Wind tunnel test of gust alleviation active control for flying wing configuration aircraft
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摘要:
飞翼布局飞机具有优越的隐身和气动特性，但由于布局原因无法配置常规控制面，因此常规布局飞机的阵风减缓控制方法不再适用。针对大展弦比飞翼布局飞机，设计了风洞模型、具有沉浮和俯仰2个方向自由度的支持系统以及能够产生连续正弦阵风的阵风发生器，采用经典控制律理论设计了能够同时减缓翼尖过载和翼根弯矩的3组控制方案，开展了阵风减缓主动控制风洞试验，对开、闭环试验数据进行了分析。试验数据表明，和正常式布局飞机不同，阵风引起的飞翼布局飞机的翼尖过载和翼根弯矩在俯仰模态对应的频率处有一个很大的峰值，而在一弯频率附近峰值比较小；对于不同控制面组合，阵风减缓效果不一样；对于飞翼布局飞机，选用合适的控制面组合可以有效减缓阵风载荷和阵风响应。
Abstract:Flying wing configuration aircraft is advantageous on the characteristics of stealth and aerodynamics, but due to lack of conventional elevator and rudder, gust alleviation control method for the aircraft with conventional configuration is not suitable anymore. For the flying wing configuration aircraft with large aspect ratio, a wind tunnel model, support system with two degrees of freedom of plunging and pitching, and gust generator which is capable of generating continuous sine gust are designed. Three control schemes that can simultaneously reduce wing tip acceleration and wing root bending moment are designed using classical control law theory. Wind tunnel test of gust alleviation active control is conducted and the open and closed loop test data are analyzed. Test data show that the wing tip acceleration and the wing root bending moment due to gust of flying wing aircraft have a large peak at the frequency of pitch mode, while the peak at the frequency of first bending mode is relatively small; for different combinations of control surface, the effects of gust alleviation are different; for flying wing configuration aircraft, selecting the appropriate combination of control surfaces can effectively reduce the gust load and gust response.
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Key words:
- aeroservoelastic /
- flying wing configuration /
- gust alleviation /
- active control /
- wind tunnel test
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飞机在大气紊流场中飞行时会发生紊流颠簸，紊流颠簸主要会带来以下影响[1]：①产生附加载荷，增加翼尖过载和翼根弯矩；②影响驾驶员的正常操纵和乘员的舒适性；③缩短结构的疲劳寿命。飞翼构型是未来飞机布局设计的主要方向之一，和传统的飞机布局相比，它的气动外形是一个完整的机翼，翼载较小，结构的柔性较大，更容易受到阵风干扰。传统的阵风载荷减缓的方法主要包括结构设计和主动控制技术，其中主动控制技术是目前比较常用的方法。与常规布局飞机相比，飞翼布局飞机阵风载荷减缓的特点主要包括：①飞翼布局飞机控制面比较多，在阵风载荷减缓时需要考虑多种控制面组合的减缓效率；②飞翼布局造成机身较短，飞机的短周期俯仰模态的频率比较高，接近飞机的一阶弯曲频率，需要考虑刚弹耦合问题；③飞翼布局飞机的静稳定性一般比较差，在选取操纵面进行阵风载荷减缓时，有可能会造成飞机静不稳定。上述问题的存在给飞翼布局飞机阵风载荷减缓带来了比较大的困难。因此，针对飞翼布局飞机研究的阵风减缓主动控制技术对提高飞翼布局飞机的性能具有重要意义。
国外进行阵风响应减缓研究开展较早也较为成熟，主要采用主动控制技术控制操纵面的偏转来实现阵风响应的减缓。20世纪七八十年代，美国在B-52、DC-10和C-5A等机型上进行阵风减缓主动控制风洞试验和飞行试验[2-4]。2006年，Karpel等[5]针对不同控制面对阵风载荷的减缓效果进行了一定的研究，通过试验证明了翼下控制面和翼尖控制面比副翼的减缓效率更高。2007年，美国完成了飞翼传感飞行器的气动弹性模型的风洞试验，希望通过阵风减缓降低结构质量从而增加飞行器的航程和承载能力[6-7]。2007—2010年，波音公司进行了为期4年的联翼传感器飞机的气动弹性模型的风洞试验，通过阵风减缓主动控制技术提高了飞机质心位置的静稳定性，明显降低了飞机的阵风载荷峰值，证明了波音联翼传感器飞机结构和飞控耦合的弹性飞机设计过程[8-9]。
国内的杨超和吴志刚等[10-12]对于阵风减缓也做了相应的研究，主要是采用较为经典的控制律达到阵风减缓的目的，研究对象多为机翼或在常规布局形式的基础上展开。刘伏虎等[13]建立了耦合俯仰自由度的弹性无人机的阵风响应的状态空间模型，研究了飞翼布局无人机的阵风减缓的控制方案。国内到目前为止尚没有飞翼布局模型的阵风减缓风洞试验。
本文针对某飞翼布局飞机，介绍了阵风减缓主动控制风洞试验系统的各个子系统，分析了开、闭环试验数据，得出设计能够同时减缓飞翼布局模型的翼尖过载和翼根弯矩的控制方法的相关规律。
1. 试验概述
本次试验的目的是研究飞翼布局飞机的阵风减缓主动控制技术，通过主动控制技术减缓翼尖过载和翼根弯矩。如图 1所示，阵风减缓主动控制风洞试验主要包括飞机模型、支持系统、阵风发生器以及测控系统等子系统。
2. 飞机模型设计
2.1 总体设计
试验模型为飞翼布局的大展弦比半模飞机。模型的半展长为1.8 m，质量为5.837 g。具体的几何参数如表 1所示。
表 1 模型几何参数Table 1. Model geometric parameters项目 参数 翼展/m 0.8 根部弦长/m 0.6 梢部弦长/m 0.2 前缘后掠角/(°) 20 机身后缘前掠角/(°) 57.4 机翼后缘后掠角/(°) 20 翼型 NACA0015 如图 2所示，模型一共有5个控制面，前缘有1个，记为LE舵面；后缘有4个，沿着翼展方向由内向外分别记为TE1、TE2、TE3以及TE4舵面。每个舵面由电动舵机通过连杆机构带动。模型的质心处布置了角速度传感器，翼根处布置了应变片，翼尖处布置了加速度传感器。可以分别测量模型的质心角速度，翼根弯矩和翼尖加速度。
2.2 结构设计
2.2.1 结构动力学特性分析
结构动力学特性分析是计算飞机阵风响应的基础。采用MSC/NASTRAN软件计算其动力学特性。在不考虑气动力时，模型的重要模态如表 2所示。
表 2 模态分析Table 2. Modal analysis模态阶数 模态描述 频率/Hz 1 沉浮 0 2 俯仰 0 3 一弯 2.56 4 面内一弯 6.88 5 二弯 8.16 6 一扭 27.57 模型的一弯如图 3所示，黑色实线模型表示变形之后的状态，红色直线表示一弯模态的2条节线位置。考虑沉浮和俯仰模态之后，模型的一弯不再是垂直一弯，还包括俯仰的分量。
考虑到试验风速范围为16~24 m/s，因此，模型的颤振速度应该大于30 m/s。利用频率匹配(PK)法计算颤振，颤振速度为32.5 m/s，频率为5.87 Hz，颤振型为一弯、二弯和俯仰模态的耦合。故该模型符合试验条件。
2.2.2 结构详细设计
模型的结构设计图如图 2所示。通过上述模型的结构动力学特性分析，可以确定模型的主要结构型式及截面尺寸。机身和机翼梁通过2个耳片连接。机翼采用单梁结构，矩形截面材料为7075-T651超硬铝合金，木质翼盒起维形作用。机翼由若干个翼盒组成，每个翼盒由3个翼肋组成，其中只有中间翼肋和翼梁相连，保证翼盒产生的气动力能够传递到翼梁上。各个翼盒段之间不相连，其目的是保证各个翼盒段只是起维形作用，避免提供给机翼附加刚度。
3. 模型支持系统设计
本次风洞试验要求模型具有沉浮和俯仰2个方向的自由度，因此，和模型连接的支持系统应该提供这2个方向的自由度，并且对模型的刚体运动无弹性约束。支持系统的详细结构[14]如图 4所示，套筒可以转动，滑块可以平动。滑块上布置了角位移传感器，通过皮带轮和套筒连接，可以测量飞机的俯仰角位移。底座的一侧布置了线位移传感器，线位移传感器的线头和滑块固连，从而可以测量飞机的沉浮位移。
如图 5所示，在风洞试验时，支持系统的底座和风洞地板固连，飞机模型通过根部的圆轴和支持系统的套筒固连，从而可以实现沉浮和俯仰运动。
4. 阵风发生器
本次试验的目的之一是研究飞翼布局模型对特定频率阵风扰动的响应情况，因此，需要一种能产生不同频率的正弦型纵向扰动的阵风发生器。如图 6所示，阵风发生器放置在模型的前方，距离模型前缘2.4 m。
阵风可用以下的函数表示[15]：
式中：wg为试验模型安装处纵向阵风扰动的强度；wgmax和f分别为阵风扰动的幅值和频率;t为时间。本次试验阵风的指标拟定为：纵向阵风扰动幅值wgmax=1 m/s左右，频率f=1~5 Hz。
5. 试验测控系统
试验测控系统主要包括数据采集与试验监控模块和计算机控制模块两部分。计算机控制模块主要包括控制方案和软、硬件实现。
5.1 数据采集与试验监控模块
数据采集与试验监控模块如图 7所示。该系统主要包括传感器、稳压电源、低通滤波器、数据采集卡、动态应变仪、试验监控平台等设备[10]。稳压电源的作用是给各类传感器供电。低通滤波器的作用是将某些采集信号中的高频噪声信号滤掉。数据采集卡的作用是将传感器采集的模拟电压信号转换成数字信号。动态应变仪的作用是用于采集机翼根部弯矩数据。试验监控平台的作用是保存数据并实时监控试验数据，保证试验模型的安全。
5.2 计算机控制模块
5.2.1 控制方案设计
飞翼布局全机阵风减缓控制系统的目标是减小阵风引起的翼尖过载以及翼根弯矩载荷。阵风减缓控制系统选取质心附近的俯仰角速率、俯仰角位移和翼尖过载作为反馈信号，选取TE1、TE3、TE4和LE作为阵风减缓控制系统的控制面。
考虑到试验条件是放开飞机的沉浮和俯仰运动，以及直接升力反馈的控制思想，因此，阵风减缓控制既要减缓俯仰方向的运动，同时也要减缓翼尖过载以及附加载荷。阵风减缓控制回路主要包括TE1回路、TE3回路、TE4回路和LE回路，各回路的反馈参数如图 8所示。
TE1回路采用比例反馈控制，角位移和角速率信号分别由角位移传感器和角速率传感器测得。TE2、TE3和TE4回路都是采用比例和积分反馈控制，翼尖过载由翼尖加速度计测得，每个回路上面的增益是比例系数，下面的增益是积分系数。TE1回路的控制结构是以俯仰角速率和角位移作为反馈信号，主要用于抑制飞机俯仰方向的运动。TE3回路、TE4回路和LE回路的控制结构是以翼尖过载作为反馈信号，主要用于抑制弹性模态引起的翼尖过载以及附加载荷。
根据阵风减缓控制回路作用的不同，设计了3种阵风减缓控制方案。如表 3所示，这3种方案中抑制俯仰模态引起的俯仰运动的回路相同，即上述的TE1回路，不同的是抑制翼尖过载的回路。
表 3 不同控制方案控制回路组成Table 3. Contol loop composition of differentcontrol schemes控制方案 TE1回路 TE3回路 TE4回路 LE回路 1 √ × √ √ 2 √ × √ × 3 √ √ × √ 5.2.2 软件和硬件实现
测控系统通过虚拟仪器实现。虚拟仪器是按照仪器需求组织的数据采集系统。对虚拟仪器来说，硬件设备的作用是完成数据的采集和发送，而运算和控制全部由软件实现。本试验测控系统采用美国NI公司的Labview软件编写。风洞模型的阵风减缓回路增益通过试验控制系统界面平台发送给控制计算机。
6. 试验结果分析与讨论
6.1 开环阵风响应分析
为了保证试验模型的安全，同时得到比较好的试验结果，确定试验风速分别为16、18、20、22 m/s，阵风频率分别为1.0、1.2、1.5、1.8、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0、4.5、5.0 Hz。在考虑气动力时，由于气动刚度的影响，模型的俯仰模态的频率不再为零，会随着风速的增加而增加。如图 9所示，风速为16 m/s，阵风频率为1.0 Hz时，对开环翼尖过载响应作快速傅里叶变换，可以看到翼尖过载响应不仅在1.0 Hz处有一个峰值，在1.2 Hz附近也有一个峰值。通过分析可以知道1.2 Hz为俯仰模态对应的频率。同理，如图 10所示，风速为18 m/s时，俯仰模态的频率为1.25 Hz；风速为20 m/s时，俯仰模态的频率为1.35 Hz；风速为22 m/s时，俯仰模态的频率为1.45 Hz。
图 9 风速为16 m/s，阵风频率为1.0 Hz时，开环翼尖过载频响图Figure 9. Frequency response graph of open-loop wing tipoverload when wind speed is 16 m/s and gust wind frequency is 1.0 Hz如图 11和图 12可知，在风速为16 m/s和18 m/s时，阵风引起的翼尖过载和翼根弯矩在1.2 Hz附近有较大的峰值，在风速为22 m/s时，阵风引起的翼尖过载和翼根弯矩在1.5 Hz附近有较大的峰值。结合上一段中俯仰模态的频率可知，这些峰值是由模型的俯仰模态引起的。由于俯仰模态的频率随着风速的增加而增加，故随着风速增加，峰值会沿着频率增大的方向移动。在风速为20 m/s时，俯仰模态对应的频率为1.35 Hz，由于试验条件的限制，试验中没有吹1.35 Hz的阵风，因此阵风引起的翼尖过载和翼根弯矩没有俯仰模态对应的峰值，在1.2 Hz和1.5 Hz附近有一个相对较小的峰值。
图 11 不同风速和不同频率的开环翼尖过载Figure 11. Open-loop wing tip overload at differentwind speed and frequency
图 12 不同风速和不同频率的开环翼根弯矩Figure 12. Open-loop wing root bending moment at differentwind speed and frequency6.2 阵风减缓结果分析
6.2.1 3种控制方案在不同频率下的减缓效果
当风速为18 m/s时，针对3种控制方案，根据风洞试验得到的开环与闭环系统的翼尖过载的减缓效果如图 13及表 4所示。
图 13 3种控制方案在不同频率下的翼尖过载Figure 13. Wing tip overload of three control schemes at different frequency表 4 3种控制方案在不同频率下的翼尖过载减缓效果Table 4. Wing tip overload alleviation effect of threecontrol schemes at different frequency频率/Hz 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 1.2 9.2 46.5 25.6 1.5 10.2 -0.2 35.0 1.8 -10.5 -0.1 19.0 由于阵风引起的翼尖过载的能量主要集中在低频段，因此这里只关注阵风频率为1.2~1.8 Hz的减缓效果。根据表 4可知，3种控制方案针对翼尖过载的最大的峰值都有减缓，其中控制方案2的减缓效果最明显，为46.5%；控制方案3针对1.2~1.8 Hz 3个频率点都有明显的减缓，为19%~35%。考虑到翼尖过载的峰值要比其他频率点对应的值大很多，故可认为在风速18 m/s时，控制律方案对翼尖过载的减缓效果最好。
当风速为18 m/s时，针对3种控制方案，根据风洞试验得到的开环与闭环系统的翼根弯矩的减缓效果如图 14及表 5所示。3种控制方案下翼根弯矩随阵风频率的变化趋势和翼尖过载的相似，这里就不详细分析了。
图 14 3种控制方案在不同频率下的翼根弯矩Figure 14. Wing root bending moment of three controlschemes at different frequency表 5 3种控制方案在不同频率下的翼根弯矩减缓效果Table 5. Wing root bending moment alleviation effectof three control schemes at different frequency频率/Hz 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 1.2 4.5 34.6 3.4 1.5 -2.7 -18.4 23.8 1.8 -48.3 -40.0 -11.7 由上述分析可知，同一控制方案在不同阵风频率下的减缓效果不同，不同控制方案在同一阵风频率下的减缓效果不同；在风速为18 m/s时，3种控制方案针对翼尖过载和翼根弯矩的最大的峰值都有减缓，在其他频率点可能会有所增大，但是考虑到峰值比其他频率点对应的值大很多，这种增大可以忽略不计。
6.2.2 3种控制方案在不同风速下的减缓效果
通过前面开环响应的分析可知，风速为18 m/s时，阵风引起的翼尖过载在1.2 Hz处有一个极大值；风速为20 m/s时，阵风引起的翼尖过载在1.5 Hz处有一个极大值；风速为22 m/s时，阵风引起的翼尖过载在1.5 Hz处有一个极大值。在不同风速时，3种控制方案针对这些极大值的减缓效果如图 15及表 6所示。
图 15 3种控制方案在不同风速下的翼尖过载Figure 15. Wing tip overload of three control schemes atdifferent wind speed表 6 3种控制方案在不同风速下的翼尖过载减缓效果Table 6. Wing tip overload alleviation effect of three control schemes at different wind speed风速/(m·s-1) 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 18 9.2 46.5 25.6 20 25.5 -6.5 56.1 22 55.2 -56.7 59.2 根据相关图表可知，控制方案1和3在风速为18~22 m/s时，对翼尖过载都有明显的减缓，分别为9.2%~55.2%以及25.6%~59.2%。控制方案2随着风速的增加，减缓效果逐渐变差，风速为22 m/s时，对翼尖过载反而增大了56.7%。如图 16和图 17所示，通过分析试验数据可以发现，控制方案2在风速为22 m/s，阵风频率为1.5 Hz条件下，2个减缓舵面都已经满偏(试验时舵面限幅为20°)，因此造成减缓效果变差。而控制方案1和3都有3个减缓舵面，减缓效果随着风速的增加而增加。
在不同风速时，3种控制方案针对翼根弯矩极大值的减缓效果如图 18及表 7所示。3种控制方案下翼根弯矩随风速的变化趋势和翼尖过载的相似，这里就不详细分析了。
图 18 3种控制方案在不同风速下的翼根弯矩Figure 18. Wing root bending moment of three control schemes at different wind speed表 7 3种控制方案在不同风速下的翼根弯矩减缓效果Table 7. Wing root bending moment alleviation effectof three control schemes at different wind speed风速/(m·s-1) 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 18 4.5 34.6 3.4 20 9.7 -30.0 47.2 22 41.4 -104.5 41.7 由上述分析可知，同一控制方案在不同风速下的减缓效果不同，不同控制方案在同一风速下的减缓效果不同；合适的控制方案针对不同风速下的翼尖过载和翼根弯矩的最大的峰值都有减缓。
6.2.3 控制方案1在时域下的减缓效果
风速为22 m/s、阵风频率为1.5 Hz时，控制方案1和开环的翼尖过载和翼根弯矩随时间的变化分别如图 19和图 20所示，从图中可以看出翼尖过载有明显的减缓，翼根弯矩有一定程度的减缓。
图 19 控制方案1和开环在时域下的翼尖过载Figure 19. Wing tip overload of control scheme 1 and open loop in time domain
图 20 控制方案1和开环在时域下的翼根弯矩Figure 20. Wing root bending moment of control scheme 1 and open loop in time domain7. 结 论
针对大展弦比飞翼布局飞机，开展了阵风减缓主动控制与风洞试验。采用经典控制理论进行控制方案设计，并将设计的控制方案应用于低速风洞试验，通过对模型的阵风开、闭环响应数据分析，得到如下结论：
1) 和正常式布局飞机不同，飞翼布局飞机的阵风载荷及响应在俯仰模态对应的频率处有一个很大的峰值，而在一弯频率附近峰值较小。
2) 对于同一控制方案，翼尖过载和翼根弯矩的减缓效果随阵风频率和风速的不同而不同。
3) 对于不同控制方案，即对于不同控制面组合，翼尖过载和翼根弯矩的减缓效果不同，考虑到飞翼布局多控制面的特性，在进行阵风减缓控制方案设计时，需要优化控制面组合。
4) 对于大展弦比飞翼布局飞机，采用阵风减缓主动控制技术，可以同时减缓翼尖过载和翼根弯矩，有利于结构的减重。
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图 9 风速为16 m/s，阵风频率为1.0 Hz时，开环翼尖过载频响图
Figure 9. Frequency response graph of open-loop wing tipoverload when wind speed is 16 m/s and gust wind frequency is 1.0 Hz
图 11 不同风速和不同频率的开环翼尖过载
Figure 11. Open-loop wing tip overload at differentwind speed and frequency
图 12 不同风速和不同频率的开环翼根弯矩
Figure 12. Open-loop wing root bending moment at differentwind speed and frequency
图 13 3种控制方案在不同频率下的翼尖过载
Figure 13. Wing tip overload of three control schemes at different frequency
图 14 3种控制方案在不同频率下的翼根弯矩
Figure 14. Wing root bending moment of three controlschemes at different frequency
图 15 3种控制方案在不同风速下的翼尖过载
Figure 15. Wing tip overload of three control schemes atdifferent wind speed
图 18 3种控制方案在不同风速下的翼根弯矩
Figure 18. Wing root bending moment of three control schemes at different wind speed
图 19 控制方案1和开环在时域下的翼尖过载
Figure 19. Wing tip overload of control scheme 1 and open loop in time domain
图 20 控制方案1和开环在时域下的翼根弯矩
Figure 20. Wing root bending moment of control scheme 1 and open loop in time domain
表 1 模型几何参数
Table 1. Model geometric parameters
项目 参数 翼展/m 0.8 根部弦长/m 0.6 梢部弦长/m 0.2 前缘后掠角/(°) 20 机身后缘前掠角/(°) 57.4 机翼后缘后掠角/(°) 20 翼型 NACA0015 
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表 2 模态分析
Table 2. Modal analysis
模态阶数 模态描述 频率/Hz 1 沉浮 0 2 俯仰 0 3 一弯 2.56 4 面内一弯 6.88 5 二弯 8.16 6 一扭 27.57
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表 3 不同控制方案控制回路组成
Table 3. Contol loop composition of differentcontrol schemes
控制方案 TE1回路 TE3回路 TE4回路 LE回路 1 √ × √ √ 2 √ × √ × 3 √ √ × √
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表 4 3种控制方案在不同频率下的翼尖过载减缓效果
Table 4. Wing tip overload alleviation effect of threecontrol schemes at different frequency
频率/Hz 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 1.2 9.2 46.5 25.6 1.5 10.2 -0.2 35.0 1.8 -10.5 -0.1 19.0
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表 5 3种控制方案在不同频率下的翼根弯矩减缓效果
Table 5. Wing root bending moment alleviation effectof three control schemes at different frequency
频率/Hz 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 1.2 4.5 34.6 3.4 1.5 -2.7 -18.4 23.8 1.8 -48.3 -40.0 -11.7
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表 6 3种控制方案在不同风速下的翼尖过载减缓效果
Table 6. Wing tip overload alleviation effect of three control schemes at different wind speed
风速/(m·s-1) 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 18 9.2 46.5 25.6 20 25.5 -6.5 56.1 22 55.2 -56.7 59.2
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表 7 3种控制方案在不同风速下的翼根弯矩减缓效果
Table 7. Wing root bending moment alleviation effectof three control schemes at different wind speed
风速/(m·s-1) 减缓效果/% 控制方案1 控制方案2 控制方案3 18 4.5 34.6 3.4 20 9.7 -30.0 47.2 22 41.4 -104.5 41.7
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