先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動模型飛行試驗技術(shù)

何開鋒, 劉 剛, 毛仲君, 汪 清, 賈 濤, 章 勝

(1. 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實驗室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

20世紀(jì)80年代，德國MBB公司先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)部主任Herbst博士提出了“超機(jī)動性”概念[1-2]，即戰(zhàn)斗機(jī)從常規(guī)飛行狀態(tài)，通過操縱面及推力矢量控制快速拉起，迎角迅速達(dá)到并超過失速迎角(最大迎角超過70°)，且迅速改變飛機(jī)速度矢量和機(jī)頭指向的一種機(jī)動形式(又稱為過失速機(jī)動)。在近距空戰(zhàn)中，具有過失速機(jī)動能力的戰(zhàn)斗機(jī)能夠取得快速占位、先敵瞄準(zhǔn)、有效規(guī)避攻擊的戰(zhàn)術(shù)優(yōu)勢。因此，過失速機(jī)動技術(shù)成為第四代戰(zhàn)斗機(jī)空氣動力技術(shù)的基本要求，也是其重要的標(biāo)志性性能特征[3]。

由于過失速機(jī)動飛行處于大迎角(通常在70°以上迎角)飛行狀態(tài)，大大超越了常規(guī)的安全飛行包線，空氣分離流動非常復(fù)雜，氣動力呈現(xiàn)強(qiáng)烈非線性、非定常以及非對稱，很容易進(jìn)入尾旋等危險或失控飛行狀態(tài)，風(fēng)險非常高[4-5]。

模型飛行試驗是按照動力學(xué)相似規(guī)律，利用飛行器縮尺模型在真實大氣中進(jìn)行模擬飛行，研究和驗證氣動力/熱特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗手段和方法[6]。相比地面試驗，模型飛行試驗具有模型運(yùn)動無約束、模擬參數(shù)廣泛、具有氣動/結(jié)構(gòu)/飛行/控制/動力等問題綜合的特點(diǎn)，模擬環(huán)境更接近真實飛行條件。相比真實飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗，模型飛行試驗具有周期短、成本低、風(fēng)險小等特點(diǎn)。模型飛行試驗技術(shù)隨著飛行器誕生而誕生，在百年航空發(fā)展史中始終貫穿于基礎(chǔ)問題研究、新概念布局創(chuàng)新、新技術(shù)發(fā)展、飛行器工程研制以及試驗鑒定等全過程。同時，模型飛行試驗作為空氣動力學(xué)研究三大手段之一，在飛行器研制及空氣動力學(xué)科發(fā)展中有著不可替代的作用[7-8]。

利用模型飛行試驗的特點(diǎn)和優(yōu)勢，開展先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)縮比模型過失速機(jī)動演示驗證飛行試驗，獲得過失速機(jī)動的動力學(xué)特性、大迎角非線性非定常氣動特性，驗證過失速機(jī)動非線性控制律，對于指導(dǎo)真機(jī)開展過失速機(jī)動飛行、保證飛行安全性和提高任務(wù)能力等具有重要作用[9-10]。

1 國內(nèi)外發(fā)展概況

隨著現(xiàn)代飛機(jī)氣動布局不斷創(chuàng)新，新概念/新技術(shù)不斷應(yīng)用，飛行包線不斷拓展以及飛行性能不斷提升，應(yīng)用縮比模型(驗證機(jī))對新布局、新概念、新技術(shù)以及飛行包線邊界進(jìn)行探索和驗證，在解決飛行器設(shè)計中的技術(shù)障礙和難題、實現(xiàn)技術(shù)創(chuàng)新等方面發(fā)揮了重要作用。為此，模型飛行試驗及演示驗證技術(shù)引起了廣泛關(guān)注和重視，成為飛機(jī)設(shè)計、氣動及飛行試驗領(lǐng)域新的熱點(diǎn)[7]。

20世紀(jì)80年代，NASA蘭利研究中心對X-29和X-31這類大迎角高機(jī)動性驗證機(jī)進(jìn)行了無動力縮比模型投放試驗，對于解決靜不穩(wěn)定構(gòu)型控制、失速/偏離/尾旋特性、過失速機(jī)動飛行控制等問題發(fā)揮了重要作用[11]。同期，在蘭利研究中心全尺寸風(fēng)洞中對X-31大迎角和高機(jī)動性驗證機(jī)、YF-22戰(zhàn)斗機(jī)原型機(jī)等縮比模型開展了大量動態(tài)穩(wěn)定性和操縱性的自由飛試驗，研究、評估和驗證了推力矢量系統(tǒng)、迎角/側(cè)滑角等傳感器、大迎角非線性控制律等關(guān)鍵系統(tǒng)及關(guān)鍵技術(shù)，為后續(xù)真機(jī)大迎角飛行試驗提供了重要的技術(shù)支撐[12-13]。

從20世紀(jì)80年代以來，NASA開始大力發(fā)展外場帶動力模型飛行試驗技術(shù)，在蘭利研究中心、艾姆斯研究中心和德萊頓飛行研究中心利用帶動力縮比模型試驗研究了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、通用航空飛機(jī)、民用飛機(jī)等構(gòu)型的氣動和飛行動力學(xué)問題，在新概念氣動布局、大迎角動態(tài)穩(wěn)定性和操縱性、高敏捷性大機(jī)動飛行技術(shù)等方面取得了重大突破和成果[14-20]。

在以上研究基礎(chǔ)上，20世紀(jì)90年代，美國和歐洲開始利用X-31、F-16MATV、F-18HARV以及YF-22等專門的驗證機(jī)來驗證過失速機(jī)動[21]，進(jìn)行了大量試飛研究工作，采用氣動舵面與推力矢量結(jié)合的控制手段，先后完成了“眼鏡蛇”機(jī)動(圖1)、“Herbst”機(jī)動(圖1)、過失速筋斗、直升機(jī)機(jī)動等動作，發(fā)展了實用化的過失速機(jī)動飛行及控制技術(shù)，并將結(jié)果應(yīng)用到第四代戰(zhàn)斗機(jī)F-22和F-35的研制中。F-22可以完成“眼鏡蛇”、“尾沖”、“錐子”等比較簡單的過失速機(jī)動，也可以完成在水平盤旋中進(jìn)入失速狀態(tài)，然后繞速度矢量滾轉(zhuǎn)成直立的穩(wěn)態(tài)大迎角飛行的“貓鼬”動作和難度最高的“Herbst”動作。通過控制律設(shè)計簡化了飛行員操縱，滿足“無憂慮”飛行要求，使一般飛行員也可以掌握過失速機(jī)動[22]。

圖1 “眼鏡蛇”機(jī)動和“Herbst”機(jī)動示意圖Fig.1 Illustrations of Cobra maneuver and Herbst maneuver

俄羅斯(前蘇聯(lián))在同期也對過失速機(jī)動進(jìn)行了大量研究和驗證飛行，最著名的是1989年6月巴黎航展上由試飛員普加喬夫駕駛Su-27表演的“眼鏡蛇”機(jī)動，此外還有Su-30MKI“繞速度矢滾轉(zhuǎn)”和“錐子”機(jī)動、米格-29OVT的“Herbst”和“直升機(jī)”機(jī)動等。

近年來，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱“氣動中心”)在國內(nèi)率先發(fā)展和建立了航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗技術(shù)，突破了大迎角非定?？諝鈩恿23-24]、大迎角飛行參數(shù)測量[25]、非線性控制方法[26-32]、推力矢量技術(shù)[33]、過失速機(jī)動模型飛行試驗[9-10]等關(guān)鍵技術(shù)。同時，在8 m×6 m低速風(fēng)洞中建立了低速風(fēng)洞模型自由飛試驗手段，開展了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型風(fēng)洞虛擬飛行試驗和大迎角氣動、飛行及控制特性研究[34-36]。2015年，氣動中心與成都飛機(jī)設(shè)計研究所合作，在國內(nèi)首次完成了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型縮比模型典型過失速機(jī)動飛行試驗。中國飛行試驗研究院也對過失速機(jī)動相關(guān)技術(shù)進(jìn)行了研究[37-39]，并在2018年開展了戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型縮比模型典型過失速機(jī)動飛行試驗。

2 系統(tǒng)主要構(gòu)成

航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗系統(tǒng)主要由試驗?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)和地面測控系統(tǒng)組成(圖2)。試驗?zāi)Ｐ团c地面測控系統(tǒng)通過無線數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行指令、數(shù)據(jù)及圖像等信息的通信交互。

圖2 帶動力模型飛行試驗系統(tǒng)構(gòu)成Fig.2 Constitution of powered flight test model system

2.1 試驗?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)

試驗?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)主要由模型機(jī)體結(jié)構(gòu)、動力系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、機(jī)載電源、起落架系統(tǒng)、應(yīng)急傘降回收系統(tǒng)等組成。

模型機(jī)體一般采用鋁合金或碳纖維主梁+鋁合金隔框的承力結(jié)構(gòu)，表面采用玻璃鋼或碳纖維蒙皮。機(jī)翼、尾翼、舵面等超薄結(jié)構(gòu)件采用單塊式結(jié)構(gòu)形式，內(nèi)部布置主承力梁，表面為一體成形玻璃鋼或碳纖維蒙皮，內(nèi)部空間采用高強(qiáng)度泡沫(PMI)填充以增加其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度。

動力系統(tǒng)采用小型渦噴(渦扇)發(fā)動機(jī)(推力幾十～百kgf量級)，根據(jù)試驗?zāi)Ｐ屯庑渭巴浦乇饶M要求可選用單發(fā)、雙發(fā)或多發(fā)配置。動力系統(tǒng)組成包括發(fā)動機(jī)本體、供油系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、啟動裝置、控制系統(tǒng)單元和地面支持單元等。

飛控系統(tǒng)采用專門為模型飛行試驗研制的小型化飛控系統(tǒng)或選用小型無人機(jī)用的低成本飛控系統(tǒng)成熟產(chǎn)品，它們一般由低功耗嵌入式處理器與低成本傳感器(如MEMS陀螺儀、MEMS加速度計、微型GPS接收機(jī)、微型氣壓傳感器及微型磁羅盤)等集成而成。伺服系統(tǒng)采用針對模型飛行試驗需求研制的專用舵機(jī)，具有高帶寬、低時延、小間隙、高精度等特點(diǎn)，條件不具備時也可選用合適的航模級舵機(jī)貨架產(chǎn)品。

測量系統(tǒng)主要由測量傳感器、數(shù)據(jù)存儲、數(shù)據(jù)鏈等組成。試驗?zāi)Ｐ惋w行狀態(tài)信息(包括空間坐標(biāo)位置、地速、歐拉姿態(tài)角、角速率、過載等)采用高精度光纖組合慣導(dǎo)進(jìn)行測量，條件不具備時也可由飛控系統(tǒng)內(nèi)置的微型GPS、MEMS陀螺儀及加速度計等進(jìn)行測量，但其測量精度的不足會對后期氣動參數(shù)辨識精度帶來影響。氣流參數(shù)(動壓、靜壓、空速、迎角、側(cè)滑角等)根據(jù)飛行迎角(側(cè)滑角)、速度范圍及動態(tài)響應(yīng)頻率等可選用風(fēng)標(biāo)傳感器、五孔/七孔探針或其組合測量系統(tǒng)進(jìn)行測量。數(shù)據(jù)存儲系統(tǒng)須滿足數(shù)據(jù)通道、速率及總存儲量等要求。數(shù)據(jù)鏈帶寬須滿足數(shù)據(jù)/圖像實時傳輸要求，有效傳輸距離須覆蓋飛行試驗空域，并具有全向及良好的抗干擾特性。

機(jī)載電源采用滿足試驗?zāi)Ｐ透飨到y(tǒng)供電需求的集成式電池，要求其在高空低溫條件下具有良好放電特性。

起落架系統(tǒng)根據(jù)試驗?zāi)Ｐ唾|(zhì)量、內(nèi)部空間等進(jìn)行專門設(shè)計，根據(jù)模型質(zhì)量、收放力矩需求收放機(jī)構(gòu)可采用電動、液壓或電液等驅(qū)動方式。

應(yīng)急傘降回收系統(tǒng)在試驗進(jìn)入非正常狀態(tài)時打開，以保障飛控系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、動力系統(tǒng)等高價值設(shè)備的安全回收。其主要由回收傘、控制電路、開傘機(jī)構(gòu)、脫傘機(jī)構(gòu)等組成。可選擇十字傘或圓傘，其面積根據(jù)應(yīng)急回收時能夠保全模型主要設(shè)備和結(jié)構(gòu)的最高接地速度(過載)進(jìn)行設(shè)計和選取。

2.2 地面測控系統(tǒng)

地面測控系統(tǒng)主要由地面控制站和光學(xué)攝像設(shè)備等組成。

地面控制站系統(tǒng)由測量數(shù)據(jù)分析顯示記錄站、飛行試驗狀態(tài)監(jiān)控站、試驗指揮站、遙控發(fā)射及遙測接收機(jī)等組成，可以將它們整合集成在指揮控制測量車上。無線電信息傳輸系統(tǒng)的遙控發(fā)射機(jī)、遙測接收機(jī)的天線布置安裝在測量車合理位置，并集成發(fā)電站、UPS系統(tǒng)等支持設(shè)備。

光學(xué)攝像設(shè)備一般包括光學(xué)經(jīng)緯儀、高速攝像機(jī)等。光學(xué)經(jīng)緯儀主要用于測量試驗?zāi)Ｐ秃桔E參數(shù)并獲取其飛行姿態(tài)圖像，高速攝像機(jī)用于記錄試驗?zāi)Ｐ推痫w/著陸階段運(yùn)動參數(shù)及圖像。

3 關(guān)鍵技術(shù)

過失速機(jī)動是一種超過失速迎角域的邊界狀態(tài)飛行，相比于常規(guī)飛行包線內(nèi)的模型飛行試驗，過失速機(jī)動飛行試驗需要突破大迎角非定常氣動力建模方法、大迎角寬量程氣流系參數(shù)測量、非線性控制方法及控制律設(shè)計、推力矢量控制系統(tǒng)、大迎角非定常氣動參數(shù)辨識等關(guān)鍵技術(shù)。

3.1 大迎角非定常氣動力建模方法

戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角過失速狀態(tài)飛行時，機(jī)翼和機(jī)身將產(chǎn)生大的流動分離區(qū)，分離流場中不同渦系之間相互干擾且與飛機(jī)不同部件相互作用，使飛機(jī)空氣動力特性呈現(xiàn)復(fù)雜的非對稱、非線性、縱橫向強(qiáng)烈耦合以及流場時間遲滯效應(yīng)等[23, 40]。

有別于常規(guī)迎角范圍內(nèi)氣動力建模采用導(dǎo)數(shù)形式的氣動力模型，在大迎角過失速機(jī)動飛行狀態(tài)，氣動力導(dǎo)數(shù)模型不再適用，主要原因有三方面：一是動導(dǎo)數(shù)與振動頻率、幅值密切相關(guān)，在氣動力建模和控制律設(shè)計中不能簡單地使用動導(dǎo)數(shù)概念；二是非定常氣動力的顯著特征是與運(yùn)動歷程密切相關(guān)，動導(dǎo)數(shù)概念不足以反映氣動力的非定常特征；三是與靜態(tài)氣動特性相比，非定常效應(yīng)已不再是小量，對操穩(wěn)特性和飛行控制有明顯影響，不能簡單作為不確定度來處理。

通過對典型過失速機(jī)動過程的深入分析，復(fù)雜過失速機(jī)動是由一些基本動作組合而成[41]。為減小難度，降低風(fēng)險，可首先對基本過失速機(jī)動動作(又稱為“里程碑機(jī)動”)分別進(jìn)行研究，這些基本動作包括以下三種：一是大迎角穩(wěn)態(tài)飛行，二是大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)，三是動態(tài)拉起迎角進(jìn)入過失速狀態(tài)(圖3)。而其它復(fù)雜過失速機(jī)動都可以視為這三個基本動作(或逆動作)的不同組合，如“Herbst”機(jī)動過程可分解為：M0.3左右速度水平進(jìn)入，動態(tài)拉起至70°左右迎角(基本動作三)；繞速度矢滾轉(zhuǎn)180°(基本動作二)；以70°迎角保持穩(wěn)態(tài)飛行(基本動作一)；減小至常規(guī)迎角進(jìn)入俯沖并改出(基本動作三之逆過程)。

(a) 大迎角穩(wěn)態(tài)飛行

(b) 大迎角繞速度矢滾轉(zhuǎn)

(c) 大迎角動態(tài)進(jìn)入

基于低速風(fēng)洞大迎角靜態(tài)、單自由度及多自由度動態(tài)試驗數(shù)據(jù)，三個基本動作的氣動力建模包括以下部分：

(1) 靜態(tài)大迎角數(shù)據(jù)；

(2) 單自由度(俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)方向)動導(dǎo)數(shù)效應(yīng)；

(3) 大迎角下錐運(yùn)動氣動特性；

(4) 單自由度(俯仰、滾轉(zhuǎn)方向)動態(tài)氣動特性；

(5) 多自由度耦合動態(tài)氣動特性。

從工程應(yīng)用角度，目前比較常用的仍是基于自由度和非定常效應(yīng)疊加的氣動力數(shù)學(xué)模型，即對于氣動系數(shù)Ci，有:

+ΔCi,rot(α,β,ωss)+ΔCi,unst[α(ξ),β(ξ)]

(1)

其中，右端第1項Ci,st是靜態(tài)氣動力；第2項中的Cip,att、Ciq,att、Cir,att是附著流動導(dǎo)數(shù)，在小迎角下等于常規(guī)的小振幅振蕩動導(dǎo)數(shù)，在大迎角下可由不同頻率下的小振幅振蕩動導(dǎo)數(shù)辨識得到；第3項ΔCi,rot為繞速度矢旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的氣動力增量，其由旋轉(zhuǎn)天平試驗獲得，主要用于描述大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)機(jī)動的氣動特性；第4項Ci,unst表示非定常氣動力增量，它需考慮流動的歷史效應(yīng)，是迎角和側(cè)滑角時間歷程的非線性泛函。α為迎角，β為側(cè)滑角，δ為舵偏角矢量，分別為飛機(jī)體軸系下的無因次三軸角速率，ωss為繞速度矢旋轉(zhuǎn)角速率，ξ[0,t]。

在對三個基本動作都建立相應(yīng)氣動模型后，基于自由度疊加思想，可以用一個統(tǒng)一的氣動力模型來對三個基本動作進(jìn)行描述。對于由基本動作組合而成的復(fù)雜過失速機(jī)動，主要需要考慮相互銜接過程的非定常效應(yīng)以及自由度之間的非線性耦合效應(yīng)，可以采用CFD數(shù)值計算[42]和風(fēng)洞實驗進(jìn)行分析，對氣動力數(shù)學(xué)模型做進(jìn)一步改進(jìn)完善。圖4比較了時長3 s眼鏡蛇機(jī)動的俯仰力矩系數(shù)建模結(jié)果與風(fēng)洞試驗結(jié)果，從圖中可以看到建模結(jié)果能夠較好地反映試驗獲得的氣動力變化規(guī)律。

圖4 眼鏡蛇機(jī)動俯仰力矩系數(shù)建模結(jié)果與試驗結(jié)果對比圖Fig.4 The modeling and experiment results of the pitch moment coefficient for the Cobra maneuver

氣動中心研究了非線性微分方程模型、前饋型RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型、反饋型循環(huán)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、最小二乘支持向量機(jī)(LS-SVM)等非線性非定常氣動力建模方法，探討了不同建模方法的應(yīng)用特點(diǎn)?？傮w上看，這幾種方法均具有普適通用性，能夠適用于不同氣動布局形式的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)非定常氣動力建模。同時，相關(guān)研究也表明智能建模方法為氣動建模提供了一種更為通用的模式，具有更好描述非定常氣動特性的潛力[24]。

3.2 大迎角寬量程氣流系參數(shù)測量技術(shù)

模型飛行試驗中，高精度的飛行迎角、側(cè)滑角、空速等測量數(shù)據(jù)不僅是飛行控制所需重要狀態(tài)參數(shù)，也是試驗后氣動參數(shù)辨識的關(guān)鍵數(shù)據(jù)。

在常規(guī)迎角范圍，通常采用五孔探針或風(fēng)標(biāo)以及空速管對迎角、側(cè)滑角和空速進(jìn)行測量。但五孔探針只能適用于不大于30°迎角/側(cè)滑角范圍的精確測量，常規(guī)風(fēng)標(biāo)在較大迎角時對側(cè)滑角測量結(jié)果亦可能有較大誤差。

為此，發(fā)展了大迎角寬量程氣流系參數(shù)組合測量技術(shù)，即30°迎角范圍以內(nèi)飛行采用五孔探針進(jìn)行測量，大于30°迎角飛行狀態(tài)采用基于角度預(yù)置的風(fēng)標(biāo)式氣流系參數(shù)測量系統(tǒng)(圖5)。這樣組合使用可以滿足過失速機(jī)動飛行試驗測量及控制需求[25]。

大迎角寬量程氣流系參數(shù)測量系統(tǒng)研制中注重了小型化以及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、阻尼特性等的優(yōu)化設(shè)計，以提高其動態(tài)特性，減小傳感器對試驗?zāi)Ｐ蜌鈩犹匦缘挠绊憽?/p>

圖5 帶飛試驗風(fēng)標(biāo)和五孔探針布置圖Fig.5 Sketch of the wind vane and five-hole probe for the model flight test

利用帶氣流系參數(shù)測量系統(tǒng)的試驗?zāi)Ｐ?或局部模型)風(fēng)洞試驗對測量系統(tǒng)進(jìn)行了標(biāo)定。

通過模型飛行試驗對風(fēng)標(biāo)式氣流系參數(shù)測量系統(tǒng)進(jìn)行了驗證。對于在30°迎角范圍以內(nèi)的常規(guī)飛行，比對五孔探針與風(fēng)標(biāo)的測量結(jié)果，兩者的測量值與動態(tài)響應(yīng)特性相當(dāng)。進(jìn)一步，通過大迎角飛行試驗考察大迎角測量效果，如圖6所示，圖中Alpha FHP為五孔探針測量值，Alpha WL與Alpha WR分別代表左、右風(fēng)標(biāo)測量值。在飛行試驗中，模型從8°迎角一直拉起至失速迎角。從圖中可以看到，在大于30°迎角后，由于五孔探針頭部出現(xiàn)嚴(yán)重的流動分離，五孔探針數(shù)據(jù)解算出現(xiàn)不穩(wěn)定現(xiàn)象，測量結(jié)果出現(xiàn)較大偏差，而此時左右風(fēng)標(biāo)的測量結(jié)果均較好的反映了迎角、側(cè)滑角的變化規(guī)律，其可以作為飛行控制的輸入?yún)?shù)，并用于氣動力參數(shù)辨識。

圖6 大迎角下迎角測量值Fig.6 Measurement of angle of attack (AoA) in high AoA flight

3.3 非線性控制方法及過失速機(jī)動控制律設(shè)計

過失速機(jī)動飛行動力學(xué)特性涉及大范圍非線性、非定常氣動力以及運(yùn)動、慣性強(qiáng)耦合等問題，并且模型縮比后，按照相似律其運(yùn)動和控制頻率更高，以配平狀態(tài)小擾動線性化和線性控制理論為基礎(chǔ)的傳統(tǒng)飛行控制方法很難實現(xiàn)對試驗?zāi)Ｐ偷挠行Э刂?。由于大迎角飛行時氣動舵面操縱效率急劇下降，過失速機(jī)動還須采用推力矢量與氣動舵面的復(fù)合控制措施[43]。

針對過失速機(jī)動中飛機(jī)非線性特征明顯，氣動參數(shù)變化范圍及地面試驗數(shù)據(jù)不確定度大等特點(diǎn)，結(jié)合非線性飛行控制理論的發(fā)展成果[44-48]，提出了基于動態(tài)逆(Dynamic Inversion, DI)和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器(Extended State Observer, ESO)[49]方法、基于動態(tài)逆和變結(jié)構(gòu)控制(Variable Structure Control, VSC)方法[27]以及基于改進(jìn)動態(tài)面(Improved Dynamic Surface, IDS)控制方法[30]三種過失速機(jī)動控制律設(shè)計方法。

3.3.1 基于動態(tài)逆和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器方法(ESO+DI)的過失速機(jī)動控制律設(shè)計

對慢回路和快回路分別采用動態(tài)逆方法設(shè)計控制器。由于動態(tài)逆方法對被控對象數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確性依賴較強(qiáng)，快回路控制器設(shè)計中引入不依賴于模型的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器進(jìn)行狀態(tài)反饋和建模誤差估計，具體通過將飛機(jī)三軸角速率作為觀測量，估計作用在飛機(jī)三軸上的力矩，從而削弱建模誤差影響，然后再求解控制力矩指令。

得到控制力矩指令后，需要將其分配到相應(yīng)作動器予以實現(xiàn)。氣動舵面與推力矢量的分配方法采用鏈?zhǔn)椒峙浞椒?，即首先采用氣動舵面，如果氣動舵面不能完全實現(xiàn)期望指令力矩時，再采用推力矢量作為輔助操縱彌補(bǔ)氣動舵面操縱能力的不足。

3.3.2 基于動態(tài)逆和變結(jié)構(gòu)控制方法(VSC+DI)的過失速機(jī)動控制律設(shè)計

慢回路控制律設(shè)計采用傳統(tǒng)的動態(tài)逆方法。對于快回路，為消除作動器動態(tài)響應(yīng)引起的控制滯后，控制律設(shè)計中考慮作動器模型，具體實現(xiàn)方案采用滑模變結(jié)構(gòu)控制技術(shù)?；？刂品椒ㄔ陔x散控制、控制時延與測量誤差等因素綜合作用下控制指令容易發(fā)生抖振，采用設(shè)置滑模邊界層和引入控制指令濾波環(huán)節(jié)等手段對該問題加以處理。

在該控制律設(shè)計方法中，氣動舵面與推力矢量的分配采用聯(lián)動分配方法，即同時使用氣動舵面和推力矢量，這種方式邏輯相對簡單，并且有利于最大程度地利用飛機(jī)的控制能力。

3.3.3 基于改進(jìn)動態(tài)面控制方法(IDS)的過失速機(jī)動控制律設(shè)計

對于基于時標(biāo)分離原理的動態(tài)逆類方法，快回路增益足夠大才能在理論上保證閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，但受制于舵回路性能，其不能任意取大。為保證控制系統(tǒng)的理論穩(wěn)定性，發(fā)展了一種改進(jìn)動態(tài)面飛行控制律設(shè)計方法。包括作動器動力學(xué)模型的被控對象為3階系統(tǒng)，該方法首先針對前2階子系統(tǒng)推導(dǎo)動態(tài)面控制律，然后綜合全系統(tǒng)并考慮控制約束導(dǎo)出滑?？刂坡伞Ｔ谝欢僭O(shè)條件下，該控制律可以從理論上保證閉環(huán)控制系統(tǒng)為輸入-狀態(tài)穩(wěn)定。

3.3.4 過失速機(jī)動控制律仿真驗證

利用某模型飛機(jī)數(shù)據(jù)對所設(shè)計的三種過失速機(jī)動控制律進(jìn)行仿真驗證。

首先開展“眼鏡蛇”機(jī)動仿真驗證。圖7與圖8分別給出了上述三種控制律完成“眼鏡蛇”機(jī)動的迎角與俯仰角速率仿真結(jié)果，從圖中可以看到三種控制律的控制效果比較一致，都能很好實現(xiàn)指令迎角。

圖7 眼鏡蛇機(jī)動仿真迎角結(jié)果Fig.7 AoA in Cobra maneuver simulation

進(jìn)一步開展“Herbst”機(jī)動仿真驗證。圖9給出了采用上述三種控制律實現(xiàn)“Herbst”機(jī)動的迎角曲線，圖10給出了飛機(jī)在三維空間的機(jī)動航跡，可以看到三種控制律均有效實現(xiàn)了對“Herbst”機(jī)動的控制。

圖8 眼鏡蛇機(jī)動仿真俯仰角速率結(jié)果Fig.8 Pitch rate in Cobra maneuver simulation

圖9 Herbst機(jī)動仿真迎角結(jié)果Fig.9 AoA in Herbst maneuver simulation

圖10 Herbst機(jī)動仿真三維航跡結(jié)果Fig.10 The three-dimentional trajectories of Herbst maneuver simulation

通過典型過失速機(jī)動仿真對控制律控制效果進(jìn)行驗證后，還需要對控制律的魯棒性進(jìn)行考核。針對典型過失速機(jī)動進(jìn)行了組合拉偏仿真及蒙特卡羅仿真，考慮的偏差因素包括質(zhì)量偏差、慣量偏差、氣動模型偏差、發(fā)動機(jī)推力偏差以及作動器時延與間隙等。仿真研究表明三種控制律均能較好完成過失速機(jī)動飛行控制，具有滿意的魯棒性。

3.4 推力矢量控制系統(tǒng)

設(shè)計和研制了機(jī)械式推力矢量裝置實現(xiàn)推力矢量控制，為過失速機(jī)動飛行提供附加的俯仰及偏航控制力矩。推力矢量裝置由固定環(huán)、俯仰環(huán)及其轉(zhuǎn)軸、偏航環(huán)及其轉(zhuǎn)軸、俯仰和偏航方向控制機(jī)構(gòu)(含操縱機(jī)構(gòu)和舵機(jī))等部件構(gòu)成，結(jié)構(gòu)示意圖見圖11。通過綜合考慮尾噴管幾何形狀、發(fā)動機(jī)尾焰流場特性以及尾噴管作動器機(jī)械結(jié)構(gòu)，開展了流固耦合分析以及迭代優(yōu)化設(shè)計，得到俯仰偏航運(yùn)動耦合小、線性度高的柔性雙環(huán)結(jié)構(gòu)尾噴管。研制的推力矢量系統(tǒng)俯仰偏轉(zhuǎn)角度范圍為±15°，偏航偏轉(zhuǎn)角度范圍為±12°。

圖11 推力矢量裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.11 Structural sketch of the thrust vectoring instrument

利用小型渦噴發(fā)動機(jī)地面測試臺開展推力矢量系統(tǒng)測試與建模(圖12)，對推力矢量偏轉(zhuǎn)時三軸力及力矩進(jìn)行測量，得到推力矢量系統(tǒng)俯仰轉(zhuǎn)角、偏航轉(zhuǎn)角、轉(zhuǎn)速與矢量力/力矩之間的關(guān)系函數(shù)，為推力矢量系統(tǒng)建模以及過失速機(jī)動飛行控制律設(shè)計提供了有效數(shù)據(jù)支撐。地面測試臺試驗結(jié)果顯示，推力矢量系統(tǒng)提供的俯仰、偏航控制力矩結(jié)合氣動舵面的作用能夠滿足過失速機(jī)動控制需求。

圖12 推力矢量力矩測試結(jié)果Fig.12 Test results for the thrust vectoring moment

3.5 大迎角非定常氣動參數(shù)辨識

開展模型飛行試驗大迎角非定常氣動參數(shù)辨識研究，圖13給出了辨識流程。通過試驗設(shè)計并開展模型飛行試驗獲取飛行器大迎角飛行數(shù)據(jù)后，首先進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，包括時統(tǒng)、傳感器校準(zhǔn)、跳點(diǎn)剔除與補(bǔ)正、傳感器安裝位置和安裝方位校正等；然后采用最大似然法或擴(kuò)展Kalman濾波類方法進(jìn)行數(shù)據(jù)相容性檢驗，辨識傳感器的系統(tǒng)誤差，并根據(jù)辨識結(jié)果進(jìn)行航跡重建；最后采用最大似然法或最小二乘法進(jìn)行大迎角非定常氣動參數(shù)辨識。

由于目前國內(nèi)尚無高精度角加速率傳感器，六分量氣動力和力矩系數(shù)辨識中的角加速率信息需通過角速率數(shù)值微分得到。工程實踐表明，對于飛行試驗數(shù)據(jù)，最優(yōu)Fourier平滑算法[50]是一種十分有效的數(shù)據(jù)平滑和微分算法。根據(jù)過載和角加速率計算六分量氣動系數(shù)：

圖13 大迎角非定常氣動力參數(shù)辨識流程Fig.13 Diagram of high AoA unsteady aerodynamic parameter identification

(2)

其中，下標(biāo)“TV”表示矢量發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的體軸系力和力矩。

對“眼鏡蛇”機(jī)動模型飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了法向力系數(shù)時間歷程的初步辨識研究(圖14)，與利用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)建立的非線性非定常氣動力模型相比，兩者規(guī)律比較一致，反映了非定常遲滯效應(yīng)的特點(diǎn)。

目前，針對過失速機(jī)動飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行非線性非定常氣動模型參數(shù)辨識尚有一定困難，特別是針對氣動力矩參數(shù)的辨識。究其主要原因，一是推力矢量系統(tǒng)雖然在發(fā)動機(jī)地面測試臺進(jìn)行了測試與建模，但在飛行條件下的實際推力特性(包括了進(jìn)氣道、尾噴管及飛行速度、高度等影響)與地面測試結(jié)果有一定差別，且影響量未知，特別是推力矢量的控制力矩偏差會對氣動力矩的辨識帶來較大影響；二是大迎角飛行時空速管動壓測量值相比常規(guī)迎角飛行也存在較大誤差。如何準(zhǔn)確的估計發(fā)動機(jī)實際推力特性并在氣動參數(shù)辨識中予以扣除，及準(zhǔn)確估計大迎角下的飛行動壓以提高氣動參數(shù)辨識準(zhǔn)確度，是下一步研究中需要探索解決的重要問題，可行的技術(shù)途徑包括對飛行中發(fā)動機(jī)實際推力特性進(jìn)行準(zhǔn)確建模、提高推力矢量噴管偏角測量精度以及發(fā)展新型的動壓測量估計技術(shù)。

(a) α～t

(b) CN～α

4 典型過失速機(jī)動模型飛行試驗

利用某先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型縮比模型，采用基于動態(tài)逆和擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的過失速機(jī)動控制律，完成了“眼鏡蛇”機(jī)動、大迎角穩(wěn)態(tài)飛行、大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)以及“Herbst”機(jī)動等典型過失速機(jī)動飛行試驗。

飛行試驗過程為：試驗?zāi)Ｐ突?、起飛、爬升、巡航至1300 m場高的試驗空域，以速度55 m/s的水平直線飛行狀態(tài)按照設(shè)計的控制律進(jìn)入過失速機(jī)動，完成試驗后，模型自主返航著陸。

4.1 “眼鏡蛇”機(jī)動

進(jìn)入試驗空域后，按照預(yù)定控制策略，試驗?zāi)Ｐ脱杆倮侵链笥沁^失速狀態(tài)(最大迎角約85°)，隨后壓機(jī)頭，模型退出大迎角失速狀態(tài)，轉(zhuǎn)入正常飛行。機(jī)動過程中模型平穩(wěn)失速、過失速，無明顯偏離和振蕩現(xiàn)象。圖15與圖16分別給出了“眼鏡蛇”機(jī)動過程中的迎角與俯仰角速率曲線。

圖15 眼鏡蛇機(jī)動模型飛行試驗迎角結(jié)果Fig.15 AoA in Cobra maneuver modeling flight test

圖16 眼鏡蛇機(jī)動模型飛行試驗俯仰角速率結(jié)果Fig.16 Pitch rate in Cobra maneuver modeling flight test

4.2 大迎角穩(wěn)態(tài)飛行

進(jìn)入試驗空域后，按照預(yù)定控制策略，試驗?zāi)Ｐ屠笥?，達(dá)到最大迎角(約90°)后，維持大迎角穩(wěn)態(tài)飛行一段時間(平均迎角約78°)，隨后模型退出大迎角狀態(tài)轉(zhuǎn)入正常飛行。機(jī)動過程中模型平穩(wěn)失速、過失速，無明顯偏離和振蕩現(xiàn)象。圖17與圖18分別給出了飛行器進(jìn)入、保持與退出大迎角穩(wěn)態(tài)飛行過程的迎角與俯仰角速率曲線。

圖17 大迎角飛行模型飛行試驗迎角結(jié)果Fig.17 AoA in high AoA flight maneuver modeling flight test

4.3 大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)

進(jìn)入試驗空域后，按預(yù)定控制策略，試驗?zāi)Ｐ屠笥?最大迎角約96°)，完成繞速度矢量360°滾轉(zhuǎn)，隨后，模型退出大迎角狀態(tài)轉(zhuǎn)入正常飛行。圖19給出了大迎角下飛機(jī)繞速度矢滾轉(zhuǎn)機(jī)動過程中的迎角曲線，圖20給出了機(jī)動過程中的飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角曲線。

圖18 大迎角飛行模型飛行試驗俯仰角速率結(jié)果Fig.18 Pitch rate in high AoA flight maneuver modeling flight test

圖19 繞速度矢滾轉(zhuǎn)模型飛行試驗迎角結(jié)果Fig.19 AoA in post-stall rotation maneuver modeling flight test

圖20 繞速度矢滾轉(zhuǎn)模型飛行試驗滾轉(zhuǎn)角結(jié)果Fig.20 Roll angle in post-stall rotation maneuver modeling flight test

4.4 Herbst機(jī)動

進(jìn)入試驗空域后，按照預(yù)定控制策略，試驗?zāi)Ｐ屠笥牵_(dá)到最大迎角(約78°)后，利用偏航推力矢量改變機(jī)頭指向，使模型繞速度矢滾轉(zhuǎn)，機(jī)頭迅速調(diào)轉(zhuǎn)180°，過程中伴隨短暫的尾沖(氣流從機(jī)尾吹向機(jī)頭)，調(diào)轉(zhuǎn)機(jī)頭后模型加速并退出大迎角失速狀態(tài)，反向正常飛行，完成“Herbst”機(jī)動動作。圖21給出了“Herbst”機(jī)動過程中的迎角曲線，圖22給出了機(jī)動過程中試驗?zāi)Ｐ偷娜S航跡。

圖21 Herbst機(jī)動模型飛行試驗迎角結(jié)果Fig.21 AoA in Herbst maneuver modeling flight test

圖22 Herbst機(jī)動模型飛行試驗三維航跡結(jié)果Fig.22 The three-dimensional trajectory in Herbst maneuver modeling flight test

從以上飛行試驗結(jié)果可以看出，發(fā)展的基于動態(tài)逆的非線性控制方法，結(jié)合氣動舵面/推力矢量控制律設(shè)計，能夠?qū)崿F(xiàn)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型典型過失速機(jī)動飛行的有效控制。

5 結(jié) 論

基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心建立的航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗平臺，研究發(fā)展了大迎角非定常氣動力建模方法、大迎角寬量程氣流系參數(shù)測量、非線性控制方法及控制律設(shè)計、推力矢量控制系統(tǒng)、大迎角非定常氣動參數(shù)辨識等關(guān)鍵技術(shù)，在國內(nèi)首次完成了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)構(gòu)型縮比模型典型過失速機(jī)動飛行，可為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)開展真機(jī)過失速機(jī)動飛行試驗以及形成過失速機(jī)動能力提供重要技術(shù)支撐。

致謝:誠摯感謝中國航空研究院鄭遂先生，成都飛機(jī)設(shè)計研究所楊朝旭先生、蔡廣平先生、文立紅先生、袁兵先生、展京霞女士等的大力支持和幫助！