大展弦比無人機平臺的陣風減緩飛行試驗

周宜濤，楊陽，吳志剛,*，楊超

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083 2. 中國空空導彈研究院，洛陽 471009

飛機在飛行過程中會不可避免地遭遇陣風，陣風會引起機體上的附加氣動力，從而導致飛機姿態、航跡的變化及產生機體振動，另一方面還會引起額外的載荷，導致飛機結構疲勞壽命縮短，嚴重的甚至會造成飛機失事。陣風對飛機飛行的影響，最早的報道或可追溯到Hunsaker和Wilson于1915年發表的NACA報告，自此以后，人們為解決這一問題開展了關于陣風減緩的各種理論和試驗研究。陣風減緩可以通過針對性的結構設計進行被動減緩，例如變形機翼、翼尖小翼等，也可通過主動控制技術進行主動減緩，基于飛機的常規控制面進行陣風主動減緩是一種相對更為成熟可靠的方式，陣風減緩主動控制系統通過驅動飛機舵面偏轉來抵消陣風引起的附加氣動力從而達到陣風減緩目的。此外，近年來以壓電舵機作為驅動的陣風減緩方式也得到了人們越來越多的研究。

關于陣風減緩主動控制的理論研究，涵蓋了從陣風模型、機體建模、響應求解到控制系統設計的方方面面，國內外研究人員取得了諸多的成果，其中國內有楊國偉、陸志良、徐曉平等學者開展了基于CFD方法的陣風減緩研究，張軍紅、劉祥、李衛琪、趙永輝等學者開展了關于陣風減緩控制方法方面的研究。自20世紀70年代以來，美國、日本、歐洲等國家開展了針對機翼或全機的風洞試驗，全機對象涵蓋常規布局、飛翼布局、聯翼布局等多種形式的飛機，其陣風減緩目標涉及到機翼翼根載荷、機體過載及機翼振動等多個方面。近兩年來，針對柔性后緣、折疊翼尖等非常規的陣風減緩方式，也有研究人員開展了風洞試驗研究。本文作者團隊開展了針對機翼、常規布局飛機、飛翼布局飛機等的陣風減緩風洞試驗，驗證了一系列關鍵技術。為了對陣風減緩控制系統進行實際應用，相關的飛行試驗則必不可少，目前主要是美國和歐洲等國家開展較多，一些軍用飛機諸如C-5A飛機、B-2轟炸機、B-52飛機等都進行了陣風減緩飛行試驗，此外一些民用飛機例如L-1011客機也進行了相關的陣風減緩飛行試驗，德國宇航中心基于ATTAS客機也進行了陣風減緩前饋控制的飛行試驗。另據報道，空客A320、A340、A380客機及波音公司的B-787飛機上均搭載了陣風減緩系統(Gust Alleviation System,GAS)。國內關于陣風減緩的飛行試驗開展很少。2015年，中國航天十一院研究人員設計制造了展弦比為33.18、總重72.28 kg的太陽能飛機，在該試驗飛機上，利用安裝在翼尖的小舵激發機翼振動來模擬陣風響應，然后利用機翼外側的2組控制面進行減緩，實現了機翼上應變減緩23.03%。總的來講，相關文獻對于國外陣風減緩飛行試驗的具體細節報道較少，而國內開展的陣風減緩飛行試驗很少，試驗方法不成熟，因此有必要針對陣風減緩飛行試驗繼續開展深入研究。

在自然環境下進行陣風減緩飛行試驗時，由于陣風具有瞬變快、時間尺度較短的特點，通常情況下難以對陣風進行精確的測量，如何去評估設計的陣風減緩系統是否有效是陣風減緩飛行試驗的難點。為了解決這一關鍵問題，本文提出基于統計學的方法，在飛行試驗過程中將飛行段分為陣風減緩系統開啟和關閉2種狀態，通過大量的飛行試驗，對2種狀態下的響應進行分析對比，從而驗證陣風減緩系統是否有效。

本文以一個大展弦比無人機作為試驗平臺，該無人機頻率較低，對陣風激勵較為敏感。通過開展多架次陣風減緩飛行試驗，基于統計學方法分析試驗數據，驗證了試驗方法的可行性以及陣風減緩系統的有效性。

1 無人機試驗平臺

各種不同類型的飛機，在遭遇陣風時，飛機的響應程度是不盡相同的。通常來講，小翼載、大柔性的飛機在陣風擾動作用下響應更加顯著。當前人們關注較多的陣風敏感飛機有飛翼布局飛機、較大展弦比的常規布局飛機等，這2類飛機的陣風響應特性和陣風減緩機制是有差別的。本文的工作目的是研究如何在自然大氣條件下通過飛行試驗評估飛機陣風減緩系統的減緩效果，在開展飛行試驗時，需要選用對陣風較為敏感的飛機作為試驗對象。這里是以一架常規布局大展弦比無人機作為原型，原機翼結構較為剛硬，頻率較高，在此基礎上對原機翼進行了重新設計，降低了機翼結構剛度及彈性模態頻率，形成了用于陣風減緩飛行試驗的無人機飛行試驗平臺。該平臺在飛行試驗中展現的特性能夠反映常規布局飛機的陣風響應特點。

1.1 總體概述

無人機飛行平臺采用雙尾撐、螺旋槳后推式布局，如圖1所示。飛機的尾撐部件利用2根平行碳纖維管與機身連接，垂尾為“V形尾翼”，每個立尾上布置一個方向舵，雙立尾中間為平尾，平尾上布置一對升降舵。置于機身后部的電動螺旋槳系統提供飛行動力。起落架采用前3點式布局，在飛行過程中始終保持放下狀態。

圖1 無人機飛行平臺Fig.1 UAV flight platform

無人機平臺機體縱向長度為2.5 m,翼展為5.0 m，平臺總重26.0 kg，巡航速度為30.0 m/s。除機翼主梁外，機體主要結構部件均采用蜂窩復材制造，機翼主梁采用鋁合金材料進行加工。單機翼展長約為2.3 m，布置3個襟翼與3個副翼。

1.2 機翼結構改裝

重新設計的機翼主梁采用鋁合金材料加工，考慮到結構設計與裝配的簡便，無人機平臺的機翼設計為單梁式結構，部件采用鋁合金主梁與蜂窩蒙皮相結合的方式，為了便于有限元設計分析，鋁合金主梁截面采用十字型結構，整個主梁沿展長分為不同截面積的4個部分，多個加速度傳感器及應變片也安裝于主梁上。為了使機翼的剛度特性主要由主梁決定，機翼蒙皮采取分段獨立布置的方式以防止蒙皮帶來附加剛度。機翼上布置6對舵面，內側3對為襟翼，主要用于主飛控系統，外側3對為副翼，陣風減緩系統與主飛控系統共用，機翼外形見圖2。

圖2 飛機機翼Fig.2 Wing of aircraft

1.3 機載系統

無人機平臺的機載系統可以分為：供電系統、動力系統、伺服系統、通信系統、傳感器測量系統、主飛控系統與陣風減緩系統等7大系統。

供電系統由2組鋰電池構成，為發動機供電的是2個容量為22 000 mA·h的鋰電池，為機載設備供電的是2個容量為5 000 mA·h的鋰電池，上述供電系統可支持飛機在空中飛行30 min 左右。飛機動力系統為無刷電機，驅動螺旋槳為飛機提供前進動力?？紤]到飛機機翼尺寸以及整機重量要求，在滿足陣風減緩快速作動需求的前提下，選用KST航模舵機驅動舵面偏轉。遙控通信系統由2套電臺構成，分別負責主飛控系統和陣風減緩系統與地面站的通信。主飛控系統包括自動飛行控制系統(Automatic Flight Control System, AFCS)和控制增穩系統(Control Augmentation System,CAS)，AFCS主要負責飛機的自動起降，由于該系統與陣風減緩系統關系不大，將不再討論該系統。CAS負責飛機飛行過程中的自動增穩功能，同時也接收地面人員發送的機指令，GAS負責實現飛機在試驗段的陣風減緩，CAS與GAS將在第3節中細描述。飛機機載系統與地面站的關系見圖3。

圖3 無人機平臺機載系統與地面站Fig.3 UAV platform airborne system and ground station

為了滿足GAS的信號反饋需求及檢測機體的陣風響應情況需求，在無人機平臺原飛控慣導系統的基礎上增加了機翼結構的加速度和應變測量裝置。無人機平臺原有的角速率陀螺用于測量機體姿態變化，原有的機身加速度傳感器用于測量機體豎直方向過載，增加的機翼加速度傳感器用于測量機翼不同部位的振動，增加的應變片主要測量機翼主梁的內力，應變片采集到的信號通過機載動態應變儀進行解算，機體的傳感器分布見圖4，右側機翼與左側機翼布置方式相同。

圖4 傳感器布置方案Fig.4 Sensor layout

2 地面試驗

為保證改裝的無人機平臺能夠順利完成試驗任務，在飛機升空飛行之前，需要在地面先進行一系列試驗。由于機翼屬于重新設計，因此對設計的機翼主梁開展強度校核試驗；為了能夠掌握改裝后的無人機結構動力學特性，開展了全機地面模態試驗；此外為了保證選用的舵機能夠滿足陣風減緩需求，對舵機的頻響特性進行了測試。

2.1 機翼強度試驗

為了考慮氣動彈性影響，無人機平臺的機翼經過特別設計，在滿足結構頻率要求的同時，需要保證強度足夠，即機翼能夠承擔飛機過載為2時的載荷，因此在有限元靜力分析的基礎上，進一步開展了強度試驗，通過強度試驗驗證了主梁結構的承力能力。

為了模擬飛機在飛行過程中的機翼氣動力分布，試驗過程中在機翼金屬主梁不同翼展處掛載了不同重量的沙袋，各沙袋重量通過氣動估算結果確定。試驗過程中，機翼根部使用夾具固支，沙袋重量由輕至重逐漸加載，最終單個機翼加載重量為31.55 kg，超過飛機總質量，即此時機翼能夠承受超過2的過載，結構強度滿足要求。

2.2 全機模態試驗

為了得到飛機真實的結構動力學特性，全機模態試驗是整個飛行試驗流程中關鍵的一環。為了得到飛機在自由邊界條件下的結構模態特性，試驗支撐裝置的選擇非常關鍵。在本試驗中，采用2根彈簧將飛機懸掛在半空中實現自由邊界條件，且2根彈簧的固有頻率(經試驗為0.665 Hz)低于全機第一階彈性頻率的1/3，圖5為飛機正在進行模態試驗。

圖5 全機模態試驗Fig.5 Aircraft modal test

通常模態試驗激勵裝置可以選擇力錘或激振器。力錘設備簡單，使用方便，不影響被測結構的動態特性，但是對操作者經驗要求較高；激振器雖然使用較為復雜，但是其激勵能量更大，力布更均勻，獲得的試驗數據質量更高。在本試驗中激勵裝置采用激振器，在左右機翼共布置24個測量點，機身部分布置3個測量點，尾撐部分布置5個測量點。模態試驗結果表明，機翼一彎頻率較低，

為2.82 Hz，滿足試驗要求。機翼前四階彎曲頻率試驗結果見表1，試驗測得的振型見圖6。

表1 模態試驗結果Table 1 Modal test results

圖6 模態試驗的全機振型Fig.6 Aircraft mode of modal test

2.3 舵機頻響特性測試

為了對舵機在帶負載情況下的動態特性進行測試，特別設計了一個舵機測試平臺，該平臺能夠通過加載配重模擬飛機舵面的質量特性，通過特別設計的扭桿模擬飛機在飛行時舵面上的鉸鏈力矩，具體的測試細節可以參考文獻[36]?？紤]到裝配限制以及舵面需求，飛機副翼和襟翼舵機采用KST-X10伺服舵機，升降舵和方向舵采用KST-X20伺服舵機。對2種舵機輸入正弦指令信號進行掃頻測試，正弦指令頻率為0.2～8.0 Hz，幅值為5.0°，步進長度為0.1 Hz。經過測試，2種舵機帶寬均大于8.0 Hz,2種舵機頻響特性測試實驗值見圖7。

圖7 舵機的頻響特性Fig.7 Frequency response characteristics of actuator

3 控制增穩系統與陣風減緩系統

3.1 控制增穩控制律

試驗過程中飛機飛行控制系統主要分為2部分：控制增穩系統(CAS)和陣風減緩系統(GAS)。飛行過程中，CAS主要負責穩定飛機姿態及進行高度控制，操縱面為升降舵。CAS為比例-微分控制器，輸入為飛機高度及俯仰角，控制器輸出可表達為

=Δ+·Δ+

(1)

式中:為升降舵指令，在試驗過程中限幅±15.0°； Δ為機體實際俯仰角與俯仰角指令之差；Δ為飛機實際高度與高度指令之差；、、為控制器增益，在本次試驗中，=04，=20，=10。

3.2 陣風減緩控制律

GAS的目的是在飛機遭遇陣風以后，減小飛機的過載及翼根載荷響應量，因此GAS同時使用升降舵及飛機副翼作為陣風減緩操縱面。飛機副翼的作用是通過舵面偏轉重新分布機翼氣動力，以減小機翼振動及翼根載荷，由于副翼偏轉同時會導致機體俯仰力矩的變化，該俯仰力矩增量采用升降舵來平衡。另一方面，升降舵通過控制飛機姿態，可以部分抵消陣風引起的附加迎角，起到陣風減緩的作用。由于PID控制器容易工程實現，且相對比較成熟可靠，因此GAS仍然采用PID控制器。升降舵指令為

(2)

式中：為GAS系統給升降舵指令，限幅±15.0°； 控制器增益=005，=0035。GAS副翼指令為

(3)

式中：為GAS給副翼指令，限幅±20.0°；為質心加速度；為翼尖加速度。在解算前使用低通濾波去除高頻噪聲，控制器增益=004，=0001，=065。

3.3 增穩系統與陣風減緩系統綜合方法

本飛行試驗中，GAS單獨進行設計，原飛機飛控系統能夠提供質心加速度信號及姿態角信號，在此基礎上，加裝了監測機翼振動的加速度計和機翼應變測量系統。用于控制律解算的陣風減緩計算機獨立于控制增穩計算機。陣風減緩控制系統開啟以后，反饋信號經過陣風減緩控制計算機解算得到陣風減緩指令信號，然后與增穩控制系統發出的指令相疊加，共同傳輸至各控制舵面，實現飛機的增穩與陣風減緩作用?？刂圃龇€系統與陣風減緩系統構成了飛機的完整飛行控制系統，見圖8。

對圖8控制系統中所涉及到的硬件進行簡單的描述。其中加速度計采用Kistler 8316A傳感器，應變測量裝置采用Dataforth的8B38動態應變儀系統，陣風減緩計算機模塊基于Altium Designer設計后進行加工制造，實物圖見圖9。

圖8 控制系統架構Fig.8 Control system architecture

圖9 陣風減緩系統計算機Fig.9 Computer of GAS

3.4 控制系統穩定性評估

在控制系統(CAS和GAS)設計完成以后，需要針對彈性飛機開展氣動伺服彈性穩定性分析，以便于確認在飛機飛行試驗過程中不會出現氣動伺服彈性失穩。本文中的全機氣動伺服彈性閉環系統可由圖10來表達。

圖10 氣動伺服彈性閉環系統Fig.10 Aeroservoelasticity closed loop system

為了確認該氣動伺服閉環系統的穩定特性，本文使用奈奎斯特方法分別對升降舵通道及副翼通道進行穩定性判定?？紤]飛行試驗中的飛行狀態(速度為30.0 m/s，高度為150.0 m)，將飛機只開啟CAS時作為飛機的開環狀態，將同時開啟CAS和GAS時作為飛機閉環狀態，后文中所有開閉環狀態均為如此。如圖11所示，理論分析表明開環狀態下，飛機的升降舵通道幅值裕度為6.8 dB， 相位裕度為45.0°，在加入GAS以后，該通道的穩定性幾乎沒有變化。雖然理論分析得到的升降舵通道相位裕度不足60.0°，但是在后續飛行試驗中該通道的穩定性得到了驗證。如圖12所示，理論分析表明3個副翼通道的幅值裕度分別為23.3、19.1、16.4 dB，因此所有通道的穩定性均得到了保證，為陣風減緩飛行試驗打下了良好基礎。

圖11 升降舵回路伯德圖Fig.11 Bode diagram of elevator loop

圖12 副翼各回路伯德圖Fig.12 Bode diagram of aileron loops

4 飛行試驗預試驗

完整的飛行試驗流程分為預試驗和正式試驗2個階段，預試驗主要目的包括以下4個方面：① 檢 驗飛機在實際飛行中的結構性能。由于改裝后的機翼結構較軟，彈性頻率較低，因此在預試驗階段對大柔性飛機的結構特性進行測試。② 測 試飛機的操穩特性。由于機翼彈性影響，飛機在飛行過程中的全機氣動特性、舵面的舵效等均會發生變化，因此在預試驗階段測試彈性飛機的操穩性能，并對操控策略進行適當調整。③ 測試飛機通信系統是否能夠正常工作。在試驗過程中，飛機飛行范圍較大，在某些時間段內會超視距，通信系統需要保證飛機與地面站之間的信號在任意時間、地點均能夠通暢的實現交互。④ 測試GAS開啟以后，GAS對飛機穩定性是否有不利影響，與CAS系統是否能夠實現良好的協調工作。經過多個架次的預試驗飛行，確認了試驗飛機結構強度滿足要求，氣動特性、操穩性能良好，通訊等系統一切運轉正常。

在預試驗飛行過程中，飛機飛行速度為30.0 m/s， 飛行高度約為150.0 m，關閉GAS，在平穩飛行階段測量機翼振動加速度信號，以此加速度信號為基礎，使用參數識別方法辨識飛機氣動彈性機翼的前四階彎曲頻率并與模態試驗結果進行對比，發現二者較為接近但不完全一致，這主要是由于通過飛行結果辨識得到的機翼彎曲頻率包含了氣動力的影響，具體的數值對比見表2。

表2 機翼彎曲頻率對比(飛行 vs 地面)Table 2 Comparison of bending frequencies of wings (flight vs ground)

5 飛行試驗正式試驗與結果分析

5.1 GAS“開-閉”式統計學試驗方法原理

為了評估GAS的有效性，可進行風洞試驗或飛行試驗。在開展風洞試驗時，利用陣風發生器能夠準確地控制來流擾動，得到在存在陣風擾動時GAS開啟和關閉情況下的飛機響應，從而可以評估GAS的減緩效果。然而在自然天氣條件下飛行時，對GAS的減緩效果評估較為困難，原因在于自然界中的陣風是一個復雜的隨機過程，飛行試驗過程中的陣風無法控制，且現有設備難以對其進行精確測量。

前人學者對自然界中的陣風進行了大量統計分析，發現陣風的統計特征是有一定數學規律的，可將陣風視作為各態歷經的平穩高斯隨機過程，并提出了Dryden陣風模型和von Karman陣風模型。以von Karman模型為例，陣風的功率譜密度表示為

(4)

式中:為角頻率;為陣風速度的均方根值，值得說明的是，在較短時間內陣風均方根值可認為是不變的;為陣風尺度;為飛行速度；()表達式為

(5)

在線性假設條件下，飛機的陣風響應均方根值為

(6)

式中：()為從陣風激勵到機體響應的傳遞函數。

為了定量考察GAS的減緩效率，定義陣風響應減緩效率為

(7)

式中：為某響應量在GAS開啟階段的均方根值；為該響應量在GAS關閉階段的均方根值。聯立式(4)～式(7)，可得陣風減緩系統的效率為

(8)

式中：()、()分別為開、閉環狀態下從陣風到機體響應的傳遞函數。由式(8)可知，GAS的減緩效率與陣風強度(陣風速度均方根值)無關，在統計學意義下，由于()是不變的，所以減緩效率只取決于飛機本體及控制系統。陣風減緩飛行試驗的目的就在于對進行評估。

在一個較短的時間內，可以認為陣風的頻譜特性及強度是不變的。若在前2時間內開啟GAS，在后2時間內關閉GAS，就可以利用所測得的飛機陣風響應數據來評估該時間段內的陣風減緩效率。

但在不同的“開-閉”時段，飛機所遭遇的陣風特性可能是不相同的，這導致每個“開-閉”回合內的陣風減緩效率出現波動，因此單個“開-閉”回合內的減緩效率是一個隨機量。為了獲得統計學意義上的減緩效率，需要獲取多個“開-閉”樣本，并取這些樣本的平均值。

基于以上原理，本文提出基于統計特性的陣風減緩效果評價方法，即以飛機在定直平飛時作為試驗段，在一個試驗段內，多次進行GAS的“開啟-關閉”操作，并盡量保證開啟與關閉的持續時間基本相等，通過多架次飛行試驗，統計飛機在GAS開啟和關閉情況下的響應并加以比較，從而得到GAS的減緩效果。

5.2 飛行試驗過程

在正式飛行試驗過程中，將試驗人員分為飛行控制組及陣風減緩控制組，飛行控制組人員負責飛機的起飛降落操作并實時監測飛機在空中飛行的狀態，在必要的時候人工接管飛機，保證飛行安全。陣風減緩控制組則主要負責試驗段內陣風減緩控制系統的開閉、參數設定并通過無線電臺將控制指令上傳至飛機。飛機在完成起飛過程后，按矩形航線進行巡航飛行，保持高度為150.0 m、速度為30.0 m/s，圖13為飛行試驗中的飛機。在一周平飛過程中，將4個定直平飛段作為飛行試驗段，在一個試驗段內，多次進行GAS的“開啟-關閉”操作，并盡量保證開啟與關閉的持續時間基本相等，在試驗中單次開閉回合時間為25 s。在飛機執行機動動作，例如轉彎時，該飛行段不進行試驗，飛行航線及試驗段劃分見圖14。圖15展示了飛行過程中實測的質心加速度、翼尖加速度及翼根彎矩時域信號的片段。

圖13 飛行試驗中的飛機Fig.13 Aircraft in flight test

圖14 飛行試驗航線Fig.14 Route of flight test

圖15 陣風響應時域數據片段Fig.15 Gust response time domain data

5.3 試驗數據預處理

飛行試驗得到的數據，包含有大量的噪聲干擾，且由于傳感器測量系統本身的特性或傳感器安裝角度等原因，測得的數據中含有非零初值和趨勢項，因此在進行正式數據分析前需要對原始數據進行清洗，提取有效試驗數據。經驗模態分解(Empirical Mode Deposition, EMD)是一種非常有效的數據清洗方法，該方法以局部特征時間尺度為度量將原始信號()分解為多個局部周期長度逐漸增大的數據序列()和殘余項()，即

(9)

式中：()被稱為本征模態函數(Intrinsic Mode Functions，IMF)。由于EMD的分解特點，高頻信號處于前若干階IMF中，靠后的IMF和殘余項中則主要以低頻信號為主導成分，因此可以根據該特性進行濾波，構造出一種新的時空濾波器，即高通濾波器可以表示為

(10)

低通濾波器則可以表示為

(11)

上述時空濾波器是一種較為粗糙的濾波方式，當舍棄某些IMF時，該IMF中包含的有用信號也會被同時丟棄，因此為了能夠保留所有IMF中的有用信號，本文對每個IMF信號進行濾波，使用Savitzky-Golay (SG) 濾波器將高頻噪聲信號濾除后對信號進行重構得到有用信號?；谠摲椒▽︼w行試驗得到的試驗數據進行清洗處理，針對質心加速度的處理效果見圖16。

圖16 質心加速度去噪對比Fig.16 Comparison of centroid acceleration denoise

5.4 “開-閉”式統計學試驗方法驗證

在開展陣風減緩效果評估時，對單個的開閉回合而言，其減緩效率具有隨機性。例如在單次回合內，可能會由于大氣擾動的突然變化，例如大氣擾動在GAS開啟時出現了偶然性的增大，會導致飛機在GAS開啟時的響應反而比關閉時的響應更大，若單純從分析結果來看，此段內的飛機陣風減緩系統反而起了反作用；同時由于對于不同的試驗回合，遭遇的陣風不盡相同，那么陣風減緩效率也非定值。然而隨著試驗次數的增大，飛行試驗數據不斷累積，這些隨機性效應將被逐漸消除，陣風減緩效率的均值將趨于一個相對穩定的數值。由圖17可以看出，在試驗的初始階段，陣風減緩效率波動較大，但是隨著試驗段次數的不斷增加，試驗樣本數量逐漸增多，對累積的樣本數據進行統計分析，各個響應量的減緩效率均趨于穩定，這些穩定值即為統計意義上的陣風減緩效率。由此說明，本文基于統計特性來評估陣風減緩效率是一種合理且行之有效的方法。

圖17 減緩效率變化趨勢Fig.17 Trend of alleviation rate

5.5 飛行試驗結果分析

飛行試驗結果顯示，在GAS作用下，飛機閉環情況下的響應小于開環情況下的響應，表3為各個響應量的減緩效率。考察飛機上各響應的均方根值，其中飛機質心過載的減緩效率達到了20.5%，而機翼翼根彎矩的減緩效率達到12.9%。受陣風影響，飛機的俯仰姿態不斷變化，閉環階段俯仰角變化量的均方根相比開環階段減小了11.9%，與此同時，飛機的高度穩定性也得到了一定程度的增強。另一方面，利用方差考察飛機響應量的波動情況，也可以發現閉環階段的飛機響應波動變小。

表3 各響應量減緩效率統計Table 3 Statistics of alleviation rate of each response quantity

進一步進行功率譜密度分析，飛機質心加速度均方根減緩效率達到20.5%，該響應量以低頻分量為主，GAS通過升降舵通道實現了該頻段內的減緩，見圖18。對于飛機翼根彎矩而言，同樣以低頻分量為主，飛機剛體運動起主導作用；通過翼根彎矩的功率譜密度分析(見圖19)可以發現，翼根彎矩也中存在與機翼一彎二彎彈性模態相關的分量。機翼翼根彎矩減緩效率相對較低，究其原因是因為低頻分量通過GAS的升降舵通道，實現了有效的減緩，然而對于翼根彎矩的高頻部分，并沒有實現明顯的減緩，這是因為在試驗中，機翼的振動響應未得到明顯的減緩。如圖20所示，翼尖加速度開閉環響應相差并不大，這一現象的原因可能在于此次試驗中，與副翼減緩通道相關的部分加速度傳感器信噪比較低，反饋信號經過控制器運算以后未能實現有效的陣風減緩控制效果。

圖18 質心加速度功率譜密度Fig.18 PSD of centroid acceleration

圖19 翼根彎矩功率譜密度Fig.19 PSD of wing root bending moment

圖20 翼尖加速度功率譜密度Fig.20 PSD of wing tip acceleration

6 結 論

以一架大展弦比無人機作為試驗平臺，在自然條件下進行了陣風減緩飛行試驗,得到如下結論：

1) 為了進行陣風減緩效果評估，將飛行過程分為多個成對的開閉環試驗段，在此基礎上進行統計學分析，結果顯示包括飛機質心過載和翼根彎矩等在內的多個機體響應量得到了有效的減緩，同時說明基于統計學的“開-閉”式陣風減緩評價方法有效。

2) 本文通過“打補丁”的方式，對GAS進行單獨設計，然后與飛機原有飛行控制系統進行整合，實現了飛機陣風減緩功能的加裝。

3) 質心過載、姿態俯仰角、翼根載荷具有非常緊密的聯系，對飛行試驗飛機而言，其減緩效率具有正相關性，即質心過載的減緩通常也會伴隨著翼根載荷的減緩以及姿態穩定性增強。

4) 對于翼根載荷來講，通常以低頻分量為主，通過抑制飛機的剛體運動可有效的實現載荷減緩，對于機翼彈性較大的飛機，若翼根載荷彈性分量占比較大，那么就需要同時關注機翼的振動抑制，減緩翼根載荷的高頻分量。