王国镔 姜彰能 唐小波 凡小军 高一星
贵州贵飞飞机设计研究院有限公司，贵州安顺 561000
摘 要：随着新技术和新军事需求的发展，舰载固定翼无人机以其突出的特点成为目前各国发展的重点方向，其中类飞翼布局无人机较好综合了飞翼布局和常规布局的优点，具有很好的发展前景。本文结合某类飞翼舰载无人机，对类飞翼飞机的布局特点进行了分析，并对着舰下滑过程中引导和控制的特殊性进行了初步的分析，最终通过仿真计算手段对无干扰情况下的着舰下滑控制进行了分析。结果表明：为保证下滑轨迹，重点应控制的主要参数应为迎角、俯仰角、飞行高度和飞行速度，并根据飞行力学原理给出了一种下滑控制策略。
关键词：舰载无人机、类飞翼布局、着舰下滑、引导、控制
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0 引言
无人机最早出现在20世纪10年代，而舰载无人机的研制和使用可追溯至上世纪60年代的越南战争期间，为了应对潜艇威胁，美国研制了QH-50舰载无人直升机用于反潜作战[1]。进入新世纪以来，随着信息、新材料、航空推进等高新技术的发展和以大国竞争为背景的军事技术需求，舰载无人机发展呈现加速态势，特别是舰载固定翼无人机以其任务载荷重量大、留空时间长、任务半径大和生存能力的突出优点，固定翼舰载无人机成为各国争相发展的重点。目前以X-47B为代表的新型固定翼舰载机，已成功完成了舰载起降测试、自主空中加油测试和航母适应性测试等一系列试验[2]，其采用了飞翼布局，具有气动效率高、结构重量轻和隐身性好的优点[3]，但由于其没有安定面且操纵面操纵效率较低，使得其稳定性和操纵性较差，需要复杂的飞控系统才能实现安全飞行，而常规布局则飞行控制更为简单及高效，采用类飞翼布局的固定翼无人机能够较好的综合飞翼布局和常规布局的优点，在舰载无人机设计上有很好的应用前景。与此同时，着舰被誉为“刀尖上的舞蹈”，可见其危险及高难度，而作为无人驾驶且具备自主起降能力的固定翼舰载无人机而言，其着舰风险和难度更是倍增，着舰过程中最重要的阶段即为下滑阶段。因此，对类飞翼无人机着舰下滑特点和着舰精度影响进行分析和有益的探索，有利于该类型飞机进一步发展，为后续的自主着舰设计奠定基础。
1 类飞翼舰载无人机布局特点
某类飞翼舰载无人机三维外形及舵面布局如图1所示，其针对高空大航程、多任务载荷、机舰适配性、舰载起降、多天线、全向预警、重量重心控制等方面要求，从总体气动布局、起落系统、动力装置、重量设计、高效增升技术、机翼折叠、低可探测性设计等多个方面进行了多轮优化，形成了大展弦比后掠翼、V尾、联翼、前三点式可收放起落架、后置单台涡轮风扇发动机的类飞翼布局形式。
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采用飞翼布局设计思想，机翼和机身之间高度融合，可有效降低机身-机翼干扰阻力，并增加机内空间以便装载更多燃油和任务载荷，结构效率也获得较大程度提高；减小机身-机翼融合体前缘后掠角较大且翼型前缘较为尖锐，在降低高亚音速阻力的同时，可以在较大迎角情况下产生前缘分离涡为全机提供可观的涡升力，延缓融合体失速并提高最大升力系数；外侧后掠角根据巡航条件确定，外侧整体展弦比大且展向翼型根据三维流动情况进行了优化配置，以获得大的巡航升阻比，外侧翼尖设计为三维弯扭翼尖可降低诱导阻力以进一步提高巡航升阻比；融合体按隐身原则设计，整体光滑过渡，且采用S形上覆式进气道和保形尾喷口，以提高整体的生存力。
为降低飞控系统设计难度，全机按静稳定布局设计，在机身-机翼融合体后按隐身原则设计了外倾的V形尾翼，在对巡航效率影响较小的情况下提升了整体的纵向和横航向安定性；全机舵面划分为V尾升降舵2个、后襟2个、襟副翼2个和阻力方向舵2个共8个舵面，翼面布置使无人机的纵向和横航向操纵实现了解耦，并且兼顾了舰载起降对高升力的要求；在V尾上布置升降舵能够有效改善飞翼布局的机身升降副翼操作效率低和阻力方向舵使用损失大的缺点，襟副翼和开裂式阻力方向舵可以进一步提高横航向操纵效率；后缘设计的高效增升装置可提高着舰下滑阶段升力以有效降低下滑速度，使下沉率和拦阻过载降低，使结构重量降低。
2 类飞翼舰载无人机着舰下滑特点分析
从着舰下滑过程的引导和控制方面分析，类飞翼舰载无人机相对于舰载有人机和陆基无人机主要存在以下特点：
1)与陆基无人机相比，类飞翼舰载无人机着舰下滑具有特殊性
航母舰载机距离航母尾端约1.4km进入着舰引导窗口，对准跑道中心线并维持一定下滑角，在母舰上特定区域内钩挂上阻拦索完成着舰。由于着舰甲板距离很短，因此舰载机常以一特定下滑角（4°左右）下滑，以提高着舰精确度实现安全拦阻着舰。然而，受海况的影响，航母随之产生六自由度的运动，着舰甲板也随之运动变化，较小的着舰甲板运动偏差将会导致实际着舰点极大的偏差，使舰载无人机无法勾挂拦阻索从而逃逸并重复着舰过程。所以，类飞翼舰载无人机在着舰时面临着舰面空间有限、舰面复杂气流扰动和航母在海上的剧烈运动等问题，对导引实时性、导引精度和导引范围均有较高要求。
2)与舰载有人机相比，类飞翼舰载无人机着舰下滑具有特殊性
传统舰载有人机采用雷达引导和光学助降系统相结合的方式进行着舰引导。基于精确着舰雷达的ACLS引导机理如下，精密跟踪雷达实时获取舰载机在着舰过程中的空间和运动参数，这些参数经过运算处理后，运用自动控制设计方法对各种扰动进行滤波及补偿，获取正确的下滑飞行参数，将该飞行参数与理想下滑参数进行对比校正，经控制律处理后发送给舰载机，帮助飞行员对准基准下滑道，或直接与舰载机飞行控制系统交联，实现自动着舰[4]。
为提高着舰安全性，将菲涅尔助降设备作为必要的备份。飞行员通过观察光学引导修正或确认下滑航路，并随时判断是否需要复飞。舰载无人机如果没有光学助降系统支持，完全依靠雷达引导进行全自动着舰，就难以保证着舰的安全性。
相对航母有人机，类飞翼舰载无人机在着舰时有如下特殊性：
a) 着舰定位精度要求高。舰载无人机由于没有飞行员依靠丰富的驾驶经验对飞机进行必要的修正，需完全依靠自动着舰系统进行精准的修正完成着舰，对定位系统的定位精度提出了极高的要求。
b) 对系统的实时性要求更高。在缺少人为必要干预的情况下，大翼展、低稳定性设计的类飞翼舰载无人机相对于有人舰载机需要具有更高的系统实时性。
3)与舰载有人机相比，航母舰载无人机着舰控制律设计可靠性要求高
对于舰载有人机而言，在整个着舰引导阶段，在紧急情况下飞行员可断开飞控系统对飞机的操控，直接对有人舰载机进行操纵干预，保证飞机飞行安全。而航母舰载无人机无飞行员在机上操纵，且舰面操纵员对紧急情况的判断、处置将极大的受制于整个着舰系统的性能，并不能及时地进行人工干预操纵，因此航母舰载无人机的飞行控制律必须更加可靠，对各种突发状况应进行更为充分的考虑。
4)与航母有人机相比，类飞翼舰载无人机着舰下滑控制特殊
对于舰载有人机而言， 在着舰下滑阶段一般采用反区操纵策略，即在保持飞机飞行迎角的情况下，通过操纵油门以跟踪下滑道。由于舰载有人机对于战技指标的高要求，现代舰载战斗机一般采用中等展弦比的梯形机翼，翼型的设计升力系数较小，以此保证飞机的机动性、高速性能和低速性能之间较好的权衡，而采用反区操纵的好处一方面在于可以有效地降低着舰啮合速度，使飞行员有充足时间完成下滑道修正；另一方面的好处在于飞行员在一定速度范围内此时只用操纵油门即可实现对下滑轨迹的调整，减小了对飞行员精力的分散，有利于安全着舰。舰载有人机的着舰飞行控制律正是基于该操纵策略进行开发的。
经计算分析，类飞翼舰载无人机在-3°航迹角下的需用推力曲线的“勺底速度”约为175km/h，对应迎角约为6°，为远离油门较小变化而导致速度不可接受的较大变化的“勺底速度”附近，下滑速度应与“勺底速度”之间保证一定的余量，同时由于俯仰力矩曲线在6°迎角之后出现的强烈上仰趋势，为降低飞控设计难度，因此不得不将啮合速度取在190km/h左右，下滑迎角4°～5°之间，而该速度区间正好位于正操纵区，这是航母舰载无人机与一般舰载有人机在着舰控制上最大的区别。
3 类飞翼舰载无人机着舰下滑控制影响分析
在无舰尾流和甲板运动的影响的情况下，类飞翼舰载无人机初始状态按指定下滑航迹角和速度的下滑，该下滑的仿真结果如图2所示，从图中下滑过程中的实际下滑道与理想下滑道的对比可以看出，虽然没有任何扰动，最终的计算着舰点仍然与要求的理想着舰点的偏差达到了+111m。产生该偏差的原因可结合图2中的迎角、俯仰角和速度变化进行分析，在下滑初始从结果可以看出整个下滑过程有两个基本运动，一是随着高度的增加，单位体积的空气质量增加，发动机经过短暂调整后推力基本不变，升力和阻力相应增加，由于航母舰载无人机升阻比较高，因此升力增加量大于阻力增加量，导致为较大的负值，航迹角减小，下滑轨迹“上凸”，在初始阶段俯仰角基本不变的情况下迎角将增大，同时由于航迹角减小使得重力分量的增加量大于阻力的增加量，飞行速度增加，而迎角和速度的增加将进一步加剧升力的增加，使得航迹角进一步减小；二是当迎角增加时，在升降舵偏转角度不变的情况下，纵向使无人机机头向下的力矩将会增加，将减缓迎角的增加幅度并使迎角逐步减小，升力将随迎角的减小逐步减小，使变为正值，航迹角逐渐增加，下滑轨迹“下凹”。整个下滑过程是以上两个运动的循环往复，结果使得计算的触舰点严重偏离安全着舰所要求的着舰点。
综上，在航母舰载无人机下滑过程中，为保证下滑轨迹，重点应控制的主要参数应为：迎角、俯仰角、飞行高度和飞行速度。且根据一般飞行力学原理，俯仰角和高度对升降舵偏度的响应很快，而飞行速度和迎角则对发动机推力控制装置的响应灵敏，因此为精准调整下滑轨迹，在后续着舰下滑飞控系统设计时可综合采用升降舵控制俯仰姿态角和飞行高度结合油门控制迎角和速度的控制策略。
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4 结论
本文对类飞翼舰载无人机的气动布局特点和从着舰下滑过程中引导和控制方面的特殊性进行了分析，最终通过仿真分析表明：为保证下滑轨迹，重点应控制的主要参数应为迎角、俯仰角、飞行高度和飞行速度，并根据飞行力学原理给出了一种下滑控制策略。
参考文献
[1]中国军事百科全书编审室.中国大百科全书 军事.中国大百科出版社,2007年.
[2]沈林成，朱华勇，牛轶峰.从X-47B看美国无人作战飞机发展﹒国防科技.2013年，第5期：28～36.
[3]张钟林主编.国防科技名词大典 航空.航空工业出版社.2002年01月第一版.
[4]Steinberg. M.，Development and simulation of an F/A-18 fuzzy logic automatic carrier landing system.Fuzzy Systems. Second IEEE International Conference on vol.2, 1993.
收稿日期：
作者简介：王国镔（1985—），男，贵州安顺人，硕士，高级工程师，研究方向：飞机气动力设计。