采用翼身融合气动布局的无尾飞翼飞机具有诸多优点，如高升阻比、大航程、低雷达反射截面积等。但这种特殊布局带来了一些新的问题，如飞机的纵向、横航向静稳定性不足，航向控制困难等。开裂式阻力方向舵(split drag rudders,SDR)、嵌入式操纵面(spoiler slot deflector,SSD)等新型控制面可以有效解决飞机巡航阶段航向控制问题[1, 2]，并逐渐在此类飞机上得到应用。常规布局飞机利用传统的方向舵控制飞机的航向，其机理是方向舵的偏转改变了垂尾翼剖面的弯度，从而产生偏航力矩。现代无尾飞翼飞机通常利用SDR或者SSD来控制飞机偏航，其机理是这类特殊气动效应面偏转时会在机翼外段产生非对称气动阻力，从而产生偏航力矩[3, 4]。低速飞行阶段飞机的迎角较大，SDR舵效的非线性特性凸显，偏航控制效率下降[5, 6]，影响无尾飞翼飞机低速飞行时的航向控制能力，尤其是在侧风环境下的起飞、着陆等阶段，若处置不当很可能会引发飞行事故。
本文以某小型无尾飞翼飞机(TFWA)为研究对象，利用CFD方法分析了SDR的操纵特性，采用SDR预偏转差动方法研究了不同迎角下SDR的预偏角对舵面操纵效率的影响，提出了一种基于迎角反馈的SDR预偏差动控制方案，并进行了非线性数值仿真和试飞验证。结果表明，该方法可以改善SDR舵效的非线性特性，解决操纵反效问题，提高无尾飞翼飞机低速飞行阶段的航向控制能力。
1 问题描述 1.1 研究对象TFWA采用无尾翼身融合设计，机翼后缘布置了8个操纵面，如图1所示。
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| 图 1 TFWA 气动布局及舵面布置 |
其中，δ1L、δ1R、δ2L、δ2R为升降舵,即同向偏转用于控制飞机的俯仰运动;δ3L、δ3R为副翼,即差动偏转用于控制飞机的滚转运动;飞机左右两侧开裂式阻力方向舵δLSDR和δRSDR相互独立,通过组合偏转方式控制飞机的偏航运动[7],通常具有如下2种典型控制方式:
1) 一侧SDR张开,而另一侧SDR保持闭合不动,主要用于飞机在典型巡航阶段的偏航控制;
2) 左右两侧SDR同时张开一定角度,并在此基础上叠加用于航向控制的方向舵偏转指令,主要用于飞机减速、降落等阶段的航向控制。
1.2 SDR单侧控制无尾飞翼飞机在典型飞行状态下通常以一侧SDR张开,而另一侧SDR保持闭合不动的组合方式来控制飞机偏航,如图2所示。
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| 图 2 SDR单侧控制方式 |
对于某一时刻t的方向舵偏转指令δSDR,左右两侧SDR的舵偏角分别为:
显然,这种控制方式在同一时刻只利用了飞机单侧SDR控制偏航,实践证明在巡航状态下其控制效果良好。但随着飞翼飞机飞行速度的降低,飞行迎角将逐渐增大,SDR舵效的非线性、“死区”和操纵反效特性逐渐凸显[3, 4],使得SDR的航向控制效率大幅降低,影响飞行安全。
1.3 SDR预偏差动控制将左右SDR预先偏转至某一角度b,即:|δLSDR|=|δRSDR|=b(0≤b≤δSDRmax),如图1所示,其中SDR预偏角b=20°。
对于某一时刻t的方向舵指令δSDR,左右SDR将按照以下方式进行偏转[8]:
1) 当δSDR>0,左侧SDR偏转角在b基础上增大至b+δSDR,而右侧SDR张角则减小为b-δSDR;
2) 当δSDR<0,左侧SDR偏转角在b基础上减小为b+δSDR,而右侧SDR张角则增大至b-δSDR。
综上,考虑到舵面的极性定义和转角约束[8],左右SDR的实际偏转角度为:
式中:δSDR∈[-b b]。这种控制方式同时利用了左右两侧SDR来产生组合舵效,可以明显增大SDR小角度偏转时的舵面效率,有利于增强航向控制能力。当SDR舵偏角指令幅值|δSDR|大于预偏角b时,左右SDR会出现某一侧舵偏角饱和,此时的控制方式与SDR单侧控制方式相同。
为了充分发挥SDR在低速情况下的舵效,可将SDR预偏差动与单侧控制综合起来使用,即:
1) -b≤δSDR≤b时,使用预偏差动控制方式;
2) δSDR≥b或者δSDR≤-b时,左右SDR将限制在最小偏角或者最大偏角位置。
图3描述了左右SDR偏转角范围与预偏角b和δSDR之间的关系。其中,实线表示左侧SDR偏角范围,点画线代表右侧SDR偏角范围。
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| 图 3 左右SDR偏角范围曲线 |
采用数值计算软件CFX分析了TFWA的纵向、横侧向基本气动特性,以及各个舵面单独偏转的操纵特性数据。控制方程为Navier-Stokes,湍流模型采用SST模型,利用有限体积法对控制方程进行离散,对流项采用二阶迎风差分格式推进求解[9]。
计算边界条件:物面为无滑移,远场为自由流动,计算残差收敛角度为10-5。计算工况:空速Ma=0.074,雷诺数Re=1.06×106,迎角范围:α=-4°～12°,舵面偏转角δSDR=-80°～80°(定义左侧SDR张开极性为正,右侧SDR张开极性为负)。计算网格由ICEM CFD软件生成,并对近壁面进行加密处理。图4为SDR单侧控制方式舵效。图中(0°≤δSDR≤80°)为飞机左侧SDR(δLSDR)的偏转范围,-80°≤δSDR≤0°为飞机右侧SDR(δRSDR)的偏转范围。
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| 图 4 开裂式阻力方向舵舵效(单侧控制) |
SDR在小角度偏转区间(比如-10°～10°),ΔCn变化很缓慢,呈现“死区”特性。当迎角0°≤α≤8°,SDR偏转对滚转、俯仰力矩的影响可以忽略。但当迎角α>8°时,SDR偏转对滚转和偏航力矩的影响迅速增大,且三轴力矩均出现明显的非线性特性,SDR小角度偏转区间出现操纵反效现象。
2.2 SDR预偏差动控制方式以偏航力矩为例说明如何利用CFD原始数据获得SDR预偏差动控制的组合舵效,其转换公式为:
式中,ΔCnL(δLSDR)和ΔCnR(δRSDR)分别为左、右SDR单独偏转的舵效;ΔCnL(b)和ΔCnR(b)分别为左、右SDR在预偏角b下的偏航力矩系数值;ΔCnL(δSDR)和ΔCnR(δSDR)分别为转换后左、右SDR的舵效。
由于左右SDR位于机翼翼稍处,相距较远,可认为两者互相独立,互不影响,满足舵效线性叠加原则[7]。因此,左右SDR预偏一定角度b后,产生的组合偏航力矩系数如(4)式所示。图5为迎角α=8°,b=30°时的组合舵效转换过程。
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| 图 5 ΔCn转换过程(α=8°,b=30°) |
利用2.2节的公式,可得到转换后的各个力矩系数ΔCl、ΔCm、ΔCn随舵偏角δSDR和迎角α的变化关系,如图6所示。显然,b=40°,α=0°～12°,SDR的操纵导数CnδSDR<0,不存在操纵反效现象,舵效线性度好。
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| 图 6 转换后的SDR舵效(b=40°) |
利用全局化线性方法[10],获得SDR的操纵导数CnδSDR随迎角和预偏角变化的三维曲面,如图7所示。当α≤8°时,SDR预偏至某一较小的角度即可保证其舵效线性度良好,且无操纵反效现象。当α>8°时,则需要更大的SDR的预偏角b才能避开操纵反效,改善SDR的非线性特性,提高舵面控制效率。
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| 图 7 SDR操纵导数CnδSDR ～(α,b) |
由2.2节分析可知,SDR的预偏角b与迎角α之间存在密切关系。本文提出了一种基于迎角信号反馈控制SDR预偏角控制方案,利用TFWA的六自由度非线性模型进行了数值仿真分析,并在验证机上完成了真实环境下的试飞验证工作。
以典型巡航状态:空速V=25 m／s,海拔高度H=1 000 m为设计点,利用经典PID算法设计了控制器,其中控制律参数采用遗传算法进行整定。各个控制模态的控制律如下[11]:
空速保持:
高度控制:
航向控制:
SDR预偏角控制律:
式中,Kα为待优化的迎角反馈增益。
为了方便本文的研究分析及试飞测试,采用指定构型的多操纵面控制分配方法(直接分配法Direct-Allocation),分配器将控制器输出的舵面偏转指令分配给飞机的各个操纵面。基于迎角反馈的SDR预偏控制框图如图8所示。
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| 图 8 基于迎角反馈的SDR预偏控制框图 |
试飞中的飞行控制系统由本团队集成开发,其接口开放性较好,控制精度较高。机载计算机硬件主要包括:航姿参考系统(Crossbow NAV440)、基于PC104的机载计算机和基于DSP的数据记录仪。TFWA验证机自主低速偏航爬升测试照片如图9所示。
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| 图 9 自主低速偏航爬升试飞验证 |
以迎角α=8°、空速V=83 km／h、飞行高度H≈980 m(海拔)的定直平飞状态切入自动驾驶模态(Auto-Flag),同时启用偏航角控制、高度控制、空速保持模态。非线性仿真与试飞测试的指令信号均为:Δψcmd=20°、ΔH=20 m,其仿真及试飞结果如图10所示。
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| 图 10 非线性仿真与试飞结果对比 |
非线性仿真与实际飞行测试中,飞机的偏航角ψ、高度H的响应均能较好的跟踪指令信号,试飞数据与仿真结果比较吻合,但在初期响应过程中,系统跟踪存在一定误差。其主要原因可以概括为:发动机建模误差、气动数据误差、传感器误差以及大气扰流等。
5 结 论1) 通过合理选择SDR预偏角,预偏差动控制方式可以有效地改善SDR非线性舵效特性,解决操纵反效问题。
2) 基于迎角反馈的SDR预偏差动控制方案可实现性好,航向控制能力强,可明显提高无尾飞翼飞机低速飞行时的偏航控制能力。
3) 仿真分析和试飞验证证明了基于迎角反馈的SDR预偏控制方法的可行性,具有一定工程应用价值。
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