吹氣射流飛控飛行器設(shè)計及試飛驗證

張同任 呂心悅 徐悅 杜海 唐鵬 孔文杰

摘要：射流飛控飛行器是采用諸如吹氣射流實現(xiàn)飛行控制的飛行器，可以取代傳統(tǒng)意義上的襟翼、副翼、升降舵、方向舵等舵面。吹氣射流飛控技術(shù)能大幅減小飛行器自身結(jié)構(gòu)重量（質(zhì)量），并具有提升飛行器氣動性能和隱身性能的優(yōu)勢。本文概述了射流飛控飛行器的實現(xiàn)原理，設(shè)計了吹氣射流飛控飛行器，開展了飛行器射流飛控風洞試驗驗證和試飛驗證，并對試飛數(shù)據(jù)進行了分析。結(jié)果表明，開啟科恩達（Coanda）后緣吹氣裝置后，飛行器的氣動力/力矩隨射流吹氣系數(shù)的增加而增加，而試飛結(jié)果表明，吹氣射流飛控技術(shù)可以實現(xiàn)對飛行器的飛行控制。

關(guān)鍵詞：環(huán)量控制；射流飛控；風洞；試飛；無人機

中圖分類號：V211.7文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.007

基金項目：國家自然科學基金（51806181）；濱州學院青年人才創(chuàng)新工程（BZXYQNLG201804）

目前，飛行器的飛行控制均是由機械舵面（如升降舵、副翼和方向舵等）實現(xiàn)，舵面偏轉(zhuǎn)改變飛行器周圍的空氣流動，產(chǎn)生飛行控制所需的氣動力和氣動力矩。而射流飛控技術(shù)的主要原理是利用安裝在飛行器上的射流發(fā)生裝置或直接從發(fā)動機引氣產(chǎn)生噴流，噴流與飛行器周圍的氣流作用，對飛行器實施飛行控制[1-4]。

從控制原理講，機械舵面可以認為是通過改變結(jié)構(gòu)位置干涉流體運動并產(chǎn)生控制力，而射流飛控則是通過在靠近機體的流體中添加、去除或重新分配動量來產(chǎn)生控制力。射流飛控技術(shù)以環(huán)量控制技術(shù)（circulation control， CC）為理論基礎(chǔ)[5-6]，通過在機翼后緣施加吹氣射流產(chǎn)生科恩達效應(yīng)（Coanda Effect）來改變后緣駐點位置，進而增加機翼的環(huán)量，多自由度匹配狀態(tài)下，產(chǎn)生飛行器飛行控制所需的氣動力和氣動力矩，實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰控制[7]。

射流飛控技術(shù)是一項顛覆性的共用技術(shù)，具備眾多潛在優(yōu)勢，該技術(shù)在徹底代替?zhèn)鹘y(tǒng)機械舵面的前提下，有望大幅提升飛機的維修性、經(jīng)濟性和可靠性[3，8-10]，因此無論在民用領(lǐng)域還是軍用領(lǐng)域，該技術(shù)均具有難以估量的應(yīng)用價值和廣闊前景。在民用領(lǐng)域，可應(yīng)用于中小型通航飛機，在提升載重能力、降低維護成本等方面優(yōu)勢突出。未來隨著技術(shù)發(fā)展和市場接受度的提高，更有望應(yīng)用于大型客機等民航運輸領(lǐng)域；在軍事領(lǐng)域，可應(yīng)用于現(xiàn)役固定翼無人機以提升其隱身性和航程等[2，11，12]，未來有望應(yīng)用于下一代戰(zhàn)斗機、遠程轟炸機等。

本文對射流飛控技術(shù)在飛行器上的應(yīng)用進行了研究，設(shè)計了吹氣射流飛控飛行器并通過風洞試驗和試飛試驗驗證了射流飛控的可靠性。

1射流飛控技術(shù)原理

射流飛控技術(shù)拋棄了傳統(tǒng)的飛行控制原理，它無須通過各種操縱面改變機翼的外形，而是利用環(huán)量控制技術(shù)完成飛行器的飛行姿態(tài)控制[8]。其原理是利用科恩達效應(yīng)（見圖1），吹氣射流使后駐點位置向下移動，翼型環(huán)量值增加，升力變大。吹氣射流改變機翼的環(huán)量，根據(jù)飛控需求調(diào)節(jié)環(huán)量控制比例，從而取代副翼、方向舵及升降舵等操縱面實現(xiàn)對飛行器進行姿態(tài)控制。

工程上具體實施是在襟翼或副翼等位置上安裝吹氣裝置，利用噴射氣流在機翼后部制造一個“虛擬舵面”來改變流經(jīng)機翼表面的空氣流動方向，從而產(chǎn)生相應(yīng)的控制力矩。

射流飛控可以認為是流動控制技術(shù)的拓展，但又區(qū)別于一般的流動控制，射流飛控是通過流動控制產(chǎn)生飛行控制所需的氣動力和力矩，而通常意義的流動控制是通過激勵器或者作動器改善流場或?qū)崿F(xiàn)氣動增強。前者需要對流場做出巨大的改變，而后者只需要微弱擾動，即可實現(xiàn)流動控制，如分離流動控制、剪切流動控制、湍流減阻等[7]。

2射流飛控飛行器設(shè)計

2.1飛行器整機設(shè)計

飛行器整體結(jié)構(gòu)如圖2所示，飛行器氣動外形為翼身融合布局（BWB），V形尾翼，全機重量為21.8kg，翼展2.5m。涵道最大推力為10kg，由兩個6S電池組串聯(lián)提供電源。

整機采用復合材料加工，蒙皮采用碳纖維加強復合材料，機身內(nèi)部為桁架結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)框整體采用航空層板，局部使用碳纖維板加強。機身內(nèi)部裝載4個離心壓氣機和兩個科恩達后緣吹氣裝置。

2.2離心壓氣機

離心壓氣機裝置如圖3所示，其原理是葉輪通過高速的旋轉(zhuǎn)，使氣流獲得足夠的速度和壓力，為機翼后緣吹氣裝置提供高速氣流。離心壓氣機的動力裝置采用無刷電機，最高轉(zhuǎn)速可達30000r/min。

試驗得出的離心壓氣機特性曲線如圖4所示，最大流量達到160m3/h，最大功率1500W，可提供風壓達5kPa。使用電調(diào)為離心壓氣機提供電源和控制信號，通過PVC管將離心壓氣機產(chǎn)生的高速高壓氣體引入機翼進氣室。

2.3科恩達后緣吹氣裝置

科恩達后緣吹氣裝置由導流裝置、射流噴口和科恩達后緣組成（見圖5）。由于飛機機翼的內(nèi)部空間有限，為了便于將噴管埋入機翼內(nèi)部，裝置根據(jù)機翼尺寸做了適當優(yōu)化，貼合機翼表面安裝。

為了實現(xiàn)飛行姿態(tài)控制，將進氣室設(shè)計為以科恩達后緣對稱的上下獨立兩部分，使得氣流可以實現(xiàn)獨立的上下偏轉(zhuǎn)。由離心壓氣機為射流裝置提供高速高壓氣源，氣流通過噴口沿著物面切向產(chǎn)生射流。

當上翼面噴口吹氣時，氣流將沿著科恩達后緣向下偏轉(zhuǎn)，形成正環(huán)量；當下翼面噴口吹氣時，氣流將沿著科恩達后緣向上偏轉(zhuǎn)，形成負環(huán)量，從而產(chǎn)生飛行器姿態(tài)控制所需的氣動力和氣動力矩，如圖6所示。

3射流飛控舵效風洞試驗

為了驗證吹氣射流技術(shù)對飛行器飛行控制的有效性，首先對所設(shè)計的吹氣裝置進行風洞試驗驗證，測試其氣動力和氣動力矩控制規(guī)律。

試驗?zāi)Ｐ蜑榘肽C翼（去掉機身部分）。機翼展長為460mm，后掠角為39.959°，弦長為320.842mm，噴口出氣寬度LCC為488.928mm。定常吹氣動量系數(shù)分別取0.005、0.010、0.020、0.030、0.040，來流風速為20m/s。

圖7為上翼面定常吹氣升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，迎角在-4°～20°之間時，升力系數(shù)基本呈線性增加，在20°升力系數(shù)達到最大值。對比不吹氣時升力系數(shù)，可以發(fā)現(xiàn)隨著吹氣動量系數(shù)的增大，升力系數(shù)有穩(wěn)定的增量。

圖8為上翼面吹氣滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線，在-4°～10°迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增加，吹氣射流機翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量基本不變，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨吹氣系數(shù)的增加逐漸遞增，吹氣射流機翼在正常飛行迎角范圍內(nèi)可以跟常規(guī)舵面一樣，產(chǎn)生一個穩(wěn)定的力矩系數(shù)增量。

圖9是上翼面吹氣俯仰力矩系數(shù)曲線。由圖9可以看出，在-4°～18°迎角范圍內(nèi)，隨著吹氣動量系數(shù)的增大，俯仰力矩系數(shù)隨之增加。隨著迎角的增大，俯仰力矩系數(shù)也會隨之增大，在迎角為22°時，俯仰力矩系數(shù)達到最大值。

4射流飛控技術(shù)試飛驗證

通過風洞試驗驗證了吹氣射流技術(shù)可以用于氣動性能提升以及飛行姿態(tài)控制，但還需要在無人機上驗證該技術(shù)的控制效果。試飛場地為通用機場。

4.1數(shù)據(jù)測量及采集系統(tǒng)

為了檢測飛行器飛行姿態(tài)，并得到試飛狀態(tài)數(shù)據(jù)，在吹氣射流飛控飛行器上安裝了空速管、飛行控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)、圖像傳輸系統(tǒng)等。

飛控系統(tǒng)采用了自動駕駛儀（APM），系統(tǒng)如圖10所示，包含數(shù)據(jù)發(fā)射器、接收器、主控制板、GPS等。采用Mission Planner地面站軟件，可以實時觀測飛行器的各類操縱和響應(yīng)數(shù)據(jù)。

4.2飛行器試飛

飛行試驗之前首先進行飛機起飛狀態(tài)檢查，主要檢查內(nèi)部線路布局，離心壓氣機的運行狀態(tài)以及外部是否有破損，連接處是否牢固，并檢查電池是否固定牢固；確認各系統(tǒng)狀態(tài)良好后進行地面調(diào)試，進行遙控信號通道的校準，檢驗V形尾翼的靈敏度和吹氣裝置吹氣量，最后進行機翼平衡調(diào)整以及重心校準。

準備完畢后進行滑跑起飛，此次試飛重點任務(wù)是測試吹氣射流對飛機滾轉(zhuǎn)的控制。

圖11是吹氣射流飛控飛行器起飛時拍攝的畫面，飛機此時已達到起飛速度離開地面實現(xiàn)起飛。

圖12為飛行器在吹氣后，進行滾轉(zhuǎn)機動時的機載圖像，可以清楚地看到飛機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角明顯。

圖13為GPS記錄的飛行航跡，飛機在空中盤旋兩圈，最大飛行高度78m，最大速度34m/s。

4.3試飛數(shù)據(jù)分析

圖14為飛行過程中的吹氣控制信號與飛行滾轉(zhuǎn)角的對比分析圖，圖中紅色曲線和黑色曲線分別為左機翼和右機翼的吹氣信號，該信號曲線反映了飛機操控員在地面對飛行器施加的控制指令。信號1520為零位，大于1520時說明輸入一個左機翼向下吹氣指令，小于1520時說明輸入一個右機翼向下吹氣的指令。藍色曲線為滾轉(zhuǎn)角的變化曲線，飛機水平飛行時滾轉(zhuǎn)角保持水平。

可以發(fā)現(xiàn)，在飛行過程中吹氣控制信號的變化趨勢與滾轉(zhuǎn)角曲線的變化趨勢一致。從對應(yīng)的滾轉(zhuǎn)角變化曲線可以證明吹氣射流飛控技術(shù)可以實現(xiàn)對飛行器滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的控制。

進一步觀察可以發(fā)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角曲線峰值與吹氣控制信號峰值幾乎同時出現(xiàn)，說明姿態(tài)控制延時少，接收到吹氣指令時就能迅速實現(xiàn)相應(yīng)飛行姿態(tài)控制。

經(jīng)過試飛試驗，驗證了吹氣射流飛控技術(shù)對于滾轉(zhuǎn)飛行控制的有效性。采用本文設(shè)計的吹氣系統(tǒng)，對于滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的控制也基本不存在延遲，可以認為射流飛控裝置能夠達到和副翼一樣的效果。

5結(jié)論

本文通過風洞試驗及試飛試驗對吹氣射流飛控飛行器進行了探究，得到以下結(jié)論：

（1）本文設(shè)計了吹氣射流飛控飛行器，其中包括了以科恩達效應(yīng)為理論基礎(chǔ)的吹氣裝置。

（2）在射流飛控飛行器試飛前，進行了風洞試驗，初步驗證了射流飛控技術(shù)的可行性。結(jié)果表明，隨吹氣系數(shù)的增加氣動力/力矩產(chǎn)生穩(wěn)定的增量。

（3）通過試飛驗證了吹氣射流飛控技術(shù)可以有效地實現(xiàn)對飛行器的飛行姿態(tài)控制。

通過飛行器試飛驗證，還有若干系統(tǒng)需要完善，如舵效的同步性、射流飛控系統(tǒng)的可靠性以及經(jīng)濟性等。雖然射流飛控技術(shù)目前還存在許多難點需要克服，到實際應(yīng)用還有很長的距離，但吹氣射流飛控飛行器有著傳統(tǒng)飛行器難以達到的優(yōu)勢，有較好的軍/民用研發(fā)價值。

E-mail：568875932@qq.com

徐悅（1979-）男，博士，研究員。主要研究方向：空氣動力學、流體控制。

Tel：010-84929359E-mail：xuyue@cae.ac.cn

Design and Flight Test Verification of Fluidic Flight Control Aircraft

Zhang Tongren1，Lv Xinyue2，Xu Yue3，*，Du Hai2，Tang Peng4，Kong Wenjie2

1. Binzhou University，Binzhou 256600，China

2. Xihua University，Chengdu 610039，China

3. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

4. Beihang University，Beijing 100191，China

Abstract： The fluidic flight control aircraft is a kind of aircraft that uses blowing jet to achieve flight control. It can replace the traditional rudder surfaces such as flaps， ailerons， elevators and rudders. Fluidic flight control technology can greatly reduce the weight of the aircraft structure， and has the advantages of improving the aerodynamic performances and stealth performances of the aircraft. This paper outlines the implementation principle of fluidic flight control aircraft， designs a fluidic flight control technology for circulation control aircraft， carries out the wind tunnel test verification of the fluidic flight control aircraft and flight test verification， and analyzes the flight test data. The results show that the aerodynamic force/torque of the aircraft increases with the increase of the jet blowing coefficient after the Coanda trailing edge blowing device is opened. And the flight test results show that the fluidic flight control technology can realize the flight control of the aircraft.

Key Words： circulation control； fluidic flight control； wind tunnel； flight test； UAV