雙合成射流前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)及模型自由飛實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

李琳愷，黃紫，顧蘊(yùn)松，彭振鈞，張宗源，雷雨

南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

0 引 言

具有細(xì)長(zhǎng)前體的飛行器大迎角飛行過(guò)程中，頭部背風(fēng)區(qū)產(chǎn)生非對(duì)稱(chēng)旋渦，并在機(jī)頭兩側(cè)誘導(dǎo)出非對(duì)稱(chēng)速度場(chǎng)。該速度場(chǎng)使得前體壓力分布非對(duì)稱(chēng)，產(chǎn)生使飛機(jī)發(fā)生航向偏離的側(cè)向力和偏航力矩[1-3]。此時(shí)，飛行器方向舵因機(jī)身遮蔽而失效，飛機(jī)失去航向操縱能力，甚至進(jìn)入尾旋等危險(xiǎn)飛行工況，造成嚴(yán)重的飛行事故。由于前體非對(duì)稱(chēng)渦“看不見(jiàn)、摸不著”，又會(huì)誘發(fā)嚴(yán)重的飛行事故，這一航向偏離現(xiàn)象常被稱(chēng)為“魔鬼側(cè)滑”。

20 世紀(jì)60 年代以來(lái)，研究人員對(duì)前體非對(duì)稱(chēng)渦的產(chǎn)生機(jī)理、控制方法進(jìn)行了廣泛而深入的研究。一般認(rèn)為，隨著迎角增大，前體渦發(fā)展分為對(duì)稱(chēng)渦階段、非對(duì)稱(chēng)渦階段和亞、超臨界階段[4-5]。在非對(duì)稱(chēng)渦階段，前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生幅值較大且方向隨機(jī)的側(cè)向力和偏航力矩。前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)主要應(yīng)用于這一階段的迎角范圍內(nèi)。

前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)主要用于消除或削弱前體渦的非對(duì)稱(chēng)性，或?qū)崿F(xiàn)前體渦的非對(duì)稱(chēng)性調(diào)控。該技術(shù)分為主動(dòng)、被動(dòng)兩類(lèi)。被動(dòng)控制技術(shù)主要依靠修改前體幾何構(gòu)型或利用固定的流動(dòng)控制裝置實(shí)現(xiàn)，包括增加邊條[6]、粗糙帶[7]等，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)，但僅能應(yīng)用于特定的迎角和側(cè)滑角范圍內(nèi)，且僅能減弱前體渦的非對(duì)稱(chēng)性，無(wú)法應(yīng)用于前體渦的非對(duì)稱(chēng)性調(diào)控。

前體非對(duì)稱(chēng)渦主動(dòng)控制技術(shù)克服了被動(dòng)控制技術(shù)的不足，可根據(jù)飛行工況調(diào)節(jié)控制參數(shù)，適用范圍更寬。典型的主動(dòng)控制技術(shù)包括機(jī)頭邊條[8]、吹吸氣[9-10]、組合擾動(dòng)[11]、非定常小擾動(dòng)片[12]、等離子體[13-14]等。20 世紀(jì)90 年代，美國(guó)航空航天局（NASA）基于F-18 HARV 飛行器開(kāi)展了前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)及飛行驗(yàn)證，結(jié)果表明，在機(jī)動(dòng)飛行迎角下，前體非對(duì)稱(chēng)渦控制提供的偏航操縱力矩可達(dá)平飛時(shí)方向舵提供操縱力矩的1.4 倍[15]。1994—1995 年，NASA Dryden 研究中心等實(shí)施了ANSER（Actuated Nose Strakes for Enhanced Rolling）計(jì)劃，通過(guò)飛行實(shí)驗(yàn)證明，基于機(jī)頭邊條（圖1）的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制裝置可在大迎角滾轉(zhuǎn)過(guò)程中提供偏航力矩，實(shí)現(xiàn)飛行器機(jī)動(dòng)增強(qiáng)[16]。

圖1 機(jī)頭邊條安裝示意圖及實(shí)物[16]Fig.1 Installation diagram and object of the head strake[16]

但是，傳統(tǒng)前體非對(duì)稱(chēng)渦控制裝置復(fù)雜、結(jié)構(gòu)質(zhì)量重，難以應(yīng)用于工程實(shí)際。如F-18A 可收放的機(jī)頭邊條，尺寸大，控制機(jī)構(gòu)位于機(jī)頭，干擾了火控雷達(dá)的正常工作，且吹吸氣控制需要?dú)庠?，耗能較高。因此，為實(shí)現(xiàn)前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)的工程應(yīng)用，亟需優(yōu)化激勵(lì)器的能耗、重量、體積，并降低控制系統(tǒng)復(fù)雜性。

作為一種無(wú)源零質(zhì)量射流激勵(lì)器，合成射流激勵(lì)器[17-20]無(wú)需氣源也能產(chǎn)生連續(xù)可控的射流，已廣泛應(yīng)用于流動(dòng)控制中。本文在前期研制的雙合成射流（Alternating Synthetic Jet,ASJ）前體非對(duì)稱(chēng)渦控制裝置[21-23]的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步優(yōu)化其效率、體積和安裝方式，實(shí)現(xiàn)機(jī)載化和微型化；構(gòu)建模型自由飛驗(yàn)證機(jī)，進(jìn)行風(fēng)洞半自由飛和模型自由飛實(shí)驗(yàn)研究。以雙向尾旋改出和大迎角航向機(jī)動(dòng)飛行為典型驗(yàn)證動(dòng)作，驗(yàn)證基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)尾旋改出和大迎角飛行姿態(tài)控制的有效性。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與模型

基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制實(shí)驗(yàn)分為風(fēng)洞半自由飛階段和模型自由飛階段，共用一套飛行驗(yàn)證機(jī)模型。驗(yàn)證機(jī)模型由機(jī)體平臺(tái)、機(jī)載型雙合成射流激勵(lì)器、飛行測(cè)控系統(tǒng)和機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)構(gòu)成。

1.1 機(jī)體平臺(tái)

前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)（參數(shù)如表1 所示）采用簡(jiǎn)化的尖拱形細(xì)長(zhǎng)旋成體作為機(jī)頭外形。如圖2所示，驗(yàn)證機(jī)為帶邊條三角翼構(gòu)型，僅保留2 個(gè)升降副翼氣動(dòng)操縱面。機(jī)身尾部裝有垂直安定面，無(wú)方向舵和偏航推力矢量。在大迎角飛行階段，航向控制力矩均來(lái)源于前體非對(duì)稱(chēng)渦控制。本文坐標(biāo)系為：原點(diǎn)O 位于飛行器的質(zhì)心，x 軸位于飛行器參考面內(nèi)，平行于機(jī)身軸線并指向飛行器前方，y 軸垂直于飛行器參考面并指向飛行器右方，z 軸位于參考面內(nèi)，垂直于xOy 平面并指向飛行器下方。

表1 基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)總體參數(shù)Table 1 The parameters of the verification model aircraft based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

圖2 基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)系統(tǒng)構(gòu)成Fig.2 The system of the verification model aircraft based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

1.2 機(jī)載型雙合成射流激勵(lì)器

雙合成射流激勵(lì)器由激勵(lì)器本體、水平對(duì)置的雙揚(yáng)聲器、功放、放大器構(gòu)成，其工作原理如圖3 所示（紅色和黃色箭頭代表半個(gè)周期內(nèi)射流的方向）。雙合成射流激勵(lì)器無(wú)需氣源，通過(guò)揚(yáng)聲器膜片改變激勵(lì)器腔體的體積，在激勵(lì)器噴口形成周期性渦環(huán)，渦環(huán)與周?chē)鲌?chǎng)相互誘導(dǎo)，產(chǎn)生連續(xù)可控的射流。通過(guò)改變左、右噴口高電平的占空比，即可在噴口產(chǎn)生相位、強(qiáng)度不同的渦環(huán)，并誘導(dǎo)出方向可控的射流流場(chǎng)。

在課題組前期研制的雙合成射流激勵(lì)器基礎(chǔ)上，根據(jù)模型自由飛實(shí)驗(yàn)對(duì)激勵(lì)器體積、質(zhì)量的要求，開(kāi)發(fā)了一套機(jī)載型雙合成射流激勵(lì)器。該激勵(lì)器質(zhì)量輕、體積小，飛行過(guò)程中運(yùn)行穩(wěn)定、可靠；同時(shí)，通過(guò)優(yōu)化噴口對(duì)置角、噴口面積、控制波形，可使激勵(lì)器產(chǎn)生更強(qiáng)、更穩(wěn)定的射流輸出。機(jī)載型雙合成射流激勵(lì)器相關(guān)參數(shù)如表2 所示。

表2 雙合成射流激勵(lì)器控制參數(shù)Table 2 The parameters of the Alternating Synthetic Jet

1.3 飛行測(cè)控系統(tǒng)

飛行測(cè)控系統(tǒng)主要用于傳感器數(shù)據(jù)記錄和姿態(tài)控制。硬件采用Pixhawk V5，通過(guò)串口與機(jī)載式表面壓力測(cè)量系統(tǒng)通信。飛行測(cè)控軟件基于PX4 進(jìn)行開(kāi)發(fā)，集成了飛行姿態(tài)（如偏航角、偏航角速度等）、軌跡及飛行器表面壓力的同步記錄功能。飛行數(shù)據(jù)保存在TF 卡中，并在飛行結(jié)束后進(jìn)行離線處理。飛行測(cè)控系統(tǒng)具備姿態(tài)閉環(huán)控制能力，可在尾旋過(guò)程中保持俯仰、滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。

飛行過(guò)程中，雙合成射流偏航控制信號(hào)由遙控器手動(dòng)控制。進(jìn)入大迎角飛行后，滾轉(zhuǎn)和俯仰姿態(tài)由飛行測(cè)控系統(tǒng)自動(dòng)保持，此時(shí)飛行器滾轉(zhuǎn)角保持在0°左右，迎角保持在60°左右。

1.4 機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)

機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)由南京航空航天大學(xué)飛行測(cè)控創(chuàng)新實(shí)驗(yàn)室研制，可用于測(cè)量驗(yàn)證機(jī)特征截面壓力分布，評(píng)估前體非對(duì)稱(chēng)渦控制效果，其技術(shù)參數(shù)見(jiàn)表3。特征截面位于機(jī)頭前端點(diǎn)后3.5 倍前體直徑位置（圖2 上方示意圖），延周向均布8 個(gè)測(cè)壓點(diǎn)。機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)以100 Hz 頻率輸出表面壓力值，并由串口發(fā)送至飛行測(cè)控系統(tǒng)。各系統(tǒng)在驗(yàn)證機(jī)上的布置方式如圖4 所示。

表3 機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)參數(shù)Table 3 The parameters of the airborne pressure measurement

圖4 機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)及飛行測(cè)控系統(tǒng)安裝實(shí)物圖Fig.4 Airborne pressure measurement and flight control system

1.5 風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)平臺(tái)

風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞中進(jìn)行。如圖5 所示，NH-2 風(fēng)洞為串置雙實(shí)驗(yàn)段閉口回流式低速風(fēng)洞。該風(fēng)洞低速實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為5 m × 4.25 m，可調(diào)風(fēng)速為0～31 m/s。

圖5 前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)平臺(tái)示意圖Fig.5 Schematic diagram of semi-free flight apparatus of model plane based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)平臺(tái)如圖6 所示。參見(jiàn)圖5（b），驗(yàn)證機(jī)采用背撐方式安裝。水平固定支桿與來(lái)流平行，通過(guò)止推軸承與驗(yàn)證機(jī)連接。實(shí)驗(yàn)迎角α近似為水平固定支桿與驗(yàn)證機(jī)的夾角。驗(yàn)證機(jī)可繞水平固定支桿自由旋轉(zhuǎn)，模擬尾旋過(guò)程中航向角變化。根據(jù)驗(yàn)證機(jī)尾旋自由飛下沉速率，實(shí)驗(yàn)風(fēng)速取8.0 m/s。

圖6 前體非對(duì)稱(chēng)渦控制驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)平臺(tái)Fig.6 Semi-free flight apparatus of model plane based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

2 前體非對(duì)稱(chēng)渦控制及評(píng)估方法

2.1 前體非對(duì)稱(chēng)渦控制方法

基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制原理如圖7 所示。當(dāng)雙合成射流激勵(lì)器開(kāi)啟時(shí)，前體非對(duì)稱(chēng)渦相對(duì)位置發(fā)生改變。前體非對(duì)稱(chēng)渦誘導(dǎo)出非對(duì)稱(chēng)的空間速度型，在飛行器前體機(jī)身產(chǎn)生非對(duì)稱(chēng)的壓力分布，形成側(cè)向力和偏航力矩。

圖7 前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生偏航力矩原理示意Fig.7 Principle of yaw moment generated by forebody asymmetricvortex

定義雙合成射流激勵(lì)器輸入信號(hào)為δjet，輸入范圍為[-1,1]。圖3（b）給出了δjet為負(fù)時(shí)左右噴口激勵(lì)信號(hào)波形的示意圖。左噴口激勵(lì)信號(hào)的高電平占空比t/ T 與激勵(lì)器輸入信號(hào)δjet的關(guān)系為：

式中：t 為左噴口高電平時(shí)長(zhǎng)，T 為雙合成射流控制周期。在不同占空比下，雙合成射流激勵(lì)器兩側(cè)噴口的時(shí)均速度相對(duì)大小將發(fā)生改變。一般而言，激勵(lì)信號(hào)高電平占空比越大，輸出的速度越低。當(dāng)δjet為負(fù)時(shí)，右側(cè)雙合成射流激勵(lì)器輸出能力更強(qiáng)，則右噴口時(shí)均速度更大，右側(cè)前體渦處于低位，全機(jī)偏航力矩N 方向向右，偏航角加速度為正。

圖8 給出了迎角α=60°、雷諾數(shù)Re=4.2 × 104時(shí)不同輸入信號(hào)下特征截面的平均速度分布。圖中紅色箭頭的相對(duì)長(zhǎng)度表征兩側(cè)激勵(lì)器射流速度的相對(duì)大小。激勵(lì)器射流速度高的一側(cè)前體渦處于低位，低位前體渦誘導(dǎo)出更強(qiáng)的速度場(chǎng)，從而產(chǎn)生更強(qiáng)的吸力峰，形成側(cè)向力和偏航力矩。

圖8 不同輸入信號(hào)下特征截面的平均速度分布Fig.8 The average velocity distribution results of the characteristic section of the forebody under different input signals

2.2 前體非對(duì)稱(chēng)渦控制效果評(píng)估方法

2.2.1 基于壓力特征的評(píng)估方法

基于前體非對(duì)稱(chēng)渦的壓力分布特征，可判定前體非對(duì)稱(chēng)渦的分布情況，從而推斷前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的側(cè)向力和偏航力矩方向。鄧學(xué)鎣[9]的研究結(jié)果表明，第一對(duì)主渦產(chǎn)生的側(cè)向力幅值最大，且作用點(diǎn)與重心的距離最遠(yuǎn)，因而主導(dǎo)了前體側(cè)向力和偏航力矩的大小。因此，定義第一對(duì)非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生最大截面?zhèn)认蛄Φ慕孛鏋樘卣鹘孛妫次挥跈C(jī)頭前端點(diǎn)后 3.5 倍前體直徑位置）。

本文通過(guò)特征截面周向壓力積分來(lái)評(píng)估前體非對(duì)稱(chēng)渦的控制效果。在α=60°、Re=7.0 × 103條件下，該截面測(cè)壓結(jié)果與空間流場(chǎng)的對(duì)照關(guān)系如圖9 所示。左圖為前體非對(duì)稱(chēng)渦的煙線流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn)結(jié)果，黃色箭頭代表側(cè)向力方向，右圖為特征截面的壓力分布（Cp為無(wú)量綱壓力系數(shù)）。前體非對(duì)稱(chēng)渦在背風(fēng)區(qū)誘導(dǎo)出一高一低兩個(gè)壓力平臺(tái)，與低位渦和高位渦一一對(duì)應(yīng)。

圖9 不同前體非對(duì)稱(chēng)渦模態(tài)下空間流場(chǎng)、側(cè)向力方向、表面壓力分布Fig.9 Comparison of flow field,side force and surface pressure under different forebody asymmetric vortex modes

特征截面周向壓力積分計(jì)算如下：

式中：pi為各個(gè)測(cè)壓點(diǎn)壓力，?i為各測(cè)壓點(diǎn)周向角。通過(guò)式（2）可以表征模型所受側(cè)向力的大小和方向，作為機(jī)載側(cè)向力/力矩的判斷依據(jù)。

在確定壓力特征截面的基礎(chǔ)上，開(kāi)展不同迎角下細(xì)長(zhǎng)旋成體模型所受側(cè)向力與特征截面周向壓力的同步測(cè)試。采用Pearson 相關(guān)性系數(shù)R 評(píng)估0°～85°迎角下前體所受側(cè)向力與特征截面周向壓力積分的相關(guān)性：

式中：n為 實(shí)驗(yàn)次數(shù)，F(xiàn)j為側(cè)向力，下標(biāo)j 為實(shí)驗(yàn)車(chē)次號(hào)。如表4 所示。在20°～65°迎角范圍內(nèi)，相關(guān)性系數(shù)達(dá)到0.9 以上，側(cè)向力與特征截面的周向壓力積分具有強(qiáng)相關(guān)性，因此，特征截面的周向壓力積分可用于表征前體非對(duì)稱(chēng)渦所產(chǎn)生的側(cè)向力。

表4 側(cè)向力與特征截面周向壓力積分的Pearson 相關(guān)性系數(shù)Table 4 Pearson correlation coefficient between side force and circumferential pressure integral of characteristic section

2.2.2 基于姿態(tài)信息的評(píng)估方法

驗(yàn)證機(jī)偏航角加速度為驗(yàn)證機(jī)所受力矩N 與角慣量Izz之商。半自由飛實(shí)驗(yàn)中，以鉛垂面為基準(zhǔn)，飛行器滾轉(zhuǎn)角為零；而在自由飛尾旋過(guò)程中，驗(yàn)證機(jī)在飛控的介入下保持滾轉(zhuǎn)角為零。驗(yàn)證機(jī)所受力矩主要來(lái)源為前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩N前體非對(duì)稱(chēng)渦和氣動(dòng)阻尼力矩N阻尼，即：

此時(shí)，前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩N前體非對(duì)稱(chēng)渦可用偏航角加速度r˙及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Izz估計(jì)得到，而偏航角加速度r˙基于陀螺儀角速度差分獲取。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)結(jié)果

利用風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)對(duì)60°迎角下雙合成射流航向控制效果進(jìn)行評(píng)估。在實(shí)驗(yàn)風(fēng)速 8.0 m/s 下，雙合成射流輸入信號(hào)、特征截面周向壓力積分及偏航角加速度如圖10 所示。為了便于比較輸入信號(hào)δjet與驗(yàn)證機(jī)飛行姿態(tài)控制效果的相關(guān)性，下文將雙合成射流激勵(lì)器輸入信號(hào)均乘-100，使輸入信號(hào)、特征截面周向壓力積分及飛機(jī)偏航角速度、角加速度曲線正負(fù)性一致。

圖10 風(fēng)洞半自由飛輸入信號(hào)、特征截面周向壓力積分與偏航角加速度Fig.10 The input signal,the circumferential pressure integral of the characteristic section and the yaw angle acceleration of the semi-free flight in the wind tunnel

從圖10 中可以看到，驗(yàn)證機(jī)偏航角加速度曲線與特征截面周向壓力積分曲線變化趨勢(shì)基本吻合。由于特征截面周向壓力積分與前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩高度相關(guān)，偏航角加速度表征了驗(yàn)證機(jī)全機(jī)所受的偏航力矩大小，因此，在60°迎角下，受控前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩是驗(yàn)證機(jī)偏航運(yùn)動(dòng)的主要力矩來(lái)源。

3.2 模型自由飛實(shí)驗(yàn)結(jié)果

3.2.1 雙向尾旋改出實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

雙向尾旋改出模型自由飛實(shí)驗(yàn)用于驗(yàn)證基于雙合成射流前體非對(duì)稱(chēng)渦控制的尾旋改出能力。實(shí)驗(yàn)中共進(jìn)行8 次飛行，重復(fù)性良好，均可實(shí)現(xiàn)尾旋改出。本文對(duì)其中2 次雙向尾旋改出機(jī)動(dòng)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析。通過(guò)疊加飛行實(shí)驗(yàn)視頻截圖，得到單次雙向尾旋改出機(jī)動(dòng)的姿態(tài)-航跡圖（圖11）。首先，驗(yàn)證機(jī)爬升進(jìn)入測(cè)試航線，達(dá)到預(yù)定高度后，切入姿態(tài)保持模式，收油門(mén)、拉升降舵，利用氣動(dòng)阻力進(jìn)行減速，并逐步進(jìn)入大迎角飛行。在大迎角飛行階段，利用飛行測(cè)控系統(tǒng)對(duì)俯仰角進(jìn)行閉環(huán)控制，并保持滾轉(zhuǎn)角為零。依靠雙合成射流控制前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生右向偏航力矩，使驗(yàn)證機(jī)進(jìn)入右尾旋。隨后，利用雙合成射流操縱前體非對(duì)稱(chēng)渦，產(chǎn)生與尾旋方向反向的左向偏航力矩進(jìn)行尾旋改出控制，使得右尾旋角速度逐漸減小，進(jìn)而改出尾旋。每次尾旋飛行實(shí)驗(yàn)共進(jìn)行正反2 次尾旋改出，以驗(yàn)證控制效果的有效性和重復(fù)性。

圖11 雙向尾旋改出機(jī)動(dòng)的姿態(tài)-航跡圖Fig.11 Flight attitude and flight path diagram of bidirectional spin recovery maneuver

如圖12（a）所示，從偏航角曲線可以看到，驗(yàn)證機(jī)尾旋方向在6.3、10.2、48.1、52.4 s 共發(fā)生了4 次改變。在圖12（b）中，最高偏航角速度（r）為173 (°)/s和-96 (°)/s。在14 和55 s，偏航角速度基本回零，表明驗(yàn)證機(jī)航向不再偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)尾旋改出。

圖12 雙向尾旋改出機(jī)動(dòng)過(guò)程的控制輸入與姿態(tài)角Fig.12 The control input and attitude angle during bidirectional spin recovery maneuver process

為進(jìn)一步驗(yàn)證前體非對(duì)稱(chēng)渦控制與驗(yàn)證機(jī)尾旋改出之間的關(guān)聯(lián)性，對(duì)特征截面周向壓力積分與偏航角加速度進(jìn)行對(duì)比。如圖13 所示，特征截面周向壓力積分與偏航角加速度的變化趨勢(shì)基本一致，表明前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩主導(dǎo)了全機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)方向。正反尾旋過(guò)程中角加速度最高分別達(dá)到201 (°)/ s2和-187 (°)/ s2。

圖13 雙向尾旋改出機(jī)動(dòng)過(guò)程的特征截面周向壓力積分與偏航角加速度Fig.13 The circumferential pressure integral of the characteristic section and yaw acceleration during bidirectional spin recovery maneuver process

3.2.2 大迎角航向機(jī)動(dòng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

開(kāi)展驗(yàn)證機(jī)大迎角航向機(jī)動(dòng)實(shí)驗(yàn)，進(jìn)一步驗(yàn)證基于前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)大迎角航向姿態(tài)操縱的可行性。首先操縱驗(yàn)證機(jī)減速，進(jìn)入大迎角飛行；隨后施加前體非對(duì)稱(chēng)渦控制，操縱機(jī)頭左右偏航。

大迎角航向機(jī)動(dòng)控制中的輸入信號(hào)δjet、迎角和偏航角見(jiàn)圖14。在驗(yàn)證機(jī)到達(dá)56°迎角時(shí)，隨著δjet正負(fù)號(hào)改變，偏航運(yùn)動(dòng)方向受控切換，此時(shí)可依靠雙合成射流前體非對(duì)稱(chēng)渦控制完成大迎角航向機(jī)動(dòng)。

圖14 大迎角航向機(jī)動(dòng)控制中的輸入信號(hào)、迎角和偏航角Fig.14 Input signal,angle of attack and yaw angle in high angle of attack heading maneuver control

為確定從控制輸入到角速度方向切換的時(shí)滯特性，將雙合成射流激勵(lì)器的控制輸入信號(hào)乘以-100與驗(yàn)證機(jī)偏航角速度斜率進(jìn)行對(duì)比，如圖15 所示。以淺黃色色塊（54.4～54.8 s,56.7 s 和58.7～59.2 s）表示從輸入信號(hào)到角速度方向切換的延遲時(shí)間，3 次時(shí)滯均在0.5 s 以?xún)?nèi)，可見(jiàn)基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)在驗(yàn)證機(jī)上時(shí)滯較小。

圖15 大迎角航向機(jī)動(dòng)控制中的輸入信號(hào)與偏航角速度Fig.15 Input signal and yaw rate in high angle of attack heading maneuver control

4 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)和測(cè)試了機(jī)載型雙合成射流激勵(lì)器，并研發(fā)了一套基于雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)模型自由飛驗(yàn)證機(jī)。依靠飛行測(cè)控系統(tǒng)和機(jī)載壓力測(cè)量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)姿態(tài)、位置及前體表面壓力同步記錄和測(cè)量。通過(guò)風(fēng)洞半自由飛及模型自由飛實(shí)驗(yàn)，評(píng)估了大迎角來(lái)流條件下雙合成射流的前體非對(duì)稱(chēng)渦控制效果，得到結(jié)論如下：

1）風(fēng)洞半自由飛實(shí)驗(yàn)表明，在60°迎角下，依靠雙合成射流可有效改變前體非對(duì)稱(chēng)渦的相對(duì)位置，產(chǎn)生有效的偏航力矩。

2）在模型自由飛實(shí)驗(yàn)中，特征截面周向壓力積分與飛行器偏航角速度變化趨勢(shì)一致，證明前體非對(duì)稱(chēng)渦產(chǎn)生的偏航力矩是大迎角飛行過(guò)程中偏航力矩的主要來(lái)源。

3）依靠雙合成射流前體非對(duì)稱(chēng)渦控制技術(shù)，驗(yàn)證機(jī)可在大迎角飛行時(shí)改出尾旋并實(shí)現(xiàn)偏航操縱，可控尾旋角速度達(dá)到173 (°)/s。由雙合成射流控制輸入到偏航角速度改變的時(shí)滯在0.5 s 以?xún)?nèi)。

后續(xù)將進(jìn)一步研究雙合成射流控制前體非對(duì)稱(chēng)渦的控制機(jī)理，并對(duì)雙合成射流激勵(lì)器參數(shù)化設(shè)計(jì)方法展開(kāi)研究；同時(shí)，對(duì)雙合成射流在工程復(fù)雜前體構(gòu)型飛行器上應(yīng)用的有效性進(jìn)行評(píng)估，并開(kāi)展不同來(lái)流馬赫數(shù)下的控制效能實(shí)驗(yàn)。

致謝：感謝南京航空航天大學(xué)NH-2 低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室張召明、黃達(dá)老師提供實(shí)驗(yàn)設(shè)備和技術(shù)支持；感謝王奇特、李卓奇、黃澤健、沈霄洋、張金熙在模型自由飛實(shí)驗(yàn)中提供的幫助。