李琳愷，黃紫，顧蘊松，彭振鈞，張宗源，雷雨

南京航空航天大學航空學院 非定?？諝鈩恿W與流動控制工業(yè)和信息化部重點實驗室，南京 210016

0 引 言

具有細長前體的飛行器大迎角飛行過程中，頭部背風區(qū)產生非對稱旋渦，并在機頭兩側誘導出非對稱速度場。該速度場使得前體壓力分布非對稱，產生使飛機發(fā)生航向偏離的側向力和偏航力矩[1-3]。此時，飛行器方向舵因機身遮蔽而失效，飛機失去航向操縱能力，甚至進入尾旋等危險飛行工況，造成嚴重的飛行事故。由于前體非對稱渦“看不見、摸不著”，又會誘發(fā)嚴重的飛行事故，這一航向偏離現象常被稱為“魔鬼側滑”。

20 世紀60 年代以來，研究人員對前體非對稱渦的產生機理、控制方法進行了廣泛而深入的研究。一般認為，隨著迎角增大，前體渦發(fā)展分為對稱渦階段、非對稱渦階段和亞、超臨界階段[4-5]。在非對稱渦階段，前體非對稱渦產生幅值較大且方向隨機的側向力和偏航力矩。前體非對稱渦控制技術主要應用于這一階段的迎角范圍內。

前體非對稱渦控制技術主要用于消除或削弱前體渦的非對稱性，或實現前體渦的非對稱性調控。該技術分為主動、被動兩類。被動控制技術主要依靠修改前體幾何構型或利用固定的流動控制裝置實現，包括增加邊條[6]、粗糙帶[7]等，結構簡單，易于實現，但僅能應用于特定的迎角和側滑角范圍內，且僅能減弱前體渦的非對稱性，無法應用于前體渦的非對稱性調控。

前體非對稱渦主動控制技術克服了被動控制技術的不足，可根據飛行工況調節(jié)控制參數，適用范圍更寬。典型的主動控制技術包括機頭邊條[8]、吹吸氣[9-10]、組合擾動[11]、非定常小擾動片[12]、等離子體[13-14]等。20 世紀90 年代，美國航空航天局（NASA）基于F-18 HARV 飛行器開展了前體非對稱渦控制技術的風洞實驗及飛行驗證，結果表明，在機動飛行迎角下，前體非對稱渦控制提供的偏航操縱力矩可達平飛時方向舵提供操縱力矩的1.4 倍[15]。1994—1995 年，NASA Dryden 研究中心等實施了ANSER（Actuated Nose Strakes for Enhanced Rolling）計劃，通過飛行實驗證明，基于機頭邊條（圖1）的前體非對稱渦控制裝置可在大迎角滾轉過程中提供偏航力矩，實現飛行器機動增強[16]。

圖1 機頭邊條安裝示意圖及實物[16]Fig.1 Installation diagram and object of the head strake[16]

但是，傳統(tǒng)前體非對稱渦控制裝置復雜、結構質量重，難以應用于工程實際。如F-18A 可收放的機頭邊條，尺寸大，控制機構位于機頭，干擾了火控雷達的正常工作，且吹吸氣控制需要氣源，耗能較高。因此，為實現前體非對稱渦控制技術的工程應用，亟需優(yōu)化激勵器的能耗、重量、體積，并降低控制系統(tǒng)復雜性。

作為一種無源零質量射流激勵器，合成射流激勵器[17-20]無需氣源也能產生連續(xù)可控的射流，已廣泛應用于流動控制中。本文在前期研制的雙合成射流（Alternating Synthetic Jet,ASJ）前體非對稱渦控制裝置[21-23]的基礎上，進一步優(yōu)化其效率、體積和安裝方式，實現機載化和微型化；構建模型自由飛驗證機，進行風洞半自由飛和模型自由飛實驗研究。以雙向尾旋改出和大迎角航向機動飛行為典型驗證動作，驗證基于雙合成射流的前體非對稱渦控制技術實現尾旋改出和大迎角飛行姿態(tài)控制的有效性。

1 實驗設備與模型

基于雙合成射流的前體非對稱渦控制實驗分為風洞半自由飛階段和模型自由飛階段，共用一套飛行驗證機模型。驗證機模型由機體平臺、機載型雙合成射流激勵器、飛行測控系統(tǒng)和機載壓力測量系統(tǒng)構成。

1.1 機體平臺

前體非對稱渦控制驗證機（參數如表1 所示）采用簡化的尖拱形細長旋成體作為機頭外形。如圖2所示，驗證機為帶邊條三角翼構型，僅保留2 個升降副翼氣動操縱面。機身尾部裝有垂直安定面，無方向舵和偏航推力矢量。在大迎角飛行階段，航向控制力矩均來源于前體非對稱渦控制。本文坐標系為：原點O 位于飛行器的質心，x 軸位于飛行器參考面內，平行于機身軸線并指向飛行器前方，y 軸垂直于飛行器參考面并指向飛行器右方，z 軸位于參考面內，垂直于xOy 平面并指向飛行器下方。

表1 基于雙合成射流的前體非對稱渦控制驗證機總體參數Table 1 The parameters of the verification model aircraft based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

圖2 基于雙合成射流的前體非對稱渦控制驗證機系統(tǒng)構成Fig.2 The system of the verification model aircraft based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

1.2 機載型雙合成射流激勵器

雙合成射流激勵器由激勵器本體、水平對置的雙揚聲器、功放、放大器構成，其工作原理如圖3 所示（紅色和黃色箭頭代表半個周期內射流的方向）。雙合成射流激勵器無需氣源，通過揚聲器膜片改變激勵器腔體的體積，在激勵器噴口形成周期性渦環(huán)，渦環(huán)與周圍流場相互誘導，產生連續(xù)可控的射流。通過改變左、右噴口高電平的占空比，即可在噴口產生相位、強度不同的渦環(huán)，并誘導出方向可控的射流流場。

在課題組前期研制的雙合成射流激勵器基礎上，根據模型自由飛實驗對激勵器體積、質量的要求，開發(fā)了一套機載型雙合成射流激勵器。該激勵器質量輕、體積小，飛行過程中運行穩(wěn)定、可靠；同時，通過優(yōu)化噴口對置角、噴口面積、控制波形，可使激勵器產生更強、更穩(wěn)定的射流輸出。機載型雙合成射流激勵器相關參數如表2 所示。

表2 雙合成射流激勵器控制參數Table 2 The parameters of the Alternating Synthetic Jet

1.3 飛行測控系統(tǒng)

飛行測控系統(tǒng)主要用于傳感器數據記錄和姿態(tài)控制。硬件采用Pixhawk V5，通過串口與機載式表面壓力測量系統(tǒng)通信。飛行測控軟件基于PX4 進行開發(fā)，集成了飛行姿態(tài)（如偏航角、偏航角速度等）、軌跡及飛行器表面壓力的同步記錄功能。飛行數據保存在TF 卡中，并在飛行結束后進行離線處理。飛行測控系統(tǒng)具備姿態(tài)閉環(huán)控制能力，可在尾旋過程中保持俯仰、滾轉姿態(tài)。

飛行過程中，雙合成射流偏航控制信號由遙控器手動控制。進入大迎角飛行后，滾轉和俯仰姿態(tài)由飛行測控系統(tǒng)自動保持，此時飛行器滾轉角保持在0°左右，迎角保持在60°左右。

1.4 機載壓力測量系統(tǒng)

機載壓力測量系統(tǒng)由南京航空航天大學飛行測控創(chuàng)新實驗室研制，可用于測量驗證機特征截面壓力分布，評估前體非對稱渦控制效果，其技術參數見表3。特征截面位于機頭前端點后3.5 倍前體直徑位置（圖2 上方示意圖），延周向均布8 個測壓點。機載壓力測量系統(tǒng)以100 Hz 頻率輸出表面壓力值，并由串口發(fā)送至飛行測控系統(tǒng)。各系統(tǒng)在驗證機上的布置方式如圖4 所示。

表3 機載壓力測量系統(tǒng)參數Table 3 The parameters of the airborne pressure measurement

圖4 機載壓力測量系統(tǒng)及飛行測控系統(tǒng)安裝實物圖Fig.4 Airborne pressure measurement and flight control system

1.5 風洞半自由飛實驗平臺

風洞半自由飛實驗在南京航空航天大學NH-2低速風洞中進行。如圖5 所示，NH-2 風洞為串置雙實驗段閉口回流式低速風洞。該風洞低速實驗段截面尺寸為5 m × 4.25 m，可調風速為0～31 m/s。

圖5 前體非對稱渦控制驗證機風洞半自由飛實驗平臺示意圖Fig.5 Schematic diagram of semi-free flight apparatus of model plane based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

前體非對稱渦控制驗證機風洞半自由飛實驗平臺如圖6 所示。參見圖5（b），驗證機采用背撐方式安裝。水平固定支桿與來流平行，通過止推軸承與驗證機連接。實驗迎角α近似為水平固定支桿與驗證機的夾角。驗證機可繞水平固定支桿自由旋轉，模擬尾旋過程中航向角變化。根據驗證機尾旋自由飛下沉速率，實驗風速取8.0 m/s。

圖6 前體非對稱渦控制驗證機風洞半自由飛實驗平臺Fig.6 Semi-free flight apparatus of model plane based on the ASJ forebody asymmetric vortex control technology

2 前體非對稱渦控制及評估方法

2.1 前體非對稱渦控制方法

基于雙合成射流的前體非對稱渦控制原理如圖7 所示。當雙合成射流激勵器開啟時，前體非對稱渦相對位置發(fā)生改變。前體非對稱渦誘導出非對稱的空間速度型，在飛行器前體機身產生非對稱的壓力分布，形成側向力和偏航力矩。

圖7 前體非對稱渦產生偏航力矩原理示意Fig.7 Principle of yaw moment generated by forebody asymmetricvortex

定義雙合成射流激勵器輸入信號為δjet，輸入范圍為[-1,1]。圖3（b）給出了δjet為負時左右噴口激勵信號波形的示意圖。左噴口激勵信號的高電平占空比t/ T 與激勵器輸入信號δjet的關系為：

式中：t 為左噴口高電平時長，T 為雙合成射流控制周期。在不同占空比下，雙合成射流激勵器兩側噴口的時均速度相對大小將發(fā)生改變。一般而言，激勵信號高電平占空比越大，輸出的速度越低。當δjet為負時，右側雙合成射流激勵器輸出能力更強，則右噴口時均速度更大，右側前體渦處于低位，全機偏航力矩N 方向向右，偏航角加速度為正。

圖8 給出了迎角α=60°、雷諾數Re=4.2 × 104時不同輸入信號下特征截面的平均速度分布。圖中紅色箭頭的相對長度表征兩側激勵器射流速度的相對大小。激勵器射流速度高的一側前體渦處于低位，低位前體渦誘導出更強的速度場，從而產生更強的吸力峰，形成側向力和偏航力矩。

圖8 不同輸入信號下特征截面的平均速度分布Fig.8 The average velocity distribution results of the characteristic section of the forebody under different input signals

2.2 前體非對稱渦控制效果評估方法

2.2.1 基于壓力特征的評估方法

基于前體非對稱渦的壓力分布特征，可判定前體非對稱渦的分布情況，從而推斷前體非對稱渦產生的側向力和偏航力矩方向。鄧學鎣[9]的研究結果表明，第一對主渦產生的側向力幅值最大，且作用點與重心的距離最遠，因而主導了前體側向力和偏航力矩的大小。因此，定義第一對非對稱渦產生最大截面?zhèn)认蛄Φ慕孛鏋樘卣鹘孛妫次挥跈C頭前端點后 3.5 倍前體直徑位置）。

本文通過特征截面周向壓力積分來評估前體非對稱渦的控制效果。在α=60°、Re=7.0 × 103條件下，該截面測壓結果與空間流場的對照關系如圖9 所示。左圖為前體非對稱渦的煙線流動顯示實驗結果，黃色箭頭代表側向力方向，右圖為特征截面的壓力分布（Cp為無量綱壓力系數）。前體非對稱渦在背風區(qū)誘導出一高一低兩個壓力平臺，與低位渦和高位渦一一對應。

圖9 不同前體非對稱渦模態(tài)下空間流場、側向力方向、表面壓力分布Fig.9 Comparison of flow field,side force and surface pressure under different forebody asymmetric vortex modes

特征截面周向壓力積分計算如下：

式中：pi為各個測壓點壓力，?i為各測壓點周向角。通過式（2）可以表征模型所受側向力的大小和方向，作為機載側向力/力矩的判斷依據。

在確定壓力特征截面的基礎上，開展不同迎角下細長旋成體模型所受側向力與特征截面周向壓力的同步測試。采用Pearson 相關性系數R 評估0°～85°迎角下前體所受側向力與特征截面周向壓力積分的相關性：

式中：n為 實驗次數，Fj為側向力，下標j 為實驗車次號。如表4 所示。在20°～65°迎角范圍內，相關性系數達到0.9 以上，側向力與特征截面的周向壓力積分具有強相關性，因此，特征截面的周向壓力積分可用于表征前體非對稱渦所產生的側向力。

表4 側向力與特征截面周向壓力積分的Pearson 相關性系數Table 4 Pearson correlation coefficient between side force and circumferential pressure integral of characteristic section

2.2.2 基于姿態(tài)信息的評估方法

驗證機偏航角加速度為驗證機所受力矩N 與角慣量Izz之商。半自由飛實驗中，以鉛垂面為基準，飛行器滾轉角為零；而在自由飛尾旋過程中，驗證機在飛控的介入下保持滾轉角為零。驗證機所受力矩主要來源為前體非對稱渦產生的偏航力矩N前體非對稱渦和氣動阻尼力矩N阻尼，即：

此時，前體非對稱渦產生的偏航力矩N前體非對稱渦可用偏航角加速度r˙及轉動慣量Izz估計得到，而偏航角加速度r˙基于陀螺儀角速度差分獲取。

3 實驗結果與分析

3.1 風洞半自由飛實驗結果

利用風洞半自由飛實驗對60°迎角下雙合成射流航向控制效果進行評估。在實驗風速 8.0 m/s 下，雙合成射流輸入信號、特征截面周向壓力積分及偏航角加速度如圖10 所示。為了便于比較輸入信號δjet與驗證機飛行姿態(tài)控制效果的相關性，下文將雙合成射流激勵器輸入信號均乘-100，使輸入信號、特征截面周向壓力積分及飛機偏航角速度、角加速度曲線正負性一致。

圖10 風洞半自由飛輸入信號、特征截面周向壓力積分與偏航角加速度Fig.10 The input signal,the circumferential pressure integral of the characteristic section and the yaw angle acceleration of the semi-free flight in the wind tunnel

從圖10 中可以看到，驗證機偏航角加速度曲線與特征截面周向壓力積分曲線變化趨勢基本吻合。由于特征截面周向壓力積分與前體非對稱渦產生的偏航力矩高度相關，偏航角加速度表征了驗證機全機所受的偏航力矩大小，因此，在60°迎角下，受控前體非對稱渦產生的偏航力矩是驗證機偏航運動的主要力矩來源。

3.2 模型自由飛實驗結果

3.2.1 雙向尾旋改出實驗數據分析

雙向尾旋改出模型自由飛實驗用于驗證基于雙合成射流前體非對稱渦控制的尾旋改出能力。實驗中共進行8 次飛行，重復性良好，均可實現尾旋改出。本文對其中2 次雙向尾旋改出機動實驗結果進行分析。通過疊加飛行實驗視頻截圖，得到單次雙向尾旋改出機動的姿態(tài)-航跡圖（圖11）。首先，驗證機爬升進入測試航線，達到預定高度后，切入姿態(tài)保持模式，收油門、拉升降舵，利用氣動阻力進行減速，并逐步進入大迎角飛行。在大迎角飛行階段，利用飛行測控系統(tǒng)對俯仰角進行閉環(huán)控制，并保持滾轉角為零。依靠雙合成射流控制前體非對稱渦產生右向偏航力矩，使驗證機進入右尾旋。隨后，利用雙合成射流操縱前體非對稱渦，產生與尾旋方向反向的左向偏航力矩進行尾旋改出控制，使得右尾旋角速度逐漸減小，進而改出尾旋。每次尾旋飛行實驗共進行正反2 次尾旋改出，以驗證控制效果的有效性和重復性。

圖11 雙向尾旋改出機動的姿態(tài)-航跡圖Fig.11 Flight attitude and flight path diagram of bidirectional spin recovery maneuver

如圖12（a）所示，從偏航角曲線可以看到，驗證機尾旋方向在6.3、10.2、48.1、52.4 s 共發(fā)生了4 次改變。在圖12（b）中，最高偏航角速度（r）為173 (°)/s和-96 (°)/s。在14 和55 s，偏航角速度基本回零，表明驗證機航向不再偏轉，實現尾旋改出。

圖12 雙向尾旋改出機動過程的控制輸入與姿態(tài)角Fig.12 The control input and attitude angle during bidirectional spin recovery maneuver process

為進一步驗證前體非對稱渦控制與驗證機尾旋改出之間的關聯(lián)性，對特征截面周向壓力積分與偏航角加速度進行對比。如圖13 所示，特征截面周向壓力積分與偏航角加速度的變化趨勢基本一致，表明前體非對稱渦產生的偏航力矩主導了全機的偏航運動方向。正反尾旋過程中角加速度最高分別達到201 (°)/ s2和-187 (°)/ s2。

圖13 雙向尾旋改出機動過程的特征截面周向壓力積分與偏航角加速度Fig.13 The circumferential pressure integral of the characteristic section and yaw acceleration during bidirectional spin recovery maneuver process

3.2.2 大迎角航向機動實驗數據分析

開展驗證機大迎角航向機動實驗，進一步驗證基于前體非對稱渦控制技術實現大迎角航向姿態(tài)操縱的可行性。首先操縱驗證機減速，進入大迎角飛行；隨后施加前體非對稱渦控制，操縱機頭左右偏航。

大迎角航向機動控制中的輸入信號δjet、迎角和偏航角見圖14。在驗證機到達56°迎角時，隨著δjet正負號改變，偏航運動方向受控切換，此時可依靠雙合成射流前體非對稱渦控制完成大迎角航向機動。

圖14 大迎角航向機動控制中的輸入信號、迎角和偏航角Fig.14 Input signal,angle of attack and yaw angle in high angle of attack heading maneuver control

為確定從控制輸入到角速度方向切換的時滯特性，將雙合成射流激勵器的控制輸入信號乘以-100與驗證機偏航角速度斜率進行對比，如圖15 所示。以淺黃色色塊（54.4～54.8 s,56.7 s 和58.7～59.2 s）表示從輸入信號到角速度方向切換的延遲時間，3 次時滯均在0.5 s 以內，可見基于雙合成射流的前體非對稱渦控制技術在驗證機上時滯較小。

圖15 大迎角航向機動控制中的輸入信號與偏航角速度Fig.15 Input signal and yaw rate in high angle of attack heading maneuver control

4 結 論

本文設計和測試了機載型雙合成射流激勵器，并研發(fā)了一套基于雙合成射流的前體非對稱渦控制技術模型自由飛驗證機。依靠飛行測控系統(tǒng)和機載壓力測量系統(tǒng)，實現對姿態(tài)、位置及前體表面壓力同步記錄和測量。通過風洞半自由飛及模型自由飛實驗，評估了大迎角來流條件下雙合成射流的前體非對稱渦控制效果，得到結論如下：

1）風洞半自由飛實驗表明，在60°迎角下，依靠雙合成射流可有效改變前體非對稱渦的相對位置，產生有效的偏航力矩。

2）在模型自由飛實驗中，特征截面周向壓力積分與飛行器偏航角速度變化趨勢一致，證明前體非對稱渦產生的偏航力矩是大迎角飛行過程中偏航力矩的主要來源。

3）依靠雙合成射流前體非對稱渦控制技術，驗證機可在大迎角飛行時改出尾旋并實現偏航操縱，可控尾旋角速度達到173 (°)/s。由雙合成射流控制輸入到偏航角速度改變的時滯在0.5 s 以內。

后續(xù)將進一步研究雙合成射流控制前體非對稱渦的控制機理，并對雙合成射流激勵器參數化設計方法展開研究；同時，對雙合成射流在工程復雜前體構型飛行器上應用的有效性進行評估，并開展不同來流馬赫數下的控制效能實驗。

致謝：感謝南京航空航天大學NH-2 低速風洞實驗室張召明、黃達老師提供實驗設備和技術支持；感謝王奇特、李卓奇、黃澤健、沈霄洋、張金熙在模型自由飛實驗中提供的幫助。