基于翼尖鏈翼的組合固定翼無(wú)人機(jī)研究

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(guó)人民解放軍66011部隊(duì),北京 102600 3. 國(guó)防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073 4. 火箭軍工程大學(xué) 基礎(chǔ)部,西安 710025

無(wú)人機(jī)(Unmanned Aerial Vehicle, UAV)是戰(zhàn)爭(zhēng)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(wú)人機(jī)技術(shù)逐步進(jìn)步,分支也越來(lái)越多,不只在軍事偵察、物資運(yùn)輸、通信中繼等國(guó)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(hù)、管線(xiàn)巡查等諸多民生領(lǐng)域。無(wú)人機(jī)按平臺(tái)構(gòu)型主要分為固定翼無(wú)人機(jī)、旋翼無(wú)人機(jī)、撲翼無(wú)人機(jī)等。固定翼無(wú)人機(jī)相比于其他無(wú)人機(jī)具有速度快、載重大、航程長(zhǎng)等優(yōu)勢(shì)。

無(wú)人機(jī)集群,能夠完成大量單機(jī)系統(tǒng)無(wú)法完成,或者由群體更有效完成的任務(wù)。但是固定翼無(wú)人機(jī)組成的集群相比于高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)存在航時(shí)短、巡航高度低的不足。通常,為了保證集群無(wú)人機(jī)良好的機(jī)動(dòng)性能,其采用的無(wú)人飛行單元一般體積較小、展弦比不大,加裝太陽(yáng)能能源模塊收效甚微。為同時(shí)獲得高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)和無(wú)人機(jī)集群的雙重優(yōu)勢(shì),筆者所在團(tuán)隊(duì)提出了鏈翼的概念,類(lèi)似理念的研究和試驗(yàn)在近現(xiàn)代航空發(fā)展上已有探索。

本文梳理了與鏈翼無(wú)人機(jī)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(shí)間核巡航高度上的優(yōu)勢(shì)闡述了以空中對(duì)接為首的關(guān)鍵技術(shù),并對(duì)未來(lái)發(fā)展進(jìn)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(wú)人機(jī)通過(guò)翼尖連接機(jī)構(gòu)將機(jī)翼連接,形成一個(gè)大展弦比無(wú)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(gè)固定翼無(wú)人機(jī)也稱(chēng)為無(wú)人飛行單元。

基于翼尖鏈翼的組合固定翼無(wú)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(dòng)力學(xué)性能、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與復(fù)雜多任務(wù)適應(yīng)性能,可以飛得更高,續(xù)航時(shí)間更長(zhǎng),遂行任務(wù)更加靈活多樣,同時(shí)也可在一定程度上避免常規(guī)高空平臺(tái)系統(tǒng)(High Altitude Platform Systems, HAPS)機(jī)翼負(fù)載過(guò)大的問(wèn)題。

組合固定翼無(wú)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(guò)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(guò)程中,各飛行單元可以自由組合和分離。分離時(shí),可以確保靈活機(jī)動(dòng);組合時(shí),具有續(xù)航時(shí)間更長(zhǎng)、飛行高度更高的優(yōu)勢(shì)。未來(lái)組成組合平臺(tái)的無(wú)人飛行單元可以融合太陽(yáng)能技術(shù),實(shí)現(xiàn)晝夜不間斷飛行,極大地提升組合無(wú)人飛行器綜合任務(wù)執(zhí)行的持續(xù)性,降低維護(hù)成本,無(wú)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(jìn)展

翼尖鏈翼技術(shù)最早可以追溯到二戰(zhàn)后美國(guó)進(jìn)行的翼尖耦合與拖拽試驗(yàn),由于當(dāng)時(shí)無(wú)法突破技術(shù)瓶頸和空中加油技術(shù)的沖擊,該項(xiàng)研究停滯了40多年,直到21世紀(jì),德國(guó)、美國(guó)和中國(guó)又有團(tuán)隊(duì)開(kāi)始了相關(guān)研究。

2.1 國(guó)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(guó)的德國(guó)科學(xué)家Richard Vogt提出,旨在通過(guò)在兩翼翼尖附加兩個(gè)存放燃油的飛行模塊的方法增加戰(zhàn)斗機(jī)航程,同時(shí)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(dòng)性能。基于這種概念,1949年美國(guó)空軍改裝了道格拉斯C-47運(yùn)輸機(jī)和小型Q-14靶機(jī)并進(jìn)行了空中對(duì)接試驗(yàn),用來(lái)驗(yàn)證翼尖拖拽飛行試驗(yàn)的可行性,如圖1所示。

圖1 C-47運(yùn)輸機(jī)翼尖拖拽Q-14靶機(jī)Fig.1 C-47 transporter wingtip dragging Q-14 target

試驗(yàn)成功后共和國(guó)航空公司(Republic Aviation)承接了“MX-1018”(即“Tip-Tow”)項(xiàng)目,目的是提高戰(zhàn)斗機(jī)航程來(lái)為轟炸機(jī)護(hù)航,試驗(yàn)通過(guò)一架B-29轟炸機(jī)拖拽兩架F-84噴氣式飛機(jī),實(shí)現(xiàn)了空中3機(jī)連接和飛行,并進(jìn)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(yàn)中由于自動(dòng)控制問(wèn)題導(dǎo)致2架飛機(jī)墜毀,6名機(jī)組人員全部遇難,該項(xiàng)目終止。

圖2 “Tip-Tow”項(xiàng)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(kāi)啟了“Tom-Tom”項(xiàng)目,目的是遠(yuǎn)程輸送偵察機(jī)對(duì)敵方領(lǐng)空進(jìn)行偵察,使用的是比B-29翼展更大的B-36轟炸機(jī),拖拽兩架后掠翼布局的RF-84F照相偵察機(jī),如圖3所示。但在1956年9月23日的飛行試驗(yàn)中,兩架飛機(jī)對(duì)接后RF-84F開(kāi)始劇烈拍動(dòng),在飛行員主動(dòng)拋除連接機(jī)構(gòu)后,兩機(jī)成功分離,沒(méi)有造成嚴(yán)重后果,但“Tom-Tom”項(xiàng)目也自此停止。以上一系列試驗(yàn)驗(yàn)證了這種組合飛行技術(shù)在氣動(dòng)效率方面的優(yōu)越特性,但也發(fā)現(xiàn)了克服兩翼對(duì)接時(shí)的翼尖渦流是該研究的技術(shù)難點(diǎn)。

圖3 “Tom Tom”項(xiàng)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(shí)技術(shù)條件,造成了極大的安全隱患甚至人員傷亡,同時(shí)從提高航程的目的來(lái)看,空中加油技術(shù)的成熟也對(duì)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(méi)落。盡管如此,該技術(shù)在提升氣動(dòng)性能、增加航程方面的效果不可忽視。

2.2 國(guó)外近年來(lái)重啟的翼尖連接技術(shù)探索

21世紀(jì)以來(lái),隨著無(wú)人機(jī)集群、太陽(yáng)能技術(shù)的迅猛發(fā)展和飛行控制技術(shù)、傳感器與測(cè)量技術(shù)的進(jìn)步,能夠完美融合集群無(wú)人機(jī)與太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)優(yōu)勢(shì)的翼尖耦合技術(shù)再次被科學(xué)家們關(guān)注。

德國(guó)科學(xué)家主要從工程上對(duì)翼尖連接技術(shù)進(jìn)行了探索和實(shí)踐,并著重設(shè)計(jì)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(xiàng)目股份有限公司(AlphaLink Engineering GmbH)開(kāi)發(fā)了一個(gè)控制系統(tǒng)來(lái)控制通過(guò)翼尖連接的無(wú)人機(jī)組合體,并制造了由3架無(wú)人機(jī)通過(guò)翼尖相連的方式組合而成的技術(shù)驗(yàn)證機(jī) (Advanced Multi-Body Aircraft),該驗(yàn)證機(jī)在2017年6月于Strausberg機(jī)場(chǎng)進(jìn)行了首飛試驗(yàn),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(wú)人機(jī)的機(jī)翼形狀。該公司現(xiàn)在正在進(jìn)行基于太陽(yáng)能動(dòng)力的多無(wú)人機(jī)鏈翼項(xiàng)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(zhǎng)航程目的,尤其結(jié)合太陽(yáng)能動(dòng)力后,希望實(shí)現(xiàn)全年滯空飛行。

圖4 AMBA的飛行測(cè)試[9]Fig.4 Flight test of AMBA[9]

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

德國(guó)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(shí)出現(xiàn)大上反角情況導(dǎo)致結(jié)構(gòu)被破壞的問(wèn)題,于2017年提出了一種分布式大展弦比的高空彈性飛機(jī)(Elastic Aircraft for High Altitude, ELAHA)方案,如圖6所示。該布局無(wú)人機(jī)由載荷段和推進(jìn)段構(gòu)成,載荷段采用剛性設(shè)計(jì),而推進(jìn)段采用大柔性設(shè)計(jì),這種布局在局部上升氣流作用下可以實(shí)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(shí)利用柔性段平尾操縱實(shí)現(xiàn)全機(jī)飛行控制。此外,他們還希望該無(wú)人機(jī)可根據(jù)任務(wù)要求靈活進(jìn)行各飛行單元的組合與分離,從而實(shí)現(xiàn)其他布局難以實(shí)現(xiàn)的任務(wù)目標(biāo)。

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

美國(guó)科學(xué)家主要通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)分析與風(fēng)洞試驗(yàn),對(duì)翼尖連接過(guò)程的氣動(dòng)力與氣動(dòng)控制進(jìn)行分析與研究。2002—2003年,Magill和Durham,進(jìn)行了大量的風(fēng)洞試驗(yàn),對(duì)翼尖對(duì)接飛行、近距離編隊(duì)飛行和拖拽編隊(duì)飛行等3種復(fù)合飛行器運(yùn)輸(Compound Aircraft Transport, CAT)飛行模式進(jìn)行了研究。結(jié)果表明,拖拽飛行最易實(shí)現(xiàn),但需要載機(jī)配合。翼尖對(duì)接飛行和近距離編隊(duì)飛行可以在無(wú)載機(jī)的條件下增強(qiáng)續(xù)航能力,但是翼尖對(duì)接飛行的空中對(duì)接過(guò)程是主要難題,同時(shí)對(duì)接后的飛行控制技術(shù)需進(jìn)一步研究；而近距離編隊(duì)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(duì)飛行控制有更高的要求。

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

圖7 組合無(wú)人機(jī)概念[14-16]Fig.7 Concept of combined UAV[14-16]

2018年,美國(guó)國(guó)家航空航天局的 Cooper和Rothhaar提出了多架飛機(jī)空中對(duì)接系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型和控制方案,動(dòng)態(tài)模型由相鄰兩機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)模型(NASA-Burnham-Hallock wingtip vortex model)、固定翼飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程以及連接機(jī)構(gòu)受力模型(Spring-damper-magnet System)組成。對(duì)接控制方案由一種將本飛行單元自主驅(qū)動(dòng)到目標(biāo)飛行單元的引導(dǎo)算法實(shí)現(xiàn)。

2.3 國(guó)內(nèi)對(duì)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(guó)等提出了兩種聯(lián)體飛機(jī)的想法,一種是平直布局,另一種是飛翼布局,并設(shè)計(jì)了一種連接機(jī)構(gòu)。

2019年北京航空航天大學(xué)的An總結(jié)了團(tuán)隊(duì)對(duì)多體飛機(jī)(Multi-Body Aircraft, MBA)的飛行力學(xué)分析和試驗(yàn)情況,認(rèn)為多體飛機(jī)能夠解決與美國(guó)太陽(yáng)神無(wú)人機(jī)事故類(lèi)似的問(wèn)題。并進(jìn)行了雙機(jī)連接在一起的驗(yàn)證飛行試驗(yàn)。

2021年中國(guó)科學(xué)院熱物理研究所無(wú)人飛行器實(shí)驗(yàn)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(wú)人機(jī)(Flexible Modular Swarming UAV),從總體、氣動(dòng)、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(duì)太陽(yáng)能飛機(jī)降低能耗和增加飛機(jī)續(xù)航能力的影響,并導(dǎo)出了翼尖連接飛機(jī)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(tuán)隊(duì)也進(jìn)行了翼尖連接的探索和實(shí)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(chēng)為鏈翼技術(shù)。通過(guò)如圖9所示的連體飛機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn),驗(yàn)證了雙機(jī)鏈翼飛行比兩架單機(jī)飛行在耗電相同的情況下具有更長(zhǎng)的航時(shí)。該試驗(yàn)用一個(gè)整體制作的2倍長(zhǎng)機(jī)翼代替2個(gè)緊密連接的機(jī)翼,以模擬具有足夠連接強(qiáng)度且連接處密封良好的理想雙機(jī)鏈翼狀態(tài),用兩塊相同工藝制作的常規(guī)機(jī)翼作為對(duì)照。試驗(yàn)使用雷迅V3飛控測(cè)試了單機(jī)和雙機(jī)的平飛速度,統(tǒng)一了巡航海拔高度518 m(相對(duì)高度50 m),盤(pán)旋半徑500 m,每次試驗(yàn)使用充滿(mǎn)電的4塊相同規(guī)格電池對(duì)鏈翼供電,為保證相似的天氣狀況,從鏈翼起飛開(kāi)始,中間經(jīng)過(guò)鏈翼降落、更換機(jī)翼、單機(jī)起飛,直到單機(jī)降落,試驗(yàn)時(shí)間控制在1 h以?xún)?nèi)。經(jīng)多次飛行對(duì)照試驗(yàn),結(jié)果表明鏈翼飛行相比單機(jī)飛行續(xù)航時(shí)間普遍提升11%～21%。

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

筆者該團(tuán)隊(duì)通過(guò)續(xù)航對(duì)照試驗(yàn),驗(yàn)證了鏈翼的價(jià)值,進(jìn)而開(kāi)展了雙機(jī)分離試驗(yàn),如圖10所示。圖10(a)是試驗(yàn)所使用的可以實(shí)現(xiàn)空中分離的連接機(jī)構(gòu),該機(jī)構(gòu)包括一個(gè)置于機(jī)翼內(nèi)的繼電器、一個(gè)電磁鐵、一個(gè)粘貼了鐵片的插銷(xiāo)、一個(gè)帶有固定槽的支架結(jié)構(gòu)以及一個(gè)能與插銷(xiāo)配合的扇形扁平銷(xiāo)。如圖10(b)所示,當(dāng)飛行器執(zhí)行空中分離操作時(shí),通過(guò)控制繼電器停止對(duì)電磁鐵供電,使帶有鐵片的插銷(xiāo)與電磁鐵分開(kāi),進(jìn)而差異控制兩個(gè)飛行單元的航向,使扇形扁平銷(xiāo)從原固定槽處滑出,從而實(shí)現(xiàn)雙機(jī)空中分離。由于連接機(jī)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(yàn)開(kāi)始是通過(guò)兩個(gè)WFT07遙控器進(jìn)行手動(dòng)控制,通過(guò)教練線(xiàn)實(shí)現(xiàn)分離前副遙控器的統(tǒng)一指令控制,雙機(jī)分離后,主遙控器關(guān)閉教練開(kāi)關(guān),主副遙控器可分別對(duì)兩架飛機(jī)進(jìn)行控制。后期逐步引入了能夠?qū)Χ酂o(wú)人機(jī)進(jìn)行控制的多無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)的程序控制。由于雙機(jī)鏈翼飛行,飛行器進(jìn)行滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí),組合體如果簡(jiǎn)單按照多個(gè)飛行單元進(jìn)行控制,靠近組合體對(duì)稱(chēng)軸的內(nèi)側(cè)副翼運(yùn)動(dòng)會(huì)削弱整體的滾轉(zhuǎn)效果,因此增加了一個(gè)繼電器控制內(nèi)側(cè)副翼電路通斷,與控制連接機(jī)構(gòu)的電磁鐵繼電器關(guān)聯(lián)在了一個(gè)通道上,以降低模式切換時(shí)操作的復(fù)雜程度。

圖10 雙機(jī)鏈翼空中分離試驗(yàn)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(tuán)隊(duì)進(jìn)行了如圖11所示的3機(jī)鏈翼飛行試驗(yàn),驗(yàn)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(shí)還發(fā)現(xiàn),由于沒(méi)有加入對(duì)每個(gè)飛行單元獨(dú)立的姿態(tài)控制,3架完全相同的飛行單元鏈翼飛行時(shí),不論如何改變3架飛機(jī)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(jiàn)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(yàn)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(guò)翼尖連接機(jī)構(gòu),連接組合形成一個(gè)新型飛行器,以提高飛行器的氣動(dòng)效能。

基于二維翼型理論,三維有限長(zhǎng)機(jī)翼的展弦比越大,升力分布越趨近于理想分布,實(shí)際升力越接近二維理論計(jì)算結(jié)果。同時(shí),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(guò)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(diǎn)圍繞鏈翼無(wú)人飛行組合單元進(jìn)行理論分析,梳理其在氣動(dòng)性能、續(xù)航能力、巡航高度和巡航速度上的優(yōu)勢(shì),闡述鏈翼的理論依據(jù)。

3.1 鏈翼組合氣動(dòng)特性

為了更好的開(kāi)展鏈翼氣動(dòng)特性的分析與對(duì)比,本節(jié)假設(shè)飛行單元鏈翼前后運(yùn)動(dòng)速度不變,姿態(tài)不變,飛行高度變化對(duì)大氣密度的影響忽略不計(jì)。

3.1.1 升力特性

從升力線(xiàn)理論考慮,二維無(wú)限長(zhǎng)機(jī)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(jī)翼并不是無(wú)限長(zhǎng),升力由機(jī)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€(xiàn)下的面積積分,從兩圖對(duì)比可以清楚的看到三維機(jī)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(jī)翼的計(jì)算結(jié)果越接近二維理想機(jī)翼,單位展長(zhǎng)產(chǎn)生的平均升力也就越大。

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

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

=+2Δ

(1)

式中：為單個(gè)機(jī)翼按照二維無(wú)限長(zhǎng)模型計(jì)算的理想升力;為單個(gè)機(jī)翼按照三維有限長(zhǎng)模型計(jì)算的實(shí)際升力;Δ為單個(gè)機(jī)翼單側(cè)的升力差。所以,在外部條件不變的情況下,個(gè)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(gè)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(shí)線(xiàn)),而是與之非常相近的一整段橢圓弧(紅色實(shí)線(xiàn))。

圖14 2個(gè)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(gè)鏈翼組合的升力系數(shù)可以表示為

(5)

(6)

各點(diǎn)滿(mǎn)足的擬合曲線(xiàn)如圖15所示。由于是關(guān)于單調(diào)遞增的,且無(wú)限趨于，所以,鏈翼后升力系數(shù)大于單個(gè)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(xiàn)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(jī)翼的狀態(tài),滿(mǎn)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(jī)翼展長(zhǎng)；、表示飛行單元1、2的機(jī)翼弦長(zhǎng)；、表示飛行單元1、2的動(dòng)壓；、分別表示飛行單元1、2的翼面積。

可進(jìn)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(jī)鏈翼組合平臺(tái)的相關(guān)參數(shù)為=+,==,(1+2)=1+2,=,可進(jìn)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(jī)鏈翼組合平臺(tái)。

同理,可以得到架鏈翼的阻力系數(shù)可以表示為

(20)

對(duì)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(yàn)公式,通常∈(07,085)時(shí)有較準(zhǔn)確的估算結(jié)果,對(duì)應(yīng)的∈(663,1225),不在此范圍時(shí),估算結(jié)果偏差會(huì)增大,因此結(jié)果可能僅適用于兩架鏈翼的情況。當(dāng)個(gè)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(shí),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(jiǎn)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(gè)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(lèi)似于3.1.1節(jié)對(duì)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(shì),且這個(gè)趨勢(shì)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(shí)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(shí)際升阻比與理論升阻比的關(guān)系見(jiàn)圖17。考慮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(shì)上近似滿(mǎn)足上述規(guī)律。

圖17 鏈翼系統(tǒng)實(shí)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(mǎn)足受力平衡,保持水平直線(xiàn)飛行,飛行高度不變。對(duì)于能夠始終保持機(jī)翼整體平直、翼尖處無(wú)縫隙的理想鏈翼模型,考慮水平勻速直線(xiàn)飛行時(shí),應(yīng)當(dāng)滿(mǎn)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(jìn)行巡航。

這里用改變展弦比的方法,模擬不同鏈翼數(shù)量時(shí)升力系數(shù)與巡航速度的變化,選用USA-35B翼型,弦長(zhǎng)0.4 m,單機(jī)展弦比定為7.5,使用XFLR5軟件的渦格法定升力計(jì)算,氣動(dòng)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(jiàn)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(duì)動(dòng)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(mǎn)足受力平衡,保持水平直線(xiàn)飛行,飛行高度不變。對(duì)于單一飛行單元,在水平勻速直線(xiàn)飛行過(guò)程中,應(yīng)當(dāng)滿(mǎn)足2個(gè)方向受力平衡

(30)

(31)

式中：、分別為無(wú)人飛行單元的發(fā)動(dòng)機(jī)拉力和自身重力;、分別為飛行單元巡航飛行過(guò)程中的氣動(dòng)阻力和升力。

對(duì)于個(gè)飛行單元鏈翼的情況,巡航飛行仍然應(yīng)當(dāng)滿(mǎn)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(jī)和組合平臺(tái)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(gè)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(tái)升阻比之比,由3.1.3節(jié)可知組合后升阻比會(huì)增大,所以<1。

因此,個(gè)無(wú)人飛行單元組合后,其所需巡航拉力應(yīng)當(dāng)小于個(gè)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(dòng)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(shí)間的目的。

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

圖19 動(dòng)力性能Fig.19 Dynamic performance

若機(jī)載電池容量為128 Ah,且采用各飛行單元?jiǎng)恿ο到y(tǒng)輸出功率相同的平衡動(dòng)力策略,計(jì)算得到不同鏈翼數(shù)量時(shí)的工作電流與續(xù)航時(shí)間如表3 所示。根據(jù)表3繪制鏈翼數(shù)量與續(xù)航時(shí)間的關(guān)系如圖20所示。可以看出,當(dāng)飛行單元數(shù)量增大到7時(shí),按照平衡動(dòng)力策略,續(xù)航時(shí)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(duì)工作電流、續(xù)航時(shí)間的影響

圖20 鏈翼數(shù)量與續(xù)航時(shí)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(shí)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(yùn)動(dòng)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。可以看出,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(shí)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(duì)于內(nèi)側(cè)的上反角,即連接機(jī)構(gòu)處的兩機(jī)翼夾角的補(bǔ)角,均有一個(gè)長(zhǎng)度為(-1)的,最優(yōu)化的向量來(lái)表示每個(gè)上反角的取值,在這個(gè)最優(yōu)情況下,鏈翼整體在滿(mǎn)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(yáng)能為動(dòng)力時(shí),在最優(yōu)的航向前提下,具備最優(yōu)的能量收支效果。

對(duì)于常規(guī)布局的固定翼飛機(jī)而言,由于載荷主要分布在機(jī)翼中央的機(jī)身內(nèi),隨著展弦比的增加,由于機(jī)翼剛度有限,機(jī)翼投影面積與機(jī)翼面積的比值逐漸減小,增加翼展不一定會(huì)取得良好的升阻比改善結(jié)果。基于這方面考慮,為增加機(jī)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(jī),尤其是太陽(yáng)能動(dòng)力飛機(jī)多采用多機(jī)體設(shè)計(jì),當(dāng)雙機(jī)身間距為0.553 7倍機(jī)翼展時(shí)機(jī)翼剛度性能最佳。對(duì)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(jī)的機(jī)翼都可以按照二維無(wú)限長(zhǎng)假設(shè)進(jìn)行計(jì)算,只有外側(cè)飛機(jī)的部分機(jī)翼考慮升力下降的影響,即每個(gè)單體在連接后其機(jī)翼都基本滿(mǎn)足自身升力需要,載荷傳導(dǎo)很小,因此整體的機(jī)翼可以在連接機(jī)構(gòu)的有限控制下,保持比較有利且穩(wěn)定的機(jī)翼形狀。

即使這樣,也不是鏈翼數(shù)量越多越好。美國(guó)宇航局太陽(yáng)神原型機(jī)在一次飛行試驗(yàn)中,由于對(duì)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(jī)構(gòu)的強(qiáng)度也會(huì)受到挑戰(zhàn)。在低空,氣團(tuán)的垂直運(yùn)動(dòng)對(duì)大翼展飛行器有不利影響,過(guò)大的翼展會(huì)使飛機(jī)處于不同的垂直氣流下,這會(huì)極大地增加連接機(jī)構(gòu)負(fù)擔(dān),像ELAHA一樣采用大柔性機(jī)翼雖然可以減弱這種影響,但這種方案會(huì)極大地減小機(jī)翼投影面積,因而并不適合過(guò)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(shì)均逐漸減緩,保持平飛的巡航速度降低,趨勢(shì)也逐漸減緩。即增加單元數(shù)量,收益呈增長(zhǎng)趨勢(shì),但理論收益增長(zhǎng)的效果逐漸降低。

當(dāng)實(shí)際飛行時(shí),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(huì)導(dǎo)致連接機(jī)構(gòu)和機(jī)翼承受很大的過(guò)載,另一方面低空的湍流隨時(shí)可能對(duì)組合體產(chǎn)生不利的擾動(dòng)增大過(guò)載?？紤]以上具體因素時(shí),實(shí)際收益并不一定呈現(xiàn)趨勢(shì)逐漸減緩的增長(zhǎng)態(tài)勢(shì),可能存在一個(gè)最優(yōu)解,最大鏈翼數(shù)量不應(yīng)高于這個(gè)最優(yōu)解。

4 鏈翼關(guān)鍵技術(shù)

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

4.1 翼尖空中對(duì)接

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

第1種方法是減弱翼尖處的渦流強(qiáng)度。現(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(diǎn),可以采用垂直于機(jī)翼翼梢小翼。當(dāng)考慮到兩架飛機(jī)可能像圖22一樣沿翼尖旋轉(zhuǎn)時(shí),Gomez等設(shè)計(jì)了一種類(lèi)似于副翼的氣流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu),如圖23所示,通過(guò)向上偏轉(zhuǎn)氣流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu),使翼尖渦向機(jī)翼內(nèi)側(cè)移動(dòng),這時(shí)翼尖處的渦流就會(huì)明顯減小。

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

圖23 氣流調(diào)節(jié)機(jī)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(jī)靠近方式,可以通過(guò)翼尖渦流演示實(shí)驗(yàn),觀察各種接近方式的翼尖渦流的穩(wěn)定性,Magill和Durham通過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn),在翼尖的對(duì)接過(guò)程中,翼尖對(duì)接系統(tǒng)在<0°時(shí)具有不穩(wěn)定的非周期模式,在≥2.0°時(shí)具有不穩(wěn)定的振蕩模式,當(dāng)0°<≤2.0°時(shí),具有穩(wěn)定振蕩模式,且高度和速度這些變量對(duì)系統(tǒng)的穩(wěn)定性影響不大。

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

圖24 B-29與F-84的翼尖連接過(guò)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(guò)程的難度,對(duì)于無(wú)人機(jī),具體的對(duì)接過(guò)程,一般需要計(jì)算機(jī)自動(dòng)控制。Cooper和Rothhaar采用美國(guó)國(guó)家航空航天局的Burnham-Hallock模型。由于翼尖對(duì)接的過(guò)程不同于簡(jiǎn)單的航路點(diǎn)跟蹤,飛行中的翼尖對(duì)接需要具備跟蹤任意三維路徑的能力。因?yàn)槟繕?biāo)是受控制和氣流擾動(dòng)雙重作用的飛行中的飛機(jī),這可能在靠近階段出現(xiàn)不可預(yù)測(cè)的機(jī)動(dòng)。他們根據(jù)虛擬引導(dǎo)路徑跟蹤算法開(kāi)發(fā)出基于視覺(jué)或其他方法的制導(dǎo)算法,以真實(shí)引導(dǎo)機(jī)代替虛擬引導(dǎo)機(jī),路徑和速度能夠與真實(shí)引導(dǎo)機(jī)的實(shí)際路徑和速度相匹配。

4.2 多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化

翼尖鏈翼組合涵蓋航空、機(jī)械、電子、通信等多個(gè)科學(xué)工程領(lǐng)域,涉及力學(xué)、控制、電子等多個(gè)學(xué)科,具有鮮明的多學(xué)科融合的特點(diǎn)。傳統(tǒng)的串行飛行器設(shè)計(jì)模式已經(jīng)不能滿(mǎn)足復(fù)雜飛行器的設(shè)計(jì)要求,需要進(jìn)行多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)。近幾年,基于伴隨方法的梯度類(lèi)多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)是較為熱門(mén)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(kāi)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(jī)器學(xué)習(xí)為代表的各種智能方法已延伸到飛行器氣動(dòng)、強(qiáng)度、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等各個(gè)方面,極大地優(yōu)化了設(shè)計(jì)效率和效果。鏈翼系統(tǒng)層級(jí)復(fù)雜、規(guī)模龐大,不同設(shè)計(jì)指標(biāo)對(duì)應(yīng)各學(xué)科耦合效應(yīng)明顯。對(duì)其研究、設(shè)計(jì)、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(jì)、優(yōu)化、評(píng)價(jià)方法體系,為系統(tǒng)的設(shè)計(jì)開(kāi)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(dòng)力學(xué)

翼尖鏈翼組合采用鏈翼模式飛行時(shí),其展弦比非常大,能夠超出一般的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)。巨大的翼展相對(duì)于組合體來(lái)說(shuō)是典型的柔性結(jié)構(gòu),需以多剛體系統(tǒng)動(dòng)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(dòng)力學(xué),才能對(duì)大變形和非線(xiàn)性柔性鏈翼飛行器的運(yùn)動(dòng)規(guī)律進(jìn)行研究,或轉(zhuǎn)化為線(xiàn)性問(wèn)題進(jìn)行簡(jiǎn)化的工程求解。

4.4 多機(jī)氣動(dòng)耦合和氣動(dòng)彈性抑制

由于結(jié)構(gòu)柔性與飛行氣動(dòng)作用的雙重影響,多機(jī)氣動(dòng)耦合通過(guò)多物理場(chǎng)耦合方法進(jìn)行計(jì)算,多物理場(chǎng)耦合理論及其數(shù)值仿真技術(shù)成為實(shí)現(xiàn)空中飛行以及空中鏈翼的技術(shù)基礎(chǔ),多機(jī)氣動(dòng)耦合的風(fēng)洞試驗(yàn)是重要的驗(yàn)證手段。此外,由于展弦比的增加,機(jī)翼結(jié)構(gòu)大柔性會(huì)引起幾何非線(xiàn)性問(wèn)題,需要對(duì)氣動(dòng)彈性進(jìn)行抑制以保證良好的飛行姿態(tài)。因此,多機(jī)氣動(dòng)耦合和氣動(dòng)彈性抑制技術(shù)也將是一個(gè)重要的關(guān)鍵技術(shù)。

4.5 變氣動(dòng)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(chǎng)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(dòng)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(duì)于傳統(tǒng)剛性偏轉(zhuǎn)舵面,采用翼型變彎度的機(jī)翼能夠在滿(mǎn)足控制需要的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高氣動(dòng)性能。

4.6 空中無(wú)線(xiàn)通信組網(wǎng)

翼尖鏈翼組合的無(wú)線(xiàn)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(jì)是保證多無(wú)人機(jī)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(lèi)的信息對(duì)通信實(shí)時(shí)性和帶寬的要求不同,且集群無(wú)人機(jī)存在個(gè)體受損的情況,都要求系統(tǒng)的空中網(wǎng)絡(luò)拓?fù)涫莿?dòng)態(tài)變化的。無(wú)線(xiàn)信道是典型的時(shí)變多徑衰落信道,空中網(wǎng)絡(luò)技術(shù)需要從時(shí)間、空間、頻率等多維度進(jìn)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(shí)空、多屬性帶來(lái)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(yùn)行維護(hù)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(duì)于分布式任務(wù)模型多采用魯棒性高、計(jì)算效率高、可擴(kuò)展性強(qiáng)的算法和模型,如合同網(wǎng)拍賣(mài)模型。翼尖鏈翼組合無(wú)人機(jī)系統(tǒng)具有單機(jī)、集群、鏈翼等多種飛行模式,指揮控制系統(tǒng)需要進(jìn)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(duì)基于翼尖鏈翼的組合固定翼無(wú)人機(jī)的研究進(jìn)展、理論依據(jù)和關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行概述和研究,回答了“為什么鏈”“如何鏈”的問(wèn)題。其中,在研究進(jìn)展方面,概述了國(guó)外早期對(duì)翼尖耦合與拖拽技術(shù)的研究、德國(guó)與美國(guó)近年來(lái)對(duì)翼尖耦合的研究以及中國(guó)多個(gè)團(tuán)隊(duì)在此方面的研究進(jìn)度。在理論依據(jù)方面,對(duì)氣動(dòng)特性、飛行性能、鏈翼數(shù)量與效果等進(jìn)行了討論,闡述了鏈翼的優(yōu)勢(shì)。在關(guān)鍵技術(shù)方面,從空中對(duì)接技術(shù)、多學(xué)科設(shè)計(jì)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(cè)量等技術(shù)的進(jìn)步以及多學(xué)科耦合程度的加深,鏈翼以其相對(duì)于單個(gè)飛行單元具有更高升限、更長(zhǎng)續(xù)航,相對(duì)高空長(zhǎng)航時(shí)飛行平臺(tái)具有更多任務(wù)、更加可靠的優(yōu)勢(shì),必將占據(jù)無(wú)人機(jī)領(lǐng)域的一席之地。

未來(lái),搭載了先進(jìn)太陽(yáng)能動(dòng)力系統(tǒng)的鏈翼無(wú)人機(jī),能夠穩(wěn)定對(duì)接、及時(shí)分離。在鏈翼狀態(tài)下,通過(guò)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(shí)向多用戶(hù)提供多種所需的信息與支援保障服務(wù),滿(mǎn)足客戶(hù)長(zhǎng)航時(shí)多任務(wù)需要。