周偉,馬培洋,2,*,郭正,王道平,周睿孫

1. 火箭軍工程大學(xué) 導(dǎo)彈工程學(xué)院,西安 710025 2. 中國人民解放軍66011部隊,北京 102600 3. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院,長沙 410073 4. 火箭軍工程大學(xué) 基礎(chǔ)部,西安 710025

無人機(Unmanned Aerial Vehicle, UAV)是戰(zhàn)爭催生的產(chǎn)物,它誕生于一戰(zhàn),發(fā)展于二戰(zhàn)。隨著需求的多樣化發(fā)展,無人機技術(shù)逐步進步,分支也越來越多,不只在軍事偵察、物資運輸、通信中繼等國防工程上發(fā)揮重要作用,還廣泛地應(yīng)用于農(nóng)業(yè)植保、環(huán)境保護、管線巡查等諸多民生領(lǐng)域。無人機按平臺構(gòu)型主要分為固定翼無人機、旋翼無人機、撲翼無人機等。固定翼無人機相比于其他無人機具有速度快、載重大、航程長等優(yōu)勢。

無人機集群,能夠完成大量單機系統(tǒng)無法完成,或者由群體更有效完成的任務(wù)。但是固定翼無人機組成的集群相比于高空長航時無人機存在航時短、巡航高度低的不足。通常,為了保證集群無人機良好的機動性能,其采用的無人飛行單元一般體積較小、展弦比不大,加裝太陽能能源模塊收效甚微。為同時獲得高空長航時無人機和無人機集群的雙重優(yōu)勢,筆者所在團隊提出了鏈翼的概念,類似理念的研究和試驗在近現(xiàn)代航空發(fā)展上已有探索。

本文梳理了與鏈翼無人機相關(guān)的技術(shù)發(fā)展歷程與工程研究現(xiàn)狀,從理論上分析了其在升阻比、飛行速度、續(xù)航時間核巡航高度上的優(yōu)勢闡述了以空中對接為首的關(guān)鍵技術(shù),并對未來發(fā)展進行了展望。

1 鏈翼的概念

鏈翼技術(shù)(Chained Wing Technology, CWT),是指多架固定翼無人機通過翼尖連接機構(gòu)將機翼連接,形成一個大展弦比無人飛行器組合體的大氣層內(nèi)空中連接與分離技術(shù)。其中,被連接的單個固定翼無人機也稱為無人飛行單元。

基于翼尖鏈翼的組合固定翼無人飛行器(Combined Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle with Wingtip Chained, CFWUAV-WC)利用翼尖鏈翼技術(shù)使飛行器具有更好的空氣動力學(xué)性能、結(jié)構(gòu)強度與復(fù)雜多任務(wù)適應(yīng)性能,可以飛得更高,續(xù)航時間更長,遂行任務(wù)更加靈活多樣,同時也可在一定程度上避免常規(guī)高空平臺系統(tǒng)(High Altitude Platform Systems, HAPS)機翼負(fù)載過大的問題。

組合固定翼無人飛行器的不同飛行單元可以根據(jù)任務(wù)需求搭載不同載荷,通過這些相同或不同的載荷共同執(zhí)行復(fù)雜多任務(wù)。在飛行過程中,各飛行單元可以自由組合和分離。分離時,可以確保靈活機動;組合時,具有續(xù)航時間更長、飛行高度更高的優(yōu)勢。未來組成組合平臺的無人飛行單元可以融合太陽能技術(shù),實現(xiàn)晝夜不間斷飛行,極大地提升組合無人飛行器綜合任務(wù)執(zhí)行的持續(xù)性,降低維護成本,無論是民用綜合保障還是區(qū)域軍事支援都能夠發(fā)揮重要作用。

2 翼尖鏈翼技術(shù)進展

翼尖鏈翼技術(shù)最早可以追溯到二戰(zhàn)后美國進行的翼尖耦合與拖拽試驗,由于當(dāng)時無法突破技術(shù)瓶頸和空中加油技術(shù)的沖擊,該項研究停滯了40多年,直到21世紀(jì),德國、美國和中國又有團隊開始了相關(guān)研究。

2.1 國外早期的翼尖耦合與拖拽技術(shù)嘗試

翼尖耦合(Wingtip Coupling,WC)的概念最早由二戰(zhàn)后移居美國的德國科學(xué)家Richard Vogt提出,旨在通過在兩翼翼尖附加兩個存放燃油的飛行模塊的方法增加戰(zhàn)斗機航程,同時由于翼尖的飛行模塊增大了展弦比,將有效降低誘導(dǎo)阻力,提高氣動性能?；谶@種概念,1949年美國空軍改裝了道格拉斯C-47運輸機和小型Q-14靶機并進行了空中對接試驗,用來驗證翼尖拖拽飛行試驗的可行性,如圖1所示。

圖1 C-47運輸機翼尖拖拽Q-14靶機Fig.1 C-47 transporter wingtip dragging Q-14 target

試驗成功后共和國航空公司(Republic Aviation)承接了“MX-1018”(即“Tip-Tow”)項目,目的是提高戰(zhàn)斗機航程來為轟炸機護航,試驗通過一架B-29轟炸機拖拽兩架F-84噴氣式飛機,實現(xiàn)了空中3機連接和飛行,并進行了電、氧、油的初步傳輸嘗試,如圖2所示。1953年4月24日的試驗中由于自動控制問題導(dǎo)致2架飛機墜毀,6名機組人員全部遇難,該項目終止。

圖2 “Tip-Tow”項目B-29拖帶兩架F-84飛行[6]Fig.2 Tip-Tow Project B-29 towing two F-84[6]

1955年,美軍又開啟了“Tom-Tom”項目,目的是遠(yuǎn)程輸送偵察機對敵方領(lǐng)空進行偵察,使用的是比B-29翼展更大的B-36轟炸機,拖拽兩架后掠翼布局的RF-84F照相偵察機,如圖3所示。但在1956年9月23日的飛行試驗中,兩架飛機對接后RF-84F開始劇烈拍動,在飛行員主動拋除連接機構(gòu)后,兩機成功分離,沒有造成嚴(yán)重后果,但“Tom-Tom”項目也自此停止。以上一系列試驗驗證了這種組合飛行技術(shù)在氣動效率方面的優(yōu)越特性,但也發(fā)現(xiàn)了克服兩翼對接時的翼尖渦流是該研究的技術(shù)難點。

圖3 “Tom Tom”項目B-36與RF-84F相互接近[7-8]Fig.3 Tom Tom Project: B-36 and RF-84F closing to each other[7-8]

翼尖拖拽技術(shù)受制于當(dāng)時技術(shù)條件,造成了極大的安全隱患甚至人員傷亡,同時從提高航程的目的來看,空中加油技術(shù)的成熟也對翼尖耦合與拖拽技術(shù)產(chǎn)生了巨大沖擊,加速了這一技術(shù)的沒落。盡管如此,該技術(shù)在提升氣動性能、增加航程方面的效果不可忽視。

2.2 國外近年來重啟的翼尖連接技術(shù)探索

21世紀(jì)以來,隨著無人機集群、太陽能技術(shù)的迅猛發(fā)展和飛行控制技術(shù)、傳感器與測量技術(shù)的進步,能夠完美融合集群無人機與太陽能無人機優(yōu)勢的翼尖耦合技術(shù)再次被科學(xué)家們關(guān)注。

德國科學(xué)家主要從工程上對翼尖連接技術(shù)進行了探索和實踐,并著重設(shè)計了組合體的控制系統(tǒng)。柏林技術(shù)大學(xué)及其附屬的AlphaLink項目股份有限公司(AlphaLink Engineering GmbH)開發(fā)了一個控制系統(tǒng)來控制通過翼尖連接的無人機組合體,并制造了由3架無人機通過翼尖相連的方式組合而成的技術(shù)驗證機 (Advanced Multi-Body Aircraft),該驗證機在2017年6月于Strausberg機場進行了首飛試驗,如圖4所示。結(jié)果表明,該控制系統(tǒng)可以保持多架鏈翼無人機的機翼形狀。該公司現(xiàn)在正在進行基于太陽能動力的多無人機鏈翼項目——AlphaLink X,如圖5所示,以AMBA控制系統(tǒng)為基礎(chǔ),利用大翼展和高升阻比以達(dá)到長航程目的,尤其結(jié)合太陽能動力后,希望實現(xiàn)全年滯空飛行。

圖4 AMBA的飛行測試[9]Fig.4 Flight test of AMBA[9]

圖5 AlphaLink X項目遠(yuǎn)景圖[10]Fig.5 Vision of AlphaLink X project[10]

德國宇航研究院(Deutsches Zentrum für Luft-und Raumfahrt, DLR)為了解決大展弦比飛行器在飛行時出現(xiàn)大上反角情況導(dǎo)致結(jié)構(gòu)被破壞的問題,于2017年提出了一種分布式大展弦比的高空彈性飛機(Elastic Aircraft for High Altitude, ELAHA)方案,如圖6所示。該布局無人機由載荷段和推進段構(gòu)成,載荷段采用剛性設(shè)計,而推進段采用大柔性設(shè)計,這種布局在局部上升氣流作用下可以實現(xiàn)從翼梢到另一側(cè)翼梢的90°彎曲,提高了結(jié)構(gòu)安全性,同時利用柔性段平尾操縱實現(xiàn)全機飛行控制。此外,他們還希望該無人機可根據(jù)任務(wù)要求靈活進行各飛行單元的組合與分離,從而實現(xiàn)其他布局難以實現(xiàn)的任務(wù)目標(biāo)。

圖6 德國宇航研究院的高海拔彈性飛機概念[11]Fig.6 DLR concept of elastic aircraft for high altitude[11]

美國科學(xué)家主要通過計算流體力學(xué)分析與風(fēng)洞試驗,對翼尖連接過程的氣動力與氣動控制進行分析與研究。2002—2003年,Magill和Durham,進行了大量的風(fēng)洞試驗,對翼尖對接飛行、近距離編隊飛行和拖拽編隊飛行等3種復(fù)合飛行器運輸(Compound Aircraft Transport, CAT)飛行模式進行了研究。結(jié)果表明,拖拽飛行最易實現(xiàn),但需要載機配合。翼尖對接飛行和近距離編隊飛行可以在無載機的條件下增強續(xù)航能力,但是翼尖對接飛行的空中對接過程是主要難題,同時對接后的飛行控制技術(shù)需進一步研究；而近距離編隊飛行可以利用前側(cè)飛行單元產(chǎn)生的氣流,但其飛行狀態(tài)變化劇烈,飛行單元之間的耦合影響較大,對飛行控制有更高的要求。

2012至今,Montalvo和Costello對如圖7 所示的翼尖相連和首尾相連的飛行器進行了分析研究,提出了“元飛行器”(Meta Aircraft)的概念,并對元飛行器的飛行動力學(xué)與控制、連接動力學(xué)與控制,給出了仿真結(jié)果,后期還進行了如圖8 所示的飛行試驗,對控制算法進行了初步驗證。

圖7 組合無人機概念[14-16]Fig.7 Concept of combined UAV[14-16]

2018年,美國國家航空航天局的 Cooper和Rothhaar提出了多架飛機空中對接系統(tǒng)的動態(tài)模型和控制方案,動態(tài)模型由相鄰兩機翼的空氣動力學(xué)模型(NASA-Burnham-Hallock wingtip vortex model)、固定翼飛機運動方程以及連接機構(gòu)受力模型(Spring-damper-magnet System)組成。對接控制方案由一種將本飛行單元自主驅(qū)動到目標(biāo)飛行單元的引導(dǎo)算法實現(xiàn)。

2.3 國內(nèi)對翼尖連接與鏈翼技術(shù)的探索

2012—2013年,遼寧通用航空研究院的張立國等提出了兩種聯(lián)體飛機的想法,一種是平直布局,另一種是飛翼布局,并設(shè)計了一種連接機構(gòu)。

2019年北京航空航天大學(xué)的An總結(jié)了團隊對多體飛機(Multi-Body Aircraft, MBA)的飛行力學(xué)分析和試驗情況,認(rèn)為多體飛機能夠解決與美國太陽神無人機事故類似的問題。并進行了雙機連接在一起的驗證飛行試驗。

2021年中國科學(xué)院熱物理研究所無人飛行器實驗室的楊延平等綜述了結(jié)構(gòu)創(chuàng)新型的集群組合式柔性無人機(Flexible Modular Swarming UAV),從總體、氣動、結(jié)構(gòu)、能源、控制、通信等方面梳理和分析了此飛行器亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)。

2021年南京理工大學(xué)的Wu等探究了翼尖連接對太陽能飛機降低能耗和增加飛機續(xù)航能力的影響,并導(dǎo)出了翼尖連接飛機的奧斯瓦爾德效率因子、誘導(dǎo)阻力系數(shù)和功率消耗模型。

2019年至今,筆者團隊也進行了翼尖連接的探索和實踐,并將多固定翼飛行器翼尖橫向連接形成鏈?zhǔn)浇Y(jié)構(gòu)的技術(shù)稱為鏈翼技術(shù)。通過如圖9所示的連體飛機進行飛行試驗,驗證了雙機鏈翼飛行比兩架單機飛行在耗電相同的情況下具有更長的航時。該試驗用一個整體制作的2倍長機翼代替2個緊密連接的機翼,以模擬具有足夠連接強度且連接處密封良好的理想雙機鏈翼狀態(tài),用兩塊相同工藝制作的常規(guī)機翼作為對照。試驗使用雷迅V3飛控測試了單機和雙機的平飛速度,統(tǒng)一了巡航海拔高度518 m(相對高度50 m),盤旋半徑500 m,每次試驗使用充滿電的4塊相同規(guī)格電池對鏈翼供電,為保證相似的天氣狀況,從鏈翼起飛開始,中間經(jīng)過鏈翼降落、更換機翼、單機起飛,直到單機降落,試驗時間控制在1 h以內(nèi)。經(jīng)多次飛行對照試驗,結(jié)果表明鏈翼飛行相比單機飛行續(xù)航時間普遍提升11%～21%。

圖9 續(xù)航對照試驗采用的連體飛機Fig.9 Combined aircraft used in endurance control test

筆者該團隊通過續(xù)航對照試驗,驗證了鏈翼的價值,進而開展了雙機分離試驗,如圖10所示。圖10(a)是試驗所使用的可以實現(xiàn)空中分離的連接機構(gòu),該機構(gòu)包括一個置于機翼內(nèi)的繼電器、一個電磁鐵、一個粘貼了鐵片的插銷、一個帶有固定槽的支架結(jié)構(gòu)以及一個能與插銷配合的扇形扁平銷。如圖10(b)所示,當(dāng)飛行器執(zhí)行空中分離操作時,通過控制繼電器停止對電磁鐵供電,使帶有鐵片的插銷與電磁鐵分開,進而差異控制兩個飛行單元的航向,使扇形扁平銷從原固定槽處滑出,從而實現(xiàn)雙機空中分離。由于連接機構(gòu)左右兩側(cè)質(zhì)量不同,左翼翼尖處增加了配重。該試驗開始是通過兩個WFT07遙控器進行手動控制,通過教練線實現(xiàn)分離前副遙控器的統(tǒng)一指令控制,雙機分離后,主遙控器關(guān)閉教練開關(guān),主副遙控器可分別對兩架飛機進行控制。后期逐步引入了能夠?qū)Χ酂o人機進行控制的多無人機規(guī)劃調(diào)度系統(tǒng),代替遙控器的部分功能,目前該系統(tǒng)在鏈翼控制模式中發(fā)揮作用不明顯,主要用于分離后多無人機的程序控制。由于雙機鏈翼飛行,飛行器進行滾轉(zhuǎn)運動時,組合體如果簡單按照多個飛行單元進行控制,靠近組合體對稱軸的內(nèi)側(cè)副翼運動會削弱整體的滾轉(zhuǎn)效果,因此增加了一個繼電器控制內(nèi)側(cè)副翼電路通斷,與控制連接機構(gòu)的電磁鐵繼電器關(guān)聯(lián)在了一個通道上,以降低模式切換時操作的復(fù)雜程度。

圖10 雙機鏈翼空中分離試驗Fig.10 Air separation test of chained wing of double aircrafts

為了觀察更一般的鏈翼飛行狀態(tài),筆者團隊進行了如圖11所示的3機鏈翼飛行試驗,驗證了 Montalvo提出的翼尖與翼尖相連飛行器的飛行控制效果：隨著鏈翼數(shù)量的增加,滾轉(zhuǎn)的響應(yīng)逐漸減弱,但俯仰基本不受影響。同時還發(fā)現(xiàn),由于沒有加入對每個飛行單元獨立的姿態(tài)控制,3架完全相同的飛行單元鏈翼飛行時,不論如何改變3架飛機的排列順序,在空中均常常呈現(xiàn)中間突起、兩側(cè)下垂的飛行姿態(tài),見圖11(b),這是Behrens等提出的理論的一種表現(xiàn),An等的分析和試驗中也得到了這一結(jié)果。

3 鏈翼理論依據(jù)

翼尖鏈翼技術(shù),其根本目的是將固定翼飛行單元通過翼尖連接機構(gòu),連接組合形成一個新型飛行器,以提高飛行器的氣動效能。

基于二維翼型理論,三維有限長機翼的展弦比越大,升力分布越趨近于理想分布,實際升力越接近二維理論計算結(jié)果。同時,增大翼展有助于減小誘導(dǎo)阻力,從而提高升阻比。因此,通過合理的翼尖鏈翼,能夠?qū)崿F(xiàn)增加升阻比、減少能源消耗的目的。

下面重點圍繞鏈翼無人飛行組合單元進行理論分析,梳理其在氣動性能、續(xù)航能力、巡航高度和巡航速度上的優(yōu)勢,闡述鏈翼的理論依據(jù)。

3.1 鏈翼組合氣動特性

為了更好的開展鏈翼氣動特性的分析與對比,本節(jié)假設(shè)飛行單元鏈翼前后運動速度不變,姿態(tài)不變,飛行高度變化對大氣密度的影響忽略不計。

3.1.1 升力特性

從升力線理論考慮,二維無限長機翼升力的理想分布如圖12(a)所示。圖中：為翼展,為升力。由于三維機翼并不是無限長,升力由機翼中部向翼尖逐漸退化,升力沿展向成橢圓分布,如圖12(b)所示?？偵κ巧η€下的面積積分,從兩圖對比可以清楚的看到三維機翼相比二維理想情況有較大的損失。因此,展弦比越大,三維機翼的計算結(jié)果越接近二維理想機翼,單位展長產(chǎn)生的平均升力也就越大。

圖12 2種機翼升力分布[12]Fig.12 Lift distribution of two kinds of wings[12]

如圖13所示,為機翼展向坐標(biāo),為升力系數(shù)。從兩架飛機連接前后的狀態(tài)看,兩個空白區(qū)為兩架飛機未靠近時半個機翼的升力2×0.5,整個矩形區(qū)為連接后的總升力2×0.5,陰影區(qū)為兩架飛機翼尖連接后增加的升力2Δ,這里

=+2Δ

(1)

式中：為單個機翼按照二維無限長模型計算的理想升力;為單個機翼按照三維有限長模型計算的實際升力;Δ為單個機翼單側(cè)的升力差。所以,在外部條件不變的情況下,個單元連接形成鏈翼組合的升力,可以近似表示為

≈-2Δ

(2)

圖13 2個飛行單元鏈翼前后的升力變化Fig.13 Lift variation of two flight units before and after wings chained

如圖14所示,這里使用“近似”是由于鏈翼組合的升力系數(shù)沿展向分布并不能看作是矩形加兩段橢圓弧(藍(lán)色實線),而是與之非常相近的一整段橢圓弧(紅色實線)。

圖14 2個飛行單元鏈翼前后升力系數(shù)沿展向分布變化Fig.14 Lift coefficient changes of two flight units along spanwise distribution before and after wings chained

升力公式為

(3)

(4)

個鏈翼組合的升力系數(shù)可以表示為

(5)

(6)

各點滿足的擬合曲線如圖15所示。由于是關(guān)于單調(diào)遞增的,且無限趨于，所以,鏈翼后升力系數(shù)大于單個飛行單元的升力系數(shù),且總存在<(+1),∈。

圖15 CLn與n符合的擬合曲線Fig.15 Fitting curve of CLn and n

3.1.2 阻力特性

飛行器的阻力系數(shù)可以表示為

(7)

式中：為奧斯瓦爾德效率因子;為展弦比。最大升阻比情況下,寄生阻力系數(shù)0等于誘導(dǎo)阻力系數(shù),且有

=20

(8)

(9)

圖16(a)和圖16(b)分別表示鏈翼前后飛行單元機翼的狀態(tài),滿足

(10)

式中：1、2分別表示飛行單元1、2的重力；、表示飛行單元1、2的機翼展長；、表示飛行單元1、2的機翼弦長；、表示飛行單元1、2的動壓；、分別表示飛行單元1、2的翼面積。

可進一步推導(dǎo)得到如下公式:

(11)

圖16 鏈翼前后示意圖Fig.16 Diagrams before and after wings chained

(12)

(13)

式中：、表示飛行單元1、2的展弦比；1、2表示飛行單元1、2的升力系數(shù)；1、2表示飛行單元1、2的阻力系數(shù)；==。

鏈翼后,由圖16(b)可知,雙機鏈翼組合平臺的相關(guān)參數(shù)為=+,==,(1+2)=1+2,=,可進行如下推導(dǎo):

=+=2

(14)

==2=2

(15)

(16)

(1+2)=1+2=2

(17)

(18)

(19)

式中：下標(biāo)(1+2)表示雙機鏈翼組合平臺。

同理,可以得到架鏈翼的阻力系數(shù)可以表示為

(20)

對于相同的飛行單元,為大于0的常數(shù),奧斯瓦爾德效率因子,使用式(21)估算

=178(1-0045068)-064

(21)

式(21)為經(jīng)驗公式,通?！?07,085)時有較準(zhǔn)確的估算結(jié)果,對應(yīng)的∈(663,1225),不在此范圍時,估算結(jié)果偏差會增大,因此結(jié)果可能僅適用于兩架鏈翼的情況。當(dāng)個飛行單元組合后,鏈翼組合的展弦比=,奧斯瓦爾德效率因子可化為

=·068+114×(1-068)

(22)

遞增時,阻力系數(shù)隨鏈翼數(shù)量增加而減小,反之增大。令

()=-(-1)(-1)

(23)

化簡得

()=(-114)[168-(-1)168]+114

(24)

在∈(07,085)的情況下,(2)>0恒成立,因此兩架鏈翼的阻力系數(shù)小于單個飛行單元的阻力系數(shù),即2<1。

如果繼續(xù)增加鏈翼數(shù)量,由于奧斯瓦爾德效率因子估算式的適用范圍有限,此方法不再適用。但考慮到翼尖連接能夠消除內(nèi)部翼尖處的誘導(dǎo)阻力,使平均阻力減小,類似于3.1.1節(jié)對升力系數(shù)的討論,阻力系數(shù)有可能存在持續(xù)變小的趨勢,且這個趨勢逐漸減緩。

3.1.3 升阻比特性

若從最大升阻比的角度看,在本節(jié)假設(shè)前提下,寄生阻力系數(shù)0是不變的,由式(8)和式(9)可知:

(25)

表1 鏈翼系統(tǒng)實際升阻比與理論升阻比的關(guān)系

根據(jù)表1數(shù)據(jù)繪制鏈翼系統(tǒng)實際升阻比與理論升阻比的關(guān)系見圖17?？紤]到飛行器的巡航狀態(tài)升阻比一般接近最大升阻比,分析認(rèn)為,飛行器的巡航狀態(tài)升阻比在趨勢上近似滿足上述規(guī)律。

圖17 鏈翼系統(tǒng)實際升阻比與理論升阻比的關(guān)系Fig.17 Relationship between actual lift drag ratio and theoretical lift drag ratio of chained wing system

3.2 鏈翼組合巡航速度

本節(jié)假設(shè)鏈翼前后飛行單元總滿足受力平衡,保持水平直線飛行,飛行高度不變。對于能夠始終保持機翼整體平直、翼尖處無縫隙的理想鏈翼模型,考慮水平勻速直線飛行時,應(yīng)當(dāng)滿足方向上的受力平衡

(26)

(27)

這里

=(+1)

(28)

由3.1.1節(jié)可知<(+1),∈,所以

>(+1)

(29)

因此,隨鏈翼數(shù)量增加,鏈翼組合可以依靠更低的飛行速度進行巡航。

這里用改變展弦比的方法,模擬不同鏈翼數(shù)量時升力系數(shù)與巡航速度的變化,選用USA-35B翼型,弦長0.4 m,單機展弦比定為7.5,使用XFLR5軟件的渦格法定升力計算,氣動特性如表2 所示。

表2 總展弦比、升力系數(shù)、巡航速度隨鏈翼數(shù)量的變化

根據(jù)表2數(shù)據(jù)繪制鏈翼系統(tǒng)升力系數(shù)、巡航速度隨展弦比的變化見圖18?？梢钥闯?巡航速度需求隨鏈翼數(shù)量增加而逐漸減小,從而降低了對動力、能源的消耗。

圖18 鏈翼系統(tǒng)升力系數(shù)、巡航速度隨展弦比的變化Fig.18 Variation of lift coefficient and cruise speed of chained wing system with aspect ratio

3.3 鏈翼組合續(xù)航能力

本節(jié)假設(shè)鏈翼前后飛行單元總滿足受力平衡,保持水平直線飛行,飛行高度不變。對于單一飛行單元,在水平勻速直線飛行過程中,應(yīng)當(dāng)滿足2個方向受力平衡

(30)

(31)

式中：、分別為無人飛行單元的發(fā)動機拉力和自身重力;、分別為飛行單元巡航飛行過程中的氣動阻力和升力。

對于個飛行單元鏈翼的情況,巡航飛行仍然應(yīng)當(dāng)滿足

(32)

(33)

若考慮組合情況有

(34)

那么,式(31)除以式(33)得

(35)

式(30)除以式(32)得

(36)

飛行單元單機和組合平臺的升阻比可以分別表示為

(37)

假設(shè)鏈翼前后升力系數(shù)不變且飛行速度不變,將式(37)代入式(36)得

(38)

那么

(39)

=()

(40)

式中:表示個飛行單元組合的拉力和；是升阻比之比,即單元升阻比與組合后平臺升阻比之比,由3.1.3節(jié)可知組合后升阻比會增大,所以<1。

因此,個無人飛行單元組合后,其所需巡航拉力應(yīng)當(dāng)小于個飛行單元組合前所需巡航拉力的和,且組合后升阻比越大,巡航所需的拉力就越小,這樣部分飛行單元的動力就可以關(guān)閉或交替工作,從而達(dá)到減少能源消耗,提高續(xù)航時間的目的。

若動力系統(tǒng)采用Cobra C-4120(430 kV)電機、1.5∶1減速組以及16×8的APC E螺旋槳,電源使用32 V機載電池。當(dāng)組合體在2 km高度飛行時,其動力性能如圖19所示。

圖19 動力性能Fig.19 Dynamic performance

若機載電池容量為128 Ah,且采用各飛行單元動力系統(tǒng)輸出功率相同的平衡動力策略,計算得到不同鏈翼數(shù)量時的工作電流與續(xù)航時間如表3 所示。根據(jù)表3繪制鏈翼數(shù)量與續(xù)航時間的關(guān)系如圖20所示?？梢钥闯?當(dāng)飛行單元數(shù)量增大到7時,按照平衡動力策略,續(xù)航時間由256.6 min增大到了496.2 min,增幅接近93%。

表3 鏈翼數(shù)量對工作電流、續(xù)航時間的影響

圖20 鏈翼數(shù)量與續(xù)航時間的關(guān)系Fig.20 Relationship between number of flight units of chained wing system and endurance time

因此,增加飛行單元數(shù)量,能夠有效提升續(xù)航時間。

3.4 鏈翼組合巡航高度

本節(jié)假設(shè)飛行單元鏈翼前后運動速度不變,姿態(tài)不變,密度隨飛行高度變化而變化。

由3.2節(jié)可知,速度隨鏈翼數(shù)量增加而逐漸減小。根據(jù)1976標(biāo)準(zhǔn)大氣公式,由50 km內(nèi)大氣密度隨高度變化結(jié)果繪制圖21?？梢钥闯?大氣密度隨高度升高而降低。根據(jù)式(33)的受力平衡,在飛行速度不變的情況下,鏈翼可以在密度更低時保持平飛,即鏈翼可以提升巡航高度。

圖21 50 km內(nèi)大氣密度隨高度變化規(guī)律Fig.21 Variation of atmospheric density with altitude within 50 km

3.5 鏈翼組合飛行單元數(shù)量

在架鏈翼基礎(chǔ)上,每一段相對于內(nèi)側(cè)的上反角,即連接機構(gòu)處的兩機翼夾角的補角,均有一個長度為(-1)的,最優(yōu)化的向量來表示每個上反角的取值,在這個最優(yōu)情況下,鏈翼整體在滿足一定的穩(wěn)定性條件的基礎(chǔ)上,具備最優(yōu)的升阻比；選擇太陽能為動力時,在最優(yōu)的航向前提下,具備最優(yōu)的能量收支效果。

對于常規(guī)布局的固定翼飛機而言,由于載荷主要分布在機翼中央的機身內(nèi),隨著展弦比的增加,由于機翼剛度有限,機翼投影面積與機翼面積的比值逐漸減小,增加翼展不一定會取得良好的升阻比改善結(jié)果?；谶@方面考慮,為增加機翼效率,并減輕翼根處的載荷負(fù)擔(dān),現(xiàn)在的大展弦比飛機,尤其是太陽能動力飛機多采用多機體設(shè)計,當(dāng)雙機身間距為0.553 7倍機翼展時機翼剛度性能最佳。對于鏈翼而言,其基礎(chǔ)是多架相同的飛行器,內(nèi)部的每一架飛機的機翼都可以按照二維無限長假設(shè)進行計算,只有外側(cè)飛機的部分機翼考慮升力下降的影響,即每個單體在連接后其機翼都基本滿足自身升力需要,載荷傳導(dǎo)很小,因此整體的機翼可以在連接機構(gòu)的有限控制下,保持比較有利且穩(wěn)定的機翼形狀。

即使這樣,也不是鏈翼數(shù)量越多越好。美國宇航局太陽神原型機在一次飛行試驗中,由于對大氣湍流缺乏魯棒性,導(dǎo)致了的墜毀。換做鏈翼,雖然能夠在一定程度上提高安全性,但連接機構(gòu)的強度也會受到挑戰(zhàn)。在低空,氣團的垂直運動對大翼展飛行器有不利影響,過大的翼展會使飛機處于不同的垂直氣流下,這會極大地增加連接機構(gòu)負(fù)擔(dān),像ELAHA一樣采用大柔性機翼雖然可以減弱這種影響,但這種方案會極大地減小機翼投影面積,因而并不適合過多的鏈翼數(shù)量。

由3.1節(jié)和3.2節(jié)可知,隨著展弦比的增大,升力系數(shù)、升阻比增大,但趨勢均逐漸減緩,保持平飛的巡航速度降低,趨勢也逐漸減緩。即增加單元數(shù)量,收益呈增長趨勢,但理論收益增長的效果逐漸降低。

當(dāng)實際飛行時,一方面組合體并不是始終保持水平勻速飛行,不理想的姿態(tài)控制可能會導(dǎo)致連接機構(gòu)和機翼承受很大的過載,另一方面低空的湍流隨時可能對組合體產(chǎn)生不利的擾動增大過載?？紤]以上具體因素時,實際收益并不一定呈現(xiàn)趨勢逐漸減緩的增長態(tài)勢,可能存在一個最優(yōu)解,最大鏈翼數(shù)量不應(yīng)高于這個最優(yōu)解。

4 鏈翼關(guān)鍵技術(shù)

鏈翼是一個新穎的無人機發(fā)展方向,目標(biāo)直指集群無人機,其研究過程需要突破以翼尖空中對接技術(shù)為首的多種關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 翼尖空中對接

鏈翼的翼尖連接與分離過程是研究的重點,而在相對于分離更復(fù)雜的連接過程中,翼尖渦流的影響,是研究的難點。

第1種方法是減弱翼尖處的渦流強度?，F(xiàn)在常用的減小翼尖渦的方法是使用翼梢小翼,結(jié)合鏈翼的特點,可以采用垂直于機翼翼梢小翼。當(dāng)考慮到兩架飛機可能像圖22一樣沿翼尖旋轉(zhuǎn)時,Gomez等設(shè)計了一種類似于副翼的氣流調(diào)節(jié)機構(gòu),如圖23所示,通過向上偏轉(zhuǎn)氣流調(diào)節(jié)機構(gòu),使翼尖渦向機翼內(nèi)側(cè)移動,這時翼尖處的渦流就會明顯減小。

圖22 兩架飛機沿翼尖旋轉(zhuǎn)Fig.22 Two aircrafts rotating along the wingtip

圖23 氣流調(diào)節(jié)機構(gòu)示意圖Fig.23 Schematic diagram of airflow adjustment mechanism

第2種方法是尋找最佳的雙機靠近方式,可以通過翼尖渦流演示實驗,觀察各種接近方式的翼尖渦流的穩(wěn)定性,Magill和Durham通過實驗發(fā)現(xiàn),在翼尖的對接過程中,翼尖對接系統(tǒng)在<0°時具有不穩(wěn)定的非周期模式,在≥2.0°時具有不穩(wěn)定的振蕩模式,當(dāng)0°<≤2.0°時,具有穩(wěn)定振蕩模式,且高度和速度這些變量對系統(tǒng)的穩(wěn)定性影響不大。

第3種方法是通過遠(yuǎn)離翼尖的連接機構(gòu)連接,而后收緊連接機構(gòu)使兩翼尖完全貼合?！癟ip-Tow”項目中,B-29與F-84就曾采用了類似的結(jié)構(gòu),如圖24所示,左側(cè)為B-29的右側(cè)機翼,右側(cè)為F-84的左側(cè)機翼。

圖24 B-29與F-84的翼尖連接過程Fig.24 Wingtip connection process between B-29 and F-84

以上3種方法都能夠從一定程度上降低連接過程的難度,對于無人機,具體的對接過程,一般需要計算機自動控制。Cooper和Rothhaar采用美國國家航空航天局的Burnham-Hallock模型。由于翼尖對接的過程不同于簡單的航路點跟蹤,飛行中的翼尖對接需要具備跟蹤任意三維路徑的能力。因為目標(biāo)是受控制和氣流擾動雙重作用的飛行中的飛機,這可能在靠近階段出現(xiàn)不可預(yù)測的機動。他們根據(jù)虛擬引導(dǎo)路徑跟蹤算法開發(fā)出基于視覺或其他方法的制導(dǎo)算法,以真實引導(dǎo)機代替虛擬引導(dǎo)機,路徑和速度能夠與真實引導(dǎo)機的實際路徑和速度相匹配。

4.2 多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化

翼尖鏈翼組合涵蓋航空、機械、電子、通信等多個科學(xué)工程領(lǐng)域,涉及力學(xué)、控制、電子等多個學(xué)科,具有鮮明的多學(xué)科融合的特點。傳統(tǒng)的串行飛行器設(shè)計模式已經(jīng)不能滿足復(fù)雜飛行器的設(shè)計要求,需要進行多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計。近幾年,基于伴隨方法的梯度類多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計是較為熱門的研究方向,而基于交叉學(xué)科變分思想的多學(xué)科伴隨優(yōu)化方法也開始在工程領(lǐng)域發(fā)揮重要作用。隨著人工智能技術(shù)的飛速發(fā)展,以機器學(xué)習(xí)為代表的各種智能方法已延伸到飛行器氣動、強度、結(jié)構(gòu)設(shè)計等各個方面,極大地優(yōu)化了設(shè)計效率和效果。鏈翼系統(tǒng)層級復(fù)雜、規(guī)模龐大,不同設(shè)計指標(biāo)對應(yīng)各學(xué)科耦合效應(yīng)明顯。對其研究、設(shè)計、優(yōu)化,只能從復(fù)雜系統(tǒng)的角度和層面,建立多學(xué)科耦合設(shè)計、優(yōu)化、評價方法體系,為系統(tǒng)的設(shè)計開發(fā)與優(yōu)化奠定科學(xué)可行的方法論基礎(chǔ)。

4.3 超大展弦比柔性飛行動力學(xué)

翼尖鏈翼組合采用鏈翼模式飛行時,其展弦比非常大,能夠超出一般的太陽能無人機。巨大的翼展相對于組合體來說是典型的柔性結(jié)構(gòu),需以多剛體系統(tǒng)動力學(xué)和飛行力學(xué)為基礎(chǔ),分析并建立多體柔性組合系統(tǒng)的飛行動力學(xué),才能對大變形和非線性柔性鏈翼飛行器的運動規(guī)律進行研究,或轉(zhuǎn)化為線性問題進行簡化的工程求解。

4.4 多機氣動耦合和氣動彈性抑制

由于結(jié)構(gòu)柔性與飛行氣動作用的雙重影響,多機氣動耦合通過多物理場耦合方法進行計算,多物理場耦合理論及其數(shù)值仿真技術(shù)成為實現(xiàn)空中飛行以及空中鏈翼的技術(shù)基礎(chǔ),多機氣動耦合的風(fēng)洞試驗是重要的驗證手段。此外,由于展弦比的增加,機翼結(jié)構(gòu)大柔性會引起幾何非線性問題,需要對氣動彈性進行抑制以保證良好的飛行姿態(tài)。因此,多機氣動耦合和氣動彈性抑制技術(shù)也將是一個重要的關(guān)鍵技術(shù)。

4.5 變氣動拓?fù)錁?gòu)型智能控制

鏈翼飛行受到環(huán)境、大展弦比、柔性多體、多物理場耦合等因素的影響,并且根據(jù)需要組合和分離,拓?fù)錁?gòu)型隨環(huán)境不斷變化,控制系統(tǒng)面臨的不確定因素增加,需建立基于變拓?fù)錁?gòu)型氣動理論、現(xiàn)代控制理論和人工智能技術(shù)相結(jié)合的新型多體柔性飛行控制策略和控制技術(shù),以保證鏈翼飛行達(dá)到較好的預(yù)期效果。相對于傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)舵面,采用翼型變彎度的機翼能夠在滿足控制需要的基礎(chǔ)上進一步提高氣動性能。

4.6 空中無線通信組網(wǎng)

翼尖鏈翼組合的無線網(wǎng)絡(luò)是飛行系統(tǒng)之間、系統(tǒng)與地面站之間的信息互聯(lián)形成的通信網(wǎng)絡(luò)。通信網(wǎng)絡(luò)拓?fù)涞膬?yōu)化設(shè)計是保證多無人機協(xié)同安全性和任務(wù)執(zhí)行高效性的重要基礎(chǔ)。不同種類的信息對通信實時性和帶寬的要求不同,且集群無人機存在個體受損的情況,都要求系統(tǒng)的空中網(wǎng)絡(luò)拓?fù)涫莿討B(tài)變化的。無線信道是典型的時變多徑衰落信道,空中網(wǎng)絡(luò)技術(shù)需要從時間、空間、頻率等多維度進行研究,是系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

4.7 多任務(wù)規(guī)劃與決策

鏈翼的多任務(wù)、多單元、多時空、多屬性帶來的多目標(biāo)優(yōu)化要求,使任務(wù)規(guī)劃更為復(fù)雜,是系統(tǒng)研發(fā)和運行維護的重要關(guān)鍵技術(shù)之一。任務(wù)規(guī)劃方法一般包括數(shù)學(xué)規(guī)劃方法、啟發(fā)式算法和智能算法,對于分布式任務(wù)模型多采用魯棒性高、計算效率高、可擴展性強的算法和模型,如合同網(wǎng)拍賣模型。翼尖鏈翼組合無人機系統(tǒng)具有單機、集群、鏈翼等多種飛行模式,指揮控制系統(tǒng)需要進行更為復(fù)雜的多層規(guī)劃、協(xié)調(diào)決策。

5 結(jié) 論

本文對基于翼尖鏈翼的組合固定翼無人機的研究進展、理論依據(jù)和關(guān)鍵技術(shù)進行概述和研究,回答了“為什么鏈”“如何鏈”的問題。其中,在研究進展方面,概述了國外早期對翼尖耦合與拖拽技術(shù)的研究、德國與美國近年來對翼尖耦合的研究以及中國多個團隊在此方面的研究進度。在理論依據(jù)方面,對氣動特性、飛行性能、鏈翼數(shù)量與效果等進行了討論,闡述了鏈翼的優(yōu)勢。在關(guān)鍵技術(shù)方面,從空中對接技術(shù)、多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化技術(shù)等方面總結(jié)了鏈翼走向成熟需要的技術(shù)支撐。

隨著控制技術(shù)、傳感器與測量等技術(shù)的進步以及多學(xué)科耦合程度的加深,鏈翼以其相對于單個飛行單元具有更高升限、更長續(xù)航,相對高空長航時飛行平臺具有更多任務(wù)、更加可靠的優(yōu)勢,必將占據(jù)無人機領(lǐng)域的一席之地。

未來,搭載了先進太陽能動力系統(tǒng)的鏈翼無人機,能夠穩(wěn)定對接、及時分離。在鏈翼狀態(tài)下,通過傳感器的精準(zhǔn)快速反饋和控制系統(tǒng)的準(zhǔn)確控制,連接結(jié)構(gòu)安全并可靠工作,使鏈翼組合能夠克服一定程度的大氣湍流影響。它亦可作為低空偽衛(wèi)星,在空中執(zhí)行不間斷的軍事支援與民生保障等復(fù)雜任務(wù),同時向多用戶提供多種所需的信息與支援保障服務(wù),滿足客戶長航時多任務(wù)需要。