長航時無人機關(guān)鍵技術(shù)研究進展

向錦武，闞 梓，邵浩原，李華東，董 鑫，李道春

(1.北京航空航天大學(xué) 無人系統(tǒng)研究院，北京 100083; 2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083)

長航時無人機通常是指能在大氣層內(nèi)持續(xù)飛行24 h以上的無人駕駛飛機，飛行高度一般為7 000～20 000 m，被廣泛地應(yīng)用于軍事和民用領(lǐng)域，執(zhí)行偵察監(jiān)視、搜索跟蹤、災(zāi)情勘測、氣象研究等任務(wù)[1-3].相比具有同樣任務(wù)特點的低軌衛(wèi)星和高空飛艇等飛行器，長航時無人機同時具備任務(wù)高度高、滯空時間長、機動性和自主性強等綜合優(yōu)勢，適用于未來戰(zhàn)爭的信息化和自主化等特點，將在空間攻防和信息對抗中發(fā)揮重要作用[4]，是無人機發(fā)展的重要方向.

近年來，隨著材料、控制和動力推進等技術(shù)的發(fā)展，中國、美國、以色列、英國等已成功研制出多型長航時無人機.目前長航時無人機按其動力類型可分為常規(guī)動力無人機和新能源動力無人機.其中具有代表性的常規(guī)動力無人機包括美國“全球鷹”無人機、“捕食者”無人機[5]等；新能源動力無人機主要包括以太陽能為動力的美國“太陽神”系列無人機[6]和英國“西風(fēng)”系列無人機[7]，以及以氫能源為動力的美國“鬼怪眼”無人機[8]和“全球觀察者”無人機[9]等.

長航時無人機系統(tǒng)除無人機平臺外，一般還包括任務(wù)載荷、測控與信息傳輸、綜合保障等分系統(tǒng).本文重點對無人機平臺設(shè)計相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)進行討論.長航時無人機的使用環(huán)境和任務(wù)要求與常規(guī)飛行器存在很大差別，對翼載荷、升阻比、結(jié)構(gòu)質(zhì)量系數(shù)、控制策略等提出了極高要求.本文結(jié)合長航時無人機發(fā)展的現(xiàn)狀，對其所涉及的總體氣動綜合設(shè)計技術(shù)、結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)和飛行控制技術(shù)等進行綜述和分析，旨在為長航時無人機的發(fā)展提供參考.

1 長航時無人機概述

20世紀(jì)90年代以來，以美國為首的許多航空航天強國相繼開始了長航時無人機的研究和開發(fā)，并取得了很大進展.目前為止，世界上已研制和正在研制的長航時無人機主要型號如圖1所示.長航時無人機飛行高度主要集中在中高空領(lǐng)域，其中高空長航時無人機的巡航高度大于18 000 m.續(xù)航時間是長航時無人機的一個重要技術(shù)指標(biāo).目前常規(guī)動力長航時無人機能連續(xù)飛行24～40 h左右；新能源長航時無人機的設(shè)計目標(biāo)是可連續(xù)飛行數(shù)周或數(shù)月以上.

圖1 代表性長航時無人機

1.1 常規(guī)動力長航時無人機

以航空汽油/煤油為燃料的常規(guī)動力長航時無人機主要采用渦扇發(fā)動機、渦槳發(fā)動機和帶渦輪增壓器的活塞發(fā)動機等[10].相比現(xiàn)有的新能源動力長航時無人機，常規(guī)動力長航時無人機具有載荷大、速度高、尺寸相對較小等特點.

20世紀(jì)70年代，美國發(fā)起了Compass Cope計劃，開始研發(fā)長航時無人機.20世紀(jì)80年代，波音公司成功研制“禿鷹”(Condor)常規(guī)動力長航時無人機.20世紀(jì)90年代，美國開展蒂爾(Tier)無人機研制計劃，大力發(fā)展續(xù)航時間更長、覆蓋范圍更廣的戰(zhàn)略偵察任務(wù)無人機，“捕食者”(Predator)無人機和“全球鷹”(Global Hawk)無人機由此誕生.“捕食者”無人機由通用原子航空系統(tǒng)公司研制，于1994年首飛，續(xù)航時間為40 h.“捕食者”無人機1995年開始部署，并多次在局部戰(zhàn)爭中執(zhí)行任務(wù).此外，在科學(xué)研究、森林防火以及邊境執(zhí)法等民用領(lǐng)域“捕食者”無人機也發(fā)揮巨大了作用.“全球鷹”無人機是諾斯羅普格魯門公司為美國空軍研制的渦扇高空長航時無人機，是目前世界上已列裝的尺寸最大、質(zhì)量最重的無人機.“全球鷹”無人機可以在海拔18 000 m左右高度執(zhí)行任務(wù)，續(xù)航時間可達36 h[11].進入21世紀(jì)，“全球鷹”、“捕食者”及其改進型無人機在美軍中大量裝備，用于支援美國空軍涉及的海外應(yīng)急作戰(zhàn)任務(wù).2014年12月，美國極光飛行科學(xué)公司研制的“獵戶座”(Orion)中空長航時無人機持續(xù)飛行了80 h 2 min 52 s，創(chuàng)造了常規(guī)動力無人機續(xù)航時間記錄，該機型目標(biāo)是在6 100 m的高空執(zhí)行120 h的情報、監(jiān)視與偵察任務(wù).除美國外，以色列研制的“蒼鷺”(Herons)無人機[12]和“赫爾墨斯900”(Hermes 900)型無人機可在10 000 m左右的高空，進行數(shù)十小時的持續(xù)飛行.國外典型的常規(guī)動力長航時無人機，如圖2所示.部分代表性的常規(guī)動力長航時無人機關(guān)鍵參數(shù)，見表1.

圖2 國外典型的常規(guī)動力長航時無人機

Fig.2 Representative foreign conventional powered long-endurance UAVs

近20年，中國針對長航時無人機開展了相關(guān)技術(shù)研究和型號研制工作，并取得了較大進展.北京航空航天大學(xué)牽頭研發(fā)的“長鷹”系列中高空遠程無人偵察機，續(xù)航時間超過40 h，主要用于執(zhí)行偵察任務(wù)和情報收集，該機于2015年紀(jì)念中國人民抗日戰(zhàn)爭暨世界反法西斯戰(zhàn)爭勝利70周年閱兵式上公開亮相.

1.2 新能源動力長航時無人機

液氫燃料的能重比約為普通燃料的3倍，屬于高密度動力能源.近年來針對液氫燃料的長航時無人機的研究逐漸增多，但均處于試驗階段.“全球觀察者”(Global Observer)是美國航空環(huán)境公司研制的高空長航時無人機系統(tǒng)，是世界上第1種采用液氫燃料為動力的無人機.“全球觀察者-1”為全尺寸原型機，目標(biāo)是在19 800 m的高空持續(xù)飛行120 h以上.2011年該機在愛德華茲空軍基地進行的試驗中，首次全程使用液氫燃料發(fā)動機，飛行高度1 500 m，持續(xù)飛行4 h.“鬼怪眼”(Phantom Eye)無人機由波音公司研制，采用2臺2.3 L、4缸液氫推進系統(tǒng).2010年“鬼怪眼”無人機首次完成了自主飛行，2013年實現(xiàn)了在8 400 m高空4.5 h的持續(xù)飛行，但是距離其96 h的設(shè)計飛行時間仍有很大差距[13].

表1 國外主要常規(guī)動力長航時無人機關(guān)鍵參數(shù)[11]

新能源長航時無人機除采用氫能源外，還可以采用太陽能作為動力.太陽能無人機在光照條件下能夠通過太陽能電池維持動力系統(tǒng)并儲存電能，飛行高度高，續(xù)航時間長，是目前各國研究的熱點.盡管相比常規(guī)動力無人機，太陽能無人機在飛行性能和有效載荷能力等方面有明顯不足，但是在長航時續(xù)航方面優(yōu)勢明顯，理論上可以實現(xiàn)無限時間巡航[4].目前，較著名的長航時太陽能無人機有美國航空環(huán)境公司與NASA聯(lián)合研制的“太陽神”系列無人機，該系列無人機包含“探路者”(Pathfinder)、“探路者+”(Pathfinder-Plus)、“百夫長”(Centurion)和“太陽神”(Helios)等型號；英國國防部下屬公司研制的“西風(fēng)”系列無人機，該系列包括“西風(fēng)6”(Zephyr 6)、“西風(fēng)7”(Zephyr 7)和“西風(fēng)8”(Zephyr 8)等型號.另外，瑞士蘇黎世聯(lián)邦理工學(xué)院研發(fā)的AtlantikSolar太陽能無人機于2015年創(chuàng)造了81 h的連續(xù)飛行記錄，UAVOS設(shè)計的ApusDuo自主式太陽能無人機旨在實現(xiàn)365 d巡航的目標(biāo).國外具有代表性的新能源無人機及主要參數(shù)，如圖3和表2所示.

近幾年，中國相關(guān)院所和高校對太陽能無人機開展了設(shè)計研究，并進行了飛行試驗.2019年7月，西北工業(yè)大學(xué)“魅影”團隊研發(fā)的MY-12太陽能無人機，成功實現(xiàn)跨晝夜飛行，達到27 h 37 min，是中國目前已公開報道的續(xù)航時間最長的太陽能無人機.

圖3 國外主要的新能源長航時無人機

表2 國外主要新能源動力長航時無人機參數(shù)[11]

Tab.2 Key parameters of foreign new energy powered long-endurance UAVs[11]

名稱翼展/m機長/m有效載荷/kg實用升限/m試飛時間飛行時間/h能源類型試驗設(shè)計太陽神75.293.661 000.021 340200124.04 320太陽能西風(fēng)722.50—2.521 3502010336.0336太陽能全球觀察者53.3021.30159.016 76420114.0120液氫鬼怪眼46.0016.00204.019 81220134.596液氫

2 長航時無人機總體氣動綜合設(shè)計技術(shù)

長航時無人機的氣動性能需要滿足巡航時間和巡航高度的要求，總體氣動綜合設(shè)計是飛行器達到戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)或使用技術(shù)要求的核心關(guān)鍵技術(shù)，決定了飛行器的整體氣動性能和飛行性能.長航時無人機飛行高度較高，飛行環(huán)境中空氣稀薄，飛行雷諾數(shù)較低，巡航時所需升力系數(shù)較大，且由于長航時飛行，要求機內(nèi)儲油空間大，巡航阻力小.因此，長航時無人機氣動綜合設(shè)計需要進行高升力、高升阻比、低雷諾數(shù)翼型優(yōu)化設(shè)計研究和無人機高效氣動布局研究.

2.1 高升阻比機翼優(yōu)化設(shè)計

低雷諾數(shù)條件下，翼型在小攻角時就可能發(fā)生流動分離，翼型的升力線斜率也會降低，難以獲得高升阻比[14]，現(xiàn)有長航時無人機的升阻比通常在20以下，長航時無人機的代表“全球鷹”升阻比達到28左右.長航時無人機機翼通常采用小后掠角、大展弦比形式，機翼具有較弱的三維效應(yīng)，因此二維翼型的氣動特性對提高飛機的性能和飛行品質(zhì)有直接影響，需要同時具備高升阻比、高升力和緩失速特性[15].常用翼型的類型主要包括：層流翼型、高升力翼型和超臨界翼型等.具體翼型可以在現(xiàn)有的翼型庫中選取，如NACA6A族、GAW系列、SD系列、Eppler系列[16]等，也可以以滿足飛機設(shè)計任務(wù)指標(biāo)為準(zhǔn)則，基于翼型的流動特征和升力特性，通過優(yōu)化設(shè)計得到.

2.1.1 翼型優(yōu)化設(shè)計方法

低雷諾數(shù)是長航時無人機的重要氣動特征之一.國內(nèi)外學(xué)者分別通過試驗和計算流體力學(xué)(CFD)方法進行了低雷諾數(shù)翼型氣動特性的研究.結(jié)果表明，低雷諾數(shù)條件下翼型層流分離現(xiàn)象體現(xiàn)出強非定常特性，具有流動分離、轉(zhuǎn)捩和再附等復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)特征[17]，從而導(dǎo)致阻力系數(shù)陡增，最大升阻比快速下降，以及升力系數(shù)非線性效應(yīng)[18]和靜態(tài)滯回效應(yīng)[19]等.

優(yōu)化設(shè)計方法可有效地提高翼型的升力系數(shù)和降低阻力系數(shù)，使翼型具有更高的綜合氣動性能.長航時無人機翼型基本設(shè)計目標(biāo)包括設(shè)計點升力系數(shù)、最大升力系數(shù)、失速特性(失速過程是否緩和)、最小阻力系數(shù)、設(shè)計點阻力系數(shù)、零升力矩、力矩線性范圍等.翼型優(yōu)化設(shè)計方法主要有兩種：反設(shè)計法和最優(yōu)化法.其中，反設(shè)計法是一種高效的設(shè)計方法.Zhu等[20]采用反設(shè)計方法設(shè)計了自然層流翼型，并用非接觸測量方式對設(shè)計效果進行了實驗驗證.華俊等[21-23]應(yīng)用反設(shè)計法對高升力緩失速翼型進行了優(yōu)化設(shè)計，采用改進余量修正迭代方法，設(shè)計了升力線線性段延長，升力線斜率增加，失速特性緩和的有利于“高升力長航時”安全飛行的翼型.

最優(yōu)化法將設(shè)計對象的氣動分析與最優(yōu)化方法相結(jié)合，通過不斷改變設(shè)計對象的氣動外形，使氣動性能在滿足給定約束條件下達到最優(yōu).最優(yōu)化法設(shè)計流程如圖4所示，基本思路為：基于Hicks-Henne型函數(shù)、Parsec Method和B-spline Curves等方法參數(shù)化翼型[24-25]；在低雷諾數(shù)飛行條件下，對翼型氣動性能進行分析；結(jié)合優(yōu)化算法對參數(shù)化的翼型進行設(shè)計.數(shù)值模擬精度和優(yōu)化算法是長航時翼型成功設(shè)計的關(guān)鍵.

圖4 常用優(yōu)化算法優(yōu)化翼型流程圖[26]

Fig.4 Schematic diagram of common algorithm structure for airfoil aerodynamic optimization[26]

翼型優(yōu)化過程中常用的氣動分析方法包括工程方法、基于勢流理論的數(shù)值模擬方法、基于歐拉方程的數(shù)值模擬方法和基于N-S方程的數(shù)值模擬方法.在涉及到復(fù)雜流動問題以及結(jié)合多點計算的優(yōu)化算法時，高精度的數(shù)值模擬需要耗費較大的計算資源，因此有研究人員提出了構(gòu)建代理模型來代替氣動分析數(shù)值模擬的方法，減小優(yōu)化設(shè)計的計算量.代理模型的構(gòu)造主要有：參數(shù)化方法，如Kriging方法和多項式回歸法；非參數(shù)化方法，如徑向基函數(shù)和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等，相關(guān)研究詳見文獻[27-29].

目前常用的翼型優(yōu)化算法主要有控制面法[30]、多目標(biāo)遺傳算法[31]、粒子群優(yōu)化算法[32]等.針對長航時無人機翼型，Zhao等[33]通過求解考慮層流轉(zhuǎn)捩的雷諾平均N-S方程，基于粒子群優(yōu)化算法，構(gòu)建了翼型綜合優(yōu)化設(shè)計平臺，尋找可以應(yīng)用于長航時無人機的最優(yōu)自然層流翼型.Nikolaev等[34]基于遺傳算法，利用翼展方向的升力系數(shù)分布對翼型進行優(yōu)化，實現(xiàn)了低雷諾數(shù)條件下大展弦比機翼的準(zhǔn)確計算與快速優(yōu)化設(shè)計.

2.1.2 流動控制技術(shù)研究

采用適當(dāng)?shù)牧鲃涌刂萍夹g(shù)也是增大機翼升阻比的重要方法.目前國內(nèi)外均已展開了低雷諾數(shù)翼型控制技術(shù)的研究，流動控制主要分為主動流動控制和被動流動控制.針對主動流動控制技術(shù)，Yang等[35]進行了低雷諾數(shù)下聲激勵主動流動控制技術(shù)的研究.Buchmann等[36]提出了前緣零質(zhì)量射流對大迎角分離的控制技術(shù).左偉等[37]和劉沛清等[38]分別應(yīng)用合成微射流(Micro-SJ)和吹吸氣技術(shù)，對翼面層流分離泡(低雷諾數(shù)下翼型的特殊流動現(xiàn)象)進行控制，推遲了失速迎角、增大了機翼最大升力系數(shù)和最大升阻比.由于主動控制技術(shù)需要利用加入外部能量對邊界層進行控制，增加了額外復(fù)雜激勵裝置，因此，加大了長航時無人機應(yīng)用該技術(shù)的難度.

被動流動控制方法具有耗能小、裝置簡單、實用性強、控制效果明顯等優(yōu)點，常用的被動流動控制方法有渦流發(fā)生器、溝槽壁面、前緣襟翼、后緣縫翼以及仿生機翼前后緣等[39-42].被動流動控制通過控制邊界層流動狀態(tài)，抑制了流動分離，提高了機翼升阻比，并改善了機翼失速特性.隨著智能材料的發(fā)展，可變形機翼成為被動流動控制研究的重要分支[43]，如圖5所示.目前已有學(xué)者開展了長航時無人機可變形機翼技術(shù)的研究.

圖5 后緣可變形機翼示意[44]

Lafountain等[45]針對“全球鷹”無人機LRN 1050翼型應(yīng)用了可變形機翼技術(shù).研究了襟翼偏轉(zhuǎn)和翼型彎度變形之間的關(guān)系，結(jié)果表明，應(yīng)用機翼后緣彎度變形可以代替襟翼偏轉(zhuǎn)對無人機的操縱，同時能保持較高的氣動效率.Della[46]等通過飛行試驗和參數(shù)化空氣動力學(xué)分析，證明了自適應(yīng)機翼后緣可以有效改善長航時無人機的飛行性能和地面性能.當(dāng)前適用于長航時無人機的流動控制方案還需要進一步研究，但是主動和被動流動控制技術(shù)為氣動優(yōu)化設(shè)計提供了重要思路.

2.2 氣動布局設(shè)計

2.2.1 氣動布局方式及優(yōu)化方法

高效總體氣動布局是提高飛行器整體飛行性能的核心關(guān)鍵，也是實現(xiàn)可靠精準(zhǔn)飛行控制的重要基礎(chǔ).長航時無人機氣動布局與其動態(tài)特性和氣動特性密切相關(guān)，不同的布局形式對無人機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響.選擇長航時無人機總體布局類型和參數(shù)時不僅要考慮每個部件的合適外形，還要考慮把它們組合在一起時，產(chǎn)生的氣動干擾情況，并且可能需要采取多種技術(shù)措施進行綜合權(quán)衡，才能實現(xiàn)滿足設(shè)計要求和使用要求的最佳總體布置形式.

常規(guī)動力長航時無人機氣動布局主要有：V尾布局(如“全球鷹”無人機)、雙尾撐布局(如“蒼鷺”無人機)、可變后掠翼布局、邊條翼布局和聯(lián)接翼布局等[47-49].太陽能長航時無人機氣動布局有：常規(guī)布局(如“西風(fēng)”無人機)、飛翼布局(如“太陽神”無人機)、分布式布局和串列式布局等.常見氣動布局特點對比，見表3.

表3 長航時無人機常見氣動布局對比

目前翼身融合布局正成為常規(guī)動力無人機和太陽能無人機研究重點之一.翼身融合布局具有浸潤面積和內(nèi)部體積比低、光滑變截面分布、隱身性能好等特點，可以避免機身與機翼的相互干擾，消除翼身連接處復(fù)雜流動的影響，從而改善全機的升阻比等氣動特性[50].Panagiotou等[51]對翼身融合布局的后掠角、展弦比和垂直機翼位置等參數(shù)進行研究，分析了翼身融合布局的氣動效率和升力曲線斜率特性等.雖然長航時無人機，特別是高空長航時無人機，對隱身性要求不高，但是合理的在氣動布局設(shè)計時考慮隱身性，可以顯著地降低其RCS(雷達散射截面積)，提高其生存力.例如，美國的“全球鷹”高空長航時無人機，采用背負式S彎進氣道，減小飛機的頭向雷達散射截面；將發(fā)動機布置在后機身內(nèi)，并利用V形尾翼遮擋發(fā)動機尾噴口，進一步減小側(cè)向散射截面，從而提高了全機的整體隱身性能.

長航時無人機氣動布局方案確定后，需對布局參數(shù)進行優(yōu)化設(shè)計.氣動布局優(yōu)化方法有梯度法、罰函數(shù)法、基于控制理論的優(yōu)化方法和遺傳算法等[52-54].由于遺傳算法可以找到優(yōu)化模型的全局最優(yōu)解，在長航時無人機氣動布局優(yōu)化設(shè)計中得到了較多應(yīng)用.Alsahlani等[55]基于遺傳算法，針對飛翼布局太陽能長航時無人機，結(jié)合氣動、結(jié)構(gòu)和穩(wěn)定性分析，搭建了氣動布局設(shè)計與優(yōu)化框架.梁煜等[56]將Kriging代理模型和Pareto遺傳算法引入氣動外形平面參數(shù)匹配設(shè)計，提出一種基于代理模型的多目標(biāo)平面參數(shù)匹配設(shè)計方法，提升了優(yōu)化的效率并保證了可信度.Panagiotou等[57]針對翼身融合布局長航時無人機設(shè)計提出了一種全面優(yōu)化配置方法，用以解決翼身融合設(shè)計階段遇到的問題.

2.2.2 螺旋槳/機身一體化氣動設(shè)計

螺旋槳是多數(shù)長航時無人機的重要推進部件，根據(jù)對無人機的需求不同，螺旋槳布局有推進式布局和拉力式布局，如圖6所示.高空飛行時，由于大氣稀薄，雷諾數(shù)降低，還需要針對螺旋槳在低雷諾數(shù)下的氣動性能和翼型設(shè)計展開研究[58-59].

圖6 螺旋槳發(fā)動機的不同布置類型

對于前置螺旋槳，Traub等[60]研究發(fā)現(xiàn)，機翼、機身等部件在螺旋槳滑流作用下的氣動特性與無滑流狀態(tài)下有較大差異，同時螺旋槳布置位置對全機氣動特性也有不同影響.對于螺旋槳產(chǎn)生的滑流流場的研究，需要考慮流場的加速效應(yīng)、旋轉(zhuǎn)效應(yīng)、黏性效應(yīng)、湍流效應(yīng)和發(fā)動機位置等因素的影響[61-63].Catalano[64]進行了螺旋槳在不同位置和不同傾角時，正轉(zhuǎn)與反轉(zhuǎn)的誘導(dǎo)流對機翼氣動力影響的試驗，試驗雷諾數(shù)分別為3.5×105和4.5×105.結(jié)果表明，螺旋槳正轉(zhuǎn)時，轉(zhuǎn)捩發(fā)生在機翼前緣附近，而螺旋槳反轉(zhuǎn)時，轉(zhuǎn)捩出現(xiàn)延遲.Rakshith等[65]研究不同機翼弦長受螺旋槳滑流影響的程度，并指出較短弦長的機翼有利于減阻.Ananda等[66]對以Wortmann FX 63-137為翼型的矩形機翼進行了低雷諾數(shù)流動風(fēng)洞試驗，研究表明螺旋槳滑流誘導(dǎo)了湍流的早期過渡，導(dǎo)致了分離泡過早形成.Aref等[61]研究了不同攻角、安裝位置以及旋轉(zhuǎn)方向的螺旋槳對機翼氣動力的影響，采用CFD方法對流場進行了分析，得到的渦結(jié)構(gòu)如圖7所示.

圖7 螺旋槳在機翼內(nèi)/外側(cè)時的渦量等值面圖[61]

Fig.7 Vorticity isosurfaces with propeller installed inboard/outboard[61]

對于螺旋槳在機身后方的布局形式，需要考慮螺旋槳對機身的反作用.陳廣強等[67]對螺旋槳裝布置在V尾后方的高空長航時無人機流動特性進行了數(shù)值模擬，研究表明螺旋槳尾流的干擾使無人機機身尾部的壓差阻力迅速增大，導(dǎo)致無人機氣動性能變差.另外，在低雷諾數(shù)條件下無人機平臺表面流動容易發(fā)生分離，也會使螺旋槳推進效率降低[68].因此，必須考慮螺旋槳與全機的氣動性能相互干擾，進行螺旋槳/機身一體化設(shè)計[69].

3 長航時無人機結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

長航時無人機普遍采用輕質(zhì)復(fù)合材料大展弦比機翼，使得結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕，誘導(dǎo)阻力減小，但是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)柔性顯著降低了大展弦比機翼的整體剛度，使得氣動彈性穩(wěn)定性問題異常突出[70-71].長航時無人機結(jié)構(gòu)設(shè)計需要同時滿足結(jié)構(gòu)強度、剛度、靜/動氣動彈性等多個方面的約束.因此，大展弦比機翼氣動彈性建模和分析、復(fù)合材料機翼氣動彈性剪裁以及考慮復(fù)合機翼機身制造的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計是長航時無人機結(jié)構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)問題.

3.1 大展弦比機翼氣動彈性分析

長航時無人機飛行過程中，機翼結(jié)構(gòu)大柔性會引起幾何非線性，導(dǎo)致氣動載荷重新分布，翼面局部攻角增加，氣流更容易發(fā)生分離，引發(fā)氣動非線性特征，最終導(dǎo)致復(fù)雜的非線性氣動彈性問題，此外，結(jié)構(gòu)柔性的增加還會導(dǎo)致飛機顫振邊界的提前.2003年，“太陽神”無人機在試飛中經(jīng)歷嚴重的非線性氣動彈性問題，最終解體，如圖8所示.NASA在隨后的調(diào)查報告中，事故原因被認為是缺乏對飛行大變形情況的分析.

3.1.1 非線性氣動彈性建模

對于大柔性飛行器全機氣動彈性分析而言，其結(jié)構(gòu)具有局部非線性特征，機翼變形較大，幾何非線性特征明顯，但機身變形仍保持線性特征.機翼、機身和尾翼通過邊界協(xié)調(diào)條件實現(xiàn)各部件的相互連接.因此對機翼建立準(zhǔn)確的非線性氣動彈性模型尤為關(guān)鍵.建立大展弦比機翼氣動彈性模型需要耦合結(jié)構(gòu)模型和氣動模型，常用的結(jié)構(gòu)和氣動模型如圖9所示.

圖8 “太陽神”無人機非線性氣動彈性問題

圖9 常用氣動/結(jié)構(gòu)分析模型

在常用的結(jié)構(gòu)動力學(xué)模型中，非線性運動梁理論和幾何精確本征梁理論對于簡單梁結(jié)構(gòu)有較好的求解精度和較高的求解效率，但是難以處理復(fù)雜結(jié)構(gòu)模型.非線性位移基有限元方法比較成熟，在復(fù)雜模型適用性和求解精度上都有較好表現(xiàn)，但求解效率低下.常用的氣動模型特點和適用范圍見表4.

表4 氣動模型對比

不同的結(jié)構(gòu)模型和氣動模型相結(jié)合，最終得到不同方程形式的氣動彈性模型.如基于非線性運動梁理論，氣動彈性方程可以表示為

對于幾何精確本征梁模型，其結(jié)構(gòu)模型為一階形式，因此氣動彈性方程可以表示為

對于多體系統(tǒng)動力學(xué)方法，氣動彈性方程如下：

Φ(q,t)=0，

式中,q=[qstruqaero].其中:qstru為氣動彈性方程結(jié)構(gòu)位移變量；qaero為氣動彈性方程氣動變量，具體定義依據(jù)氣動模型的選取.

3.1.2 非線性靜/動氣動彈性分析

大展弦比機翼易發(fā)生大的彎扭變形，導(dǎo)致無人機結(jié)構(gòu)和氣動特性發(fā)生變化，引發(fā)氣動彈性發(fā)散和操縱效率降低甚至反效等靜氣動彈性問題，嚴重危害無人機飛行安全.

Smith等[78]和Garcia等[79-80]分別基于幾何精確本征梁理論和三維幾何非線性梁理論，結(jié)合Euler求解器，研究了大展弦比柔性機翼的靜態(tài)氣動彈性特性，Garcia[79]對跨聲速下大展弦比平直翼和后掠翼的靜氣動彈性進行了研究，探討了跨聲速阻力和結(jié)構(gòu)彎扭耦合的關(guān)系.國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)周洲團隊也開展了相關(guān)研究[81-83]，通過編寫計算結(jié)構(gòu)力學(xué)和計算流體力學(xué)耦合求解器，研究了類似“太陽神”布局無人機的靜氣動彈性問題.研究表明，此類無人機受載變形會降低升阻比，增大滾轉(zhuǎn)、偏航力矩導(dǎo)數(shù)，引起氣動載荷的重新分布向翼根轉(zhuǎn)移，但是靜氣動彈性變形可以有效緩和存在的縱向靜不穩(wěn)定現(xiàn)象，同時顯著改變?nèi)珯C的橫航向穩(wěn)定性等.

對復(fù)合材料大展弦比機翼動氣動彈性問題，國內(nèi)外學(xué)者的研究主要集中在動氣動彈性穩(wěn)定性和氣動彈性動響應(yīng)領(lǐng)域.分析大展弦比機翼動氣動彈性穩(wěn)定性問題，通常采用等效梁板模型.劉湘寧等[84]基于結(jié)構(gòu)幾何非線性的大變形歐拉梁和片條理論，建立了大展弦比復(fù)合材料機翼的非線性氣動彈性分析模型，分析了鋪層角、展弦比、機翼線密度等參數(shù)對顫振速度的影響，并且以機翼顫振速度為目標(biāo)函數(shù)對大展弦比復(fù)合材料機翼進行氣動裁剪設(shè)計.Attaran等[85]使用有限元方法，分析了機翼展弦比、后掠角以及鋪層順序?qū)︻澱袼俣鹊挠绊?Kameyama等[86]采用變截面的復(fù)合材料板模型建立非線性氣動彈性模型，研究了機翼的顫振發(fā)散特性，并且利用遺傳算法對復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)進行了優(yōu)化.

針對氣動彈性動響應(yīng)問題，Cesnik等[87-88]和Brown等[89]開發(fā)了氣動彈性仿真框架.在此基礎(chǔ)上，Su等[90-91]引入了陣風(fēng)模型.對柔性飛機的配平、縱向穩(wěn)定性和陣風(fēng)響應(yīng)，以及翼身融合布局飛行器陣風(fēng)響應(yīng)和顫振特性進行了詳細研究.Tang等[92]基于非線性梁理論和ONERA失速模型，對大展弦比柔性機翼的陣風(fēng)響應(yīng)進行了研究，探討了陣風(fēng)分布的影響.Patil等[93-95]考慮氣動彈性非線性，對不同展弦比柔性機翼的極限環(huán)振蕩特性進行了研究，并提出了主動控制方法.Kim等[96]在Crespo非線性梁模型中加入了外掛，研究了外掛質(zhì)量、外掛慣性和外掛位置對機翼極限環(huán)振蕩特性的影響.Zhang等[97]研究發(fā)現(xiàn)，在不發(fā)生失速的情況下，結(jié)構(gòu)的幾何非線性可以導(dǎo)致大展弦比機翼出現(xiàn)極限環(huán)振蕩，隨著飛行速度的增加，動態(tài)失速成為主導(dǎo)，極限環(huán)現(xiàn)象變得更加復(fù)雜.

長航時無人機面臨復(fù)雜的非線性氣動彈性問題，一方面需要建立更加準(zhǔn)確的模型，結(jié)合結(jié)構(gòu)設(shè)計進行被動氣動彈性控制；另一方面可采用主動控制技術(shù)進行氣動彈性控制，該內(nèi)容將在氣動彈性主動控制中進行詳細介紹.

3.2 復(fù)合材料機翼氣動彈性剪裁

氣動彈性剪裁技術(shù)使用控制剛度方向的方法，來控制靜態(tài)或動態(tài)的氣動彈性變形，從而使飛行器的氣動和結(jié)構(gòu)性能向著有益的方向發(fā)展.長航時無人機大多采用了輕質(zhì)、高強度和高模量的先進復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，具有良好的可設(shè)計特性.氣動彈性剪裁技術(shù)可以在滿足氣動彈性要求的前提下，最大限度地降低機翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量，是飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一.

氣動彈性剪裁本質(zhì)為約束優(yōu)化問題，一般流程如圖10所示.結(jié)構(gòu)質(zhì)量經(jīng)常被設(shè)為優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)，約束條件可能是結(jié)構(gòu)在外部載荷作用下的強度條件、剛度條件或氣動彈性約束條件等[99].Guo等[100]以強度、損傷容限和氣動彈性穩(wěn)定性為約束，提出了大型飛機復(fù)合材料機翼多目標(biāo)優(yōu)化方法.將蒙皮層數(shù)和鋪層角度作為設(shè)計變量，優(yōu)化完成后的機翼滿足實際設(shè)計的生產(chǎn)要求，同時結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕了30%.萬志強等[101]研究表明，使用遺傳/敏度混合優(yōu)化算法可以較好實現(xiàn)強度、位移、發(fā)散速度和顫振速度等約束條件下的質(zhì)量最小設(shè)計.

圖10 氣動彈性剪裁多目標(biāo)優(yōu)化流程圖[98]

Fig.10 Multi-objective optimization flow chart of aeroelastic tailoring[98]

長航時無人機機翼由于柔性特征明顯，顫振臨界速度經(jīng)常成為約束無人機性能指標(biāo)的重要因素之一.白俊強等[102]提出了三級結(jié)構(gòu)優(yōu)化方法，在滿足強度和變形約束的條件下，將梁、肋和蒙皮厚度作為設(shè)計變量，進行第1級結(jié)構(gòu)質(zhì)量優(yōu)化.以顫振速度為約束條件將鋪層順序進行優(yōu)化，完成第2級結(jié)構(gòu)質(zhì)量優(yōu)化.最后，在不改變質(zhì)量的前提下，采用遺傳算法優(yōu)化復(fù)合材料鋪層順序，增大了機翼的顫振速度.劉湘寧等[103]以顫振臨界速度作為目標(biāo)函數(shù),建立了非線性氣動彈性模型，研究了兩種不同截面的復(fù)合材料機翼顫振速度與鋪層角的關(guān)系.使用罰函數(shù)內(nèi)點法和導(dǎo)數(shù)優(yōu)化方法變尺度結(jié)合求解，進行氣動彈性剪裁優(yōu)化，優(yōu)化后的機翼顫振速度提高了22.77%.

3.3 復(fù)合材料機翼/機身結(jié)構(gòu)設(shè)計

長航時無人機的結(jié)構(gòu)設(shè)計主要包括機翼、尾翼、機身、發(fā)動機吊艙和起落架等機體結(jié)構(gòu)設(shè)計和操縱系統(tǒng)設(shè)計.結(jié)構(gòu)設(shè)計方案需要根據(jù)結(jié)構(gòu)使用條件、外形尺寸、初步確定的結(jié)構(gòu)形式以及各種協(xié)調(diào)關(guān)系，通過設(shè)計、分析、試驗等方式確定.大展弦比復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計的核心是在機翼厚度、結(jié)構(gòu)強度與穩(wěn)定性、氣動彈性變形以及顫振速度等多約束條件下，尋求綜合性能最優(yōu)的結(jié)構(gòu)方案.

長航時無人機機翼外形參數(shù)以及機翼機身相對位置初步確定后，需要明確機翼結(jié)構(gòu)參數(shù).機翼結(jié)構(gòu)可以選用蜂窩夾層、多墻式和混合式結(jié)構(gòu)[104].張紀(jì)奎等[105]的研究表明：蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有密度小、剛性好、減震性和抗疲勞性強等特點，并且有利于氣動彈性剪裁設(shè)計；多墻式結(jié)構(gòu)在相對厚度較小的機翼結(jié)構(gòu)中能夠充分利用蒙皮來承受較大彎矩；混合式結(jié)構(gòu)同時綜合了多種結(jié)構(gòu)特點，有較好的方向可設(shè)計性，通過合理的剛度分配，可實現(xiàn)較小的結(jié)構(gòu)質(zhì)量.

為了得到機翼結(jié)構(gòu)最優(yōu)設(shè)計方案，需要基于結(jié)構(gòu)分析方法或結(jié)構(gòu)試驗方法，對其性能進行分析，通過設(shè)計復(fù)合材料鋪設(shè)角度、鋪層厚度、鋪層比例等變量，合理分配機翼結(jié)構(gòu)剛度，最優(yōu)化機翼性能.劉峰等[106]應(yīng)用準(zhǔn)等強度設(shè)計思想對大展弦比機翼進行了復(fù)合材料鋪層設(shè)計與優(yōu)化，隨后利用有限元軟件進行分析與校核，優(yōu)化后的機翼結(jié)構(gòu)減重達5.23%.楊龍[107]針對機翼主梁碳纖維鋪層厚度與機翼結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的關(guān)系進行了研究，發(fā)現(xiàn)機翼剛度與碳纖維厚度并不是正相關(guān)，而是存在厚度的最佳值.Meddaikar等[108]基于NASTRAN有限元軟件分析機翼結(jié)構(gòu)性能，以機翼最大翼尖位移為目標(biāo)函數(shù)，使用遺傳算法優(yōu)化了復(fù)合材料鋪層順序，并通過風(fēng)洞試驗驗證了分析結(jié)果的可靠性.Vio等[109]和Gauthier-Perron等[110]通過優(yōu)化機翼結(jié)構(gòu)參數(shù)，提高機翼剛度，實現(xiàn)了被動陣風(fēng)載荷減緩.Park[111]等針對高空長航時無人機，采用碳纖維增強環(huán)氧樹脂復(fù)合材料圓柱管和隔板作為大展弦比機翼翼梁，如圖11所示，實現(xiàn)機翼輕量化設(shè)計，并使用非線性有限元數(shù)值分析方法和靜強度試驗對其研制的機翼進行結(jié)構(gòu)強度分析，驗證了所研制機翼滿足設(shè)計性能要求.

機翼機身連接處的設(shè)計是飛機設(shè)計中的難點之一，界面復(fù)雜，連接件多且裝配問題突出，合理地設(shè)計翼根連接件對減少裝配工時和減少零件修配有很大作用[112].長航時無人機大展弦比機翼因根部彎矩和彈性變形較大，給機翼結(jié)構(gòu)翼身連接設(shè)計帶來較大難度.無人機傳統(tǒng)的翼身連接多為集中接頭式，傳力路線為機翼彎矩和剪力通過接頭耳片到機身框.由于長航時無人機機翼根部彎矩大，工程上翼身連接設(shè)計一般采用可以實現(xiàn)機翼彎矩的自平衡的翼身連接方式，如中央翼貫穿機身的結(jié)構(gòu)型式.中央翼結(jié)構(gòu)型式的無人機機翼和機身框之間只傳遞剪力，可有效減輕機身框的質(zhì)量，但也會影響機身的傳力路線[113].“捕食者”無人機采用了一種主梁彎矩自平衡的連接形式，即在翼身連接區(qū)，兩側(cè)機翼的主梁重疊，左側(cè)機翼的主梁相對右側(cè)機翼的主梁偏移，并通過兩軸銷相互連接，實現(xiàn)彎矩自平衡，并與機身隔框相連傳遞剪力.

圖11 大展弦比碳纖維復(fù)合材料機翼強度試驗與分析[111]

Fig.11 Strength test and analysis of high-aspect-ratio carbon fiber composite wing[111]

此外，長航時無人機機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中還需考慮結(jié)構(gòu)的制造工藝性和維護便捷性.Benjamin等[114]基于Lattice晶格結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)復(fù)合材料機翼的分塊制造與拼裝，使得機翼具有輕量化、檢修方便的特點.胡江波等[115]根據(jù)給定的機翼外形結(jié)合有限元分析和制造工藝性分析確定了直梁式機翼結(jié)構(gòu)布局方案，并且通過增加后緣膠接區(qū)域的預(yù)浸料填充物，使得機翼的破壞載荷提升了18.95%，載荷質(zhì)量比提高了13.15%.向錦武等[116-117]針對復(fù)合材料機翼制造和維修方法，提出了新的復(fù)合材料機翼防固化變形模具設(shè)計方法和開口補強設(shè)計方法.

4 長航時無人機飛行控制技術(shù)

高精度、高抗擾飛行控制是無人機實現(xiàn)安全精確著陸、精細偵察與監(jiān)視、高分辨率遙感、自動攻擊控制、自動空中加油對接控制的共性關(guān)鍵技術(shù)，對于無人機的發(fā)展具有重要的推動作用.長航時無人機采用大展弦比柔性機翼，機翼非線性氣動彈性低頻振動易與無人機飛行動力學(xué)產(chǎn)生耦合，導(dǎo)致復(fù)雜非線性飛行動力學(xué)行為，氣動彈性顫振不穩(wěn)定性成為危及飛行安全的首要因素，因此，柔性飛行動力學(xué)建模和主動氣動彈性控制技術(shù)尤為關(guān)鍵；長航時無人機作業(yè)區(qū)域廣，飛行高度高，自然環(huán)境和電磁環(huán)境多變，飛行控制和導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性和精度要求更高，必須進行無人機軌跡控制和自主導(dǎo)航技術(shù)的研究.

4.1 柔性飛行動力學(xué)建模

長航時飛行器具有機翼展弦比大、剛度低的特點，是典型的柔性飛行器，因此需要考慮機翼彈性對動力學(xué)分析的影響，進行無人機穩(wěn)定性、操縱性分析與飛行控制律設(shè)計.張健等[72,118]針對柔性飛行器飛行動力學(xué)和結(jié)構(gòu)動力學(xué)耦合的飛行動力學(xué)建模進行了相關(guān)研究，說明了耦合求解的重要性.目前，適用于大柔性飛行器飛行動力學(xué)建模的方法主要有平均軸系法(mean axes)[119-120]和準(zhǔn)坐標(biāo)系法(quasi coordinates)[121]，兩種方法都是在體軸系中描述飛行器的彈性變形，區(qū)別在于對體軸系的定義不同.

國內(nèi)外學(xué)者均開展了基于平均軸系法對柔性飛行器建模以及柔性飛行器動力學(xué)特性分析.Damveld等[122]和Silvestre等[123]基于平均軸系法對柔性飛行器進行了建模，分別實現(xiàn)了柔性飛行器的操縱品質(zhì)的分析和俯仰角速度的控制.Patil等[124]對飛翼布局長航時無人機進行了動力學(xué)建模與分析，在大變形中引入小應(yīng)變假設(shè)，使模型可用于穩(wěn)定性分析和非線性仿真.國內(nèi)主要有西北工業(yè)大學(xué)周洲等[125-127]對太陽能無人機進行了動力學(xué)建模，并分析了高空長航時無人機的縱向動力學(xué)特性.研究表明，在縱向穩(wěn)定性方面，由于彈性變形和集中載荷的影響，無人機的短周期頻率減小且阻尼增大，長周期運動與結(jié)構(gòu)變形運動發(fā)生耦合，導(dǎo)致長周期的阻尼減小.王睿等[128]研究了大展弦比多螺旋槳飛行器的航向氣動特性，基于航向小擾動方程進行了飛行器的動態(tài)特性分析，研究表明多螺旋槳可以顯著改善飛行器的荷蘭滾模態(tài)和螺旋模態(tài)特性.李鋒等[129]建立了風(fēng)場作用下的高空太陽能飛行器的橫航向動力學(xué)模型，探究了穩(wěn)定風(fēng)場對無人機橫航向特征根的影響.研究表明，穩(wěn)定風(fēng)場存在下橫航向模態(tài)特征根與無風(fēng)時相同，但橫航向模態(tài)特征矢量中側(cè)向速度對應(yīng)的相應(yīng)存在差異.

準(zhǔn)坐標(biāo)系法可以方便的描述飛行器的剛性運動和彈性變形的關(guān)系，目前有學(xué)者采用該方法進行了柔性飛行器的動態(tài)特性研究.Haghighat等[130]基于準(zhǔn)坐標(biāo)系方法建立了長航時無人機動力學(xué)方程，并進行了陣風(fēng)響應(yīng)分析.Chang等[131]基于準(zhǔn)定常氣動力方法，對全機動力學(xué)特性進行了研究，分析了機身質(zhì)量分布、機身長度以及平尾位置對柔性飛行器的縱向特性影響，指出俯仰慣性隨著機身長度的增加而增加，從而導(dǎo)致縱向短周期模態(tài)變得不穩(wěn)定.此外，郭東等[132]則結(jié)合了平均軸系和準(zhǔn)坐標(biāo)系兩種方法的優(yōu)勢，提出了“瞬態(tài)坐標(biāo)系”法，該方法利用拉格朗日方程和有限元思想推導(dǎo)大柔性飛行器的動力學(xué)模型，充分考慮柔性飛行器氣動力、結(jié)構(gòu)、控制和飛行力學(xué)之間的交叉耦合特性，為動力學(xué)特性分析提供了理論基礎(chǔ).

隨著大展弦比柔性長航時無人機剛?cè)狁詈蠁栴}研究的開展，逐漸發(fā)展出若干柔性飛行器非線性氣動彈性與飛行動力學(xué)耦合仿真工具/框架.目前主要的仿真工具/框架包括：ASWING[133]、NATASHA (nonlinear aeroelastic trim and stability of HALE aircraft)[134]、UM/NAST (the university of Michigan’s nonlinear aeroelastic simulation toolbox)[87]、NANSI(nonlinear-aerodynamics/nonlinear-structureinter-action)[135]以及SHARP(simulation of high aspect ratio planes)[136]等.各仿真工具/框架的特點和適用范圍見表5.

表5 柔性飛機非線性氣動彈性與飛行動力學(xué)耦合仿真工具/框架

4.2 氣動彈性主動控制

由于各種非線性因素，柔性飛行器線性氣動彈性系統(tǒng)會產(chǎn)生極限環(huán)振蕩、混沌等一系列不穩(wěn)定現(xiàn)象，對飛行器結(jié)構(gòu)和飛行安全造成很大隱患.長航時無人機主動控制技術(shù)(active control technology)采用驅(qū)動裝置消除氣動彈性不穩(wěn)定性的影響，主要包括主動顫振控制和陣風(fēng)減緩控制.常規(guī)飛行器的氣動彈性主動控制研究，詳見文獻[137-139].對于長航時無人機，目前主要的控制器包括：線性二次調(diào)節(jié)(linear quadratic regulator，LQR)、線性二次高斯控制器(linear quadratic gaussian，LQG)、靜態(tài)輸出反饋控制器(static output feedback，SOF)和PID(proportional integral derivative)控制器等.由于長航時無人機飛行特性的不確定性，自適應(yīng)控制正受到廣泛關(guān)注[140-142].

大展弦比機翼應(yīng)用主動控制技術(shù)可以提高顫振速度，擴大長航時無人機的飛行包線.Patil等[95]提出了最優(yōu)恒增益SOF控制器的設(shè)計方法，用于高空長航時無人機大展弦比機翼陣風(fēng)減緩和極限環(huán)振蕩控制，其結(jié)果表明，控制器在不同位置時具有不同的控制效果；SOF控制器與LQR和LQG控制器相比具有相似的增益和相位裕度.Cesnik等[143]開展了高空長航時無人機機翼的顫振控制研究，對傳感器類型、作動器分布進行優(yōu)化，研究表明處于合適位置的應(yīng)變傳感器可以對大展弦比機翼顫振進行控制.Afonso等[144]結(jié)合非線性氣動彈性分析模型，設(shè)計了抑制大展弦比機翼氣動彈性失穩(wěn)的控制律.Zhao等[145]將柔性飛行器視為反饋控制下的多體系統(tǒng)，研究了氣動彈性、飛行動力學(xué)和控制的耦合作用，結(jié)果表明，該方法可以控制柔性飛行器操縱時的極限環(huán)振蕩現(xiàn)象.

陣風(fēng)減緩主動控制，可以降低機翼載荷，延長結(jié)構(gòu)壽命，并改善飛行器操控穩(wěn)定性等品質(zhì).Dillsaver等[146]使用線性降階模型對長航時無人機X-HALE的動力學(xué)系統(tǒng)進行降階，通過設(shè)計LQG控制器實現(xiàn)陣風(fēng)減緩.仿真結(jié)果顯示，陣風(fēng)引起的機翼曲率峰值降低了47%，機翼均方根曲率降低了83.7%.Wang等[147]針對長航時無人機陣風(fēng)減緩問題，使用SOF控制器，抑制無人機柔性變形.仿真結(jié)果表明，陣風(fēng)條件下翼尖最大位移減小了33%.Cook等[148]研究了柔性飛行器后緣控制面的陣風(fēng)抑制問題，通過設(shè)計線化控制器，使得該飛行器離散陣風(fēng)下的根部彎矩減小了9%.Wang等[149]開發(fā)了非線性氣動彈性伺服框架用于柔性飛行器的飛行模擬，其設(shè)計的H∞控制器，可使飛翼布局的柔性飛行器在不同的陣風(fēng)條件下保持穩(wěn)定.Zeng等[150]設(shè)計了自適應(yīng)前饋控制系統(tǒng)，并以F/A-18主動氣動彈性機翼模型為對象，驗證了方法的可行性.陳磊等[151]針對大展弦比多控制面彈性機翼風(fēng)洞模型，從頻域和時域進行了陣風(fēng)響應(yīng)分析，使用PI控制器進行陣風(fēng)響應(yīng)減緩控制律設(shè)計.仿真和風(fēng)洞試驗結(jié)果表明，在各設(shè)計控制律下，翼尖的加速度減少了10%以上，并且在速度較高時的減緩效果優(yōu)于低速時的減緩效果.

4.3 無人機飛行軌跡控制

長航時無人機飛行動力學(xué)是高階非線性系統(tǒng)，對擾動敏感，在保證控制系統(tǒng)能完成控制目標(biāo)的同時還要求其具有較強魯棒性，因此飛行軌跡控制系統(tǒng)設(shè)計難度較大.工程實際應(yīng)用中，考慮到飛行器做姿態(tài)運動時受到物理舵面偏轉(zhuǎn)的限制，在設(shè)計控制系統(tǒng)時還應(yīng)考慮受限算法[152].

早期長航時無人機軌跡控制系統(tǒng)設(shè)計，主要在穩(wěn)定風(fēng)場假設(shè)下展開.Silvestre等[123]基于剛體近似理論，將柔性模態(tài)作為擾動加入控制系統(tǒng)中，設(shè)計了輸出反饋控制器，實現(xiàn)了大柔性飛行器的俯仰角速率跟蹤.Haghighat等[153]設(shè)計了應(yīng)用于長航時無人機的多目標(biāo)魯棒控制器，使用線性矩陣不等式方法將控制器設(shè)計描述為凸優(yōu)化問題，當(dāng)配平速度變化時，在魯棒控制器作用下，長航時無人機的穩(wěn)定性和閉環(huán)系統(tǒng)性能仍能保持良好.Che等[154]針對強剛?cè)狁詈系妮p質(zhì)結(jié)構(gòu)大展弦比柔性飛行器設(shè)計了L1增廣自適應(yīng)控制器，該控制器用于保持飛行器巡航高度以及抑制機身顫振，其結(jié)構(gòu)框圖如圖12所示.結(jié)果表明，L1自適應(yīng)控制器能夠在30～130 psf之間保持穩(wěn)定并且達到良好的性能指標(biāo).

圖12 長航時無人機L1自適應(yīng)軌跡控制器框圖[154]

Fig.12 L1 adaptive trajectory control architecture of long-endurance UAV[154]

Shearer等[155]在六自由度機體坐標(biāo)系下設(shè)計了大柔性飛行器的雙閉環(huán)軌跡控制算法.飛行器控制器分為內(nèi)外回路，外回路采用PID結(jié)合非線性變換控制，主要進行軌跡傾角控制，產(chǎn)生的輸出作為內(nèi)回路的控制輸入.內(nèi)回路對橫側(cè)向和縱向運動進行解耦控制，縱向采用動態(tài)逆控制器，橫航向采用線性二次型控制器，主要用于控制飛行器線速度與角速度.Zheng等[156]將高階大柔性飛行器模型降階，對降階模型設(shè)計標(biāo)稱LQG控制器，在此基礎(chǔ)上考慮系統(tǒng)魯棒性設(shè)計了輸出反饋自適應(yīng)控制器.結(jié)果表明，控制器能夠提高瞬態(tài)響應(yīng)速度并且達到跟蹤指標(biāo)的要求.Sadat-Hoseini等[157]基于LQR和前饋閉環(huán)控制方法設(shè)計了大柔性飛行器著陸軌跡跟蹤控制器，控制流程如圖13所示，利用LQR跟蹤著陸控制軌跡，引入積分器消除靜態(tài)誤差，使用前饋環(huán)節(jié)來減少可測量量的擾動引起的系統(tǒng)誤差，成功實現(xiàn)了飛行器在穩(wěn)定側(cè)風(fēng)存在時的降落軌跡跟蹤.

長航時無人機飛行時受突風(fēng)擾動影響較大，研究在突風(fēng)環(huán)境下的軌跡控制方法有著重要的實際意義.Raghavan等[158]基于大柔性飛行器的降階模型，采用多步非線性動態(tài)逆控制器結(jié)合非線性導(dǎo)引律，實現(xiàn)了對直線和曲線軌跡的成功跟蹤，同時系統(tǒng)在有效載荷突變時仍能保持較好的飛行性能.Qi等[159]針對陣風(fēng)干擾下的高空長航時無人機設(shè)計了雙閉環(huán)控制系統(tǒng).外環(huán)采用線性自抗擾LADRC控制器，內(nèi)環(huán)則采用H∞控制器跟蹤外環(huán)控制器產(chǎn)生的姿態(tài)信號，并采用粒子群優(yōu)化算法對H∞中的加權(quán)矩陣進行參數(shù)優(yōu)化，提高了系統(tǒng)魯棒性，比采用傳統(tǒng)PID控制器的軌跡控制方法有更快的收斂速度和更小的超調(diào)量.Dillsaver等[160]設(shè)計了陣風(fēng)擾動下的大柔性飛行器縱向軌跡控制器.縱向控制內(nèi)環(huán)采用動態(tài)逆控制器，外環(huán)采用高增益PID或LQR控制器，實現(xiàn)了飛行器的高度穩(wěn)定控制.橫航向控制采用LQG控制器，實現(xiàn)了對航向角度控制指令的跟蹤.

圖13 長航時無人機抗陣風(fēng)縱向軌跡控制器框圖[157]

4.4 無人機自主導(dǎo)航技術(shù)

長航時無人機在飛行過程中要同時應(yīng)對復(fù)雜的自然環(huán)境和電磁環(huán)境，對無人機導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性和精度提出了很高的要求.目前在無人機上采用的導(dǎo)航技術(shù)主要包括慣性導(dǎo)航、衛(wèi)星導(dǎo)航、星光導(dǎo)航、地形輔助導(dǎo)航等，但是單一的導(dǎo)航方式并不能滿足長航時無人機全天候長時間準(zhǔn)確導(dǎo)航定位的需求，因此必須根據(jù)具體任務(wù)場景設(shè)計組合導(dǎo)航系統(tǒng)方案.組合導(dǎo)航把多種導(dǎo)航系統(tǒng)有機連接，使各系統(tǒng)性能互補，提高導(dǎo)航性能.

慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)[161]是目前無人機廣泛采用的自主導(dǎo)航技術(shù)，能提供陸地、海洋和空間的全天候、全時間、連續(xù)的三維位置、三維速度和時間信息，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)是可以有效地提高慣導(dǎo)系統(tǒng)的性能和精度，提高衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)接收機動態(tài)特性和抗干擾性.另外，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航系統(tǒng)可以實現(xiàn)一體化，以進一步減少系統(tǒng)的體積、質(zhì)量和成本，減小非同步誤差.慣性/天文組合導(dǎo)航系統(tǒng)也是一類具有較高精度的自主導(dǎo)航技術(shù).慣性系統(tǒng)用于解算天文導(dǎo)航系統(tǒng)所需的基準(zhǔn)地平線方向，決定了導(dǎo)航系統(tǒng)的定位精度[162]，天體導(dǎo)航系統(tǒng)基于天體的確切位置和地球運動規(guī)律，觀察飛行器相對于天體的精確坐標(biāo)解算飛行器位姿，該類導(dǎo)航系統(tǒng)具有隱蔽性好、定位能力準(zhǔn)確、自主能力強等特點[163].此外，Yang等[164]提出了一種用于長航時無人機的基于慣性/衛(wèi)星/天文導(dǎo)航的組合導(dǎo)航系統(tǒng)，實現(xiàn)了姿態(tài)角誤差±0.25°，位置精度±2.4 m的定位效果.周姜濱等[165]對捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、全球定位系統(tǒng)、“北斗”衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在高空長航時無人機導(dǎo)航系統(tǒng)中應(yīng)用的可行性進行了分析，提出了組合導(dǎo)航系統(tǒng)方案，并建立了組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)方程和量測方程，設(shè)計開發(fā)了組合導(dǎo)航仿真系統(tǒng).

為了提高導(dǎo)航系統(tǒng)的可靠性和硬件冗余度，保證飛行安全，一方面可以采用容錯技術(shù)以提高其飛行控制系統(tǒng)的可靠性[166].在緊急情況下，可采用容錯控制器(FTC)幫助飛機保持一致的控制，并采用故障檢測和隔離(FDI)方法來解決子系統(tǒng)的故障和故障.FDI技術(shù)分為基于模型的技術(shù)，主要采用參數(shù)辨識、聯(lián)合濾波和人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等方法[167-168]；基于信號的技術(shù)，主要應(yīng)用主成分分析(PCA)、信號頻譜分析等方法[169].另一方面，需要深入開展無人機防誘騙、防捕獲技術(shù)研究，如果機載導(dǎo)航數(shù)據(jù)受到欺騙式干擾，如衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)受到漸進式干擾，組合導(dǎo)航系統(tǒng)將無法準(zhǔn)確報告無人機準(zhǔn)確位置.導(dǎo)航系統(tǒng)是無人機系統(tǒng)防欺騙、防捕獲的薄弱環(huán)節(jié).國內(nèi)向錦武團隊[170]提出了一種基于衛(wèi)星通信的無人機導(dǎo)航數(shù)據(jù)防欺騙方法，用于在地面識別導(dǎo)航數(shù)據(jù)是否受欺騙，提高了長航時無人機在對抗環(huán)境中的可用性和實用性.

5 結(jié) 論

1)長航時無人機系統(tǒng)的成功研制與應(yīng)用，離不開能源動力系統(tǒng).目前常規(guī)動力中空長航時無人機發(fā)展迅速，取得了比較廣泛的應(yīng)用，新能源動力長航時無人機多數(shù)還處于樣機研制階段，離實際應(yīng)用還有一定的差距.提高常規(guī)動力長航時無人機的飛行高度是未來發(fā)展的主要方向之一.

2)續(xù)航時間在一周以上，稱為“超長航時”的無人機技術(shù)成為各航空強國關(guān)注的焦點.要實現(xiàn)超長航時飛行，通常采用超大展弦比(>30)氣動布局，浸濕面積極大地降低甚至取消單獨的機身.同時提高無人機飛行高度和續(xù)航時間是增加無人機實用性和可靠性的關(guān)鍵.

3)超大展弦比氣動布局和輕質(zhì)材料結(jié)構(gòu)導(dǎo)致無人機呈現(xiàn)“大柔性”，引發(fā)氣動、結(jié)構(gòu)出現(xiàn)本質(zhì)非線性、強耦合和不確定性，無人機對外部環(huán)境激勵和內(nèi)部狀態(tài)變化極其敏感，氣動彈性顫振不穩(wěn)定性成為危及飛行安全的首要因素，給氣動布局、結(jié)構(gòu)構(gòu)型和飛行控制設(shè)計帶來極大挑戰(zhàn).必須研究高空低雷諾數(shù)環(huán)境下無人機總體氣動綜合優(yōu)化設(shè)計方法，并突破現(xiàn)有的線性系統(tǒng)設(shè)計框架，在非線性系統(tǒng)分析、綜合和主動振顫抑制方面取得突破.

4)超長航時無人機續(xù)航時間以“周”計算，大大超越了現(xiàn)有的各種航空器，對系統(tǒng)的任務(wù)可靠度提出了極高的要求.超長航時無人機上狹小的空間和苛刻的載重限制又嚴格限制了余度配置的規(guī)模.必須開展針對性研究，在規(guī)模受限條件下的超長航時飛行主動容錯控制與自主決策技術(shù)方面取得突破，同時以無人系統(tǒng)的智能化、協(xié)同化和網(wǎng)絡(luò)安全發(fā)展為方向，提升長航時無人機的應(yīng)用范圍和任務(wù)效能.