基于環(huán)量控制的無尾飛翼俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸無舵面姿態(tài)控制飛行試驗(yàn)

張劉，黃勇，陳輔政，朱正龍，郭天豪，姜裕標(biāo)，周鑄

1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所，綿陽 621000

傳統(tǒng)機(jī)械操縱面飛行控制是通過移動和/或偏轉(zhuǎn)翼面/部分翼面來改變機(jī)翼的局部幾何形狀和有效彎度，進(jìn)而使得機(jī)翼上的壓力分布發(fā)生變化，獲得飛行姿態(tài)控制所需的控制力和力矩［1-2］。但操縱舵面偏轉(zhuǎn)破壞了飛機(jī)精心設(shè)計的氣動隱身外形，顯著增大了全機(jī)的雷達(dá)反射面積，降低了低可觀測性；機(jī)翼分段設(shè)計，活動面與安定面及活動面之間產(chǎn)生的縫隙、尖銳邊緣，以及為安裝活動面所需要的作動系統(tǒng)及鉸鏈機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的鼓包、臺階等破壞了機(jī)翼無縫和光滑連續(xù)設(shè)計準(zhǔn)則，增加了額外的氣動阻力和雷達(dá)反射面積［2-4］；作為被動控制方式，操縱能力和控制效率受到機(jī)械系統(tǒng)和舵面飽和的限制，在某些狀態(tài)下可能失效；高載荷活動部件致使結(jié)構(gòu)重量大，易磨損和產(chǎn)生機(jī)械故障［5］，維護(hù)保障復(fù)雜等限制了無尾飛翼布局飛行器氣動/隱身/控制/結(jié)構(gòu)一體化綜合性能提升。

射流環(huán)量控制對機(jī)翼后緣固定幾何型面進(jìn)行操作，引入壓縮氣體產(chǎn)生高速射流，在柯恩達(dá)效應(yīng)作用下射流偏轉(zhuǎn)并附著在彎曲的壁面產(chǎn)生“虛擬舵面”，高速射流裹挾外界自由流加速并發(fā)生偏轉(zhuǎn)［6-8］，改變機(jī)翼表面的壓力分布，獲得飛行控制所需的操控力和力矩。在不需要升降舵、副翼等大載荷活動部件的情況下實(shí)現(xiàn)無舵面飛行控制，減小機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)械驅(qū)動系統(tǒng)等的復(fù)雜度和重量［2，8-10］。

美國從20世紀(jì)70年代就開始環(huán)量控制技術(shù)研究［11-15］，目的是實(shí)現(xiàn)低速條件下的環(huán)量增升控制，以代替襟翼等高升力裝置獲得短距起降能力。然而研究發(fā)現(xiàn)通過環(huán)量來增加升力對于實(shí)際的應(yīng)用越來越困難［2］，龐大的引氣量及較大半徑鈍尾緣產(chǎn)生的附加阻力嚴(yán)重影響了飛機(jī)的操作效率，高引氣質(zhì)量流量也導(dǎo)致了系統(tǒng)集成問題。這時研究人員發(fā)現(xiàn)環(huán)量控制還能為飛行器提供飛行控制所需的操控力和力矩，且作為力矩控制所需的引氣量相比于有效高升力所需的引氣量大大減少，使得無舵面飛行控制集成飛行試驗(yàn)成為了可能。

2010年BAE系統(tǒng)公司與英國多所高校合作研發(fā)的DEMON（惡魔）無人驗(yàn)證機(jī)由輔助動力裝置（APU）驅(qū)動專用壓縮機(jī)提供壓縮空氣，利用環(huán)量控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制飛行驗(yàn)證［16］。2019年BAE系統(tǒng)公司和曼徹斯特大學(xué)聯(lián)合開發(fā)的“Magma”（巖漿）飛翼布局無人機(jī)，通過對Hawk240R發(fā)動機(jī)的壓縮機(jī)重新設(shè)計，在最大推力狀態(tài)獲得主流量約9%的壓縮氣體，在直線水平飛行過程中，以增量控制方式驗(yàn)證了環(huán)量控制用于滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制的可行性［4］。

南京航空航天大學(xué)史志偉團(tuán)隊(duì)［5，17-18］采用電動涵道風(fēng)扇作為壓縮氣體來源，先后將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于常規(guī)布局無人機(jī)、鴨式布局無人機(jī)和飛翼布局飛行平臺，通過飛行試驗(yàn)研究了主動流動控制激勵器的姿態(tài)控制規(guī)律。國防科技大學(xué)羅振兵團(tuán)隊(duì)［19］基于零質(zhì)量合成雙射流激勵器作為滾轉(zhuǎn)控制作動器，基于常規(guī)布局無人機(jī)開展了飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。

環(huán)量控制已被用于許多無人機(jī)無舵面飛行控制演示驗(yàn)證［16-20］，主要用于取代傳統(tǒng)的機(jī)械副翼實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，但俯仰姿態(tài)環(huán)量控制存在更大的技術(shù)挑戰(zhàn)和系統(tǒng)風(fēng)險：飛行器俯仰姿態(tài)操縱不同于滾轉(zhuǎn)姿態(tài)操縱，屬于“角位移”操縱，俯仰環(huán)量激勵器需要持續(xù)、穩(wěn)定作動并提供足夠的操縱能力，確保飛行器達(dá)到平衡所需的姿態(tài)角并保持穩(wěn)定；俯仰環(huán)量激勵器需要具有較小的響應(yīng)遲滯和較高的作動頻率，確保飛行器在側(cè)風(fēng)、突風(fēng)等擾動條件下縱向短周期模態(tài)穩(wěn)定；環(huán)量激勵器及其作動系統(tǒng)較弱的控制能力、較差的控制穩(wěn)定性、較大的控制響應(yīng)遲滯，在縱向姿態(tài)操縱中容易誘發(fā)振蕩導(dǎo)致姿態(tài)角發(fā)散，使系統(tǒng)不可控。之前的研究由于采用開環(huán)射流作動系統(tǒng)，無法定量給出激勵器的特性及激勵器特性與飛行姿態(tài)操縱之間關(guān)系，無法剝離激勵器本身控制響應(yīng)延遲研究飛行器姿態(tài)控制隨射流作動變化的時間響應(yīng)特征。

本文主要關(guān)注環(huán)量控制用于飛行器縱向和橫向運(yùn)動姿態(tài)操縱的控制穩(wěn)定性，剝離射流作動系統(tǒng)本身控制響應(yīng)特性研究射流作動飛機(jī)運(yùn)動姿態(tài)響應(yīng)的動態(tài)特性；通過激勵器終端壓力反饋，定量研究射流舵面的控制特性和姿態(tài)控制能力。

飛翼布局具有較高的氣動效率和更好的氣動隱身性能，常作為下一代高隱身作戰(zhàn)平臺的首選布局［21］。相較于傳統(tǒng)布局飛行器，無尾飛翼布局飛行器具有更加復(fù)雜的操穩(wěn)特性和更加嚴(yán)重的非線性特征［22-23］，且其縱向操縱力臂較短，使得基于無尾飛翼布局無人機(jī)的縱向和橫向姿態(tài)無舵面環(huán)量控制技術(shù)研究具有更加重要的意義和價值。

本文以自主設(shè)計的無尾飛翼布局無人機(jī)為驗(yàn)證平臺，首次提出基于激勵器射流通道壓力反饋的射流閉環(huán)控制策略，采用基于集氣環(huán)的渦噴發(fā)動機(jī)引氣方案，并自主開發(fā)機(jī)載多通道閉環(huán)射流作動系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)動態(tài)氣源條件下射流的精準(zhǔn)、穩(wěn)定和快響應(yīng)控制，通過多通道環(huán)量激勵器組合控制實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角的雙向連續(xù)控制；在前期俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸無舵面姿態(tài)控制帶動力模型風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的基礎(chǔ)上［24］，搭建飛行驗(yàn)證平臺，采用全自主飛行控制方式和舵面無極切換控制策略，通過復(fù)雜大氣環(huán)境下的飛行試驗(yàn)定量研究環(huán)量控制用于無人機(jī)飛行姿態(tài)控制的能力，以期展示環(huán)量控制在改善飛翼布局飛機(jī)隱身性和機(jī)動控制特性方面的應(yīng)用前景。

1 射流作動系統(tǒng)

環(huán)量控制通過驅(qū)動壓縮空氣射流來改變流經(jīng)機(jī)翼尾緣的空氣流動方向，改變局部壓力分布從而產(chǎn)生相應(yīng)的控制力矩，因此實(shí)現(xiàn)射流快速、精準(zhǔn)、穩(wěn)定控制是環(huán)量控制技術(shù)工程應(yīng)用的關(guān)鍵。射流作動系統(tǒng)包括引氣系統(tǒng)、氣源控制系統(tǒng)、環(huán)量激勵器，用于解決機(jī)載壓縮氣體引入、控制、射流執(zhí)行的問題。自主設(shè)計并開發(fā)基于激勵器終端壓力反饋建立閉環(huán)的伺服作動系統(tǒng)，像傳統(tǒng)機(jī)械舵面伺服作動系統(tǒng)一樣，飛行控制計算機(jī)根據(jù)姿態(tài)控制指令解算出環(huán)量激勵器壓比指令，并通過PWM（Pulse Width Modulation）信號將壓比指令實(shí)時傳給環(huán)量控制器，實(shí)現(xiàn)終端環(huán)量激勵器壓力的高精度、高頻響控制，射流作動系統(tǒng)架構(gòu)及其在飛機(jī)上的布置見圖1。

圖1 射流作動系統(tǒng)架構(gòu)及其實(shí)現(xiàn)Fig.1 Architecture and implementation of jet actuator system

1.1 引氣系統(tǒng)

引氣系統(tǒng)［25］基于30 kg推力渦噴發(fā)動機(jī)改造，如圖2所示，在發(fā)動機(jī)穩(wěn)定段嵌入集氣環(huán)，自壓氣機(jī)擴(kuò)壓器出口收集高壓氣體，具備持續(xù)引氣能力，最大引氣壓力3.2 bar（1 bar=100 kPa），壓縮氣體最高溫度120 ℃，最大引氣質(zhì)量流量45 g/s。壓縮氣體來源于發(fā)動機(jī)冷卻氣體，實(shí)現(xiàn)了壓縮氣體引出流量及流量變化與發(fā)動機(jī)推力的解耦，與Magma驗(yàn)證機(jī)引氣系統(tǒng)不同，當(dāng)射流作動系統(tǒng)不工作時，無需使用排氣閥等任何額外裝置，對發(fā)動機(jī)性能和系統(tǒng)影響小。該種機(jī)載引氣方式結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)簡單、體積小、成本低，且引出氣體壓力大，射流能量高，控制能力強(qiáng)，覆蓋較大飛行速度范圍對壓縮空氣射流需求。通過地面試驗(yàn)臺建立激勵器壓力與質(zhì)量流量之間對應(yīng)關(guān)系，通過設(shè)置臨界壓力限制引氣質(zhì)量流量上限，對發(fā)動機(jī)進(jìn)行保護(hù)，防止引氣流量超限導(dǎo)致渦輪過熱發(fā)生損壞。

圖2 渦噴發(fā)動機(jī)及引氣系統(tǒng)Fig.2 Turbojet engine and bleed system

1.2 閉環(huán)控制策略

在復(fù)雜動態(tài)條件和大氣環(huán)境下，上游壓縮氣體特性隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速動態(tài)變化，下游射流舵面壓比需求隨飛行姿態(tài)、飛行速度、大氣環(huán)境等動態(tài)變化，對射流作動系統(tǒng)的閉環(huán)控制和動態(tài)特性提出了更高的要求；由于氣體具有較大的壓縮性，激勵器內(nèi)氣體特性的精確和快速控制更加困難。對于固定幾何尺寸的環(huán)量激勵器和相同特性的壓縮氣體，壓力是衡量射流速度、質(zhì)量、動量等特性的直接參數(shù)和唯一參數(shù)，其與環(huán)量控制特性一一對應(yīng)，可建立環(huán)量控制特性與激勵器壓比的映射關(guān)系?；诖?，本文提出基于壓力反饋的閉環(huán)控制策略［26］。采用高頻響壓力傳感器，提高控制系統(tǒng)的動態(tài)特性；對壓力進(jìn)行控制，控制分辨率高，提高控制精準(zhǔn)度；壓力傳感器體積小，便于系統(tǒng)集成和多余度可靠性設(shè)計。

1.3 環(huán)量激勵器

射流舵面是實(shí)現(xiàn)無舵面飛行姿態(tài)控制的作動器，稱為環(huán)量激勵器，如圖3所示。激勵器射流縫高度為0.3 mm，柯恩達(dá)型面為半圓型，曲率半徑為4.5 mm，展向長度為222 mm，與機(jī)械升降舵面展向長度相同。在激勵器入口下游布置壓力和溫度傳感器，作為激勵器終端的控制反饋。壓力傳感器采集頻率10 kHz、精度0.1%FS。

圖3 環(huán)量激勵器的外形Fig.3 Shape of circulation actuator

激勵器終端壓力傳感器測量得到射流通道壓縮氣體總壓，其與大氣參考壓力的比值定義為射流壓比π（π≥1），將壓比減去1后的值作為壓比指令和響應(yīng)。飛行過程中，控制射流通道壓比，等同于控制“射流虛擬舵面”的“偏轉(zhuǎn)角度”，改變飛行器的氣動力和力矩，進(jìn)而控制飛行器的飛行姿態(tài)。激勵器有2個相互獨(dú)立的射流通道，其中上縫射流定義為A狀態(tài)，下縫射流定義為B狀態(tài)，參考機(jī)械舵面舵偏角處理方式，A狀態(tài)激勵器壓比δp記為正值，表示“射流虛擬舵面”正偏，產(chǎn)生正的升力增量和負(fù)的俯仰力矩增量；B狀態(tài)激勵器壓比δp記為負(fù)值，表示“射流虛擬舵面”負(fù)偏，產(chǎn)生負(fù)的升力增量和正的俯仰力矩增量，如圖4所示。

圖4 激勵器狀態(tài)及壓力定義Fig.4 Definition of actuator state and pressure

2 飛行試驗(yàn)平臺及方法

2.1 試驗(yàn)平臺及舵面方案

飛行試驗(yàn)平臺采用自主設(shè)計的等展弦比（展弦比A=4.58）無尾飛翼布局無人機(jī)，該無人機(jī)采用雙后掠氣動設(shè)計，縱向靜不穩(wěn)定，如圖5所示。飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部集成射流作動系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、組合式油箱、大氣系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、伺服作動系統(tǒng)和起落架等。通過臺式扭擺法測量了飛機(jī)空油時的三軸轉(zhuǎn)動慣量，模型主要參數(shù)見表1。

表1 模型主要參數(shù)Table 1 Main parameters of model

圖5 無尾飛翼無人飛行試驗(yàn)平臺Fig.5 Tailless flying wing unmanned flight test platform

無人機(jī)操縱舵面布置見圖5，從機(jī)身到翼尖分別是機(jī)械升降舵面、射流舵面、機(jī)械副翼和上、下擾流板。規(guī)定：升降舵后緣下偏為正；左副翼后緣上偏、右副翼后緣下偏為正；左擾流板打開舵偏為正。左、右機(jī)翼各有1個環(huán)量激勵器，分別為左激勵器（左機(jī)翼環(huán)量激勵器）和右激勵器（右機(jī)翼環(huán)量激勵器），共有4個具備獨(dú)立控制功能的射流通道，通過對射流通道組合控制分別形成射流升降舵、射流副翼控制功能，具備俯仰控制、滾轉(zhuǎn)控制能力，通道組合策略見表2。

表2 射流通道組合控制策略Table 2 Control strategy of jet channel combination

2.2 數(shù)據(jù)采集與傳輸

飛行控制周期5 ms，操縱指令信號采樣頻率為500 Hz，飛行參數(shù)記錄周期為20 ms，大氣傳感器的采樣頻率為50 Hz。

2.3 試驗(yàn)方法及驗(yàn)證策略

飛行試驗(yàn)采用全自主方式進(jìn)行，巡航高度200 m，飛機(jī)從0點(diǎn)起飛爬升到巡航高度后在1點(diǎn)右轉(zhuǎn)沿四邊形航線飛行，然后回到起飛段航線并在5點(diǎn)著陸，飛行航線如圖6所示。

圖6 飛行航線Fig.6 Flight route

將射流作動系統(tǒng)與飛行控制系統(tǒng)融合，無人機(jī)到達(dá)預(yù)定航段后，飛行控制系統(tǒng)自主觸發(fā)開展環(huán)量激勵器控制性能測試：在A點(diǎn)打開俯仰環(huán)量控制激勵器，在1.00 s內(nèi)將射流升降舵面控制權(quán)限提高至1，機(jī)械升降舵面偏角回到0°并鎖死，在A-B段開展射流升降舵控制模式飛行驗(yàn)證，在B點(diǎn)，關(guān)閉射流升降舵面，通過機(jī)械升降舵面控制無人機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定；在C點(diǎn)，無人機(jī)打開滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制激勵器，在1.00 s內(nèi)將射流副翼舵面控制權(quán)限提高至1，機(jī)械副翼舵面偏角回到0°并鎖死，在C-D段開展射流副翼控制模式飛行驗(yàn)證，在D點(diǎn)，關(guān)閉射流副翼舵面，通過機(jī)械副翼控制無人機(jī)橫向姿態(tài)穩(wěn)定。本文重點(diǎn)關(guān)注A-B段和C-D段俯仰環(huán)量控制和滾轉(zhuǎn)環(huán)量控制情況下無人機(jī)姿態(tài)的動態(tài)響應(yīng)，給出了切換控制階段無人機(jī)迎角α、側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角φ、升降舵面偏角δe、副翼舵面偏角δa、擾流板舵面偏角δr、俯仰角速度q、滾轉(zhuǎn)角速度p、偏航角速度r隨時間的變化曲線。

2.4 飛行控制律

在巡航階段，采用油門閉環(huán)控制飛行速度?？v向運(yùn)動內(nèi)環(huán)為俯仰角θ控制系統(tǒng)，進(jìn)行高度保持，控制原理如圖7所示，其中，V為飛行速度；θc為俯仰角控制指令；δT、δTC分別為油門變量、油門控制指令；引入俯仰角速度q反饋以增加系統(tǒng)阻尼，對俯仰角偏差采用比例積分控制；Kq為俯仰角速度回路增益，主要起到提高短周期運(yùn)動的阻尼比、減小系統(tǒng)震蕩特性的作用；Kθ為俯仰角控制比例增益；Kθi為俯仰角控制積分增益，主要消除控制系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差，提高控制精度。橫航向運(yùn)動內(nèi)環(huán)為滾轉(zhuǎn)角控制和側(cè)滑角控制系統(tǒng)，分別反饋角速度信號改善系統(tǒng)阻尼，對角度偏差采用比例積分控制。

圖7 縱向運(yùn)動內(nèi)環(huán)控制原理框圖Fig.7 Functional block diagram of longitudinal inner loop control

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

機(jī)場跑道海拔高度1 300 m，巡航階段飛行速度60 m/s，基于平均氣動弦長的飛行雷諾數(shù)3.6×106，采用無極舵面切換控制方式，分別測試了環(huán)量激勵器在無人機(jī)縱向姿態(tài)操縱和橫向姿態(tài)操縱中的控制效果。

3.1 俯仰控制

射流升降舵切換控制前、后飛行狀態(tài)無人機(jī)右側(cè)機(jī)翼視角對比如圖8所示，可以發(fā)現(xiàn)切換控制前，機(jī)械升降舵上偏，切換控制后，機(jī)械升降舵面偏角為0°，飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定飛行。圖9給出了射流升降舵飛行驗(yàn)證過程的飛行參數(shù)變化。射流升降舵面切換控制前，機(jī)械升降舵負(fù)偏約2.5°以產(chǎn)生抬頭力矩保持無人機(jī)在4.3°迎角附近縱向配平飛行。在A點(diǎn)切換為射流升降舵控制模式，機(jī)械升降舵偏角調(diào)整為0°，射流舵面下縫射流壓比逐漸增加，機(jī)翼尾緣升力減小，產(chǎn)生抬頭力矩，射流舵面壓比-1.025產(chǎn)生的抬頭力矩保持縱向力矩配平。

圖8 射流升降舵面切換控制前、后舵面及飛行狀態(tài)對比Fig.8 Comparison of control surfaces and flight states before and after switching control of jet elevator

圖9 射流升降舵飛行試驗(yàn)飛參變化過程Fig.9 Change process of flight parameters in jet elevator flight test

觀察左、右激勵器壓比響應(yīng)δpLr、δpRr與壓比指令δpLc、δpRc隨時間變化曲線，射流作動系統(tǒng)關(guān)閉狀態(tài)，由于激勵器當(dāng)?shù)貕毫Φ陀诖髿鈪⒖級海陨淞鞫婷鎵罕蕊@示不為0，但實(shí)際無射流從射流舵面噴出。射流作動狀態(tài)，射流舵面壓比響應(yīng)和壓比指令吻合較好，兩者之間時間延遲小于1個記錄周期（0.02 s），說明射流作動系統(tǒng)響應(yīng)延遲小，響應(yīng)速度快。俯仰角速度尖峰對與射流舵面壓力響應(yīng)尖峰一一對應(yīng)，如圖9尖峰1、2、3、4、5所示，兩者之間時間差小于1個記錄周期，說明飛機(jī)姿態(tài)角速度與射流作動保持較高的一致性，即射流作動與飛機(jī)外部繞流場作用形成新的流場改變飛機(jī)受力和力矩的時間小于1個記錄周期，從飛機(jī)內(nèi)環(huán)控制的角度來說，射流作動引起的飛機(jī)氣動響應(yīng)時間可以忽略。射流升降舵控制縱向姿態(tài)過程中，俯仰角速度和俯仰角保持穩(wěn)定，滿足無人機(jī)縱向姿態(tài)穩(wěn)定控制要求。由于加工誤差等原因，飛機(jī)本體有一個正的滾轉(zhuǎn)力矩，副翼需始終保持約2.0°舵偏以平衡模型非對稱產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩保持橫向姿態(tài)角穩(wěn)定。

3.2 滾轉(zhuǎn)控制

射流副翼切換控制前、后飛行狀態(tài)無人機(jī)右側(cè)機(jī)翼視角對比如圖10所示，可以發(fā)現(xiàn)切換控制后，無人機(jī)在射流副翼控制下實(shí)現(xiàn)了向右滾轉(zhuǎn)。射流副翼切換控制前后的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖11所示。130～135 s，無人機(jī)在約-24°滾轉(zhuǎn)角下左轉(zhuǎn)彎，機(jī)械副翼舵偏角在2.0°附近波動，滾轉(zhuǎn)角速度為0，機(jī)械副翼舵面正偏產(chǎn)生的左滾轉(zhuǎn)力矩用于克服無人機(jī)本體非對稱產(chǎn)生的右滾轉(zhuǎn)力矩。C點(diǎn)射流副翼開始介入控制，機(jī)械副翼偏角迅速減小至0°并鎖定，射流副翼壓比為0，副翼舵偏減小，產(chǎn)生右滾力矩和正的滾轉(zhuǎn)角速度，最大滾轉(zhuǎn)角速度為12.10 （°）/s，無人機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。接著左射流舵面下縫射流壓比逐漸增加，左機(jī)翼升力減小，右射流舵面上縫射流壓比逐漸增加，右機(jī)翼環(huán)量增加，升力增加，產(chǎn)生左滾力矩，滾轉(zhuǎn)角速度逐漸減小，滾轉(zhuǎn)角繼續(xù)減小，141 s滾轉(zhuǎn)角減小至0°，此時射流副翼壓比1.05產(chǎn)生的左滾力矩與2.0°機(jī)械副翼舵偏角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩相當(dāng)，飛機(jī)在射流副翼作用下保持橫向姿態(tài)穩(wěn)定。D點(diǎn)射流副翼切換為機(jī)械副翼，切換前后無人機(jī)三軸姿態(tài)保持穩(wěn)定，偏航角速度和側(cè)滑角較小，射流副翼沒有耦合產(chǎn)生航向控制力矩，可以實(shí)現(xiàn)橫航向解耦控制。

圖10 射流副翼切換控制前、后舵面及飛行狀態(tài)對比Fig.10 Comparison of control surfaces and flight states before and after switching control of jet aileron

圖11 射流副翼飛行試驗(yàn)飛參變化過程Fig.11 Change process of flight parameters in jet aileron flight test

將射流作動系統(tǒng)融合進(jìn)飛行控制系統(tǒng)中，實(shí)現(xiàn)了環(huán)量控制的閉環(huán)控制，通過全自主飛行控制完成了基于環(huán)量控制的俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸無舵面大氣自由飛行試驗(yàn)。由上述飛行參數(shù)變化可知，在射流舵面飛行姿態(tài)控制過程中，飛行器三軸姿態(tài)保持穩(wěn)定可控，表明提出的射流作動架構(gòu)和基于此開發(fā)的射流作動系統(tǒng)控制穩(wěn)定、響應(yīng)快，可滿足飛行姿態(tài)控制對操縱系統(tǒng)的性能要求。

4 結(jié) 論

基于無尾飛翼布局無人機(jī)搭建了飛行驗(yàn)證試驗(yàn)平臺，采用自主開發(fā)的閉環(huán)控制射流作動系統(tǒng)和全自主飛行控制方式，通過60 m/s巡航速度下的大氣自由飛行試驗(yàn)，定量研究了環(huán)量控制用于俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制能力，得到如下主要結(jié)論：

1）左、右機(jī)翼環(huán)量激勵器射流通道組合可產(chǎn)生雙向連續(xù)、穩(wěn)定的俯仰和滾轉(zhuǎn)控制力矩，實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)兩軸無舵面姿態(tài)控制。

2）自主開發(fā)的射流作動系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)射流舵面持續(xù)、穩(wěn)定的作動，射流舵面壓比響應(yīng)和壓比指令之間吻合較好，時間響應(yīng)延遲小于0.02 s，無人機(jī)姿態(tài)角速度響應(yīng)與射流舵面壓比之間響應(yīng)延遲小于0.02 s，即射流與繞流場相互作用建立新流場改變飛行器氣動力/力矩的響應(yīng)時間小于0.02 s。

3）射流升降舵面壓比-1.025與機(jī)械升降舵-2.5°舵偏角產(chǎn)生的俯仰力矩相當(dāng)，可滿足縱向姿態(tài)控制要求，射流副翼壓比1.050與機(jī)械副翼2.0°舵偏角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩相當(dāng)，可滿足橫向姿態(tài)控制要求。