基于翼面壓力的飛行器氣動(dòng)力感知技術(shù)與自由飛驗(yàn)證

陳尹,顧蘊(yùn)松,*,孫之駿,黃紫

1. 南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院,南京 210016 2. 沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所揚(yáng)州協(xié)同創(chuàng)新研究院有限公司,揚(yáng)州 225002

飛行器在大迎角狀態(tài)下,其表面附著與分離、旋渦生成與破裂、非對(duì)稱渦的產(chǎn)生等復(fù)雜流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生難以預(yù)測(cè)的非定常氣動(dòng)力,導(dǎo)致諸如抖振、機(jī)翼搖滾、航向發(fā)散等非指令飛行運(yùn)動(dòng)出現(xiàn)。非指令運(yùn)動(dòng)會(huì)隨飛行器的布局形式、來流條件、飛行工況的變化而呈現(xiàn)各不相同的運(yùn)動(dòng)方式,這種隨機(jī)特性嚴(yán)重影響了飛行器的操控性能[1]。

Nelson和Pelletier[2]就非指令運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象指出：“飛機(jī)在早期設(shè)計(jì)階段無法預(yù)測(cè)這些現(xiàn)象的起始與嚴(yán)重程度,大部分的非指令運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象往往需要在試飛階段才能發(fā)現(xiàn)?！泵绹?guó)“超級(jí)大黃蜂”F/A-18 E/F機(jī)型就曾在試飛階段出現(xiàn)非指令性的機(jī)翼搖滾(Wing Rock)和掉翼(Wing Drop)現(xiàn)象,這使得飛行員無法在跨聲速飛行包線中實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定盤旋與精確跟蹤。為此,美國(guó)NASA與NAVAIR通過AWS(Abrupt Wing Stall)項(xiàng)目[3-5],歷時(shí)5年提出了跨聲速FTR(Free-To-Roll)試驗(yàn)技術(shù)[6],并改進(jìn)了非線性現(xiàn)象的模擬方法,解決了F/A-18 E/F機(jī)型這一非指令滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)問題。但遺憾的是,AWS項(xiàng)目?jī)H能為飛機(jī)構(gòu)型提供橫向飛行品質(zhì)的評(píng)估,仍無法幫助設(shè)計(jì)單位在飛機(jī)早期設(shè)計(jì)階段避免該問題的發(fā)生。在國(guó)內(nèi),鄧學(xué)鎣團(tuán)隊(duì)[7-9]提出了以人工微擾動(dòng)為主的抑制大迎角機(jī)頭偏離和機(jī)翼搖滾等非指令運(yùn)動(dòng)的控制技術(shù),并指出：針對(duì)非指令運(yùn)動(dòng)問題,“應(yīng)充分研究所設(shè)計(jì)布局的大迎角流動(dòng)形態(tài)及其相應(yīng)的非指令運(yùn)動(dòng)的形態(tài)”[1]。

飛行器繞流的狀態(tài)決定了其受到的氣動(dòng)力/力矩,進(jìn)而決定了其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。如何通過飛行器在大迎角狀態(tài)下的流動(dòng)狀態(tài)精準(zhǔn)推算其受力狀態(tài),并正確預(yù)測(cè)甚至控制非定常氣動(dòng)力對(duì)飛行器運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)的影響,將是未來戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中亟待解決的空氣動(dòng)力學(xué)和飛行控制的關(guān)鍵問題之一。

現(xiàn)有的飛行器飛控系統(tǒng)多依賴于慣性傳感器,以慣性元件為核心的機(jī)載設(shè)備無法直接提供大迎角復(fù)雜流動(dòng)產(chǎn)生的非定常氣動(dòng)力參數(shù)。故在大迎角狀態(tài)下,傳統(tǒng)飛控設(shè)備只能在飛行器對(duì)非定常氣動(dòng)力做出慣性響應(yīng)后才能檢測(cè)到慣性傳感器的輸出信號(hào),這種測(cè)量和控制方式其系統(tǒng)響應(yīng)存在固有的時(shí)滯[10]。Mohamed等[11]通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn),基于慣性傳感器的MAVs(Micro Air Vehicles)對(duì)陣風(fēng)擾動(dòng)的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)時(shí)滯大于0.52 s。為此,也有學(xué)者嘗試?yán)帽砻鎵毫?shù)據(jù)對(duì)飛行器進(jìn)行氣動(dòng)載荷的預(yù)測(cè),Burelle[12]和Thompson[13]等分別利用展向與弦向陣列式的壓力數(shù)據(jù)分別實(shí)現(xiàn)了特定小迎角下三角翼的升阻力預(yù)測(cè)和俯仰力矩預(yù)測(cè)；Provost等[14]利用散布式的壓力數(shù)據(jù)也實(shí)現(xiàn)了特定小迎角下,UCAS(Unmanned Combat Air System)機(jī)翼滾轉(zhuǎn)力矩的實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)?？梢?通過稀疏的表面壓力數(shù)據(jù)可以很好地預(yù)測(cè)小迎角條件下模型氣動(dòng)力分量,但大迎角強(qiáng)分離和復(fù)雜多渦系條件下的氣動(dòng)力分量預(yù)測(cè)的研究工作仍需要進(jìn)一步開展。

由圖1可見,典型雙三角翼背風(fēng)區(qū)特征截面的壓力分布對(duì)應(yīng)了表面流動(dòng)結(jié)構(gòu),并且能夠反映空間多渦系信息[15]。表面壓力分布曲線可以很好地捕捉模型在大迎角下產(chǎn)生的非對(duì)稱渦系結(jié)構(gòu),進(jìn)而為大迎角下非線性渦升力的預(yù)測(cè)提供了可能性。本文開展利用有限的表面壓力數(shù)據(jù)信息對(duì)飛行器進(jìn)行氣動(dòng)力感知研究,提出通過特征截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec推算飛行器在大迎角狀態(tài)下的非定常滾轉(zhuǎn)力矩,進(jìn)而基于此判斷飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。本文選擇了80°/48°雙三角翼平板模型,對(duì)不同迎角下穩(wěn)態(tài)、動(dòng)態(tài)條件下進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),利用NI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了模型翼面壓力與氣動(dòng)力/力矩的同步測(cè)量,研究了模型背風(fēng)區(qū)處特征截面的翼面壓力數(shù)據(jù)與模型整體滾轉(zhuǎn)力矩的對(duì)應(yīng)關(guān)系,并對(duì)此進(jìn)行了非定常擾動(dòng)下的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證；其次設(shè)計(jì)并形成嵌入式翼面壓力測(cè)量裝置,可以實(shí)現(xiàn)翼面壓力存儲(chǔ)和信號(hào)的無線收發(fā)；在風(fēng)洞模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析研究的基礎(chǔ)上,進(jìn)一步減少測(cè)壓孔數(shù)量,設(shè)計(jì)制作了搭載該系統(tǒng)的無人試飛模型驗(yàn)證機(jī),選擇飛行器大迎角平飛這一典型飛行動(dòng)作,驗(yàn)證在模型自由飛試驗(yàn)中利用Clsec進(jìn)行飛行器滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)預(yù)測(cè)的可行性。

圖1 76°/40°雙三角翼壓力分布與渦量云圖 (α=30°,Re=4×104)[15]Fig.1 Pressure distributions and vorticity of 76°/40°double delta wing(α=30°,Re=4×104)[15]

1 系統(tǒng)與設(shè)備

1.1 風(fēng)洞與模型

風(fēng)洞試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系1 m非定?；亓鞯退亠L(fēng)洞進(jìn)行,來流風(fēng)速v∞=15 m/s(Re=4.0×105),試驗(yàn)迎角范圍為0°～50°,步進(jìn)2°。試驗(yàn)整體布置如圖2所示。

模型選用80°/48°雙三角翼,弦長(zhǎng)c為425 mm,厚D=9.5 mm,頭部為80°后掠的三角翼,主翼為48°后掠三角翼,主翼展長(zhǎng)b為480 mm,參考面積S為0.09 m2,前緣采用45°的尖形倒角設(shè)計(jì),材料為光敏樹脂。模型還在80%全長(zhǎng)處設(shè)計(jì)了展向測(cè)壓帶,孔徑為1.2 mm,測(cè)壓帶孔數(shù)為32個(gè),根據(jù)展長(zhǎng)以0.05b的間距均勻分布。模型其X軸沿弦向指向機(jī)頭、正對(duì)來流,Y軸方向指向模型右弦為正,Z軸方向法向垂直于模型表面,指向迎風(fēng)區(qū)為正。

圖2 風(fēng)洞試驗(yàn)布局Fig.2 Experimental setup

1.2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

為準(zhǔn)確獲得雙三角翼滾轉(zhuǎn)力矩變化,采用滾轉(zhuǎn)力矩量程較小的五分量桿式天平進(jìn)行測(cè)力實(shí)驗(yàn),天平技術(shù)參數(shù)見表1。

模型連接桿式天平,并通過尾撐以側(cè)裝的方式,架設(shè)到三維模型姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)上,實(shí)現(xiàn)其俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)的靜態(tài)姿態(tài)控制,見圖2。天平與模型同軸安裝,以右手準(zhǔn)則確定滾轉(zhuǎn)力矩Mx方向,即如圖3所示順時(shí)針為正。

天平在不同工況產(chǎn)生的微電壓信號(hào)經(jīng)放大器放大后,通過16位采集板卡進(jìn)行采集,天平數(shù)據(jù)采集最大速率為2 kHz。

表面壓力測(cè)量系統(tǒng)為南京航空航天大學(xué)飛行測(cè)控創(chuàng)新實(shí)驗(yàn)室自主研制,該系統(tǒng)其壓力量程為0.15 PSI(約1 034.2 Pa),壓力測(cè)試精度為0.05% FS,最大設(shè)計(jì)采樣率為2 kHz。

表1 五分量天平Table 1 Five-component internal force balance

圖3 80°/48°雙三角翼模型Fig.3 80°/48°double delta wing model

依托NI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)可將表面壓力測(cè)量系統(tǒng)和測(cè)力天平系統(tǒng)進(jìn)行集成,實(shí)現(xiàn)了壓力與氣動(dòng)力/力矩的同步測(cè)量。

1.3 飛行驗(yàn)證模型與設(shè)備

本文設(shè)計(jì)并制作了無人試飛驗(yàn)證機(jī)和嵌入式翼面壓力測(cè)量裝置,以驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)研究結(jié)果。

1.3.1 無人試飛驗(yàn)證機(jī)

為便于置放測(cè)壓裝置及增加試飛模型在實(shí)際飛行過程中的穩(wěn)定性,無人試飛驗(yàn)證機(jī)在不改變風(fēng)洞雙三角翼平板模型背風(fēng)區(qū)復(fù)雜多渦系這一特性的前提下,整體根據(jù)風(fēng)洞平板雙三角翼模型,采用帶中心體的雙三角翼雙垂尾布局。主翼最大翼展為960 mm,模型采用了PU發(fā)泡塑料材料,并在機(jī)艙、機(jī)翼內(nèi)部鋪設(shè)了碳纖維支桿以保證強(qiáng)度,整機(jī)如圖4所示。其他全機(jī)特征參數(shù)如表2所示。

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究結(jié)果,試飛模型在x/c=0.8截面(以下簡(jiǎn)稱0.8c)處的測(cè)壓孔數(shù)量減少至18個(gè)。

圖4 無人試飛驗(yàn)證機(jī)Fig.4 Unmanned flight test aircraft

飛機(jī)頭部設(shè)有五孔球頭探針,其直徑為8 mm,探針外伸200 mm；翼面測(cè)壓帶位于模型上表面的0.8c截面處,測(cè)壓孔在左右翼面均勻分布,共18個(gè)。嵌入式翼面壓力測(cè)量裝置安置于機(jī)艙內(nèi),并通過外徑1.2 mm、長(zhǎng)約500 mm的氣路軟管與測(cè)壓帶進(jìn)行連接,氣路軟管固定在機(jī)翼下表面,從機(jī)腹通向機(jī)艙,其管損延遲(含傳感器響應(yīng))為60 ms。

表2 試飛驗(yàn)證機(jī)全機(jī)參數(shù)Table 2 Parameters of flight test aircraft

1.3.2 嵌入式翼面壓力測(cè)量裝置

為實(shí)現(xiàn)飛行器基于壓力數(shù)據(jù)的氣動(dòng)力感知功能,設(shè)計(jì)了微型化、集成化的嵌入式機(jī)載多通道翼面壓力測(cè)量裝置。該裝置具備以下功能：24通道壓力測(cè)量、壓力數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)及傳輸、無線控制信號(hào)的收發(fā)。主要參數(shù)如表3和表4所示。

表3 嵌入式翼面壓力測(cè)量裝置主要參數(shù)

表4 壓力傳感器主要參數(shù)Table 4 Specifications of pressure sensors

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 模型表面壓力與氣動(dòng)力/力矩對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

細(xì)長(zhǎng)三角翼背渦存在“尾部占優(yōu)”的特征[16-17],即尾部截面滾轉(zhuǎn)力矩占據(jù)了三角翼滾轉(zhuǎn)力矩的主要部分,而截面滾轉(zhuǎn)力矩由三角翼尾部附體渦對(duì)的流動(dòng)形態(tài)決定。并且,利用不同截面處的展向翼面壓力分析流動(dòng)結(jié)構(gòu)特征這一研究方法也一直應(yīng)用在細(xì)長(zhǎng)三角翼流動(dòng)機(jī)理研究中[18-24]。

基于以上研究基礎(chǔ),本文選擇80°/48°雙三角翼平板模型,探究模型表面壓力與氣動(dòng)力/力矩的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

首先對(duì)80°/48°雙三角翼模型在來流風(fēng)速v∞=15 m/s(Re=4.0×105)進(jìn)行了不同迎角情況的氣動(dòng)力和翼面壓力數(shù)據(jù)同步采集。0.8c截面的各測(cè)點(diǎn)壓力系數(shù)Cp通過10次測(cè)量結(jié)果進(jìn)行平均,計(jì)算公式為

(1)

式中:ptap為測(cè)壓孔壓力;p∞和q∞分別為來流靜壓和動(dòng)壓。

模型整機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩為

(2)

0.8c截面處的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec利用式(3)進(jìn)行壓力積分

(3)

式中：Mx為天平測(cè)得的模型滾轉(zhuǎn)力矩;b和bsec分別為模型最大展長(zhǎng)與截面展長(zhǎng);S為參考面積;Cp為特征截面測(cè)點(diǎn)壓力系數(shù)。

為適應(yīng)自由飛驗(yàn)證及后續(xù)飛行測(cè)量,試飛驗(yàn)證機(jī)模型上的測(cè)壓裝置存在一系列的限制,如測(cè)壓孔位置、機(jī)翼強(qiáng)度、管路排布、傳感器體積與數(shù)量等,故應(yīng)對(duì)模型特征截面處的測(cè)壓數(shù)據(jù)進(jìn)行壓縮,使其可以根據(jù)盡可能少的測(cè)壓數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)整機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩的最優(yōu)化重構(gòu)。為此,將積分的測(cè)壓孔孔數(shù)從32孔分別均勻減少至16孔和8孔,獲得不同壓力積分曲線,與天平數(shù)據(jù)進(jìn)行相關(guān)性對(duì)比與分析,獲得合適的測(cè)壓孔間距。

2.1.1 模型各靜態(tài)迎角下Clsec與Cl對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

得到模型各靜態(tài)迎角下的截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec和天平測(cè)得的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl對(duì)比曲線,并進(jìn)行7次重復(fù)性實(shí)驗(yàn),結(jié)果平均后如圖5所示。

對(duì)比Clsec與Cl曲線,雖然僅利用0.8c截面的Clsec無法準(zhǔn)確反應(yīng)模型整體Cl的精確值,但在迎角0°～50°范圍內(nèi),Clsec和Cl的變化趨勢(shì)一致。對(duì)于不同測(cè)壓孔數(shù)量積分的Clsec,可以發(fā)現(xiàn)由8個(gè)測(cè)壓孔積分而得的Clsec曲線,在迎角0°～10°范圍內(nèi)波動(dòng)較大,其他范圍內(nèi)與32孔、16孔積分的Clsec曲線變化基本一致。故對(duì)于80°/48°雙三角翼,在迎角0°～50°范圍內(nèi),0.8c特征截面壓力分布與機(jī)體受力存在強(qiáng)相關(guān)性,可以判斷該模型Cl變化趨勢(shì)。

圖5 不同靜態(tài)迎角下平均Clsec與Cl曲線Fig.5 Mean Clsec and mean Clvs different static α

2.1.2 動(dòng)態(tài)變迎角下Clsec與Cl對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

以上都是在給定靜態(tài)迎角下測(cè)得的相關(guān)特征截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和模型整體滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl平均數(shù)據(jù)。為模擬飛行器姿態(tài)變化這一動(dòng)態(tài)過程中,0.8c截面作為特征截面,其Clsec能否正確判斷模型整體滾轉(zhuǎn)力矩的變化趨勢(shì)。同步記錄雙三角翼模型從迎角穩(wěn)定、變化、再穩(wěn)定這一動(dòng)態(tài)過程的天平信號(hào)和翼面壓力信號(hào),利用Pearson相關(guān)系數(shù)R(見式(4)),對(duì)比分析32個(gè)測(cè)壓孔積分的Clsec和Cl曲線變化趨勢(shì)的相關(guān)性,見圖6。

R=

(4)

圖6 動(dòng)態(tài)變迎角下的Clsec與Cl實(shí)時(shí)曲線Fig.6 Clsec and Cl vs dynamic changing α

對(duì)比不同數(shù)量測(cè)壓孔積分的Clsec曲線與Cl的相關(guān)系數(shù),如表5所示。

在迎角大于20°后,各過程其相關(guān)系數(shù)R均大于0.85,兩條曲線表現(xiàn)出了高度相關(guān)性。對(duì)于迎角α從20°～10°這一過程,由8孔積分的Clsec曲線其相關(guān)性表現(xiàn)較差為0.629 0,與其他孔數(shù)積分差異較大。對(duì)于80°/48°雙三角翼模型,由16孔以上(測(cè)壓孔間距<0.1b)積分的Clsec曲線在各迎角范圍內(nèi)其相關(guān)系數(shù)表現(xiàn)較好。

表5 不同壓力積分曲線相關(guān)系數(shù)Table 5 Correlation coefficient of different Clsec

2.1.3 非定常擾動(dòng)下Clsec與Cl對(duì)應(yīng)關(guān)系分析

飛行器在陣風(fēng)等非定常擾動(dòng)情況下,其流場(chǎng)中旋渦會(huì)發(fā)生如破裂、移動(dòng)等現(xiàn)象。為模擬該復(fù)雜來流飛行條件,設(shè)置模型迎角為15°,側(cè)滑角為0°,并從風(fēng)洞外部在模型上游處伸入擾動(dòng)棒以約為0.3 Hz的頻率左右交替干擾模型兩側(cè),如圖7所示。

圖7 模擬非定常擾動(dòng)示意Fig.7 Simulation of model unsteady disturbances

這種非定常擾動(dòng)會(huì)干擾背風(fēng)區(qū)兩側(cè)旋渦渦系,使作用在左右翼面上的渦升力交替增減,進(jìn)而導(dǎo)致模型整體氣動(dòng)力/力矩發(fā)生相應(yīng)變化。

圖8 非定常擾動(dòng)下的Clsec與Cl實(shí)時(shí)曲線Fig.8 Clsec and Cl with unsteady disturbances

圖8為擾動(dòng)過程中天平測(cè)得的滾轉(zhuǎn)力矩與通過測(cè)壓獲得的截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)同步信號(hào)對(duì)比,包括天平測(cè)得的模型Cl曲線(簡(jiǎn)稱“天平”)和不同測(cè)壓孔數(shù)量積分的Clsec曲線(簡(jiǎn)稱“測(cè)壓”)。

圖8表明,天平力矩曲線隨擾動(dòng)棒的左右交替移動(dòng)而表現(xiàn)出正負(fù)變化,說明擾動(dòng)棒的確影響了模型背風(fēng)區(qū)流動(dòng)結(jié)構(gòu),進(jìn)而使模型左右翼面上的受力發(fā)生相應(yīng)變化。

分析不同數(shù)量測(cè)壓孔積分而得的Clsec曲線與Cl曲線相關(guān)性,其R分別為0.885 7(32孔)、0.855 7(16孔)、0.780 7(8孔),可見兩條曲線的相關(guān)性隨測(cè)壓孔數(shù)量的減少而下降。

利用Pearson相關(guān)系數(shù)計(jì)算兩條信號(hào)曲線的時(shí)延(圖8(a)),0.8c截面Clsec曲線(32孔)與天平Cl信號(hào)曲線表現(xiàn)基本一致,Clsec曲線較Cl曲線遲滯約0.01 s,此時(shí)的相關(guān)性系數(shù)最大,為0.892 4,呈高度相關(guān)。

圖9 Clsec與Cl的時(shí)滯和功率譜密度分析Fig.9 Time lag and PSD between Clsec and Cl

對(duì)其進(jìn)行時(shí)滯和功率譜密度分析,如圖9所示。圖9(b)中兩條曲線其頻率分布一致,天平信號(hào)和測(cè)壓擬合信號(hào)所測(cè)得的頻率與擾動(dòng)棒干擾頻率一致。可見,在迎角α=15°時(shí),0.8c截面Clsec仍能夠正確反應(yīng)模型左右側(cè)旋渦受非定常擾動(dòng)時(shí)天平輸出力矩值的變化情況。

根據(jù)以上試驗(yàn)結(jié)果,0.8c截面的確能夠作為80°/48°雙三角翼模型的特征截面,來判斷模型整體額外滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況。通過設(shè)置間距不大于0.1b的測(cè)壓孔,該截面展向壓力積分得到的截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)能夠穩(wěn)定地在穩(wěn)態(tài)、動(dòng)態(tài)變迎角條件下,基本反映出利用桿式天平測(cè)得的模型整體非定常滾轉(zhuǎn)力矩,并能在非定常擾動(dòng)情況下反映滾轉(zhuǎn)力矩值的變化。

2.2 試飛驗(yàn)證數(shù)據(jù)分析

如圖10所示,當(dāng)飛行器處于大迎角狀態(tài)時(shí),其背風(fēng)區(qū)的旋渦作用會(huì)導(dǎo)致翼面壓力分布的不一致性,進(jìn)而產(chǎn)生非定常氣動(dòng)力,施加在機(jī)翼上的力矩使得飛行器本身產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角加速度,最終產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角。受制于慣性元器件測(cè)量特性,陀螺儀和加速度計(jì)只能對(duì)角速度和角度進(jìn)行測(cè)量,而兩者分別與角加速度間存在一階和二階時(shí)滯。這種時(shí)滯還會(huì)影響到氣動(dòng)力模型的準(zhǔn)確性。因此,傳統(tǒng)方法通過慣性元器件所測(cè)運(yùn)動(dòng)歷程預(yù)測(cè)飛行器受力狀況,往往存在控制延滯、過調(diào)、發(fā)散的風(fēng)險(xiǎn)。

圖10 非指令滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)歷程Fig.10 Sequence of uncommanded motions

利用基于表面壓力的Clsec這一參數(shù),有望克服傳統(tǒng)的基于慣性傳感器的控制方法其固有時(shí)滯。為驗(yàn)證該設(shè)想在模型自由飛試驗(yàn)中進(jìn)行飛行器氣動(dòng)力矩感知和運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)判斷的可行性,設(shè)計(jì)并制作了相關(guān)試飛模型,并在航模上表面的0.8c截面處進(jìn)一步減少測(cè)壓孔孔數(shù)至18處。

試飛模型進(jìn)行了一段大迎角平飛狀態(tài)的飛行,并出現(xiàn)了非指令滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。圖11是模型進(jìn)行自由飛試驗(yàn)驗(yàn)證中大迎角平飛階段所記錄的飛行數(shù)據(jù),在該階段,飛行器發(fā)生了非指令性的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),該階段飛行空速v為5～7 m/s。試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)氣溫為31.5 ℃,大氣壓為100.437 kPa,場(chǎng)地處于微風(fēng)狀態(tài)。

圖11 自由飛試驗(yàn)飛行數(shù)據(jù)Fig.11 Flight log of free flight test

將實(shí)時(shí)翼面壓力數(shù)據(jù)根據(jù)式(3)計(jì)算出截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec,并與迎角曲線進(jìn)行對(duì)比,如圖12所示。

根據(jù)圖12,試飛模型僅在筋斗過程和大迎角平飛階段出現(xiàn)了較大的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)波動(dòng),此時(shí)模型迎角均大于30°。而在其他飛行階段其截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)值均不大于0.5。

圖13為實(shí)時(shí)同步的截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線與滾轉(zhuǎn)角曲線。當(dāng)Clsec增幅超過0.5時(shí),模型開始順時(shí)針滾轉(zhuǎn)；Clsec減幅超過-1時(shí),模型開始逆時(shí)針滾轉(zhuǎn)。經(jīng)過峰峰值對(duì)比,截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec能夠比慣性器件提前約200～700 ms預(yù)測(cè)模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的變化趨勢(shì)。模型慣性元器件所測(cè)得的數(shù)據(jù)隨飛行工況的復(fù)雜變化及各階段的數(shù)據(jù)處理形式而產(chǎn)生不同的時(shí)滯。在實(shí)際飛行中,手動(dòng)操控難以保證試飛模型在復(fù)雜工況下的大迎角穩(wěn)定飛行,因此慣性元器件所導(dǎo)致的時(shí)滯大小不等。

可見,Clsec能夠反映模型整機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況,則根據(jù)非指令滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)歷程中非定常氣動(dòng)力與角加速度的關(guān)系,將Clsec進(jìn)行定積分形成ωp曲線,應(yīng)能反映模型滾轉(zhuǎn)角速率的變化情況。

圖12 非指令滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)階段實(shí)時(shí)Clsec曲線Fig.12 Real-time Clsec flight log of uncommanded motions

圖13 Clsec與φ的實(shí)時(shí)飛行記錄曲線Fig.13 Real-time flight log of Clsec and φ

將其與機(jī)載陀螺儀記錄下的滾轉(zhuǎn)角速率(以下稱ωx)曲線進(jìn)行對(duì)比,如圖14所示。

圖14 ωp與ωx的實(shí)時(shí)飛行記錄曲線Fig.14 Real-time flight log of ωp and ωx

因時(shí)滯大小不等,選擇在整個(gè)飛行過程的第37～41 s,此階段模型的迎角變化速率小,便于對(duì)比慣性元器件所導(dǎo)致的時(shí)滯。通過相關(guān)性分析發(fā)現(xiàn),ωx曲線較ωp遲滯230 ms,如將該時(shí)滯修正后,兩條曲線的Pearson相關(guān)系數(shù)R由0.061 3變?yōu)?.609 9,呈強(qiáng)相關(guān)性。

通過以上分析可以發(fā)現(xiàn),截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec能夠比慣性器件提前預(yù)測(cè)模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的變化趨勢(shì)。

3 結(jié) 論

本文針對(duì)基于翼面壓力的飛行器氣動(dòng)力感知技術(shù)進(jìn)行了相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)研究與試飛驗(yàn)證,研究結(jié)果表明：

1) 對(duì)于80°/48°雙三角翼,通過x/c=0.8位置的特征截面展向壓力積分得到的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec,在迎角0°～50°范圍內(nèi),與模型整機(jī)受力存在相關(guān)性,可以反映該模型滾轉(zhuǎn)力矩受力變化。

2) 試飛模型發(fā)生非指令的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),會(huì)使得0.8c截面的Clsec值大幅波動(dòng)。

3)試飛結(jié)果表明：較傳統(tǒng)慣性傳感器,Clsec能夠比慣性器件提前預(yù)測(cè)模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)變化,為飛控預(yù)判控制提供一定基礎(chǔ)。

4 展 望

本文提出通過特征截面滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clsec,估算飛行器在大迎角狀態(tài)下的非定常氣動(dòng)力/力矩,并對(duì)該設(shè)想進(jìn)行了一定程度的驗(yàn)證,實(shí)現(xiàn)了飛行器在大迎角平飛這一典型運(yùn)動(dòng)下的非定常滾轉(zhuǎn)力矩判別。但以下工作仍需開展進(jìn)一步研究：

1) 利用基于翼面壓力的飛行器氣動(dòng)力感知技術(shù),實(shí)現(xiàn)如舵面操控介入等不同實(shí)際飛行工況中其他氣動(dòng)力/力矩分量的精確推算。

2) 進(jìn)一步利用特征截面壓力分布,感知表面流動(dòng)狀況,提高氣動(dòng)力預(yù)測(cè)時(shí)的準(zhǔn)確性和魯棒性。