机动载荷减缓的传统方法是提高承载结构的刚度，但这会增大飞机结构重量，对飞行性能有不利的影响。而通过主动控制技术，合理地调节不同舵面的偏转角度，能够有效改变飞机在机动过程中机翼的载荷分布，减缓关键部位的附加机动载荷。
目前，国外对机动载荷减缓的研究已经取得了一定的进展[3]。20世纪80年代，“主动柔性机翼(Active Flexible Wing, AFW)工程计划”[4][后改名为“主动气动弹性机翼(Active Aeroelastic Wing, AAW)计划”]提出了主动滚转控制(Active Roll Control, ARC)系统[5]，并提出了滚转机动载荷减缓(Rolling Maneuver Load Alleviation, RMLA)控制律设计的系统方法，使用主动控制技术有效地减缓了关键部位扭矩，同时证明RMLA有颤振主动抑制的作用[6]；“AAW计划”使F/A18大黄蜂战机在保持其他性能不变的前提下有效降低了结构重量[7]。近年来，基于计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)的机动配平和优化新方法[2]以及针对无缝气动弹性机翼(Seamless Aeroelastic Wing, SAW)的主动滚转控制方法[8]相继被提出并得到了相关验证。
近十年来，国内相继有文献报道对军用飞机的飞行载荷计算研究[9]，对大型运输机的机动载荷控制方法[10]和机翼载荷的研究与分析[11]，对大型飞机机动载荷减缓控制系统的设计及仿真[12]。本课题组在考虑弹性变形的基础上，针对柔性飞机，进行了纵向机动载荷分析及控制研究[13]，完成了RMLA的风洞试验模型设计工作，并对该模型的动力学特性及颤振特性进行了分析[14]；还有****采用模糊逻辑算法对弹性飞机进行机动载荷主动控制研究[15]。然而，总体上国内有关机动载荷控制的研究仍处于起步阶段，因此，从高性能飞机设计的角度，深入系统开展机动载荷减缓的控制律设计，特别是开展相关的风洞试验验证等研究，仍然是非常必要的。
本文在文献[14]的基础上，针对RMLA风洞试验问题开展研究，设计并加工小展弦比战斗机缩比试验模型及支持系统、试验测控系统，采用两种不同控制面组合的多控制面联合偏转的机动载荷减缓控制律进行RMLA风洞试验，验证所设计控制律的载荷减缓效果。
1 试验概述 RMLA风洞试验的目的是研究针对飞机机动载荷减缓的风洞试验方法，验证机动载荷减缓控制方法的有效性。试验涉及飞机模型、支持系统和测控系统等子系统的设计。
本次试验针对0°~180°非稳态滚转机动进行机动载荷减缓控制的风洞试验验证。在试验过程中，将试验模型支撑在风洞中，放开滚转自由度，开启风洞，通过主动控制使飞机左右侧的控制面差动偏转，产生滚转力矩，使飞机滚转；通过传感器采集相应机动响应及关键部位(机翼及尾翼根部)机动载荷数据，调整控制参数，比较不同控制律的载荷减缓效果。试验的原理示意图如图 1所示。
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| 图 1 风洞试验原理示意图 Fig. 1 Schematic diagram of principle of wind tunnel test |
| 图选项 |
2 试验模型及支持系统设计 2.1 试验模型
2.1.1 总体参数 全机气动外形如图 2所示，可以看出，全机分为6个控制面，分别为机翼后缘内侧(TEI)控制面、机翼后缘外侧(TEO)控制面以及全动V尾3组各一对。其外形几何参数如表 1所示。
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| 图 2 全机平面外形示意图 Fig. 2 Schematic diagram of aircraft shape |
| 图选项 |
表 1 模型设计几何参数 Table 1 Geometric parameters of model design
| 几何参数 | 数值 |
| 半翼展/mm | 750 |
| 半翼展机翼部分/mm | 510 |
| 根部弦长/mm | 540 |
| 梢部弦长/mm | 85 |
| 前缘后掠角/(°) | 32 |
| 后缘前掠角/(°) | 15 |
| 舵面相对弦长/% | 30 |
| 顺流向翼型 | NACA0015 |
表选项
2.1.2 机翼结构 机翼结构是全机结构设计中最重要和最复杂的部分。在设计并确定机翼结构的同时，需要完成舵机、应变片以及线缆的布置，这是一个需要仔细考虑、不断协调修改完善设计的过程；通过反复修改，最终得到满足试验要求的结构。
机翼为双梁结构，外形为三角形顺气流翼尖，由7075-T651超硬铝合金材料梁作为主承力梁，其截面外形及尺寸均经反复计算，最终确定为H型梁，机翼由木质蒙皮、翼肋作为维形，翼肋为航空层板。控制面通过关节轴承和丝杆所构成的曲柄摇杆机构与舵机相连。需要注意的是，理想情况下舵机轴旋转方向需要和舵面偏转方向相同，在骨架上设计舵机安装结构时要充分考虑这个因素。控制面结构如图 3所示，机翼整体结构如图 4所示。
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| 图 3 控制面结构 Fig. 3 Structure of control surface |
| 图选项 |
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| 图 4 机翼结构 Fig. 4 Structure of wing |
| 图选项 |
2.1.3 机身结构 机身为连接左右机翼和滚转机构的主要承力部分，因此机身为金属结构，配合木质结构维形，材质为7075-T651超硬铝合金。各部分通过线切割、车加工及铣加工完成，通过螺栓连接。
在主承力铝板中间位置，留有与滚转机构相连的螺栓孔，通过法兰盘45号钢制圆柱转轴与滚转机构相连。机身结构如图 5所示。
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| 图 5 机身结构 Fig. 5 Structure of fuselage |
| 图选项 |
2.1.4 尾翼结构 尾翼采用全动V尾的设计方案，单梁结构，翼梁为转轴。经计算，确定翼梁截面为空心圆形，内径5 mm，外径8 mm，由舵机通过曲柄摇杆机构控制其偏转，此时舵机承受尾翼扭矩，不承受尾翼弯矩。尾翼结构如图 6所示。
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| 图 6 尾翼结构 Fig. 6 Structure of empennage |
| 图选项 |
2.2 支持系统 本试验目的是验证弹性飞机RMLA控制，因此试验模型需要具有滚转自由度并限制其余自由度。
试验中支持系统为风洞中的L型支架，为了将模型固定在支架上同时放开滚转自由度，需要设计滚转机构。滚转机构的主要部件是滚转轴和轴承。轴承选择工程上常用的滚动轴承，同时考虑到需要平衡模型自身重量产生的弯矩，采用了双轴承形式，如图 7所示。
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| 图 7 滚转及限位装置 Fig. 7 Rolling and limiting device |
| 图选项 |
采用控制面偏转产生滚转力矩来使飞机发生滚转，考虑到实际效果，有必要设计物理限位装置来保证飞机不会产生不受控制的滚转。如图 8所示，通过转动金属环，可以得到0°~360°内任意角度限制以及无限制的滚转角物理限位。
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| 图 8 滚转角限制 Fig. 8 Roll angle limiting |
| 图选项 |
3 测控系统设计 试验测控系统主要包括数据监测模块和计算机控制模块两部分。完整的试验测控系统如图 9所示。
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| 图 9 试验测控系统 Fig. 9 Measurement and control system of test |
| 图选项 |
3.1 数据监测模块 数据监测模块包括采集试验数据的传感器以及相应监控器。
传感器主要包括角速度陀螺、角位移传感器及应变传感器。角速度陀螺用于测量飞机的滚转角速度；角位移计主要用于测量飞机的滚转角；应变传感器采用应变片测量机翼及尾翼根部应变，并最终恢复为弯矩、扭矩等载荷。
其中，角速度计为SILICON SENSING公司的CRS03-04型单轴角速度陀螺，布置在机身前中部几何对称中心。角位移计布置在滚转机构与模型连接处，通过耳片与滚转底座相连，转轴与飞机滚转轴相连，通过顶丝固定，保证在滚转轴转动时，角位移计可以测得正确的数据。应变传感器布置在机翼前梁和后梁，以及尾翼的梁根部。全机控制面及传感器布置如图 10所示。
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| 图 10 全机结构及传感器布置 Fig. 10 Aircraft structure and sensor placement |
| 图选项 |
监控器包括监测机动响应数据的监控机以及监测载荷响应数据的动态应变仪，实现试验过程中对相关试验数据的实时监测。
3.2 计算机控制模块 计算机控制模块包括零度保持回路以及机动载荷减缓控制回路。
3.2.1 零度保持回路设计 试验设想飞机在零度状态下开始滚转机动，最终完成180°滚转角的半横滚动作。考虑到加工精度和舵机及传感器线缆布置而导致的左右机翼质量质心不是完全相同，有必要设计飞机在风洞中的零度保持回路，以维持机动前的零度初始状态。初始滚转角可以通过角位移传感器测得，通过控制系统设计，给舵机信号，驱动TEO偏转。以滚转角和滚转角速度作为反馈信号，设计控制律，达到飞机保持零度状态。其原理框图如图 11所示，图中：KP为滚转角速度反馈增益参数；KI为滚转角反馈增益参数。
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| 图 11 零度保持回路原理示意图 Fig. 11 Schematic diagram of principle of zero-degree keeping circuit |
| 图选项 |
3.2.2 RMLA控制回路设计 RMLA控制回路的目的是减小滚转时机翼关键部位的附加载荷。试验中，选取滚转角和滚转角速度作为反馈信号，选取TEI、TEO以及尾翼的不同组合作为不同的减缓控制律使飞机进行滚转机动，舵面偏转限幅±30°。RMLA控制回路如图 12所示，图中：K1、K2和K3分别为TEO、TEI以及尾翼的控制面增益参数。
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| 图 12 RMLA控制回路原理示意图 Fig. 12 Schematic diagram of principle of RMLA control circuit |
| 图选项 |
基准控制以滚转角和滚转角速度作为反馈信号，仅通过尾翼差动偏转，给定滚转指令，使飞机在给定的时间内达到稳定的滚转角并保持。此时，K1= K2=0。
RMLA控制采用不同的舵面偏转，不同的控制面组合对应不同的K1、K2和 K3控制参数。控制律1为尾翼与TEO的组合，此时K2=0。控制律2为尾翼、TEO和TEI 3组控制面同时偏转，此时K1、K2和 K3均不为零。
4 风洞试验与结果分析 风洞试验在FD-09的3 m×3 m低速风洞(中国航天科技集团公司第十一研究院)中进行，其安装图如图 13所示。
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| 图 13 模型风洞安装图 Fig. 13 Fixing of test model in wind tunnel |
| 图选项 |
考虑到本试验所关注的是试验模型滚转过程中产生的附加机动载荷增量，并认为飞机在滚转机动前附加机动载荷为零，在模型滚转前后保持稳定状态时，为了使重力对机翼载荷不产生影响，设定垂直位置为零度。在35 m/s风速时，采用TEO的偏转来达到零度保持效果，输入滚转角指令角度为0，各参数为K1=1，K2= K3=0，KI=1.5，KP=0.08。飞机在很短的时间内即可达到垂直位置，并保持稳定。
如3.2.2 节所述，不同控制律采取不同的控制面组合方式，即K1、K2和 K3赋予不同的值，同时设定滚转角和滚转角速度反馈增益KI及KP。试验中3种控制律参数如表 2所示。
表 2 3种控制律参数 Table 2 Parameters of three control laws
| 控制律 | K1 | K2 | K3 | KI | KP |
| 基准 | 0 | 0 | 0.04 | 1 | 0.06 |
| 1 | 0.3 | 0 | -0.02 | 1 | 0.06 |
| 2 | 0.3 | 0.3 | -0.04 | 1 | 0.06 |
表选项
4.1 基准控制与控制律1的试验结果对比 图 14(a)、图 14(b)和图 14(c)分别反映了控制律1中TEO、TEI以及尾翼的舵偏角随时间的变化。基准控制只使用尾翼进行滚转，而控制律1采用尾翼以及TEO联合偏转的方式。结合表 2中的参数可以看出，控制律1使用TEO提供正滚转力矩，同时尾翼反偏提供一定的负滚转力矩，保证飞机滚转的稳定性。
基准控制和控制律1的滚转角和滚转角速度变化及其对比如图 15所示, 其变化反映了飞机模型在机动指令下的滚转机动性能的优劣。从图中可以看到，在风速为35 m/s飞行条件下，前4 s内基准控制与控制律1的飞机滚转角均能够保持零度状态，说明零度保持回路有效；从4 s开始，对基准控制和控制律1均输入机动指令，飞机开始做滚转机动。从图 15(a)中可以看出，在滚转角响应上，控制律1相比于基准控制能够使飞机更快达到180°滚转角；从图 15(b)中可以看出，在滚转角速度响应上，控制律1的角速度响应峰值也高于基准控制；表明TEO参与偏转使试验模型的滚转机动性能有了一定提高。
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| 图 14 基准控制和控制律1的舵面偏转角变化对比 Fig. 14 Comparison of deflection angle of control surfaces between baseline control law and control law 1 |
| 图选项 |
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| 图 15 基准控制和控制律1的滚转角和滚转角速度变化对比 Fig. 15 Comparison of roll angel and roll rate between baseline control law and control law 1 |
| 图选项 |
图 16显示基准控制和控制律1的载荷对比，图 16(a)、图 16(b)、图 16(c)和图 16(d)分别表示机翼弯矩和扭矩及尾翼弯矩和扭矩随时间的变化。从图 16中可以看到：
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| 图 16 基准控制和控制律1的载荷对比 Fig. 16 Load comparison between baseline control law and control law 1 |
| 图选项 |
1) 通过TEO参与偏转，使得尾翼载荷有所降低，同时，其偏转对机翼也起了卸载的作用，降低了作用在机翼上的附加机动载荷，效果明显。其中，机翼弯矩和扭矩峰值分别降低30.1%和38.0%，尾翼弯矩和扭矩峰值分别降低57.9%和12.5%。
2) 两种控制律下机翼和尾翼的载荷符号均相反，这是因为基准控制下机翼不提供滚转力矩，其载荷是由惯性力矩所引起，而控制律1中机翼受滚转力矩作用产生相反的载荷；而尾翼载荷符号相反是由于两种控制律尾翼偏角相反所引起的。
4.2 基准控制与控制律2的试验结果对比 在增大K2值至0.3并同时减小K3值至-0.04的情况下，控制律2与控制律1相比，TEI也参与了偏转，尾翼偏转角度减小。采用与控制律1的其他参数完全相同的试验条件进行风洞试验。
图 17(a)、图 17(b)和图 17(c)分别反映了控制律2中TEO、TEI以及尾翼的舵偏角随时间的变化。基准控制只使用尾翼进行滚转，而控制律2采用尾翼、TEO及TEI联合偏转的方式。结合表 2中的参数可以看出，控制律2使用TEI及TEO共同提供正滚转力矩，同时尾翼反偏提供一定的负滚转力矩，保证飞机滚转的稳定性。
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| 图 17 基准控制和控制律2的舵面偏转角变化对比 Fig. 17 Comparison of deflection angle of control surfaces between baseline control law and control law 2 |
| 图选项 |
试验结果表明，与控制律1相同，在风速为35 m/s的飞行条件下，前4 s内基准控制与控制律2的飞机滚转角均能够保持零度状态。控制律2在滚转角及滚转角速度响应上均快过基准控制，表明TEI和TEO同时参与偏转使试验模型的滚转机动性能有了一定提高。基准控制和控制律2的滚转角和滚转角速度变化及其对比如图 18所示。
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| 图 18 基准控制和控制律2的滚转角和滚转角速度变化对比 Fig. 18 Comparison of roll angel and roll rate between baseline control law and control law 2 |
| 图选项 |
图 19显示基准控制和控制律2的载荷对比，图 19(a)、图 19(b)、图 19(c)和图 19(d)分别表示机翼弯矩和扭矩及尾翼弯矩和扭矩随时间的变化。从图中可以看到，通过TEI和TEO同时参与偏转，使得尾翼载荷有所降低，同时，其偏转对机翼也起到了卸载的作用，降低了作用在机翼上的附加机动载荷，效果明显。其中，机翼弯矩和扭矩峰值分别降低33.0%和35.5%，尾翼弯矩和扭矩峰值分别降低45.7%和54.8%。同时，与4.1节中情况一样，控制律2也与基准控制载荷符号相反。
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| 图 19 基准控制和控制律2的载荷对比 Fig. 19 Load comparison between baseline control law and control law 2 |
| 图选项 |
4.3 不同控制律减缓效果对比 本试验提出的两种多控制面联合偏转控制律相比于基准控制的载荷减缓效果如表 3所示。
表 3 不同控制律载荷减缓效果 Table 3 Effects of different test control laws on load alleviation
| 控制律 | 载荷减缓/% | |||
| 机翼弯矩 | 机翼扭矩 | 尾翼弯矩 | 尾翼扭矩 | |
| 1 | 30.1 | 38.0 | 57.9 | 12.5 |
| 2 | 33.0 | 35.5 | 45.7 | 54.8 |
表选项
通过对控制律1与控制律2的载荷减缓效果进行对比，可以看出不同组合的舵面偏转方式对试验模型滚转机动载荷的减缓效果不同，其中控制律1与控制律2在机翼载荷的减缓效果上差别不大，而尾翼载荷的减缓效果差异明显，特别是在尾翼扭矩减缓率上，控制律2要远好于控制律1。因此可以看出，针对飞机不同部位的机动载荷的减缓，需要采用不同的舵面联合偏转控制律。
5 结论 本文针对小展弦比正常式布局战斗机开展了RMLA风洞试验。设计风洞试验模型以及测控系统，采用零度保持回路维持试验模型的初始稳定状态；设计基准及减缓控制律，采用多个控制面联合偏转的方式降低飞机滚转机动过程中关键部位产生的附加机动载荷。通过对试验过程的总结以及数据分析，得到如下结论：
1) 经风洞试验验证，对于具有多控制面的飞机，通过采用多组控制面联合偏转的控制方法，可以有效降低飞机在滚转机动过程中关键部位的附加机动载荷。
2) 在机动载荷减缓中，多个控制面有不同的组合方式，其减缓效果各不相同，为了取得最优的载荷减缓效果，需要在控制律设计时对控制面组合进行优化。
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