雷鳴，劉立坤

中國飛行試驗研究院，陜西 西安710089

主動氣動彈性機翼（Active Aeroelastic Wing，AAW）技術是一項多學科互相作用的技術，它綜合了空氣動力學設計、主動控制和結構設計等技術，以最大化飛機性能為目的。該技術利用柔性機翼的優(yōu)勢，使得機翼能夠采用大展弦比、薄機翼和大后掠角設計，通過機翼氣動彈性扭轉變形，使整個機翼產生氣動力增量，實現(xiàn)飛機的操控[1]。將傳統(tǒng)的以避免氣動彈性效應為目標的飛機設計轉變?yōu)槔脷鈩訌椥孕猍2]，這也是未來飛機氣動伺服彈性設計的新理念[3]。該技術的采用，將減小機翼舵面鉸鏈力矩，減小飛機重量。

20紀80年代，美國[4]將AAW概念應用在了ATF項目上，進行了相關研究。該項研究表明，AAW概念的應用將極大增加飛機控制能量，減小飛機重量。美國還設計了F-16飛機1∶6模型[5]，進一步驗證了AAW技術的控制效能和減重能力。1994年，美國開展了兩項AAW技術的設計驗證研究，研究將AAW技術應用在亞聲速多用途戰(zhàn)斗機上的優(yōu)勢。第一項研究[6]由洛克希德-馬丁公司實施，聯(lián)合了美國空軍/美國海軍/美國海軍陸戰(zhàn)隊進行了多用途飛機構型研究；第二項研究[7]由羅克韋爾公司和北美飛機公司設計并實施，設計了一款無尾多用途/單座/單發(fā)/矢量推力戰(zhàn)斗機。通過這兩項研究充分驗證了AAW技術在減重以及節(jié)約成本方面的優(yōu)勢。1996年，在美國空軍的支持下，萊特實驗室、愛德華空軍基地、美國國家航空航天局（NASA）德萊頓研究中心、NASA蘭利研究中心聯(lián)合開展了AAW技術研究，使用AAW技術重新設計了F/A-18飛機的機翼[8]，首先進行了地面共振試驗、載荷試驗以及風洞試驗[9]，最終進行了飛行試驗，驗證使用AAW技術飛機的特性，將新設計的飛機簡稱為F/A-18 AAW飛機。該飛行試驗由兩個飛行試驗階段組成[10，11]，第一階段飛行試驗的目的是擴展試驗載機顫振包線和載荷包線，以及利用所得飛行試驗數(shù)據(jù)建立氣動模型和載荷模型，以該模型為基礎進行AAW控制律設計，共完成51個飛行架次；第二飛行階段的目的是驗證所設計飛機控制律以及F/A-18 AAW飛機特性，驗證氣動和載荷模型，共完成35個飛行架次。2013年7月26日，美國X-56A驗證機實現(xiàn)首飛，X-56A驗證機用于研究輕質大柔性飛行器的氣動彈性主動控制技術[12]，驗證在柔性飛機上集成飛行控制和顫振抑制技術。而國內在AAW技術方面的研究還比較少，北京航空航天大學在AAW技術方面開展了相關研究[13]，其中有學者研究了基于遺傳算法發(fā)展了一種同步考慮結構優(yōu)化和配平關系優(yōu)化的綜合設計方法[13]。

本文將重點介紹F/A-18 AAW飛機飛行試驗相關的飛行試驗前期設計、氣動建模飛行試驗、載荷建模飛行試驗以及相關的試驗結果，為未來國內開展AAW技術研究提供一定的參考。

1 飛行試驗技術

1.1 飛機測試系統(tǒng)

為提高飛機大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)精度，AAW飛機加裝了機頭空速管。飛機其他的測試系統(tǒng)包括高質量的慣性導航系統(tǒng)、差分全球定位系統(tǒng)（GPS）單元、速率陀螺儀、舵面位置傳感器、飛行控制系統(tǒng)（FCS）參數(shù)監(jiān)控的MIL-STD-1553總線參數(shù)。加裝了測量方向舵鉸鏈力矩的應變電橋、振動傳感器[14]、飛行變形測量系統(tǒng)[15，16]等。

1.2 飛行控制系統(tǒng)

在大迎角研究飛行器項目[17]和F/A-18飛行控制計算機研制支撐項目[18]研究成果的基礎上，選擇了研究飛行控制系統(tǒng)（Research Flight Control System，RFCS）作為AAW飛機控制系統(tǒng)。圖1為F/A-18 AWW飛機基本的飛行控制系統(tǒng)單元。圖1中疊加框圖代表每個組成部分的余度，點線圍起來的代表了RFCS組成部分。GE701E是飛機原有的飛控系統(tǒng)，RFCS是為AAW飛機專門設計的飛控系統(tǒng)。GE701E和RFCS之間的信息交互通過雙端口隨機存取存儲器實現(xiàn)。GE701E到RFCS之間控制律的轉換通常是由飛行員控制完成的。同樣，RFCS到GE701E之間的轉換也是由飛行員控制或者是自動分離邏輯控制完成。將作動器指令中的預準備邏輯和瞬間自由轉換增加到RFCS運行中，從而確保結合/分離瞬間時間最短。

圖1 F/A-18飛行控制系統(tǒng)單元Fig.1 F/A-18 flight control system unit

在兩個飛行試驗階段中，RFCS使用了不同的模式[19]。在第一階段中，RFCS提供了單獨的多種氣動力控制面激勵，該激勵疊加在傳統(tǒng)F/A-18控制面指令上；在第二階段中，RFCS提供了內環(huán)控制，實施了新研發(fā)的AAW控制律。

1.3 飛行試驗動作

F/A-18 AAW飛機在進行飛行試驗過程中，主要采用兩種飛行試驗激勵技術：機載激勵系統(tǒng)激勵和飛行員輸入激勵。共有31種機載激勵系統(tǒng)激勵動作，飛機模型參數(shù)辨識數(shù)據(jù)來源于其中6種機載激勵系統(tǒng)激勵動作，另外25種機載激勵系統(tǒng)激勵動作用于研究氣動伺服彈性效應、地面試驗動作和失效模式動作，它們均已添加到現(xiàn)有的GE701E控制律中。該方法允許在進行機載激勵系統(tǒng)激勵時GE701E保持飛機的控制。機載激勵系統(tǒng)激勵主要用于氣動建模飛行試驗和載荷建模飛行試驗。飛行員輸入激勵包括推進改出、桿滾轉、過載4滾轉改出和過載5半滾倒轉，由飛行員操縱駕駛桿完成。飛行員輸入激勵主要用于氣動模型驗證飛行試驗和載荷模型建模和驗證飛行試驗。

1.4 飛行試驗狀態(tài)點

AAW飛行試驗共包括18個獨立的飛行試驗狀態(tài)點，其中亞聲速9個（馬赫數(shù)0.85、0.9和0.95）、超聲速9個（馬赫數(shù)1.1、1.2和1.3）。動壓范圍 2.87×10-2~7.18×10-2MPa。圖2為AAW試驗狀態(tài)矩陣點和飛行包線。第一階段飛行試驗與第二階段飛行試驗均在這18個狀態(tài)點進行了飛行試驗。

圖2 AAW飛行試驗點Fig.2 AAW flight test points

2 氣動建模飛行試驗技術

2.1 氣動力建模飛行試驗動作

使用6種控制縱向和橫向操縱面的機載激勵系統(tǒng)對飛機進行激勵，無需飛行員輸入桿位移，一次只激勵單獨一組控制面。激勵過程中運行F/A-18基本控制律，存在少量的飛機其他舵面響應，但是對于參數(shù)辨識而言可認為飛機各舵面響應充分解耦。表1和表2中列出了機載激勵系統(tǒng)參數(shù)辨識激勵的舵面偏度，每一個控制面的激勵時間間隔2s。圖3和圖4分別為縱向和橫向機載激勵系統(tǒng)激勵控制面偏轉時間歷程圖。

表1 縱向機載激勵系統(tǒng)激勵（對稱偏度）Table 1 Longitudinal onboard excitation system maneuvers（collective deflection）

圖3 縱向機載激勵系統(tǒng)激勵Fig.3 Longitudinal onboard excitation system maneuvers

圖4 橫向機載激勵系統(tǒng)激勵Fig.4 Lateral onboard excitation system maneuvers

δOLEF為外側前緣襟翼偏度，δILEF為內側前緣襟翼偏度，δTEF為后緣襟翼偏度，δLEF為內側加外側前緣襟翼偏度，δAIL為副翼偏度，δSTAB為水平安定面偏度，δRUD為方向舵偏度。

2.2 氣動參數(shù)辨識

利用最大似然輸出誤差參數(shù)辨識技術估計AAW飛機在每一個試驗點的氣動參數(shù)。將機載激勵系統(tǒng)激勵的響應數(shù)據(jù)輸入到參數(shù)辨識程序（pEst）中[20]。pEst軟件利用目標函數(shù)確定實測響應數(shù)據(jù)和動力學仿真預測之間的差異。通過迭代技術，調整未知的氣動參數(shù)值從而減小目標函數(shù)。每一種激勵分析會得出一系列的氣動參數(shù)值。圖5為pEst軟件流程圖。在同一個試驗點將不同激勵估計得來的參數(shù)值進行平均即可獲得最終的參數(shù)值，該值將用于建立新AAW氣動力模型。

3 載荷建模飛行試驗技術

3.1 載荷測量系統(tǒng)

圖5 輸出誤差最大似然參數(shù)辨識技術Fig.5The output-error maximum-likelihood parameter identification technique

通過多重線性回歸技術，利用飛行試驗數(shù)據(jù)建立AAW飛機載荷模型[21，22]。載荷模型的輸入包括飛機狀態(tài)參數(shù)、舵面偏度和從飛行測量參數(shù)中計算得到的非線性輸入。每個機翼的載荷模型輸出包括機翼根部彎矩和扭矩、機翼折疊處的彎矩和扭矩、內側和外側前緣襟翼鉸鏈力矩、后緣襟翼鉸鏈力矩和副翼鉸鏈力矩。在進行飛行試驗前進行了全機的地面載荷校準試驗和機翼扭轉剛度地面試驗[23]。

AAW飛機每一個機翼上安裝了大約100組應變電橋[22]。這些應變電橋用于確定每一個機翼上的4個控制面的鉸鏈力矩和機翼翼根與機翼折疊處的彎矩載荷與扭矩載荷。

3.2 飛行試驗動作

利用機載激勵系統(tǒng)激勵飛機。這些激勵包括一系列的小的、中等的或者大的對稱或差動激勵，分別獨立作用于每個控制面。利用同動或者差動的對稱信號分別激勵飛機縱軸和橫軸的響應。圖6所示數(shù)據(jù)來自于一個大幅值的對稱機載激勵系統(tǒng)激勵。

因為機載激勵系統(tǒng)激勵的幅值相對較小，增加了飛行員輸入激勵，從而確定在較大載荷水平時飛機的載荷特性。這些激勵包括過載5半滾倒轉、過載4滾轉改出以及半桿、3/4量和全桿量滾轉。

圖6 大幅值對稱機載激勵系統(tǒng)激勵Fig.6 Large collective onboard excitation system maneuver

3.3 載荷建模

AAW載荷模型是載荷方程的集合，每一個方程組在單獨的飛行條件下定義。為AAW建立載荷模型的包括翼根彎矩（WRBM）、翼根扭矩（WRTQ）、機翼折疊處彎矩（WFBM）、機翼折疊處扭矩（WFTQ）、內側前緣襟翼鉸鏈力矩（ILEF HM）、外側前緣襟翼鉸鏈力矩（OLEF HM）、后緣襟翼鉸鏈力矩（TEF HM）和副翼鉸鏈力矩（Ail HM）。每一個載荷方程的形式如式（1）所示：

式中：Lpred來自于載荷模型的預測載荷，I為截斷項，R為輸入的數(shù)量，X為每一個載荷方程的輸入?yún)?shù)。方程系數(shù)A通過多重線性回歸得到。每一個載荷方程選擇的輸入X來自于一系列的飛機狀態(tài)和舵面位置。由于AAW載荷模型主要用于AAW仿真的控制律設計，因此，只有仿真中用到的參數(shù)才作為載荷模型的輸入。

4 模型驗證飛行試驗結果

4.1 氣動模型驗證飛行試驗結果

4.1.2 橫向響應

選擇具有代表性的AAW飛機滾轉率對比AAW模型仿真預測結果與飛行數(shù)據(jù)[24]。整個激勵中滾轉率預測結果與飛行數(shù)據(jù)趨勢吻合度較好，與飛機真實的滾轉幾乎接近。如圖7（a）所示，整個飛行激勵滾轉率具有非常好的吻合度；如圖7（b）所示，吻合度精度稍差一些。圖7中，AAW模型的滾轉率與飛行數(shù)據(jù)具有相同的趨勢，但穩(wěn)定滾轉率預測偏小。整體上偏航率與飛行數(shù)據(jù)吻合較好，但不如滾轉率。

4.1.3 縱向響應

圖7 75%桿量左滾時飛機橫向響應Fig.7 Lateral-directional responses from 75% stick left roll

AAW氣動模型與飛行數(shù)據(jù)縱向響應匹配性較好，兩者并沒有完全重合，但總體趨勢與飛行數(shù)據(jù)相同。圖8（a）為某個亞聲速滾轉激勵，飛行數(shù)據(jù)和AAW仿真數(shù)據(jù)縱向響應的對比，仿真的縱向時間歷程趨勢與飛行數(shù)據(jù)相匹配。圖8（b）為某個超聲速滾轉激勵?？紤]到許多由于交叉耦合導致的響應，AAW仿真合理地跟隨了飛行數(shù)據(jù)的趨勢。考慮到該氣動模型中不包含交叉耦合因子，橫向激勵的縱向響應與飛行趨勢的匹配度較為合理。

圖8 75%桿量左滾飛機響應Fig.8 Longitudinal responses from 75% stick left roll

4.2 載荷模型驗證飛行試驗結果

通過飛行試驗驗證所建立的載荷模型精度。圖9（a）為一典型的滿桿滾轉時的前緣襟翼鉸鏈力矩時間歷程曲線圖，該圖顯示載荷模型前緣襟翼鉸鏈力矩模型預測偏大。圖9（b）顯示預測載荷等于測量載荷，曲線中剔除了由于時間扭曲造成的載荷模型誤差。圖9（c）為與圖10中相同飛行激勵下后緣襟翼和副翼的鉸鏈力矩。從該圖可以看出，載荷模型預測較好。HM為鉸鏈力矩，下標L為左，R為右。前緣襟翼和后緣襟翼載荷預測在精度方面存在差異，部分原因是由于階段一飛行試驗激勵幅值過小導致。在載荷建模時，前緣襟翼激勵幅值較小，而后緣襟翼激勵幅值大。前緣襟翼激勵輸入大小的限制導致前緣襟翼鉸鏈力矩預測精度偏低。這種降低不會影響控制律設計，因為前緣襟翼位置常常被其他限制條件限定。

法向過載5下的半滾倒轉動作也用作階段二飛行試驗包線擴展、氣動力模型驗證和載荷模型驗證。這些動作會產生比滾轉動作更高的機翼翼根和機翼折疊處的彎矩載荷。圖10為左機翼典型的WRBM、WFBM、WRTQ和WFTQ載荷時間歷程圖。載荷模型的彎矩預測結果誤差小于扭矩預測結果誤差。這種減小的結果可能是由于扭轉響應幅值更小的原因。

圖9 滿桿滾轉（馬赫數(shù)Ma=1.1，高度6000km）Fig.9 Full-stick roll（Ma=1.1， 6000km altitude）

圖10 法向過載5半滾倒轉激勵時，彎曲和扭轉載荷Fig.10 Typical bending and torque loads during a 5-g windup turn

5 結束語

通過兩個階段的飛行試驗建立并驗證了修改后的F/A-18 AAW飛機新的氣動力模型和載荷模型的有效性，仿真模型較好地預測了AAW飛機的氣動力特性和載荷特性，從飛行試驗結果看出，仿真預測結果和飛行試驗結果匹配性較好。通過飛行試驗驗證了AAW技術的可實現(xiàn)性，為未來柔性機翼飛機設計提供了新的設計方法，從而提高未來飛機性能。

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