)亞聲速滾轉(zhuǎn)激勵(lì)，飛行數(shù)據(jù)和AAW仿真數(shù)據(jù)縱向響應(yīng)的對(duì)比，仿真的縱向時(shí)間歷程趨勢(shì)與飛行數(shù)據(jù)相匹配。圖8（b）為某個(gè)超聲速滾轉(zhuǎn)激勵(lì)?？紤]到許多由于交叉耦合導(dǎo)致的響應(yīng)，AAW仿真合理地跟隨了飛行數(shù)據(jù)的趨勢(shì)。考慮到該氣動(dòng)模型中不包含交叉耦合因子，橫向激勵(lì)的縱向響應(yīng)與飛行趨勢(shì)的匹配度較為合理。

圖8 75%桿量左滾飛機(jī)響應(yīng)Fig.8 Longitudinal responses from 75% stick left roll

4.2 載荷模型驗(yàn)證飛行試驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證所建立的載荷模型精度。圖9（a）為一典型的滿桿滾轉(zhuǎn)時(shí)的前緣襟翼鉸鏈力矩時(shí)間歷程曲線圖，該圖顯示載荷模型前緣襟翼鉸鏈力矩模型預(yù)測(cè)偏大。圖9（b）顯示預(yù)測(cè)載荷等于測(cè)量載荷，曲線中剔除了由于時(shí)間扭曲造成的載荷模型誤差。圖9（c）為與圖10中相同飛行激勵(lì)下后緣襟翼和副翼的鉸鏈力矩。從該圖可以看出，載荷模型預(yù)測(cè)較好。HM為鉸鏈力矩，下標(biāo)L為左，R為右。前緣襟翼和后緣襟翼載荷預(yù)測(cè)在精度方面存在差異，部分原因是由于階段一飛行試驗(yàn)激勵(lì)幅值過(guò)小導(dǎo)致。在載荷建模時(shí)，前緣襟翼激勵(lì)幅值較小，而后緣襟翼激勵(lì)幅值大。前緣襟翼激勵(lì)輸入大小的限制導(dǎo)致前緣襟翼鉸鏈力矩預(yù)測(cè)精度偏低。這種降低不會(huì)影響控制律設(shè)計(jì)，因?yàn)榍熬壗笠砦恢贸３１黄渌拗茥l件限定。

法向過(guò)載5下的半滾倒轉(zhuǎn)動(dòng)作也用作階段二飛行試驗(yàn)包線擴(kuò)展、氣動(dòng)力模型驗(yàn)證和載荷模型驗(yàn)證。這些動(dòng)作會(huì)產(chǎn)生比滾轉(zhuǎn)動(dòng)作更高的機(jī)翼翼根和機(jī)翼折疊處的彎矩載荷。圖10為左機(jī)翼典型的WRBM、WFBM、WRTQ和WFTQ載荷時(shí)間歷程圖。載荷模型的彎矩預(yù)測(cè)結(jié)果誤差小于扭矩預(yù)測(cè)結(jié)果誤差。這種減小的結(jié)果可能是由于扭轉(zhuǎn)響應(yīng)幅值更小的原因。

圖9 滿桿滾轉(zhuǎn)（馬赫數(shù)Ma=1.1，高度6000km）Fig.9 Full-stick roll（Ma=1.1， 6000km altitude）

圖10 法向過(guò)載5半滾倒轉(zhuǎn)激勵(lì)時(shí)，彎曲和扭轉(zhuǎn)載荷Fig.10 Typical bending and torque loads during a 5-g windup turn

5 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)兩個(gè)階段的飛行試驗(yàn)建立并驗(yàn)證了修改后的F/A-18 AAW飛機(jī)新的氣動(dòng)力模型和載荷模型的有效性，仿真模型較好地預(yù)測(cè)了AAW飛機(jī)的氣動(dòng)力特性和載荷特性，從飛行試驗(yàn)結(jié)果看出，仿真預(yù)測(cè)結(jié)果和飛行試驗(yàn)結(jié)果匹配性較好。通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了AAW技術(shù)的可實(shí)現(xiàn)性，為未來(lái)柔性機(jī)翼飛機(jī)設(shè)計(jì)提供了新的設(shè)計(jì)方法，從而提高未來(lái)飛機(jī)性能。

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