聯(lián)結(jié)翼無人機(jī)著艦性能分析

郭衛(wèi)剛，李 濤

（1.海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001；2.海軍4808軍械修理廠，山東青島266044）

隨著航空技術(shù)的發(fā)展及其應(yīng)用領(lǐng)域的擴(kuò)大，無人機(jī)已經(jīng)被全世界所熱捧，而艦載無人機(jī)作為未來海戰(zhàn)場中的倍增器，一直受到各國海軍的重視。但無人機(jī)著艦時(shí)周圍環(huán)境惡劣，因而要求飛行精度高，控制靈敏，響應(yīng)快，但目前的無人機(jī)大多采用的是常規(guī)布局或飛翼布局，而且國內(nèi)外的研究工作主要集中在控制規(guī)律和引導(dǎo)技術(shù)等方面領(lǐng)域。文獻(xiàn)[1-4]對無人機(jī)縱向和側(cè)向著艦的控制策略和控制律進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[5]對無人機(jī)自主著艦的引導(dǎo)技術(shù)和引導(dǎo)算法進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[6]不僅設(shè)計(jì)了著艦時(shí)的增穩(wěn)系統(tǒng)和自主飛行控制系統(tǒng)，還進(jìn)行了試飛驗(yàn)證。文獻(xiàn)[7-8]主要是對飛翼無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)特性和控制律進(jìn)行分析。目前，國內(nèi)外對聯(lián)結(jié)翼無人機(jī)著艦時(shí)的飛行性能研究的非常少，很難找到相關(guān)的資料或文獻(xiàn)。僅有的研究也主要集中在氣動(dòng)布局和結(jié)構(gòu)分析上。聯(lián)結(jié)翼飛機(jī)具有重量輕、強(qiáng)度大、氣動(dòng)特性優(yōu)良、操穩(wěn)特性好、可以實(shí)現(xiàn)直接力控制等優(yōu)點(diǎn)[9-13]。本文正是根據(jù)聯(lián)結(jié)翼飛機(jī)的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)出一種聯(lián)結(jié)翼無人機(jī)，通過計(jì)算分析及試驗(yàn)試飛，驗(yàn)證了此型聯(lián)接翼無人機(jī)的飛行性能及操穩(wěn)性能可以滿足著艦需要。

1 飛行設(shè)計(jì)方案

飛行場地由飛行空域、起飛跑道、空投區(qū)和攔阻著艦區(qū)組成。無人機(jī)在起飛區(qū)起飛，起飛和著艦方向固定，無人機(jī)起飛后，自動(dòng)識別靶標(biāo)，降低高度后分別向每個(gè)靶標(biāo)空投1個(gè)模擬救援物品?？胀锻瓿珊?，在動(dòng)平臺完成觸艦復(fù)飛。此時(shí)動(dòng)平臺處于靜止?fàn)顟B(tài)，位置坐標(biāo)不定。無人機(jī)觸艦復(fù)飛后需重新建立著艦航線并在動(dòng)平臺上勾索著艦。著艦過程中，攔阻鉤須自動(dòng)放下，動(dòng)平臺啟動(dòng)時(shí)機(jī)為隨機(jī)設(shè)置，移動(dòng)速率在1.5 m/s至2 m/s之間變速。

聯(lián)結(jié)翼無人機(jī)總體氣動(dòng)布局如圖1所示。

圖1 無人機(jī)氣動(dòng)布局Fig.1 Aerodynamic configuration of UAV

無人機(jī)采用固定翼設(shè)計(jì)方式，安裝有可自動(dòng)放下的攔阻鉤和空投裝置。無人機(jī)翼展為2.22 m，機(jī)長為2.2 m。其中，前翼安裝在機(jī)身下部，后掠角為45°；后翼安裝在機(jī)身上部，前掠角為-45°。機(jī)翼采用單梁式結(jié)構(gòu)，以懸臂梁的形式安裝于機(jī)身上，并在翼梢上加裝了翼尖小翼（即端板）。無人機(jī)共有5個(gè)操縱舵面。其中，2個(gè)位于前翼的翼梢，2個(gè)位于后翼的翼根，1個(gè)為方向舵。動(dòng)力裝置安裝在無人機(jī)頭部，采用的是汽油發(fā)動(dòng)機(jī)。起落架為帶有減震、不可收放的前三點(diǎn)布局，以滑跑方式進(jìn)行起飛和降落。無人機(jī)的機(jī)載電氣設(shè)備和飛控系統(tǒng)安裝在機(jī)身內(nèi)部。機(jī)載電氣設(shè)備主要有GPS模塊、高清可見光攝像機(jī)、紅外攝像機(jī)和無線圖傳模塊。采用GPS/紅外/光電的復(fù)合引導(dǎo)方式。

2 飛行動(dòng)力學(xué)模型

為了驗(yàn)證無人機(jī)的性能，需要進(jìn)行大量的試驗(yàn)試飛，并對每次試飛結(jié)果進(jìn)行分析，效果如不理想，就要對無人機(jī)的氣動(dòng)結(jié)構(gòu)、重心位置、控制規(guī)律及引導(dǎo)參數(shù)等進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化，以便于進(jìn)一步改進(jìn)。無人機(jī)在上升、下滑、投擲、復(fù)飛及著陸過程中主要采用以下動(dòng)力學(xué)方程[14-16]。

航跡坐標(biāo)系的質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程：

式（1）中：m為無人機(jī)質(zhì)量；v為無人機(jī)航跡速度；T為發(fā)動(dòng)機(jī)拉力；φ為發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角；γ為航跡傾斜角；μ為航跡滾轉(zhuǎn)角；L、D、C分別為無人機(jī)的升力、阻力和側(cè)力。

機(jī)體坐標(biāo)系中，轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程為：

式（2）中：p、q、r分別為無人機(jī)滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航角速度；Ix、Iy、Iz為無人機(jī)慣性矩；Izx為無人機(jī)慣性積；L、M、N分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩[17-18]。

無人機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：

轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：

式（4）中：?、θ、ψ分別為無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角。

3 試飛結(jié)果與分析

經(jīng)過試飛調(diào)整，無人機(jī)可以較好地完成自主起飛、航線飛行、投擲、觸艦復(fù)飛及下滑著艦攔阻任務(wù)。以某次成功完成規(guī)定任務(wù)的飛行為例，對無人機(jī)試飛過程進(jìn)行了跟蹤分析。整個(gè)飛行過程持續(xù)了369 s，無人機(jī)狀態(tài)穩(wěn)定，飛行性能優(yōu)良，達(dá)到了預(yù)期的效果。

圖2給出了無人機(jī)飛行高度變化曲線。起飛時(shí)，飛行高度指令給出的高度為70 m，無人機(jī)從地面滑跑后高度迅速增大，到達(dá)預(yù)定高度后有所超調(diào)，隨后無人機(jī)及時(shí)調(diào)整，短暫平飛后隨即降高，準(zhǔn)備第1次投擲，投擲給出的指令高度為35 m，實(shí)際投擲高度32 m，此時(shí)圖中出現(xiàn)第1個(gè)波谷。投擲結(jié)束后，無人機(jī)增加高度，平飛后進(jìn)入第2次降高投擲階段，指令高度35 m，實(shí)際投擲高度32.56 m，圖中出現(xiàn)第2個(gè)波谷。2次投擲結(jié)束后，無人機(jī)爬高平飛調(diào)整，隨即進(jìn)入觸艦復(fù)飛階段，無人機(jī)高度不斷降低，直至為0。復(fù)飛成功后，高度又迅速增加，后經(jīng)過平飛調(diào)整最后進(jìn)入下滑著艦階段，無人機(jī)高度持續(xù)降低，最終攔阻著艦成功。

圖2 飛行高度變化曲線Fig.2 Flight altitude variation curve

圖3可以看出，無人機(jī)在飛行過程中，由于受到外界風(fēng)的擾動(dòng)以及無人機(jī)高度的超調(diào)，其實(shí)際飛行高度會圍繞指令高度上下波動(dòng)。因此，高度變化率指令會及時(shí)給出調(diào)整方案，實(shí)際的高度變化率也會根據(jù)給出的指令做出反應(yīng)。

圖3 高度變化率曲線Fig.3 Variation ratio of flight altitude curve

無人機(jī)在上升、平飛、投擲、復(fù)飛及著艦過程中，油門會根據(jù)無人機(jī)狀態(tài)及時(shí)做出調(diào)整。如圖4所示。起飛初期，因無人機(jī)處于上升階段，此時(shí)油門位置處于100%狀態(tài)，圖中出現(xiàn)第1個(gè)波峰。改平飛后，油門減小，投擲結(jié)束后因需增加高度增大拉力（圖2），油門加大，出現(xiàn)第2個(gè)波峰。第2次投擲結(jié)束后，油門又出現(xiàn)第3個(gè)波峰。復(fù)飛時(shí)，油門增大，出現(xiàn)第4個(gè)波峰。隨后進(jìn)入下滑著艦階段，油門減小，直至攔阻成功，發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉。

圖4 油門位置變化曲線Fig.4 Throttle position variation curve

圖5的空速變化曲線表明，無人機(jī)在起飛及投擲階段，飛控給出的空速指令為28 m/s；無人機(jī)起飛后速度迅速增加，因受外界擾動(dòng)，速度圍繞28 m/s振蕩調(diào)整；觸艦復(fù)飛時(shí)，速度減小，空速指令降為18 m/s；復(fù)飛成功后，無人機(jī)加速上升，隨后進(jìn)入下滑著艦階段，飛行指令降為18 m/s并保持，其目的是防止無人機(jī)攔阻未成功從而能有一定的初速度及時(shí)復(fù)飛。在整個(gè)飛行過程中，無人機(jī)的俯仰角也處在不斷的振蕩調(diào)整中，由圖6可見，無人機(jī)的俯仰角跟隨飛控的指令還是比較滿意的。

圖5 空速變化曲線Fig.5 Air speed variation curve

圖6 俯仰角變化曲線Fig.6 Pith angel variation curve

4 結(jié)論

根據(jù)著艦要求，設(shè)計(jì)了一種聯(lián)結(jié)翼無人機(jī)。通過對起飛、上升、投擲、下滑、觸艦復(fù)飛及攔阻著艦過程的試驗(yàn)試飛，無人機(jī)無論在飛行高度、飛行速度、油門響應(yīng)還是姿態(tài)的控制上都能夠很好的跟隨飛控發(fā)出的指令，并在狀態(tài)發(fā)生變化或外界出現(xiàn)干擾偏離預(yù)設(shè)值時(shí)，能夠及時(shí)地調(diào)整到理想狀態(tài)。飛行結(jié)果表明，此型聯(lián)接翼無人機(jī)的飛行性能優(yōu)良，操穩(wěn)品質(zhì)好，控制引導(dǎo)方法精確有效，完全滿足著艦飛行要求，可為艦載無人機(jī)的設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持和參考依據(jù)。