周宜濤，楊陽(yáng)，吳志剛,*，楊超

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083 2. 中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，洛陽(yáng) 471009

飛機(jī)在飛行過(guò)程中會(huì)不可避免地遭遇陣風(fēng)，陣風(fēng)會(huì)引起機(jī)體上的附加氣動(dòng)力，從而導(dǎo)致飛機(jī)姿態(tài)、航跡的變化及產(chǎn)生機(jī)體振動(dòng)，另一方面還會(huì)引起額外的載荷，導(dǎo)致飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命縮短，嚴(yán)重的甚至?xí)斐娠w機(jī)失事。陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響，最早的報(bào)道或可追溯到Hunsaker和Wilson于1915年發(fā)表的NACA報(bào)告，自此以后，人們?yōu)榻鉀Q這一問(wèn)題開(kāi)展了關(guān)于陣風(fēng)減緩的各種理論和試驗(yàn)研究。陣風(fēng)減緩可以通過(guò)針對(duì)性的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行被動(dòng)減緩，例如變形機(jī)翼、翼尖小翼等，也可通過(guò)主動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)行主動(dòng)減緩，基于飛機(jī)的常規(guī)控制面進(jìn)行陣風(fēng)主動(dòng)減緩是一種相對(duì)更為成熟可靠的方式，陣風(fēng)減緩主動(dòng)控制系統(tǒng)通過(guò)驅(qū)動(dòng)飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)來(lái)抵消陣風(fēng)引起的附加氣動(dòng)力從而達(dá)到陣風(fēng)減緩目的。此外，近年來(lái)以壓電舵機(jī)作為驅(qū)動(dòng)的陣風(fēng)減緩方式也得到了人們?cè)絹?lái)越多的研究。

關(guān)于陣風(fēng)減緩主動(dòng)控制的理論研究，涵蓋了從陣風(fēng)模型、機(jī)體建模、響應(yīng)求解到控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的方方面面，國(guó)內(nèi)外研究人員取得了諸多的成果，其中國(guó)內(nèi)有楊國(guó)偉、陸志良、徐曉平等學(xué)者開(kāi)展了基于CFD方法的陣風(fēng)減緩研究，張軍紅、劉祥、李衛(wèi)琪、趙永輝等學(xué)者開(kāi)展了關(guān)于陣風(fēng)減緩控制方法方面的研究。自20世紀(jì)70年代以來(lái)，美國(guó)、日本、歐洲等國(guó)家開(kāi)展了針對(duì)機(jī)翼或全機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)，全機(jī)對(duì)象涵蓋常規(guī)布局、飛翼布局、聯(lián)翼布局等多種形式的飛機(jī)，其陣風(fēng)減緩目標(biāo)涉及到機(jī)翼翼根載荷、機(jī)體過(guò)載及機(jī)翼振動(dòng)等多個(gè)方面。近兩年來(lái)，針對(duì)柔性后緣、折疊翼尖等非常規(guī)的陣風(fēng)減緩方式，也有研究人員開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。本文作者團(tuán)隊(duì)開(kāi)展了針對(duì)機(jī)翼、常規(guī)布局飛機(jī)、飛翼布局飛機(jī)等的陣風(fēng)減緩風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了一系列關(guān)鍵技術(shù)。為了對(duì)陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)際應(yīng)用，相關(guān)的飛行試驗(yàn)則必不可少，目前主要是美國(guó)和歐洲等國(guó)家開(kāi)展較多，一些軍用飛機(jī)諸如C-5A飛機(jī)、B-2轟炸機(jī)、B-52飛機(jī)等都進(jìn)行了陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)，此外一些民用飛機(jī)例如L-1011客機(jī)也進(jìn)行了相關(guān)的陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)，德國(guó)宇航中心基于ATTAS客機(jī)也進(jìn)行了陣風(fēng)減緩前饋控制的飛行試驗(yàn)。另?yè)?jù)報(bào)道，空客A320、A340、A380客機(jī)及波音公司的B-787飛機(jī)上均搭載了陣風(fēng)減緩系統(tǒng)(Gust Alleviation System,GAS)。國(guó)內(nèi)關(guān)于陣風(fēng)減緩的飛行試驗(yàn)開(kāi)展很少。2015年，中國(guó)航天十一院研究人員設(shè)計(jì)制造了展弦比為33.18、總重72.28 kg的太陽(yáng)能飛機(jī)，在該試驗(yàn)飛機(jī)上，利用安裝在翼尖的小舵激發(fā)機(jī)翼振動(dòng)來(lái)模擬陣風(fēng)響應(yīng)，然后利用機(jī)翼外側(cè)的2組控制面進(jìn)行減緩，實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼上應(yīng)變減緩23.03%。總的來(lái)講，相關(guān)文獻(xiàn)對(duì)于國(guó)外陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)的具體細(xì)節(jié)報(bào)道較少，而國(guó)內(nèi)開(kāi)展的陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)很少，試驗(yàn)方法不成熟，因此有必要針對(duì)陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)繼續(xù)開(kāi)展深入研究。

在自然環(huán)境下進(jìn)行陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)時(shí)，由于陣風(fēng)具有瞬變快、時(shí)間尺度較短的特點(diǎn)，通常情況下難以對(duì)陣風(fēng)進(jìn)行精確的測(cè)量，如何去評(píng)估設(shè)計(jì)的陣風(fēng)減緩系統(tǒng)是否有效是陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)的難點(diǎn)。為了解決這一關(guān)鍵問(wèn)題，本文提出基于統(tǒng)計(jì)學(xué)的方法，在飛行試驗(yàn)過(guò)程中將飛行段分為陣風(fēng)減緩系統(tǒng)開(kāi)啟和關(guān)閉2種狀態(tài)，通過(guò)大量的飛行試驗(yàn)，對(duì)2種狀態(tài)下的響應(yīng)進(jìn)行分析對(duì)比，從而驗(yàn)證陣風(fēng)減緩系統(tǒng)是否有效。

本文以一個(gè)大展弦比無(wú)人機(jī)作為試驗(yàn)平臺(tái)，該無(wú)人機(jī)頻率較低，對(duì)陣風(fēng)激勵(lì)較為敏感。通過(guò)開(kāi)展多架次陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)，基于統(tǒng)計(jì)學(xué)方法分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了試驗(yàn)方法的可行性以及陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的有效性。

1 無(wú)人機(jī)試驗(yàn)平臺(tái)

各種不同類型的飛機(jī)，在遭遇陣風(fēng)時(shí)，飛機(jī)的響應(yīng)程度是不盡相同的。通常來(lái)講，小翼載、大柔性的飛機(jī)在陣風(fēng)擾動(dòng)作用下響應(yīng)更加顯著。當(dāng)前人們關(guān)注較多的陣風(fēng)敏感飛機(jī)有飛翼布局飛機(jī)、較大展弦比的常規(guī)布局飛機(jī)等，這2類飛機(jī)的陣風(fēng)響應(yīng)特性和陣風(fēng)減緩機(jī)制是有差別的。本文的工作目的是研究如何在自然大氣條件下通過(guò)飛行試驗(yàn)評(píng)估飛機(jī)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的減緩效果，在開(kāi)展飛行試驗(yàn)時(shí)，需要選用對(duì)陣風(fēng)較為敏感的飛機(jī)作為試驗(yàn)對(duì)象。這里是以一架常規(guī)布局大展弦比無(wú)人機(jī)作為原型，原機(jī)翼結(jié)構(gòu)較為剛硬，頻率較高，在此基礎(chǔ)上對(duì)原機(jī)翼進(jìn)行了重新設(shè)計(jì)，降低了機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度及彈性模態(tài)頻率，形成了用于陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)的無(wú)人機(jī)飛行試驗(yàn)平臺(tái)。該平臺(tái)在飛行試驗(yàn)中展現(xiàn)的特性能夠反映常規(guī)布局飛機(jī)的陣風(fēng)響應(yīng)特點(diǎn)。

1.1 總體概述

無(wú)人機(jī)飛行平臺(tái)采用雙尾撐、螺旋槳后推式布局，如圖1所示。飛機(jī)的尾撐部件利用2根平行碳纖維管與機(jī)身連接，垂尾為“V形尾翼”，每個(gè)立尾上布置一個(gè)方向舵，雙立尾中間為平尾，平尾上布置一對(duì)升降舵。置于機(jī)身后部的電動(dòng)螺旋槳系統(tǒng)提供飛行動(dòng)力。起落架采用前3點(diǎn)式布局，在飛行過(guò)程中始終保持放下?tīng)顟B(tài)。

圖1 無(wú)人機(jī)飛行平臺(tái)Fig.1 UAV flight platform

無(wú)人機(jī)平臺(tái)機(jī)體縱向長(zhǎng)度為2.5 m,翼展為5.0 m，平臺(tái)總重26.0 kg，巡航速度為30.0 m/s。除機(jī)翼主梁外，機(jī)體主要結(jié)構(gòu)部件均采用蜂窩復(fù)材制造，機(jī)翼主梁采用鋁合金材料進(jìn)行加工。單機(jī)翼展長(zhǎng)約為2.3 m，布置3個(gè)襟翼與3個(gè)副翼。

1.2 機(jī)翼結(jié)構(gòu)改裝

重新設(shè)計(jì)的機(jī)翼主梁采用鋁合金材料加工，考慮到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與裝配的簡(jiǎn)便，無(wú)人機(jī)平臺(tái)的機(jī)翼設(shè)計(jì)為單梁式結(jié)構(gòu)，部件采用鋁合金主梁與蜂窩蒙皮相結(jié)合的方式，為了便于有限元設(shè)計(jì)分析，鋁合金主梁截面采用十字型結(jié)構(gòu)，整個(gè)主梁沿展長(zhǎng)分為不同截面積的4個(gè)部分，多個(gè)加速度傳感器及應(yīng)變片也安裝于主梁上。為了使機(jī)翼的剛度特性主要由主梁決定，機(jī)翼蒙皮采取分段獨(dú)立布置的方式以防止蒙皮帶來(lái)附加剛度。機(jī)翼上布置6對(duì)舵面，內(nèi)側(cè)3對(duì)為襟翼，主要用于主飛控系統(tǒng)，外側(cè)3對(duì)為副翼，陣風(fēng)減緩系統(tǒng)與主飛控系統(tǒng)共用，機(jī)翼外形見(jiàn)圖2。

圖2 飛機(jī)機(jī)翼Fig.2 Wing of aircraft

1.3 機(jī)載系統(tǒng)

無(wú)人機(jī)平臺(tái)的機(jī)載系統(tǒng)可以分為：供電系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)、伺服系統(tǒng)、通信系統(tǒng)、傳感器測(cè)量系統(tǒng)、主飛控系統(tǒng)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)等7大系統(tǒng)。

供電系統(tǒng)由2組鋰電池構(gòu)成，為發(fā)動(dòng)機(jī)供電的是2個(gè)容量為22 000 mA·h的鋰電池，為機(jī)載設(shè)備供電的是2個(gè)容量為5 000 mA·h的鋰電池，上述供電系統(tǒng)可支持飛機(jī)在空中飛行30 min 左右。飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)為無(wú)刷電機(jī)，驅(qū)動(dòng)螺旋槳為飛機(jī)提供前進(jìn)動(dòng)力?？紤]到飛機(jī)機(jī)翼尺寸以及整機(jī)重量要求，在滿足陣風(fēng)減緩快速作動(dòng)需求的前提下，選用KST航模舵機(jī)驅(qū)動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)。遙控通信系統(tǒng)由2套電臺(tái)構(gòu)成，分別負(fù)責(zé)主飛控系統(tǒng)和陣風(fēng)減緩系統(tǒng)與地面站的通信。主飛控系統(tǒng)包括自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)(Automatic Flight Control System, AFCS)和控制增穩(wěn)系統(tǒng)(Control Augmentation System,CAS)，AFCS主要負(fù)責(zé)飛機(jī)的自動(dòng)起降，由于該系統(tǒng)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)關(guān)系不大，將不再討論該系統(tǒng)。CAS負(fù)責(zé)飛機(jī)飛行過(guò)程中的自動(dòng)增穩(wěn)功能，同時(shí)也接收地面人員發(fā)送的機(jī)指令，GAS負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)在試驗(yàn)段的陣風(fēng)減緩，CAS與GAS將在第3節(jié)中細(xì)描述。飛機(jī)機(jī)載系統(tǒng)與地面站的關(guān)系見(jiàn)圖3。

圖3 無(wú)人機(jī)平臺(tái)機(jī)載系統(tǒng)與地面站Fig.3 UAV platform airborne system and ground station

為了滿足GAS的信號(hào)反饋需求及檢測(cè)機(jī)體的陣風(fēng)響應(yīng)情況需求，在無(wú)人機(jī)平臺(tái)原飛控慣導(dǎo)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加了機(jī)翼結(jié)構(gòu)的加速度和應(yīng)變測(cè)量裝置。無(wú)人機(jī)平臺(tái)原有的角速率陀螺用于測(cè)量機(jī)體姿態(tài)變化，原有的機(jī)身加速度傳感器用于測(cè)量機(jī)體豎直方向過(guò)載，增加的機(jī)翼加速度傳感器用于測(cè)量機(jī)翼不同部位的振動(dòng)，增加的應(yīng)變片主要測(cè)量機(jī)翼主梁的內(nèi)力，應(yīng)變片采集到的信號(hào)通過(guò)機(jī)載動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀進(jìn)行解算，機(jī)體的傳感器分布見(jiàn)圖4，右側(cè)機(jī)翼與左側(cè)機(jī)翼布置方式相同。

圖4 傳感器布置方案Fig.4 Sensor layout

2 地面試驗(yàn)

為保證改裝的無(wú)人機(jī)平臺(tái)能夠順利完成試驗(yàn)任務(wù)，在飛機(jī)升空飛行之前，需要在地面先進(jìn)行一系列試驗(yàn)。由于機(jī)翼屬于重新設(shè)計(jì)，因此對(duì)設(shè)計(jì)的機(jī)翼主梁開(kāi)展強(qiáng)度校核試驗(yàn)；為了能夠掌握改裝后的無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，開(kāi)展了全機(jī)地面模態(tài)試驗(yàn)；此外為了保證選用的舵機(jī)能夠滿足陣風(fēng)減緩需求，對(duì)舵機(jī)的頻響特性進(jìn)行了測(cè)試。

2.1 機(jī)翼強(qiáng)度試驗(yàn)

為了考慮氣動(dòng)彈性影響，無(wú)人機(jī)平臺(tái)的機(jī)翼經(jīng)過(guò)特別設(shè)計(jì)，在滿足結(jié)構(gòu)頻率要求的同時(shí)，需要保證強(qiáng)度足夠，即機(jī)翼能夠承擔(dān)飛機(jī)過(guò)載為2時(shí)的載荷，因此在有限元靜力分析的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步開(kāi)展了強(qiáng)度試驗(yàn)，通過(guò)強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證了主梁結(jié)構(gòu)的承力能力。

為了模擬飛機(jī)在飛行過(guò)程中的機(jī)翼氣動(dòng)力分布，試驗(yàn)過(guò)程中在機(jī)翼金屬主梁不同翼展處掛載了不同重量的沙袋，各沙袋重量通過(guò)氣動(dòng)估算結(jié)果確定。試驗(yàn)過(guò)程中，機(jī)翼根部使用夾具固支，沙袋重量由輕至重逐漸加載，最終單個(gè)機(jī)翼加載重量為31.55 kg，超過(guò)飛機(jī)總質(zhì)量，即此時(shí)機(jī)翼能夠承受超過(guò)2的過(guò)載，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度滿足要求。

2.2 全機(jī)模態(tài)試驗(yàn)

為了得到飛機(jī)真實(shí)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，全機(jī)模態(tài)試驗(yàn)是整個(gè)飛行試驗(yàn)流程中關(guān)鍵的一環(huán)。為了得到飛機(jī)在自由邊界條件下的結(jié)構(gòu)模態(tài)特性，試驗(yàn)支撐裝置的選擇非常關(guān)鍵。在本試驗(yàn)中，采用2根彈簧將飛機(jī)懸掛在半空中實(shí)現(xiàn)自由邊界條件，且2根彈簧的固有頻率(經(jīng)試驗(yàn)為0.665 Hz)低于全機(jī)第一階彈性頻率的1/3，圖5為飛機(jī)正在進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)。

圖5 全機(jī)模態(tài)試驗(yàn)Fig.5 Aircraft modal test

通常模態(tài)試驗(yàn)激勵(lì)裝置可以選擇力錘或激振器。力錘設(shè)備簡(jiǎn)單，使用方便，不影響被測(cè)結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性，但是對(duì)操作者經(jīng)驗(yàn)要求較高；激振器雖然使用較為復(fù)雜，但是其激勵(lì)能量更大，力布更均勻，獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量更高。在本試驗(yàn)中激勵(lì)裝置采用激振器，在左右機(jī)翼共布置24個(gè)測(cè)量點(diǎn)，機(jī)身部分布置3個(gè)測(cè)量點(diǎn)，尾撐部分布置5個(gè)測(cè)量點(diǎn)。模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果表明，機(jī)翼一彎頻率較低，

為2.82 Hz，滿足試驗(yàn)要求。機(jī)翼前四階彎曲頻率試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1，試驗(yàn)測(cè)得的振型見(jiàn)圖6。

表1 模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Modal test results

圖6 模態(tài)試驗(yàn)的全機(jī)振型Fig.6 Aircraft mode of modal test

2.3 舵機(jī)頻響特性測(cè)試

為了對(duì)舵機(jī)在帶負(fù)載情況下的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行測(cè)試，特別設(shè)計(jì)了一個(gè)舵機(jī)測(cè)試平臺(tái)，該平臺(tái)能夠通過(guò)加載配重模擬飛機(jī)舵面的質(zhì)量特性，通過(guò)特別設(shè)計(jì)的扭桿模擬飛機(jī)在飛行時(shí)舵面上的鉸鏈力矩，具體的測(cè)試細(xì)節(jié)可以參考文獻(xiàn)[36]?？紤]到裝配限制以及舵面需求，飛機(jī)副翼和襟翼舵機(jī)采用KST-X10伺服舵機(jī)，升降舵和方向舵采用KST-X20伺服舵機(jī)。對(duì)2種舵機(jī)輸入正弦指令信號(hào)進(jìn)行掃頻測(cè)試，正弦指令頻率為0.2～8.0 Hz，幅值為5.0°，步進(jìn)長(zhǎng)度為0.1 Hz。經(jīng)過(guò)測(cè)試，2種舵機(jī)帶寬均大于8.0 Hz,2種舵機(jī)頻響特性測(cè)試實(shí)驗(yàn)值見(jiàn)圖7。

圖7 舵機(jī)的頻響特性Fig.7 Frequency response characteristics of actuator

3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)

3.1 控制增穩(wěn)控制律

試驗(yàn)過(guò)程中飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)主要分為2部分：控制增穩(wěn)系統(tǒng)(CAS)和陣風(fēng)減緩系統(tǒng)(GAS)。飛行過(guò)程中，CAS主要負(fù)責(zé)穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)及進(jìn)行高度控制，操縱面為升降舵。CAS為比例-微分控制器，輸入為飛機(jī)高度及俯仰角，控制器輸出可表達(dá)為

=Δ+·Δ+

(1)

式中:為升降舵指令，在試驗(yàn)過(guò)程中限幅±15.0°； Δ為機(jī)體實(shí)際俯仰角與俯仰角指令之差；Δ為飛機(jī)實(shí)際高度與高度指令之差；、、為控制器增益，在本次試驗(yàn)中，=04，=20，=10。

3.2 陣風(fēng)減緩控制律

GAS的目的是在飛機(jī)遭遇陣風(fēng)以后，減小飛機(jī)的過(guò)載及翼根載荷響應(yīng)量，因此GAS同時(shí)使用升降舵及飛機(jī)副翼作為陣風(fēng)減緩操縱面。飛機(jī)副翼的作用是通過(guò)舵面偏轉(zhuǎn)重新分布機(jī)翼氣動(dòng)力，以減小機(jī)翼振動(dòng)及翼根載荷，由于副翼偏轉(zhuǎn)同時(shí)會(huì)導(dǎo)致機(jī)體俯仰力矩的變化，該俯仰力矩增量采用升降舵來(lái)平衡。另一方面，升降舵通過(guò)控制飛機(jī)姿態(tài)，可以部分抵消陣風(fēng)引起的附加迎角，起到陣風(fēng)減緩的作用。由于PID控制器容易工程實(shí)現(xiàn)，且相對(duì)比較成熟可靠，因此GAS仍然采用PID控制器。升降舵指令為

(2)

式中：為GAS系統(tǒng)給升降舵指令，限幅±15.0°； 控制器增益=005，=0035。GAS副翼指令為

(3)

式中：為GAS給副翼指令，限幅±20.0°；為質(zhì)心加速度；為翼尖加速度。在解算前使用低通濾波去除高頻噪聲，控制器增益=004，=0001，=065。

3.3 增穩(wěn)系統(tǒng)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)綜合方法

本飛行試驗(yàn)中，GAS單獨(dú)進(jìn)行設(shè)計(jì)，原飛機(jī)飛控系統(tǒng)能夠提供質(zhì)心加速度信號(hào)及姿態(tài)角信號(hào)，在此基礎(chǔ)上，加裝了監(jiān)測(cè)機(jī)翼振動(dòng)的加速度計(jì)和機(jī)翼應(yīng)變測(cè)量系統(tǒng)。用于控制律解算的陣風(fēng)減緩計(jì)算機(jī)獨(dú)立于控制增穩(wěn)計(jì)算機(jī)。陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)開(kāi)啟以后，反饋信號(hào)經(jīng)過(guò)陣風(fēng)減緩控制計(jì)算機(jī)解算得到陣風(fēng)減緩指令信號(hào)，然后與增穩(wěn)控制系統(tǒng)發(fā)出的指令相疊加，共同傳輸至各控制舵面，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的增穩(wěn)與陣風(fēng)減緩作用?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)構(gòu)成了飛機(jī)的完整飛行控制系統(tǒng)，見(jiàn)圖8。

對(duì)圖8控制系統(tǒng)中所涉及到的硬件進(jìn)行簡(jiǎn)單的描述。其中加速度計(jì)采用Kistler 8316A傳感器，應(yīng)變測(cè)量裝置采用Dataforth的8B38動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀系統(tǒng)，陣風(fēng)減緩計(jì)算機(jī)模塊基于Altium Designer設(shè)計(jì)后進(jìn)行加工制造，實(shí)物圖見(jiàn)圖9。

圖8 控制系統(tǒng)架構(gòu)Fig.8 Control system architecture

圖9 陣風(fēng)減緩系統(tǒng)計(jì)算機(jī)Fig.9 Computer of GAS

3.4 控制系統(tǒng)穩(wěn)定性評(píng)估

在控制系統(tǒng)(CAS和GAS)設(shè)計(jì)完成以后，需要針對(duì)彈性飛機(jī)開(kāi)展氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析，以便于確認(rèn)在飛機(jī)飛行試驗(yàn)過(guò)程中不會(huì)出現(xiàn)氣動(dòng)伺服彈性失穩(wěn)。本文中的全機(jī)氣動(dòng)伺服彈性閉環(huán)系統(tǒng)可由圖10來(lái)表達(dá)。

圖10 氣動(dòng)伺服彈性閉環(huán)系統(tǒng)Fig.10 Aeroservoelasticity closed loop system

為了確認(rèn)該氣動(dòng)伺服閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定特性，本文使用奈奎斯特方法分別對(duì)升降舵通道及副翼通道進(jìn)行穩(wěn)定性判定?？紤]飛行試驗(yàn)中的飛行狀態(tài)(速度為30.0 m/s，高度為150.0 m)，將飛機(jī)只開(kāi)啟CAS時(shí)作為飛機(jī)的開(kāi)環(huán)狀態(tài)，將同時(shí)開(kāi)啟CAS和GAS時(shí)作為飛機(jī)閉環(huán)狀態(tài)，后文中所有開(kāi)閉環(huán)狀態(tài)均為如此。如圖11所示，理論分析表明開(kāi)環(huán)狀態(tài)下，飛機(jī)的升降舵通道幅值裕度為6.8 dB， 相位裕度為45.0°，在加入GAS以后，該通道的穩(wěn)定性幾乎沒(méi)有變化。雖然理論分析得到的升降舵通道相位裕度不足60.0°，但是在后續(xù)飛行試驗(yàn)中該通道的穩(wěn)定性得到了驗(yàn)證。如圖12所示，理論分析表明3個(gè)副翼通道的幅值裕度分別為23.3、19.1、16.4 dB，因此所有通道的穩(wěn)定性均得到了保證，為陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)打下了良好基礎(chǔ)。

圖11 升降舵回路伯德圖Fig.11 Bode diagram of elevator loop

圖12 副翼各回路伯德圖Fig.12 Bode diagram of aileron loops

4 飛行試驗(yàn)預(yù)試驗(yàn)

完整的飛行試驗(yàn)流程分為預(yù)試驗(yàn)和正式試驗(yàn)2個(gè)階段，預(yù)試驗(yàn)主要目的包括以下4個(gè)方面：① 檢 驗(yàn)飛機(jī)在實(shí)際飛行中的結(jié)構(gòu)性能。由于改裝后的機(jī)翼結(jié)構(gòu)較軟，彈性頻率較低，因此在預(yù)試驗(yàn)階段對(duì)大柔性飛機(jī)的結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行測(cè)試。② 測(cè) 試飛機(jī)的操穩(wěn)特性。由于機(jī)翼彈性影響，飛機(jī)在飛行過(guò)程中的全機(jī)氣動(dòng)特性、舵面的舵效等均會(huì)發(fā)生變化，因此在預(yù)試驗(yàn)階段測(cè)試彈性飛機(jī)的操穩(wěn)性能，并對(duì)操控策略進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。③ 測(cè)試飛機(jī)通信系統(tǒng)是否能夠正常工作。在試驗(yàn)過(guò)程中，飛機(jī)飛行范圍較大，在某些時(shí)間段內(nèi)會(huì)超視距，通信系統(tǒng)需要保證飛機(jī)與地面站之間的信號(hào)在任意時(shí)間、地點(diǎn)均能夠通暢的實(shí)現(xiàn)交互。④ 測(cè)試GAS開(kāi)啟以后，GAS對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性是否有不利影響，與CAS系統(tǒng)是否能夠?qū)崿F(xiàn)良好的協(xié)調(diào)工作。經(jīng)過(guò)多個(gè)架次的預(yù)試驗(yàn)飛行，確認(rèn)了試驗(yàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度滿足要求，氣動(dòng)特性、操穩(wěn)性能良好，通訊等系統(tǒng)一切運(yùn)轉(zhuǎn)正常。

在預(yù)試驗(yàn)飛行過(guò)程中，飛機(jī)飛行速度為30.0 m/s， 飛行高度約為150.0 m，關(guān)閉GAS，在平穩(wěn)飛行階段測(cè)量機(jī)翼振動(dòng)加速度信號(hào)，以此加速度信號(hào)為基礎(chǔ)，使用參數(shù)識(shí)別方法辨識(shí)飛機(jī)氣動(dòng)彈性機(jī)翼的前四階彎曲頻率并與模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)二者較為接近但不完全一致，這主要是由于通過(guò)飛行結(jié)果辨識(shí)得到的機(jī)翼彎曲頻率包含了氣動(dòng)力的影響，具體的數(shù)值對(duì)比見(jiàn)表2。

表2 機(jī)翼彎曲頻率對(duì)比(飛行 vs 地面)Table 2 Comparison of bending frequencies of wings (flight vs ground)

5 飛行試驗(yàn)正式試驗(yàn)與結(jié)果分析

5.1 GAS“開(kāi)-閉”式統(tǒng)計(jì)學(xué)試驗(yàn)方法原理

為了評(píng)估GAS的有效性，可進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)或飛行試驗(yàn)。在開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，利用陣風(fēng)發(fā)生器能夠準(zhǔn)確地控制來(lái)流擾動(dòng)，得到在存在陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)GAS開(kāi)啟和關(guān)閉情況下的飛機(jī)響應(yīng)，從而可以評(píng)估GAS的減緩效果。然而在自然天氣條件下飛行時(shí)，對(duì)GAS的減緩效果評(píng)估較為困難，原因在于自然界中的陣風(fēng)是一個(gè)復(fù)雜的隨機(jī)過(guò)程，飛行試驗(yàn)過(guò)程中的陣風(fēng)無(wú)法控制，且現(xiàn)有設(shè)備難以對(duì)其進(jìn)行精確測(cè)量。

前人學(xué)者對(duì)自然界中的陣風(fēng)進(jìn)行了大量統(tǒng)計(jì)分析，發(fā)現(xiàn)陣風(fēng)的統(tǒng)計(jì)特征是有一定數(shù)學(xué)規(guī)律的，可將陣風(fēng)視作為各態(tài)歷經(jīng)的平穩(wěn)高斯隨機(jī)過(guò)程，并提出了Dryden陣風(fēng)模型和von Karman陣風(fēng)模型。以von Karman模型為例，陣風(fēng)的功率譜密度表示為

(4)

式中:為角頻率;為陣風(fēng)速度的均方根值，值得說(shuō)明的是，在較短時(shí)間內(nèi)陣風(fēng)均方根值可認(rèn)為是不變的;為陣風(fēng)尺度;為飛行速度；()表達(dá)式為

(5)

在線性假設(shè)條件下，飛機(jī)的陣風(fēng)響應(yīng)均方根值為

(6)

式中：()為從陣風(fēng)激勵(lì)到機(jī)體響應(yīng)的傳遞函數(shù)。

為了定量考察GAS的減緩效率，定義陣風(fēng)響應(yīng)減緩效率為

(7)

式中：為某響應(yīng)量在GAS開(kāi)啟階段的均方根值；為該響應(yīng)量在GAS關(guān)閉階段的均方根值。聯(lián)立式(4)～式(7)，可得陣風(fēng)減緩系統(tǒng)的效率為

(8)

式中：()、()分別為開(kāi)、閉環(huán)狀態(tài)下從陣風(fēng)到機(jī)體響應(yīng)的傳遞函數(shù)。由式(8)可知，GAS的減緩效率與陣風(fēng)強(qiáng)度(陣風(fēng)速度均方根值)無(wú)關(guān)，在統(tǒng)計(jì)學(xué)意義下，由于()是不變的，所以減緩效率只取決于飛機(jī)本體及控制系統(tǒng)。陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn)的目的就在于對(duì)進(jìn)行評(píng)估。

在一個(gè)較短的時(shí)間內(nèi)，可以認(rèn)為陣風(fēng)的頻譜特性及強(qiáng)度是不變的。若在前2時(shí)間內(nèi)開(kāi)啟GAS，在后2時(shí)間內(nèi)關(guān)閉GAS，就可以利用所測(cè)得的飛機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)數(shù)據(jù)來(lái)評(píng)估該時(shí)間段內(nèi)的陣風(fēng)減緩效率。

但在不同的“開(kāi)-閉”時(shí)段，飛機(jī)所遭遇的陣風(fēng)特性可能是不相同的，這導(dǎo)致每個(gè)“開(kāi)-閉”回合內(nèi)的陣風(fēng)減緩效率出現(xiàn)波動(dòng)，因此單個(gè)“開(kāi)-閉”回合內(nèi)的減緩效率是一個(gè)隨機(jī)量。為了獲得統(tǒng)計(jì)學(xué)意義上的減緩效率，需要獲取多個(gè)“開(kāi)-閉”樣本，并取這些樣本的平均值。

基于以上原理，本文提出基于統(tǒng)計(jì)特性的陣風(fēng)減緩效果評(píng)價(jià)方法，即以飛機(jī)在定直平飛時(shí)作為試驗(yàn)段，在一個(gè)試驗(yàn)段內(nèi)，多次進(jìn)行GAS的“開(kāi)啟-關(guān)閉”操作，并盡量保證開(kāi)啟與關(guān)閉的持續(xù)時(shí)間基本相等，通過(guò)多架次飛行試驗(yàn)，統(tǒng)計(jì)飛機(jī)在GAS開(kāi)啟和關(guān)閉情況下的響應(yīng)并加以比較，從而得到GAS的減緩效果。

5.2 飛行試驗(yàn)過(guò)程

在正式飛行試驗(yàn)過(guò)程中，將試驗(yàn)人員分為飛行控制組及陣風(fēng)減緩控制組，飛行控制組人員負(fù)責(zé)飛機(jī)的起飛降落操作并實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛機(jī)在空中飛行的狀態(tài)，在必要的時(shí)候人工接管飛機(jī)，保證飛行安全。陣風(fēng)減緩控制組則主要負(fù)責(zé)試驗(yàn)段內(nèi)陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)的開(kāi)閉、參數(shù)設(shè)定并通過(guò)無(wú)線電臺(tái)將控制指令上傳至飛機(jī)。飛機(jī)在完成起飛過(guò)程后，按矩形航線進(jìn)行巡航飛行，保持高度為150.0 m、速度為30.0 m/s，圖13為飛行試驗(yàn)中的飛機(jī)。在一周平飛過(guò)程中，將4個(gè)定直平飛段作為飛行試驗(yàn)段，在一個(gè)試驗(yàn)段內(nèi)，多次進(jìn)行GAS的“開(kāi)啟-關(guān)閉”操作，并盡量保證開(kāi)啟與關(guān)閉的持續(xù)時(shí)間基本相等，在試驗(yàn)中單次開(kāi)閉回合時(shí)間為25 s。在飛機(jī)執(zhí)行機(jī)動(dòng)動(dòng)作，例如轉(zhuǎn)彎時(shí)，該飛行段不進(jìn)行試驗(yàn)，飛行航線及試驗(yàn)段劃分見(jiàn)圖14。圖15展示了飛行過(guò)程中實(shí)測(cè)的質(zhì)心加速度、翼尖加速度及翼根彎矩時(shí)域信號(hào)的片段。

圖13 飛行試驗(yàn)中的飛機(jī)Fig.13 Aircraft in flight test

圖14 飛行試驗(yàn)航線Fig.14 Route of flight test

圖15 陣風(fēng)響應(yīng)時(shí)域數(shù)據(jù)片段Fig.15 Gust response time domain data

5.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)預(yù)處理

飛行試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)，包含有大量的噪聲干擾，且由于傳感器測(cè)量系統(tǒng)本身的特性或傳感器安裝角度等原因，測(cè)得的數(shù)據(jù)中含有非零初值和趨勢(shì)項(xiàng)，因此在進(jìn)行正式數(shù)據(jù)分析前需要對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行清洗，提取有效試驗(yàn)數(shù)據(jù)。經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解(Empirical Mode Deposition, EMD)是一種非常有效的數(shù)據(jù)清洗方法，該方法以局部特征時(shí)間尺度為度量將原始信號(hào)()分解為多個(gè)局部周期長(zhǎng)度逐漸增大的數(shù)據(jù)序列()和殘余項(xiàng)()，即

(9)

式中：()被稱為本征模態(tài)函數(shù)(Intrinsic Mode Functions，IMF)。由于EMD的分解特點(diǎn)，高頻信號(hào)處于前若干階IMF中，靠后的IMF和殘余項(xiàng)中則主要以低頻信號(hào)為主導(dǎo)成分，因此可以根據(jù)該特性進(jìn)行濾波，構(gòu)造出一種新的時(shí)空濾波器，即高通濾波器可以表示為

(10)

低通濾波器則可以表示為

(11)

上述時(shí)空濾波器是一種較為粗糙的濾波方式，當(dāng)舍棄某些IMF時(shí)，該IMF中包含的有用信號(hào)也會(huì)被同時(shí)丟棄，因此為了能夠保留所有IMF中的有用信號(hào)，本文對(duì)每個(gè)IMF信號(hào)進(jìn)行濾波，使用Savitzky-Golay (SG) 濾波器將高頻噪聲信號(hào)濾除后對(duì)信號(hào)進(jìn)行重構(gòu)得到有用信號(hào)?；谠摲椒▽?duì)飛行試驗(yàn)得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行清洗處理，針對(duì)質(zhì)心加速度的處理效果見(jiàn)圖16。

圖16 質(zhì)心加速度去噪對(duì)比Fig.16 Comparison of centroid acceleration denoise

5.4 “開(kāi)-閉”式統(tǒng)計(jì)學(xué)試驗(yàn)方法驗(yàn)證

在開(kāi)展陣風(fēng)減緩效果評(píng)估時(shí)，對(duì)單個(gè)的開(kāi)閉回合而言，其減緩效率具有隨機(jī)性。例如在單次回合內(nèi)，可能會(huì)由于大氣擾動(dòng)的突然變化，例如大氣擾動(dòng)在GAS開(kāi)啟時(shí)出現(xiàn)了偶然性的增大，會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)在GAS開(kāi)啟時(shí)的響應(yīng)反而比關(guān)閉時(shí)的響應(yīng)更大，若單純從分析結(jié)果來(lái)看，此段內(nèi)的飛機(jī)陣風(fēng)減緩系統(tǒng)反而起了反作用；同時(shí)由于對(duì)于不同的試驗(yàn)回合，遭遇的陣風(fēng)不盡相同，那么陣風(fēng)減緩效率也非定值。然而隨著試驗(yàn)次數(shù)的增大，飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)不斷累積，這些隨機(jī)性效應(yīng)將被逐漸消除，陣風(fēng)減緩效率的均值將趨于一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的數(shù)值。由圖17可以看出，在試驗(yàn)的初始階段，陣風(fēng)減緩效率波動(dòng)較大，但是隨著試驗(yàn)段次數(shù)的不斷增加，試驗(yàn)樣本數(shù)量逐漸增多，對(duì)累積的樣本數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，各個(gè)響應(yīng)量的減緩效率均趨于穩(wěn)定，這些穩(wěn)定值即為統(tǒng)計(jì)意義上的陣風(fēng)減緩效率。由此說(shuō)明，本文基于統(tǒng)計(jì)特性來(lái)評(píng)估陣風(fēng)減緩效率是一種合理且行之有效的方法。

圖17 減緩效率變化趨勢(shì)Fig.17 Trend of alleviation rate

5.5 飛行試驗(yàn)結(jié)果分析

飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，在GAS作用下，飛機(jī)閉環(huán)情況下的響應(yīng)小于開(kāi)環(huán)情況下的響應(yīng)，表3為各個(gè)響應(yīng)量的減緩效率?？疾祜w機(jī)上各響應(yīng)的均方根值，其中飛機(jī)質(zhì)心過(guò)載的減緩效率達(dá)到了20.5%，而機(jī)翼翼根彎矩的減緩效率達(dá)到12.9%。受陣風(fēng)影響，飛機(jī)的俯仰姿態(tài)不斷變化，閉環(huán)階段俯仰角變化量的均方根相比開(kāi)環(huán)階段減小了11.9%，與此同時(shí)，飛機(jī)的高度穩(wěn)定性也得到了一定程度的增強(qiáng)。另一方面，利用方差考察飛機(jī)響應(yīng)量的波動(dòng)情況，也可以發(fā)現(xiàn)閉環(huán)階段的飛機(jī)響應(yīng)波動(dòng)變小。

表3 各響應(yīng)量減緩效率統(tǒng)計(jì)Table 3 Statistics of alleviation rate of each response quantity

進(jìn)一步進(jìn)行功率譜密度分析，飛機(jī)質(zhì)心加速度均方根減緩效率達(dá)到20.5%，該響應(yīng)量以低頻分量為主，GAS通過(guò)升降舵通道實(shí)現(xiàn)了該頻段內(nèi)的減緩，見(jiàn)圖18。對(duì)于飛機(jī)翼根彎矩而言，同樣以低頻分量為主，飛機(jī)剛體運(yùn)動(dòng)起主導(dǎo)作用；通過(guò)翼根彎矩的功率譜密度分析(見(jiàn)圖19)可以發(fā)現(xiàn)，翼根彎矩也中存在與機(jī)翼一彎二彎彈性模態(tài)相關(guān)的分量。機(jī)翼翼根彎矩減緩效率相對(duì)較低，究其原因是因?yàn)榈皖l分量通過(guò)GAS的升降舵通道，實(shí)現(xiàn)了有效的減緩，然而對(duì)于翼根彎矩的高頻部分，并沒(méi)有實(shí)現(xiàn)明顯的減緩，這是因?yàn)樵谠囼?yàn)中，機(jī)翼的振動(dòng)響應(yīng)未得到明顯的減緩。如圖20所示，翼尖加速度開(kāi)閉環(huán)響應(yīng)相差并不大，這一現(xiàn)象的原因可能在于此次試驗(yàn)中，與副翼減緩?fù)ǖ老嚓P(guān)的部分加速度傳感器信噪比較低，反饋信號(hào)經(jīng)過(guò)控制器運(yùn)算以后未能實(shí)現(xiàn)有效的陣風(fēng)減緩控制效果。

圖18 質(zhì)心加速度功率譜密度Fig.18 PSD of centroid acceleration

圖19 翼根彎矩功率譜密度Fig.19 PSD of wing root bending moment

圖20 翼尖加速度功率譜密度Fig.20 PSD of wing tip acceleration

6 結(jié) 論

以一架大展弦比無(wú)人機(jī)作為試驗(yàn)平臺(tái)，在自然條件下進(jìn)行了陣風(fēng)減緩飛行試驗(yàn),得到如下結(jié)論：

1) 為了進(jìn)行陣風(fēng)減緩效果評(píng)估，將飛行過(guò)程分為多個(gè)成對(duì)的開(kāi)閉環(huán)試驗(yàn)段，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行統(tǒng)計(jì)學(xué)分析，結(jié)果顯示包括飛機(jī)質(zhì)心過(guò)載和翼根彎矩等在內(nèi)的多個(gè)機(jī)體響應(yīng)量得到了有效的減緩，同時(shí)說(shuō)明基于統(tǒng)計(jì)學(xué)的“開(kāi)-閉”式陣風(fēng)減緩評(píng)價(jià)方法有效。

2) 本文通過(guò)“打補(bǔ)丁”的方式，對(duì)GAS進(jìn)行單獨(dú)設(shè)計(jì)，然后與飛機(jī)原有飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行整合，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)陣風(fēng)減緩功能的加裝。

3) 質(zhì)心過(guò)載、姿態(tài)俯仰角、翼根載荷具有非常緊密的聯(lián)系，對(duì)飛行試驗(yàn)飛機(jī)而言，其減緩效率具有正相關(guān)性，即質(zhì)心過(guò)載的減緩?fù)ǔＲ矔?huì)伴隨著翼根載荷的減緩以及姿態(tài)穩(wěn)定性增強(qiáng)。

4) 對(duì)于翼根載荷來(lái)講，通常以低頻分量為主，通過(guò)抑制飛機(jī)的剛體運(yùn)動(dòng)可有效的實(shí)現(xiàn)載荷減緩，對(duì)于機(jī)翼彈性較大的飛機(jī)，若翼根載荷彈性分量占比較大，那么就需要同時(shí)關(guān)注機(jī)翼的振動(dòng)抑制，減緩翼根載荷的高頻分量。