孫海生，岑 飛，聶博文，劉志濤

（1.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)研究現(xiàn)狀及展望

孫海生1，岑 飛2，聶博文2，劉志濤2

（1.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

介紹國外水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)研究現(xiàn)狀，闡述水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)平臺(tái)的組成、作用與意義，重點(diǎn)展望該試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用前景。對試驗(yàn)平臺(tái)中動(dòng)力相似模型設(shè)計(jì)加工技術(shù)、動(dòng)力模擬技術(shù)、舵機(jī)運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)、模型姿態(tài)實(shí)時(shí)精確測量技術(shù)、飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與集成技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行分析，對發(fā)展該試驗(yàn)技術(shù)具有指導(dǎo)作用。完善水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)，把傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)拓展到流動(dòng)－飛行－控制一體化試驗(yàn)，有利于全面研究和充分挖掘飛行器的氣動(dòng)性能與控制性能，對新一代飛機(jī)器的發(fā)展、新概念新技術(shù)的工程應(yīng)用將起到重要的推動(dòng)作用。

自由飛；風(fēng)洞試驗(yàn)；飛行控制；系統(tǒng)辨識(shí)；過失速機(jī)動(dòng)

0 引 言

從目前空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展看，飛行器布局概念和布局形式有突破趨勢，有關(guān)翼身融合體、飛翼和可變氣動(dòng)布局的研究已經(jīng)逐步走向工程應(yīng)用；而從研究方法上，流動(dòng)－飛行－控制一體化設(shè)計(jì)已經(jīng)成為未來空氣動(dòng)力學(xué)研究的一個(gè)重要方向。在這個(gè)背景下，飛行試驗(yàn)作為一種氣動(dòng)研究、新概念新技術(shù)驗(yàn)證的重要手段和新概念飛行器發(fā)展、研究成果向工程實(shí)用轉(zhuǎn)換的重要環(huán)節(jié)，在未來航空航天飛行器的研制中將發(fā)揮更加重要的作用。飛行試驗(yàn)根據(jù)試驗(yàn)對象的尺寸可以分為全尺寸飛行器飛行試驗(yàn)和縮比模型飛行試驗(yàn)，而后者根據(jù)試驗(yàn)環(huán)境又可分為大氣模型自由飛試驗(yàn)和風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)。從試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)、試驗(yàn)成本、試驗(yàn)效率、試驗(yàn)環(huán)境的可控性和可重復(fù)性等角度分析，水平風(fēng)洞模型自由飛作為由常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)到全尺寸飛行器試飛試驗(yàn)之間的一個(gè)重要過渡環(huán)節(jié)，相比于其它動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，都有一定的優(yōu)越性［1］，是研制新一代高性能飛行器的重要試驗(yàn)技術(shù)和實(shí)現(xiàn)流動(dòng)－飛行－控制一體化設(shè)計(jì)理念的重要試驗(yàn)平臺(tái)。

在概述水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)現(xiàn)狀、介紹試驗(yàn)平臺(tái)組成并分析其中關(guān)鍵技術(shù)的基礎(chǔ)上，重點(diǎn)展望了水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)的應(yīng)用前景，最后綜合分析得出幾點(diǎn)結(jié)論與建議，為該技術(shù)的發(fā)展奠定基礎(chǔ)，指明方向。

1 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀

圖1 X－29水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)Fig.1 Wind－tunnel free flight test of X－29

圖2 F－22水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)Fig.2 Wind－tunnel free flight test of F－22

圖3 BWB飛機(jī)水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)Fig.3 Wind－tunnel free flight test of BWB

關(guān)于水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)，在國外已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究和實(shí)踐工作，其中發(fā)展得最成熟的是美國蘭利研究中心（Langley Research Center，LaRC）。該試驗(yàn)技術(shù)的最早雛形是在特定風(fēng)速下，在試驗(yàn)段可傾轉(zhuǎn)的小型風(fēng)洞中進(jìn)行的模型自由滑翔試驗(yàn)，風(fēng)洞的傾斜度可以調(diào)到與不帶動(dòng)力模型滑翔姿態(tài)相匹配。美國蘭利研究中心于1937年建立起第一座試驗(yàn)段直徑為5英尺的可傾轉(zhuǎn)自由飛風(fēng)洞，在隨后的兩年中，該中心又建立起試驗(yàn)段直徑更大（12英尺）的同類型自由飛風(fēng)洞。20世紀(jì)50年代初期，自由飛試驗(yàn)技術(shù)在蘭利全尺寸風(fēng)洞（LSFT）取得了突破性進(jìn)展，發(fā)展了飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬技術(shù)，風(fēng)洞試驗(yàn)段不再需要進(jìn)行傾轉(zhuǎn)。1998年，為了能夠在LFST退役后保持自由飛試驗(yàn)?zāi)芰?，蘭利將自由飛試驗(yàn)技術(shù)移植到了14英尺×22英尺亞聲速風(fēng)洞［2］。

自該試驗(yàn)技術(shù)逐漸發(fā)展成熟以來，美國研制的所有戰(zhàn)斗機(jī)幾乎都在LSFT中進(jìn)行過水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)，比較典型的如50年代末利用該試驗(yàn)技術(shù)攻克了"鷂"式戰(zhàn)機(jī)懸停／前飛的飛行控制難題［3］，后來成功應(yīng)用于Boeing AV－8；60年代研究了變后掠翼飛機(jī)F－111的飛行力學(xué)特性及大迎角飛行操縱方法［4］，為F－14的成功研制奠定了技術(shù)基礎(chǔ)；70年代時(shí)開展了帶升力風(fēng)扇的短距起降運(yùn)輸機(jī)穩(wěn)定性與控制特性研究、反尾旋布局飛機(jī)大迎角穩(wěn)定性研究、運(yùn)輸機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)故障下的穩(wěn)定性與控制特性研究［5－7］，尤其是準(zhǔn)確發(fā)現(xiàn)和預(yù)測了 F－16、F－18、B－1等飛機(jī)的大迎角失速／偏離特性［8］，為大迎角飛行控制律設(shè)計(jì)提供重要基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；80年代時(shí)進(jìn)行了前掠翼布局飛機(jī)X－29機(jī)翼搖滾特性及飛行控制研究，解決了相關(guān)技術(shù)難題［9］，并利用F15、F－18及X－31等模型開展了大迎角控制與操縱特性、推力矢量控制效果等研究，通過該試驗(yàn)技術(shù)探索并解決了大迎角過失速機(jī)動(dòng)飛行控制的諸多技術(shù)難題［10］；90年代初進(jìn)行了F－22的風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)［11］，研究了其穩(wěn)定性和操縱性，設(shè)計(jì)并驗(yàn)證了其大迎角飛行控制律，還開展了有關(guān)前體吹氣對飛機(jī)操穩(wěn)特性影響等新技術(shù)研究［12］。特別值得一提的是，2006年LaRC利用該試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了新概念布局飛行器——翼身融合體（BWB）飛機(jī)的飛行控制律驗(yàn)證與優(yōu)化，成功應(yīng)對新概念布局對飛行控制律設(shè)計(jì)提出的巨大挑戰(zhàn)［13］。雖然最近幾年有關(guān)該試驗(yàn)技術(shù)最新應(yīng)用情況的公開資料極少，但從其在過去幾十年的應(yīng)用發(fā)展歷程可以看出其應(yīng)用特點(diǎn)和方向，它為新型氣動(dòng)布局飛機(jī)穩(wěn)定性與操縱性研究、飛行控制律驗(yàn)證與優(yōu)化、大迎角過失速機(jī)動(dòng)能力實(shí)現(xiàn)、推力矢量以及垂直起降技術(shù)發(fā)展、主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用等做出了突出貢獻(xiàn)，起到了極大的推動(dòng)作用，為美國保持航空強(qiáng)國地位提供了重要保障，已經(jīng)成為開展新型號研究、新技術(shù)應(yīng)用不可缺少的重要試驗(yàn)平臺(tái)。

正是由于水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)在現(xiàn)代先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì)中的重要作用，除了美國，歐洲、日本等相關(guān)大學(xué)和研究機(jī)構(gòu)也在開展有關(guān)該試驗(yàn)技術(shù)的研究。德國亞琛工業(yè)大學(xué)（RWTH Aachen University）自2008年起開展了利用水平風(fēng)洞模型自由飛實(shí)現(xiàn)飛行器系統(tǒng)辨識(shí)的研究［14］；日本東海大學(xué)（Tokai University）、九州大學(xué)（Kyushu University）自2000年起開展了利用水平風(fēng)洞模型自由飛實(shí)現(xiàn)飛行器飛行力學(xué)特性研究［15－17］；而我國目前在該領(lǐng)域的研究仍為空白，國內(nèi)尚不具備水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)手段。隨著我國對自主研發(fā)新型氣動(dòng)布局飛行器及發(fā)展先進(jìn)飛行控制技術(shù)的需求不斷增長，直接進(jìn)行全尺寸飛行器試飛試驗(yàn)將面臨極大風(fēng)險(xiǎn)。因此，為滿足我國高性能戰(zhàn)斗機(jī)及未來先進(jìn)氣動(dòng)布局飛行器研制需求，推進(jìn)先進(jìn)飛行控制技術(shù)的工程應(yīng)用化步伐，發(fā)展流動(dòng)－飛行－控制一體化設(shè)計(jì)方法，盡快開展該試驗(yàn)技術(shù)研究是當(dāng)務(wù)之急。

2 試驗(yàn)平臺(tái)與關(guān)鍵技術(shù)

水平風(fēng)洞模型自由飛是通過遠(yuǎn)程控制實(shí)現(xiàn)飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段無系留六自由度自由飛行的試驗(yàn)技術(shù)，可為縮比模型提供在風(fēng)洞中模擬全尺寸真機(jī)飛行運(yùn)動(dòng)的仿真試驗(yàn)環(huán)境。下面以LaRC在14英尺×22英尺亞聲速風(fēng)洞中的自由飛試驗(yàn)為例，簡要介紹整個(gè)系統(tǒng)平臺(tái)［2］。

如圖4所示，為了實(shí)現(xiàn)模型的飛行，模型必須是動(dòng)力學(xué)相似縮比模型，控制面可操縱，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)推力，模型背部有安全索和工作纜與洞壁相連接。飛行控制任務(wù)分割為3個(gè)部分：俯仰控制、推力矢量控制和滾轉(zhuǎn)／偏航控制，分別由3個(gè)飛行操控員執(zhí)行。在不同風(fēng)速下，3名操控員和1名操作手分工協(xié)作，通過配平飛機(jī)模型的推力和飛行控制，實(shí)現(xiàn)模型在不同迎角下的1g平飛。俯仰操控員、推力操控員和安全繩操作手位于試驗(yàn)段側(cè)面，可以很好地觀察和控制飛機(jī)模型的縱向運(yùn)動(dòng)；滾轉(zhuǎn)／偏航操控員通過位于試驗(yàn)段正后方的攝像頭觀察和控制飛機(jī)模型的橫向運(yùn)動(dòng)。模型動(dòng)力通過噴射高壓空氣的方式獲得，外部高壓空氣經(jīng)管路送至模型內(nèi)部，輸送高壓空氣的管路為金屬套管加強(qiáng)的輕質(zhì)尼龍軟管。推力操控員負(fù)責(zé)進(jìn)行高壓空氣流量和推力轉(zhuǎn)向控制。從風(fēng)洞外部引至模型的工作纜除了高壓空氣管路外，還有為舵機(jī)和傳感器提供的電源和控制線纜，以及一根直徑為1／8英寸的安全繩。試驗(yàn)過程中，安全繩保持松弛狀態(tài)，只有在模型失控或試驗(yàn)結(jié)束的情況下才拉緊進(jìn)行模型安全保護(hù)。安全繩由一名操作手通過高速絞盤進(jìn)行控制。

圖4 水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)平臺(tái)示意圖Fig.4 Schematic of wind－tunnel free flight test

整個(gè)試驗(yàn)平臺(tái)的核心組件是位于試驗(yàn)段側(cè)面的飛控計(jì)算機(jī)，運(yùn)行待驗(yàn)證與優(yōu)化的飛行控制律程序。它接收3名操控員的飛行指令信號、機(jī)載傳感器（如風(fēng)標(biāo)、陀螺儀、加速度計(jì)等）的反饋信號、風(fēng)洞速壓及相關(guān)開關(guān)信號等作為輸入，通過飛行控制律解算，輸出驅(qū)動(dòng)各舵機(jī)偏轉(zhuǎn)的舵面偏角指令及推力控制指令，實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)平臺(tái)中各子系統(tǒng)的綜合集成和有效運(yùn)作。

水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)平臺(tái)的關(guān)鍵技術(shù)有以下5種。

（1）動(dòng)力相似模型設(shè)計(jì)加工技術(shù)。目前，現(xiàn)代計(jì)算機(jī)輔助建模軟件（如Pro－Engineer、CATIA等）的發(fā)展以及復(fù)合材料的應(yīng)用（如玻璃纖維、碳纖維等）、制作工藝的提高，使動(dòng)力相似模型的設(shè)計(jì)加工不斷成熟。但是，自由飛試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)含各種機(jī)載傳感器、舵機(jī)系統(tǒng)、動(dòng)力管道等影響質(zhì)量分布，而且模型最大尺寸受風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸以及動(dòng)力系統(tǒng)所能提供的最大推力等因素限制，如何在尺寸約束下設(shè)計(jì)加工出滿足質(zhì)量、慣量相似要求的動(dòng)力相似模型，仍是水平風(fēng)洞自由飛模型研制的一大挑戰(zhàn)。例如，美國最近進(jìn)行的BWB模型自由飛試驗(yàn)，就因?yàn)闊o法在14英尺×22英尺亞聲速風(fēng)洞對模型的尺寸約束下研制出符合質(zhì)量、慣量相似要求的模型，而必須將試驗(yàn)轉(zhuǎn)移到全尺寸風(fēng)洞中進(jìn)行［2］。

（2）動(dòng)力模擬技術(shù)。根據(jù)水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)要求，對動(dòng)力系統(tǒng)的總要求是推力大、響應(yīng)快、持續(xù)時(shí)間長、附加質(zhì)量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量小，且在模型外部供氣管路對模型基本無約束。此外，動(dòng)力系統(tǒng)還應(yīng)具備推力轉(zhuǎn)向功能，以研究發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量技術(shù)。國外文獻(xiàn)顯示，供氣管路采用了金屬絲加固的尼龍軟管，且與模型連接處采用了單自由度回轉(zhuǎn)接頭，而對于推力轉(zhuǎn)向，主要通過偏轉(zhuǎn)燃?xì)舛娴男问綄?shí)現(xiàn)［18－19］。

（3）舵機(jī)運(yùn)動(dòng)控制技術(shù)。動(dòng)力相似模型的各操縱舵面與真實(shí)飛機(jī)操縱運(yùn)動(dòng)相似（包括舵面偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)角速度），因此，作為飛控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，所選擇的舵機(jī)不僅要求體積小、質(zhì)量小，同時(shí)應(yīng)具有足夠的扭矩、響應(yīng)速度和伺服帶寬。目前，市面上成熟的小型舵機(jī)，一般采取PWM信號驅(qū)動(dòng)，這在很大程度上影響了舵機(jī)的刷新率，可以通過適當(dāng)改造使得舵機(jī)響應(yīng)滿足要求。另外，隨著舵面的增多，復(fù)雜的電磁環(huán)境可能影響到某些舵面的正常工作，在以前的自由飛試驗(yàn)中，就出現(xiàn)過舵面故障的案例。

（4）模型姿態(tài)實(shí)時(shí)精確測量技術(shù)。由于模型的運(yùn)動(dòng)響應(yīng)比全尺寸真機(jī)快，因此要求風(fēng)標(biāo)、陀螺儀、加速度計(jì)等機(jī)載測量傳感器要有足夠的帶寬，特別是微小型風(fēng)標(biāo)，需要專門研制，同時(shí)各傳感器間的信號同步與信息融合成為模型姿態(tài)測量的重點(diǎn)和難點(diǎn)。德國亞琛工業(yè)大學(xué)利用水平風(fēng)洞模型自由飛進(jìn)行系統(tǒng)辨識(shí)研究中，所有姿態(tài)（角度、角速度等）均通過3D光學(xué)測量系統(tǒng)進(jìn)行測量和解算，是一個(gè)良好的解決方案。

（5）飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與集成技術(shù)。飛行控制系統(tǒng)是水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)平臺(tái)的核心模塊，它整合了舵面控制、動(dòng)力系統(tǒng)、測量系統(tǒng)等子系統(tǒng)，其特點(diǎn)是系統(tǒng)組成部分多，涉及專業(yè)領(lǐng)域廣，因而系統(tǒng)集成難度較大。而且，隨著型號的不同，氣動(dòng)布局的變化，不僅控制軟件的內(nèi)核——控制律程序不同，而且舵偏指令、監(jiān)測參數(shù)等也不盡相同。因此，要使平臺(tái)適用于不同型號試驗(yàn)，飛行控制軟硬件系統(tǒng)應(yīng)具有通用性和可擴(kuò)展性。同時(shí)，試驗(yàn)平臺(tái)主要應(yīng)用于飛行控制律的初步驗(yàn)證，快捷高效的控制律設(shè)計(jì)開發(fā)環(huán)境極有利于提高試驗(yàn)效率。目前，現(xiàn)代控制工程領(lǐng)域的快速控制原型（RCP）方法適合于進(jìn)行該控制系統(tǒng)的構(gòu)架設(shè)計(jì)，在軟硬件方面，基于xPC、VxWorks或dSPACE實(shí)時(shí)系統(tǒng)均是良好的實(shí)現(xiàn)途徑［20］，LaRC的試驗(yàn)系統(tǒng)中就是采用了基于VxWorks的實(shí)現(xiàn)方案［13］。

3 應(yīng)用前景

水平風(fēng)洞模型自由飛作為一種先進(jìn)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，有著廣泛的應(yīng)用領(lǐng)域和應(yīng)用前景。從試驗(yàn)運(yùn)行時(shí)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)上看，可以將試驗(yàn)工況分為兩種：開環(huán)控制和閉環(huán)控制。開環(huán)工況不包含飛行控制律，即直接給定飛機(jī)各舵面偏轉(zhuǎn)角，研究飛機(jī)模型的靜動(dòng)態(tài)響應(yīng)情況。通過該工況可以進(jìn)行有關(guān)飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)、大迎角失速／偏離特性、推力矢量控制效果、故障模式觀察及改出操縱方法等問題的研究。閉環(huán)工況包含飛行控制律，即系統(tǒng)輸入中包含飛機(jī)姿態(tài)等反饋信號，給定信號為飛機(jī)姿態(tài)指令（如迎角α、側(cè)滑角β、滾轉(zhuǎn)角速度等），由飛行控制律計(jì)算出各舵面偏轉(zhuǎn)角，驅(qū)動(dòng)舵機(jī)，從而構(gòu)成閉環(huán)控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行控制律驗(yàn)證。該工況可以驗(yàn)證飛機(jī)飛行控制律，研究飛機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和極限飛行狀態(tài)下的可控性等。下面從幾個(gè)方面詳細(xì)展望其應(yīng)用前景。

3.1 先進(jìn)飛行控制算法工程應(yīng)用研究

目前，在國外的有關(guān)飛行控制算法研究中，非線性控制、智能控制等先進(jìn)控制算法已經(jīng)進(jìn)行了一系列的工程應(yīng)用研究工作［21］。例如，非線性動(dòng)態(tài)逆方法、非線性H∞最優(yōu)控制方法、自適應(yīng)控制方法等控制算法已經(jīng)在美國的X－系列驗(yàn)證機(jī)上實(shí)踐，飛行結(jié)果表明，這些先進(jìn)的控制算法能夠達(dá)到良好的飛行品質(zhì)［22－23］。而在國內(nèi)的相關(guān)研究中，主要仍停留在理論研究和軟件仿真階段。究其原因，主要是由于非線性控制、智能控制理論尚未成熟，特別是穩(wěn)定性與可靠性問題尚待深入研究，因而在工程上實(shí)踐將帶來很高的風(fēng)險(xiǎn)。從而使得先進(jìn)控制算法的應(yīng)用可行性無法在實(shí)踐中檢驗(yàn)，自適應(yīng)自學(xué)習(xí)控制算法所需的大量訓(xùn)練樣本數(shù)據(jù)也無法在實(shí)踐中獲得。

水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，將克服上述國內(nèi)研究瓶頸，先進(jìn)控制理論工程應(yīng)用化面臨的障礙將迎刃而解，其在飛控領(lǐng)域的應(yīng)用將擁有一個(gè)低成本、低風(fēng)險(xiǎn)、高效率的研究手段，自適應(yīng)智能控制等先進(jìn)控制理論在飛控領(lǐng)域的工程應(yīng)用在國內(nèi)將有望取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。

3.2 大迎角失速／偏離特性研究

高性能戰(zhàn)斗機(jī)要求具有過失速機(jī)動(dòng)能力，良好的大迎角飛行品質(zhì)是過失速能力的前提，因此，獲得飛機(jī)準(zhǔn)確的大迎角飛行品質(zhì)特性是評估飛機(jī)過失速機(jī)動(dòng)能力的重要保證。但是，目前國內(nèi)的飛機(jī)設(shè)計(jì)，由于試驗(yàn)手段限制，在飛機(jī)外形布局階段的大迎角失速／偏離特性研究工作，主要基于常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)和理論計(jì)算分析預(yù)測。在外形基本確定后，通過投放模型自由飛試驗(yàn)獲得飛機(jī)的大迎角失速／偏離／尾旋特性，為大迎角飛行控制律設(shè)計(jì)提供參考。這種研究途徑存在費(fèi)用昂貴、試驗(yàn)狀態(tài)有限以及風(fēng)險(xiǎn)高等問題。

水平風(fēng)洞模型自由飛是研究大迎角失速／偏離特性、驗(yàn)證大迎角操縱特性和控制律的有效手段。美國自上世紀(jì)50年代起逐步開展水平風(fēng)洞模型自由試驗(yàn)，在研究飛機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)飛行中發(fā)揮了重要的作用。

3.3 飛行器系統(tǒng)辨識(shí)

設(shè)計(jì)一個(gè)性能優(yōu)越的飛行控制系統(tǒng)，首先必須清楚了解被控對象（即飛機(jī)本體）的動(dòng)態(tài)特性。因此，需要獲得有關(guān)飛行器本體氣動(dòng)力和飛行力學(xué)特性的有效數(shù)據(jù)，建立起權(quán)威的氣動(dòng)參數(shù)和飛行力學(xué)特性數(shù)據(jù)庫。

目前，數(shù)據(jù)庫的建立需要高昂的費(fèi)用。獲得氣動(dòng)力參數(shù)和飛行力學(xué)特性數(shù)據(jù)的兩種典型方法是理論估算和試驗(yàn)測量。盡管飛速發(fā)展的數(shù)值計(jì)算使得人們對流體力學(xué)的認(rèn)識(shí)不斷深入，但在面對復(fù)雜的氣動(dòng)布局和在初步設(shè)計(jì)階段的應(yīng)用仍顯得成本高且耗時(shí)長。因此，試驗(yàn)仍然是不可缺少的重要手段。在國內(nèi)，目前氣動(dòng)力參數(shù)的獲取主要基于常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)，飛行力學(xué)特性數(shù)據(jù)主要基于大氣自由飛試驗(yàn)。

然而兩種手段都各有優(yōu)劣：風(fēng)洞試驗(yàn)中模型支撐裝置會(huì)對流場有影響，而且采用固定點(diǎn)支撐方式不能有效測定允許飛機(jī)六自由度運(yùn)動(dòng)時(shí)帶來的耦合和相互影響；而大氣自由飛具有試驗(yàn)環(huán)境不可重復(fù)（大氣擾動(dòng)）、費(fèi)用高、周期長等局限性。水平風(fēng)洞模型自由飛綜合了以上兩種試驗(yàn)手段，揚(yáng)長避短，極有利于獲取飛機(jī)氣動(dòng)力參數(shù)和飛行力學(xué)特性數(shù)據(jù)庫，開展有關(guān)飛行器系統(tǒng)辨識(shí)的研究。

3.4 飛行器特殊運(yùn)動(dòng)模態(tài)測試

在真實(shí)的飛機(jī)駕駛中，一般除專門的開環(huán)操縱響應(yīng)測定外，駕駛員的飛行操縱方式可以看作是介于兩者之間的不同程度的開環(huán)，或不同程度的閉環(huán)操縱。因此，水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)中提供豐富的控制開關(guān)，使試驗(yàn)操控員可以按任務(wù)來裁剪控制律，切換控制模態(tài)，以滿足不同的試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)需求。由于水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)擁有如此靈活的可配置功能，因此可進(jìn)行飛行器某些特殊運(yùn)動(dòng)模態(tài)的研究與測試。例如，飛行器橫航向滾擺模態(tài)研究，故障模式（單發(fā)停車或舵面故障等）下飛行器運(yùn)動(dòng)模態(tài)及操縱方法研究，初始尾旋運(yùn)動(dòng)模態(tài)觀察與改出操縱方法等。

3.5 開展特種試驗(yàn)

除了上述功能，還可以利用水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)開展一些常規(guī)試驗(yàn)難以模擬的試驗(yàn)條件下的特種試驗(yàn)。

（1）在水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)環(huán)境下研究不同尾跡渦強(qiáng)度對飛機(jī)氣動(dòng)特性、運(yùn)動(dòng)特性與控制特性的影響。該試驗(yàn)可以為研究戰(zhàn)斗機(jī)的空中加油、編隊(duì)飛行或?yàn)槊窈娇蜋C(jī)機(jī)場起飛著陸調(diào)度提供可行性建議［24］，增強(qiáng)飛機(jī)的起飛著陸安全性能。

（2）利用水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)研究流動(dòng)主動(dòng)控制對飛機(jī)操穩(wěn)特性的影響。目前，流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)研究取得相當(dāng)進(jìn)展，包括主動(dòng)吹氣渦流控制技術(shù)［12］、高壓放電流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)［25］等。新概念新技術(shù)的出現(xiàn)與工程應(yīng)用化實(shí)現(xiàn)，需要試驗(yàn)方法的變革。水平風(fēng)洞模型自由飛正是推動(dòng)新概念新技術(shù)由研究成果向工程應(yīng)用轉(zhuǎn)換的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

（3）利用水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)研究大迎角機(jī)動(dòng)中發(fā)動(dòng)機(jī)推力轉(zhuǎn)向的控制效果。過失速機(jī)動(dòng)是先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的典型特征，必須突破推力轉(zhuǎn)向技術(shù)。利用該試驗(yàn)可以綜合研究大迎角時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)－機(jī)身流態(tài)耦合情況下推力轉(zhuǎn)向的控制效果。美國在上世紀(jì)80年代利用F－18模型自由飛試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向技術(shù)的突破［26－27］。

總之，水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)可實(shí)現(xiàn)流動(dòng)－飛行－控制一體化，并具有低成本、低風(fēng)險(xiǎn)、高效率等特點(diǎn)，對推動(dòng)新一代飛行器的研制和新概念技術(shù)的工程應(yīng)用將起著舉足輕重的作用。

4 結(jié)束語

簡述了水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)平臺(tái)，重點(diǎn)展望了其應(yīng)用前景。綜上，得出以下幾點(diǎn)結(jié)論和建議：

（1）水平風(fēng)洞模型自由飛有著廣泛的應(yīng)用前景，應(yīng)加緊相關(guān)研究，盡快形成試驗(yàn)?zāi)芰Γ?/p>

（2）水平風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展成熟，將對新概念飛行器的研制、新技術(shù)的工程應(yīng)用產(chǎn)生深遠(yuǎn)的影響。應(yīng)該根據(jù)試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展情況，適時(shí)啟動(dòng)有關(guān)先進(jìn)飛行控制算法及其他新技術(shù)的工程應(yīng)用研究實(shí)踐工作；

（3）水平風(fēng)洞模型自由飛作為一個(gè)基礎(chǔ)試驗(yàn)平臺(tái)，擁有強(qiáng)大的擴(kuò)展功能，應(yīng)該根據(jù)應(yīng)用需要發(fā)展相應(yīng)的軟硬件配套，以形成一整套流動(dòng)－飛行－控制一體化設(shè)計(jì)研究的試驗(yàn)技術(shù)體系，滿足未來空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展需求。

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孫海生（1963－），男，河南鄭州人，研究員，博士研究生。研究方向：戰(zhàn)斗機(jī)大迎角空氣動(dòng)力學(xué)，非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)，流動(dòng)顯示和測量。通信地址：四川綿陽中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000）。E－mail：lztustc＠g163.com。

Present research status and prospective application of wind－tunnel free－flight test technique

SUN Hai－sheng1，CEN Fei2，NIE Bo－wen2，LIU Zhi－tao2
（1.Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072；2.China Aerodynamics Research＆Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

This paper introduces the research status of wind－tunnel free－flight test technique and the constitution of its hardware platform，and discusses its important function and application.Further more，it analyzes several key technical issues，including design of dynamically scaled model，simulation of the thrust vector，control of high bandwidth electro mechanical actuators，real－time measurement，system integration，etc，which may have some meanings in developing the test technique.The consummated wind－tunnel free－flight test technique is able to expand the function of wind tunnel experment from traditional test to an integrative areodynamic／dynamic／control test technique，which is helpful for studying the aerodynamic and controlling performance of the aircrafts fully，and has a great impact on the development of next generation aircrafts and application of new techniques.

free flight；wind－tunnel test；flight control；system identification；post－stall maneuverability

V211.73

A

1672－9897（2011）04－0103－06

2010－08－26；

2011－03－07