联结翼无人机着舰性能分析

郭卫刚，李 涛

（1.海军航空大学，山东烟台264001；2.海军4808军械修理厂，山东青岛266044）

随着航空技术的发展及其应用领域的扩大，无人机已经被全世界所热捧，而舰载无人机作为未来海战场中的倍增器，一直受到各国海军的重视。但无人机着舰时周围环境恶劣，因而要求飞行精度高，控制灵敏，响应快，但目前的无人机大多采用的是常规布局或飞翼布局，而且国内外的研究工作主要集中在控制规律和引导技术等方面领域。文献[1-4]对无人机纵向和侧向着舰的控制策略和控制律进行了研究。文献[5]对无人机自主着舰的引导技术和引导算法进行了研究。文献[6]不仅设计了着舰时的增稳系统和自主飞行控制系统，还进行了试飞验证。文献[7-8]主要是对飞翼无人机的动力学特性和控制律进行分析。目前，国内外对联结翼无人机着舰时的飞行性能研究的非常少，很难找到相关的资料或文献。仅有的研究也主要集中在气动布局和结构分析上。联结翼飞机具有重量轻、强度大、气动特性优良、操稳特性好、可以实现直接力控制等优点[9-13]。本文正是根据联结翼飞机的特点，设计出一种联结翼无人机，通过计算分析及试验试飞，验证了此型联接翼无人机的飞行性能及操稳性能可以满足着舰需要。

1 飞行设计方案

飞行场地由飞行空域、起飞跑道、空投区和拦阻着舰区组成。无人机在起飞区起飞，起飞和着舰方向固定，无人机起飞后，自动识别靶标，降低高度后分别向每个靶标空投1个模拟救援物品。空投完成后，在动平台完成触舰复飞。此时动平台处于静止状态，位置坐标不定。无人机触舰复飞后需重新建立着舰航线并在动平台上勾索着舰。着舰过程中，拦阻钩须自动放下，动平台启动时机为随机设置，移动速率在1.5 m/s至2 m/s之间变速。

联结翼无人机总体气动布局如图1所示。

图1 无人机气动布局Fig.1 Aerodynamic configuration of UAV

无人机采用固定翼设计方式，安装有可自动放下的拦阻钩和空投装置。无人机翼展为2.22 m，机长为2.2 m。其中，前翼安装在机身下部，后掠角为45°；后翼安装在机身上部，前掠角为-45°。机翼采用单梁式结构，以悬臂梁的形式安装于机身上，并在翼梢上加装了翼尖小翼（即端板）。无人机共有5个操纵舵面。其中，2个位于前翼的翼梢，2个位于后翼的翼根，1个为方向舵。动力装置安装在无人机头部，采用的是汽油发动机。起落架为带有减震、不可收放的前三点布局，以滑跑方式进行起飞和降落。无人机的机载电气设备和飞控系统安装在机身内部。机载电气设备主要有GPS模块、高清可见光摄像机、红外摄像机和无线图传模块。采用GPS/红外/光电的复合引导方式。

2 飞行动力学模型

为了验证无人机的性能，需要进行大量的试验试飞，并对每次试飞结果进行分析，效果如不理想，就要对无人机的气动结构、重心位置、控制规律及引导参数等进行调整优化，以便于进一步改进。无人机在上升、下滑、投掷、复飞及着陆过程中主要采用以下动力学方程[14-16]。

航迹坐标系的质心动力学方程：

式（1）中：m为无人机质量；v为无人机航迹速度；T为发动机拉力；φ为发动机安装角；γ为航迹倾斜角；μ为航迹滚转角；L、D、C分别为无人机的升力、阻力和侧力。

机体坐标系中，转动动力学方程为：

式（2）中：p、q、r分别为无人机滚转、俯仰、偏航角速度；Ix、Iy、Iz为无人机惯性矩；Izx为无人机惯性积；L、M、N分别为滚转、俯仰和偏航力矩[17-18]。

无人机质心运动学方程：

转动运动学方程：

式（4）中：ϕ、θ、ψ分别为无人机的滚转角、俯仰角和偏航角。

3 试飞结果与分析

经过试飞调整，无人机可以较好地完成自主起飞、航线飞行、投掷、触舰复飞及下滑着舰拦阻任务。以某次成功完成规定任务的飞行为例，对无人机试飞过程进行了跟踪分析。整个飞行过程持续了369 s，无人机状态稳定，飞行性能优良，达到了预期的效果。

图2给出了无人机飞行高度变化曲线。起飞时，飞行高度指令给出的高度为70 m，无人机从地面滑跑后高度迅速增大，到达预定高度后有所超调，随后无人机及时调整，短暂平飞后随即降高，准备第1次投掷，投掷给出的指令高度为35 m，实际投掷高度32 m，此时图中出现第1个波谷。投掷结束后，无人机增加高度，平飞后进入第2次降高投掷阶段，指令高度35 m，实际投掷高度32.56 m，图中出现第2个波谷。2次投掷结束后，无人机爬高平飞调整，随即进入触舰复飞阶段，无人机高度不断降低，直至为0。复飞成功后，高度又迅速增加，后经过平飞调整最后进入下滑着舰阶段，无人机高度持续降低，最终拦阻着舰成功。

图2 飞行高度变化曲线Fig.2 Flight altitude variation curve

图3可以看出，无人机在飞行过程中，由于受到外界风的扰动以及无人机高度的超调，其实际飞行高度会围绕指令高度上下波动。因此，高度变化率指令会及时给出调整方案，实际的高度变化率也会根据给出的指令做出反应。

图3 高度变化率曲线Fig.3 Variation ratio of flight altitude curve

无人机在上升、平飞、投掷、复飞及着舰过程中，油门会根据无人机状态及时做出调整。如图4所示。起飞初期，因无人机处于上升阶段，此时油门位置处于100%状态，图中出现第1个波峰。改平飞后，油门减小，投掷结束后因需增加高度增大拉力（图2），油门加大，出现第2个波峰。第2次投掷结束后，油门又出现第3个波峰。复飞时，油门增大，出现第4个波峰。随后进入下滑着舰阶段，油门减小，直至拦阻成功，发动机关闭。

图4 油门位置变化曲线Fig.4 Throttle position variation curve

图5的空速变化曲线表明，无人机在起飞及投掷阶段，飞控给出的空速指令为28 m/s；无人机起飞后速度迅速增加，因受外界扰动，速度围绕28 m/s振荡调整；触舰复飞时，速度减小，空速指令降为18 m/s；复飞成功后，无人机加速上升，随后进入下滑着舰阶段，飞行指令降为18 m/s并保持，其目的是防止无人机拦阻未成功从而能有一定的初速度及时复飞。在整个飞行过程中，无人机的俯仰角也处在不断的振荡调整中，由图6可见，无人机的俯仰角跟随飞控的指令还是比较满意的。

图5 空速变化曲线Fig.5 Air speed variation curve

图6 俯仰角变化曲线Fig.6 Pith angel variation curve

4 结论

根据着舰要求，设计了一种联结翼无人机。通过对起飞、上升、投掷、下滑、触舰复飞及拦阻着舰过程的试验试飞，无人机无论在飞行高度、飞行速度、油门响应还是姿态的控制上都能够很好的跟随飞控发出的指令，并在状态发生变化或外界出现干扰偏离预设值时，能够及时地调整到理想状态。飞行结果表明，此型联接翼无人机的飞行性能优良，操稳品质好，控制引导方法精确有效，完全满足着舰飞行要求，可为舰载无人机的设计提供技术支持和参考依据。