何開鋒, 劉 剛, 張利輝, 毛仲君

(1. 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

航空器帶動力自主控制模型飛行試驗技術(shù)研究進展

何開鋒1,2,*, 劉 剛2, 張利輝2, 毛仲君2

(1. 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

模型飛行試驗是空氣動力學研究的重要手段之一。近年來,帶動力自主控制航空器模型飛行試驗正逐步成為新型飛機研發(fā)中低成本、低風險的一種空氣動力學關(guān)鍵技術(shù)研究及氣動布局演示驗證的有效技術(shù)途徑。本文介紹了國外航空器模型飛行試驗發(fā)展趨勢及主要應(yīng)用,結(jié)合中國空氣動力研究與發(fā)展中心近年發(fā)展建立的航空模型飛行試驗平臺,描述了系統(tǒng)基本構(gòu)成,分析了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù),提出了今后的發(fā)展方向。

模型飛行試驗；空氣動力學研究；氣動布局研究

0 引 言

飛行器模型飛行試驗是按照動力學相似規(guī)律,利用縮尺模型在真實大氣中進行模擬飛行,研究和驗證氣動力/熱特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗手段和方法[1]。相比地面試驗,模型飛行試驗具有模型不受約束、模擬參數(shù)更加真實、具有氣動/結(jié)構(gòu)/飛行/控制等問題綜合的特點,所得結(jié)果更接近工程實際和真實可信。相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗,模型飛行試驗具有周期短、成本低、風險小等特點。作為空氣動力學研究的三大手段之一,在飛行器研制及空氣動力學科發(fā)展中有著不可替代的作用。著名科學家錢學森在規(guī)劃我國空氣動力學研究體系時,也特別強調(diào)了模型飛行試驗在其中的重要地位。

飛行器新概念、新技術(shù)、新布局創(chuàng)新發(fā)展通常遵循“概念提出—理論設(shè)計—地面試驗—模型飛行試驗演示驗證—改進設(shè)計—技術(shù)成熟及應(yīng)用”的研究過程,模型飛行試驗作為其中的重要一環(huán),在推動飛行器自主創(chuàng)新發(fā)展、增強地面分析和試驗能力、提高技術(shù)成熟度等方面起著承上啟下、不可替代的重要作用。美國X系列技術(shù)驗證機及先期技術(shù)演示驗證(ATD)概念就是成功的范例[2]。

隨著小型渦輪動力、復合材料結(jié)構(gòu)、小型數(shù)字飛控系統(tǒng)、小型高精度測量傳感器及高可靠數(shù)據(jù)鏈等技術(shù)的快速發(fā)展,貨架產(chǎn)品趨于成熟并廣泛使用,帶動力自主控制模型飛行試驗技術(shù)成為航空器模型飛行試驗發(fā)展的主流,它相比傳統(tǒng)的載機帶飛投放/傘降回收方式具有試驗效率高(一次飛行可完成多個試驗科目)、模型外形結(jié)構(gòu)不易損壞等優(yōu)點,正逐步成為新型飛機研發(fā)中滿足高效、低成本、短周期要求的一種空氣動力學關(guān)鍵技術(shù)研究及氣動布局演示驗證的有效技術(shù)途徑[3]。

縮比模型試驗飛行器與常規(guī)無人機相比,有許多相同的系統(tǒng),如機體結(jié)構(gòu)、飛控、動力、電氣、回收系統(tǒng)等。兩者的主要區(qū)別在于：無人機主要強調(diào)攜帶任務(wù)設(shè)備(偵察、攻擊武器、民用等)以完成特定的任務(wù)；模型飛行試驗則強調(diào)高精度測量飛行試驗數(shù)據(jù)及處理分析。無人機主要在常規(guī)飛行包線內(nèi)飛行；模型飛行試驗更多是在突破常規(guī)包線的邊界狀態(tài)飛行。

1 國內(nèi)外發(fā)展概況

世界航空航天強國,特別是美國,歷來高度重視模型飛行試驗[2,4]。從早期在沃羅普斯島(Wallops Facility)進行的飛機投放模型無動力自由飛行[5],到后來利用火箭動力助推實現(xiàn)模型跨聲速、超聲速、高超聲速、高高空自由飛行,再到近年來利用縮比模型開展如新概念氣動布局、超燃沖壓發(fā)動機等高新技術(shù)先期演示驗證。美國通過模型飛行試驗,彌補了地面試驗模擬飛行包線能力的不足,得到了大量飛行試驗數(shù)據(jù),提高了對復雜氣動現(xiàn)象的認識,改進了氣動計算分析方法,完善了風洞試驗設(shè)備和技術(shù),驗證了各種新概念氣動布局和氣動控制設(shè)計,提升了新技術(shù)成熟與應(yīng)用的速度,從而為各個階段飛行器創(chuàng)新發(fā)展提供了低成本、低風險的演示試驗手段和方法,為美國始終引領(lǐng)航空航天技術(shù)發(fā)展提供了重要技術(shù)支撐。

近年來,NASA先后完成了X-36(無尾布局)[6](見圖1)、X-48B(BWB飛翼概念布局)[7](見圖2)、X-56(主動顫振抑制和陣風減緩技術(shù)研究)(見圖3)等縮比驗證機的飛行試驗。X-36遙控無尾布局模型長5.55m,高0.95m,翼展3.175m,空重576kg,最大速度450km/h,采用一臺推力為320kg的渦扇發(fā)動機,飛行員在虛擬座艙中進行遙控飛行,試驗主要驗證在低速/大迎角和高速/小迎角狀態(tài)下的飛行敏捷性。X-48B是飛翼概念(BWB)布局,其縮比模型驗證機翼展6.4m,重227kg,到2010年3月,X-48B已經(jīng)完成了80次飛行試驗,驗證了包括氣動機理、控制律設(shè)計和包線邊界機動等大量的氣動和飛行特性。X-56是一種用于開展主動顫振抑制和陣風減緩等技術(shù)研究的縮比模型,機長2.3m、翼展8.4m、重217kg,配置2臺JetcatP400渦噴發(fā)動機,推力80kgf,目前也已進行多次飛行試驗。

此外,美國NextGen Aeronautics公司成功研制和試飛的變體試驗飛行器(MFX-1,具有變體機翼)(見圖4),英國的采用射流控制的飛行驗證機“惡魔”(DEMON)(見圖5)都是利用縮比模型驗證機進行創(chuàng)新氣動布局、氣動技術(shù)等演示驗證的典型例子。

俄羅斯(前蘇聯(lián))也十分重視模型飛行試驗,哈爾科夫航空學院飛機飛行狀態(tài)物理模擬研究所是開展飛機模型飛行試驗研究的主要單位,約菲技術(shù)物理研究所、中央機械研究院等有專門從事導彈、航天飛機模型飛行試驗研究的機構(gòu)。從20世紀50年代起進行了飛機、導彈、航天飛機等大量模擬飛行試驗。典型例子是Su-27飛機的研制,從1975年開始用15年時間前后制作了3批共15個模型,研究了50種布局,進行了150多次模型飛行試驗。通過尾旋風洞和模型飛行試驗,對Su-27飛機布局方案進行了多輪改進,獲得了滿意的尾旋改出特性。通過模型飛行試驗最先發(fā)現(xiàn)了“眼鏡蛇”動作的初步形態(tài),由普加喬夫在Su-27上飛出轟動世界的“眼鏡蛇”機動動作。后來又做了Su-27幾種改型飛機方案的布局研究,真實飛機的試飛結(jié)果與模型飛行試驗結(jié)果很吻合,表明模型飛行試驗結(jié)果可靠,為Su-27飛機及其改進型的研制做出了重要貢獻。

圖1 X-36遙控無尾布局模型

圖2 X-48B(BWB飛翼概念布局)試驗模型

圖3 X-56試驗模型

圖4 MFX-1變體試驗飛行器

圖5 射流控制的飛行驗證機“惡魔”(DEMON)

國內(nèi)從20世紀60年代開始發(fā)展航空器模型飛行試驗技術(shù)研究。目前,開展該領(lǐng)域研究與應(yīng)用的單位主要有中航工業(yè)飛行試驗研究院、西北工業(yè)大學和中國空氣動力研究與發(fā)展中心等。過去主要集中在利用無動力及遙控模型進行失速/尾旋飛行試驗,先后完成了我國自行研制的10余個飛機型號的尾旋模型飛行試驗,為飛機的定型和真機試飛提供了技術(shù)支撐。

近年來,隨著自主無人飛行器技術(shù)的迅速發(fā)展和帶動,帶動力自主控制技術(shù)在航空器模型飛行試驗及無人機研發(fā)中得到快速和廣泛應(yīng)用。國內(nèi),西北工業(yè)大學等利用帶動力縮比模型開展了某大型飛機氣動布局的演示驗證飛行試驗,中航工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所利用帶動力自主控制模型開展了某新概念布局演示驗證試驗,中國飛行試驗研究院在飛機帶飛投放模型飛行試驗中也應(yīng)用了增穩(wěn)及飛控技術(shù)。中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱“氣動中心”)在國內(nèi)率先突破了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù),建立了帶渦噴動力及小型數(shù)字化飛控系統(tǒng)的航空器模型飛行試驗手段,開展了某型飛機縮比模型常規(guī)氣動力、失速/尾旋等飛行試驗,開展了常規(guī)迎角氣動力參數(shù)辨識,并進行了飛行與風洞試驗比較研究,研究了該飛機的失速/尾旋特性和改出方法,驗證了立式風洞試驗結(jié)果。氣動中心還利用該飛機模型開展了過失速機動大迎角飛行的探索研究。

2 系統(tǒng)構(gòu)成

帶動力航空器模型飛行試驗系統(tǒng)一般由試驗模型系統(tǒng)和地面測控系統(tǒng)系統(tǒng)組成(見圖6)。試驗模型與地面測控系統(tǒng)通過無線數(shù)據(jù)鏈進行指令、數(shù)據(jù)及圖像等的交互與傳輸。

圖6 帶動力模型飛行試驗系統(tǒng)構(gòu)成

近年來,NASA蘭利中心針對大型運輸機在控制系統(tǒng)失效或超出飛行包線邊界情況下的飛行安全性研究需要,發(fā)展了先進的航空器模型飛行試驗平臺AirSTAR(Airborne Subscale Transport Aircraft Research)[8-9](見圖7)。該平臺主要由基礎(chǔ)研究站(BRS)和移動操作站(MOS)2部分組成。模型按動力學相似準則設(shè)計,配置了氣流參數(shù)、微型慣導、舵偏角等測量設(shè)備；遙測系統(tǒng)支持70個通道的下行數(shù)據(jù)(圖像)和30個通道的上行控制數(shù)據(jù)鏈,數(shù)據(jù)傳輸頻率達到250Hz?；A(chǔ)研究站(BRS)具有對試驗模型飛控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈路等進行地面測試、半實物仿真驗證的功能；移動操作站(MOS)主要完成外場飛行試驗的全部功能。飛行試驗時,模型可以由自主飛控系統(tǒng)進行控制,操縱手在移動操作站的模擬座艙環(huán)境中通過第一視角也可以對模型進行遙控操縱,地面站通過數(shù)據(jù)鏈進行數(shù)據(jù)實時發(fā)送及事后處理。

2.1 試驗模型系統(tǒng)

試驗模型系統(tǒng)主要由模型機體結(jié)構(gòu)、動力系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、測量系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)和傘降回收系統(tǒng)等組成。

圖7 AirSTAR 系統(tǒng)構(gòu)成

模型機體一般采用金屬或碳纖維主梁+金屬隔框的承力結(jié)構(gòu),表面蒙皮采用金屬陰模成形法加工的玻璃鋼或碳纖維蒙皮。機翼、尾翼、舵面等超薄結(jié)構(gòu)件可采用單塊式結(jié)構(gòu)形式,內(nèi)部布置主承力梁,表面為一體成形復合材料蒙皮,內(nèi)部空間可用高強度泡沫(PMI)填充以增加其結(jié)構(gòu)強度和剛度。

動力系統(tǒng)可以采用小型渦噴(渦扇)發(fā)動機、活塞發(fā)動機+螺旋槳等貨架產(chǎn)品。根據(jù)推重比模擬要求可選用單發(fā)、雙發(fā)甚至多發(fā)配置,每臺動力系統(tǒng)的組成包括發(fā)動機本體、供油系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、啟動裝置、控制系統(tǒng)單元以及地面支持單元等。X-48B采用了3臺JETCAT-P200離心式發(fā)動機組成動力系統(tǒng),單發(fā)23kg推力；X-56采用了2臺JETCAT-P400發(fā)動機作為動力,單臺40kg推力；中國空氣動力與發(fā)展中心也利用2臺JETCAT-P200發(fā)動機組成某型飛機縮比模型動力系統(tǒng)。市面上主要的小型渦噴發(fā)動機廠商包括JETCAT、AMT、PBS、KINGTECH和中科院工程熱物理所等。小型離心式渦噴發(fā)動機雖然耗油率高,但體積小、推重比高,燃油經(jīng)濟性不是模型飛行試驗追求的重點。

飛控系統(tǒng)采用專為模型飛行試驗研制的小型化飛控系統(tǒng)或選用無人機飛控系統(tǒng)成熟產(chǎn)品,它一般由低功耗的嵌入式處理器與低成本的傳感器(如MEMS陀螺儀、MEMS加速度計、微型GPS接收機、微型氣壓傳感器及微型磁羅盤)等進行集成。目前,國內(nèi)外都有部分成熟產(chǎn)品可供選用,但如何在體積小、重量輕、成本低特點下提高傳感器測量精度并實現(xiàn)高精度飛行控制是一個關(guān)鍵問題。伺服系統(tǒng)一般采用無人機或航模用小型電動舵機貨架產(chǎn)品,如FUTABA、PEGASUS、VOLZ等廠商型號,但這些成熟舵機產(chǎn)品在高帶寬、低延時、小間隙和高精度等方面有一定差距,應(yīng)針對模型飛行試驗需求研制專用舵機。

測量系統(tǒng)主要由測量傳感器、數(shù)據(jù)存儲、數(shù)據(jù)鏈及機載電源等組成。試驗模型飛行狀態(tài)(空間位置、地速等)、姿態(tài)(姿態(tài)角、角速率、過載等)主要由飛控系統(tǒng)內(nèi)置的微型GPS(差分GPS)、MEMS陀螺儀及加速度計等進行測量,氣流參數(shù)(動壓、靜壓、空速、迎角、側(cè)滑角等)根據(jù)飛行迎角(側(cè)滑角)、速度范圍及動態(tài)響應(yīng)頻率等可選用風標傳感器、五孔/七孔探針或其組合測量系統(tǒng)進行測量。隨著微機電技術(shù)飛速發(fā)展,基于MEMS的加速度和角速率傳感器已經(jīng)具備了較好的測量精度,如ADIS、MTI等公司生產(chǎn)的傳感器,能夠滿足大多數(shù)縮比模型演示驗證需求。但對于高精度氣動力參數(shù)辨識和測量,則需要采用尺寸較大的激光陀螺儀或光纖陀螺儀,相應(yīng)地也需要模型內(nèi)部尺寸空間大。大迎角測量(特別是60°以上迎角)宜采用風標式傳感器,氣動中心針對尾旋和過失速機動試驗需求,研制了尺寸小、重量輕、動態(tài)響應(yīng)好的風標傳感器,迎角最大100°時仍然能保證側(cè)滑角測量準確性和可靠性。數(shù)據(jù)存儲系統(tǒng)要滿足數(shù)據(jù)通道、速率及總存儲量的要求,數(shù)據(jù)鏈要求全向及抗干擾特性好,采用滿足試驗模型各系統(tǒng)供電需求的集成式機載電源,要求其低溫條件下放電特性良好。

起落架系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)試驗模型重量、內(nèi)部空間等進行專門設(shè)計,收放結(jié)構(gòu)可采用液壓或電動驅(qū)動,可靠的收放和鎖緊機構(gòu)及能夠提供足夠的緩沖能力等是起落架設(shè)計的重點。

傘降回收系統(tǒng)主要由回收傘、控制電路、開傘機構(gòu)和脫傘機構(gòu)等組成,在水平起降自主控制模型飛行試驗中起應(yīng)急回收作用,主要用于保護機載設(shè)備?？蛇x擇十字傘或圓傘,其面積根據(jù)應(yīng)急回收時能夠保全模型主要設(shè)備和結(jié)構(gòu)的最高接地速度進行設(shè)計和選取。

2.2 地面測控系統(tǒng)

地面測控系統(tǒng)主要由地面控制站和光學攝像設(shè)備等組成。

地面站系統(tǒng)由測量數(shù)據(jù)分析顯示記錄站、飛行試驗狀態(tài)監(jiān)控站、試驗指揮站、遙控發(fā)射遙接收機等組成,可以將它們整合集成在指揮控制測量車上(相當于AirSTAR系統(tǒng)中的移動操作站),無線電信息傳輸系統(tǒng)的遙控發(fā)射機、遙測接收機的天線布置安裝在車的合理位置上,并集成發(fā)電站、UPS系統(tǒng)等支持設(shè)備。

光學攝像設(shè)備一般包括光學經(jīng)緯儀、高速攝像機等。光學經(jīng)緯儀主要用于測量試驗模型的航跡參數(shù)并獲取其飛行姿態(tài)圖像,高速攝像機用于記錄試驗模型起飛/著陸運動參數(shù)及圖像。

3 關(guān)鍵技術(shù)

3.1 總體設(shè)計技術(shù)

總體技術(shù)是模型飛行試驗的頂層設(shè)計技術(shù),總體設(shè)計必須綜合考慮實現(xiàn)試驗目標“需要”,以及技術(shù)、經(jīng)費和時間等現(xiàn)實“可能性”,經(jīng)過反復計算、分析,權(quán)衡各方面要求進行協(xié)調(diào)后,才能迭代制定出一個既先進又經(jīng)濟合理,既能滿足各種要求經(jīng)過努力又能實現(xiàn)的最優(yōu)總體設(shè)計方案。

總體設(shè)計是一個反復迭代、反復折衷的過程,要求設(shè)計人員熟悉試驗每個環(huán)節(jié)、具有較強的系統(tǒng)協(xié)調(diào)能力和豐富工程設(shè)計經(jīng)驗,并需要建立規(guī)范的設(shè)計流程。航空器模型飛行試驗總體設(shè)計流程不同于一般的項目管理流程,其相對比較具體,主要來源于工程經(jīng)驗和知識的總結(jié)和提煉?？傮w設(shè)計過程通常分為4個階段進行控制：理論設(shè)計階段、外形設(shè)計階段、草圖設(shè)計階段、工程設(shè)計階段。每個階段之間進行技術(shù)評審。典型的總體設(shè)計流程如圖8所示。

圖8 模型飛行試驗總體設(shè)計流程圖

3.2 相似性準則研究與模型設(shè)計技術(shù)

相似性是模型飛行試驗的理論基礎(chǔ),只有保證了縮比模型與原型機的相似關(guān)系,才能將試驗結(jié)果換算為原型機的氣動特性[10]。理論上,為保證縮比模型與原型機運動和動力學相似,縮比模型必須滿足三大相似條件：一是幾何相似,即流場和模型相互對應(yīng)的線長度之比為一常值；二是運動相似,即2個流場中相互對應(yīng)的速度之比為一常值；三是動力相似,即2個流場中相互對應(yīng)的作用力之比為一常值。利用經(jīng)典的“量綱分析”方法和Π定理,或利用物理概念分析方法可以導出航空器模型飛行試驗需要滿足的相似準則。

縮比模型與真實飛行器的相似準則主要包括：(1)模擬的運動過程要相似；(2)與空氣動力學相關(guān)的主要無量綱參數(shù)要一致；(3)對于帶動力模型而言,推重比要一致；(4)對于帶飛控系統(tǒng)的模型,控制系統(tǒng)的傳遞比要相似。

為確保模型飛行試驗對有關(guān)氣動問題驗證的有效性,試驗模型及分系統(tǒng)設(shè)計和加工時必須滿足有關(guān)相似性準則。除外形相似和動力學特性(質(zhì)量、慣性矩等)相似應(yīng)嚴格保證外,由于模型縮比,很難保證所有相似參數(shù)都嚴格滿足,因此對于一些特殊問題的模型試飛驗證考慮其特殊性,研究確定需要滿足的具體相似參數(shù)。如在尾旋飛行試驗中,需要模擬高度的劇烈變化,因此應(yīng)盡量滿足表征慣性力與重力之比的弗勞德數(shù)(Fr=V2/gL)相似；對于動態(tài)大迎角飛行試驗,模型氣動力表現(xiàn)出強烈的非定常特性,為使模型的運動軌跡和運動頻率與全尺寸飛機相似,需要滿足斯德魯哈爾數(shù)相似(St=Vt/L或St=V/ωL)。此外,由于模型縮尺的存在,模型的雷諾數(shù)低于真實飛行的雷諾數(shù),但可以在保證安全情況下采用降低模型飛行高度的方法來增加雷諾數(shù)。

相比一般的飛行器設(shè)計,模型設(shè)計受到的約束條件更多,包括外形相似性、質(zhì)量特性相似性、推重比相似性等。為保證外形相似性,機載的天線等不能外露,迎角等氣流系參數(shù)測量傳感器要做到小巧精致,不對氣動力構(gòu)成較大的影響。質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩相似性對機載設(shè)備布置和模型結(jié)構(gòu)設(shè)計構(gòu)成了較大的設(shè)計挑戰(zhàn),需要在結(jié)構(gòu)設(shè)計時就加以考慮,采用CAD等輔助工具邊設(shè)計邊建模模擬,做到結(jié)構(gòu)出圖時模型滿足質(zhì)量特性相似性,嚴格控制模型加工工藝,使得裝配完成的模型質(zhì)量調(diào)配的工作量大大減小。

3.3 飛行控制技術(shù)

綜合模型飛行試驗特點和試驗任務(wù)的復雜性,其飛行控制不僅面臨著全尺寸飛行器飛行控制的共同難題,如動力學模型日益復雜 (非線性、非定常、強耦合),多學科交叉分析與設(shè)計,創(chuàng)新、多元、混合、異構(gòu)控制措施等；而且還有其特點和難點,如飛行控制設(shè)計和研制難度大(小型化、高帶寬、大負載和高精度),飛行控制技術(shù)探索性和創(chuàng)新性強(創(chuàng)新的控制方法),控制模式復雜(人在回路),風險性高(邊界飛行狀態(tài))等。模型飛行試驗需要模擬的航空器種類和型號較多,包括戰(zhàn)斗機、運輸機、轟炸機和特種飛機等,因此為適應(yīng)不同的飛機類型或型號,需要掌握的關(guān)鍵技術(shù)包括：現(xiàn)代非線性及魯棒控制方法、多軸靜不穩(wěn)定控制技術(shù)、高精度自主起飛著陸技術(shù)、自主導航飛行控制技術(shù)、失速/尾旋進入改出控制技術(shù)、大迎角過失速等邊界機動控制技術(shù)、推力矢量控制技術(shù)、飛控系統(tǒng)故障與應(yīng)急處置技術(shù)、飛控系統(tǒng)集成設(shè)計技術(shù)、飛控系統(tǒng)半實物仿真技術(shù)等。飛控技術(shù)是航空器模型飛行試驗技術(shù)發(fā)展的重點方向。

3.4 飛行測量技術(shù)

航空器模型飛行試驗主要目的是獲取飛行試驗數(shù)據(jù),利用參數(shù)辨識方法獲取飛機的氣動和操穩(wěn)特性,因此飛行參數(shù)測量是模型飛行試驗的關(guān)鍵技術(shù)之一,關(guān)系到試驗成敗。由于縮比模型機載空間尺寸較小,需要研制小型化的機載測量系統(tǒng)。為保證參數(shù)辨識的有效性和辨識精度,測量系統(tǒng)采樣率要高(慣性參數(shù)100Hz以上)、數(shù)據(jù)采樣傳輸要時延小、帶寬高。為保證高機動試驗的要求,需要測量系統(tǒng)具有較高的量程。另外,模型狹小的空間內(nèi)分布了大量的機載電子設(shè)備,需要注重抗復雜電磁環(huán)境與電磁干擾技術(shù)的研究；失速/尾旋和過失速機動等高機動試驗是航空器模型飛行試驗的重點內(nèi)容,因此高動態(tài)大迎角氣流參數(shù)測量技術(shù)尤為關(guān)鍵,需要綜合多種測量手段和算法實現(xiàn)；為保證模型機載圖像和數(shù)據(jù)下傳、遙控指令上傳,需要發(fā)展高帶寬、低時延、可靠的小型數(shù)據(jù)鏈集成技術(shù)。

3.5 結(jié)構(gòu)、動力及起降技術(shù)

高強度輕質(zhì)復合材料在航空器模型設(shè)計中的應(yīng)用,大大降低了模型結(jié)構(gòu)重量、提高了結(jié)構(gòu)強度,既可以為滿足質(zhì)量特性相似性創(chuàng)造有利條件,也可為高精度測量設(shè)備、可收放起落架、應(yīng)急回收傘、大容量油箱等安裝提供重量空間。立體編織玻璃鋼、碳纖維等復合材料雖然重量輕、強度高,但加工復合工藝復雜,需要加強設(shè)計和加工工藝研究。

推力矢量技術(shù)是開展過失速機動等高機動試驗的關(guān)鍵技術(shù)之一。需要綜合利用地面臺架試驗、風洞試驗、數(shù)值計算等手段進行準確的建模研究,以提高推力矢量控制技術(shù)。

航空器模型采用小型液壓系統(tǒng)及可收放起落架,以地面滑跑方式起降,大大提高了模型可重復使用性,極大地提高了試驗效率,保證了模型外形精度和試驗條件可重復性。

3.6 應(yīng)急處理與安全回收技術(shù)

航空器模型應(yīng)急處理與安全回收技術(shù)包括飛行控制安全應(yīng)急處理技術(shù)、人工遙控技術(shù)以及傘降回收技術(shù)。針對起飛著陸以及復雜機動失控情形(例如著陸后復飛、過失速機動過程中進入尾旋等),飛行控制安全應(yīng)急處理技術(shù)能夠及時應(yīng)對預估的突發(fā)事件,對于降低飛行風險、保證模型安全、完整回收至關(guān)重要；當模型自主飛控失效后,人工遙控技術(shù)亦是保障模型安全返回的關(guān)鍵技術(shù)；當上述2種方法均無法處理模型失控狀況時,可采用傘降方式回收模型,因此,傘降回收技術(shù)是保證試驗安全、降低模型損失的重要技術(shù)。通常傘降回收后需對模型進行修復處理。

3.7 數(shù)據(jù)分析處理技術(shù)

由于航空器特別是戰(zhàn)斗機一類飛機,放寬了縱航向靜穩(wěn)定性,模型飛控增穩(wěn)系統(tǒng)是開展試驗的必要條件,飛行試驗時需要進行閉環(huán)激勵。因此,盡可能激勵出氣動模態(tài)信息的控制輸入設(shè)計和閉環(huán)氣動參數(shù)辨識技術(shù)成為關(guān)鍵技術(shù)之一。通過閉環(huán)激勵、多傳感器源數(shù)據(jù)融合以及系統(tǒng)辨識技術(shù),大大提高了航空器模型飛行試驗對不同構(gòu)型或類型飛機的適用范圍。失速/尾旋和過失速機動等危險邊界飛行試驗的開展,對大迎角氣動力建模和辨識方法提出較高的要求,通過建立統(tǒng)一的大迎角非定常氣動力模型結(jié)構(gòu),提高了模型危險邊界飛行控制準確性,利用飛行試驗數(shù)據(jù)辨識大迎角氣動力,可以有效驗證地面建模,提高大迎角氣動力機理認識。利用模型飛行試驗數(shù)據(jù)與風洞試驗數(shù)據(jù)、CFD數(shù)值計算數(shù)據(jù)進行對比、分析和融合,可以有效提高氣動力數(shù)據(jù)準確性和可信性,這也是航空器空氣動力學研究的發(fā)展趨勢：CFD數(shù)值計算快速布局設(shè)計與選型、風洞試驗定型布局、模型飛行試驗演示驗證。

4 研究展望

本文以模型飛行試驗對飛行器研制以及空氣動力學研究發(fā)展的重要推動作用為出發(fā)點,對帶動力自主控制航空器模型飛行試驗國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進行了介紹,對其關(guān)鍵技術(shù)進行了分析和總結(jié),其技術(shù)發(fā)展重點和應(yīng)用研究發(fā)展方向為：

(1)飛行試驗平臺技術(shù)發(fā)展方面,隨著CAD快速建模、先進復合材料、先進制造、小型渦噴發(fā)動機、數(shù)字飛控系統(tǒng)、MEMS傳感器、小型數(shù)據(jù)鏈路、氣動參數(shù)辨識等相關(guān)技術(shù)的快速發(fā)展,航空器模型飛行試驗能力和效率不斷提升：模型設(shè)計、加工和裝配周期縮短,模型全自主飛行控制開展試驗能力增強,飛行測量數(shù)據(jù)精度大幅提高,獲取試驗數(shù)據(jù)信息量更加豐富。

(2)模型飛行試驗應(yīng)用研究將向高精度測量與辨識、高速、邊界飛行狀態(tài)(過失速機動、顫振等)研究及演示驗證方向發(fā)展。進一步,模型飛行試驗作為空氣動力學三大手段之一,將與風洞試驗和CFD數(shù)值計算構(gòu)建起空氣動力學的閉環(huán)研究體系,綜合解決航空器研制、氣動研究中的關(guān)鍵氣動問題。同時,航空器模型飛行試驗還能夠向與氣動相關(guān)的如新概念布局驗證、氣動新技術(shù)、飛行控制律驗證、結(jié)構(gòu)氣動彈性研究、新概念推力矢量、新概念流動控制等新領(lǐng)域不斷擴展和應(yīng)用。

當前,隨著大量的氣動新布局、新概念、新技術(shù)提出,利用模型飛行試驗手段驗證地面研究結(jié)果、揭示氣動機理、驗證技術(shù)可行性、提升技術(shù)成熟度的相關(guān)需求也越來越多,模型飛行試驗手段的作用日益凸顯。

[1] 張守言. 模型自由飛試驗[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2002.

[2] David F F. Fifty years of flightresearch: an annotated bibliography of technical publications of NASA Dryden flight[R]. NASA/TP-1999-206568.

[3] Owens D B, David E C, Eugene A M. Development of a loe-cost sub-scale aircraft for flight research[R]. The FASER Projet 23681, Virginia: NASA Langley Research Center, 2007.

[4] Owens D B, Brandon J M, Croom M A, et al. Overview of dynamic test techniques for flight dynamicsresearch at NASA LaRC[C]. 25thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 2006.

[5] Layton G, Arrison P. A new experimental flight research technique: the remotely piloted airplane[R]. AGARD-CP-187, 1976.

[6] Laurence A W. Flight testing the X-36 the test pilot’s perspective[R]. Missouri: Boeing AS&T Phantom Works St. Louis,1997.

[7] Brian R T. X-48B preliminary flight test results[R]. NASA Technology Report, 2009.

[8] Jordan T L, Foster J V, Bailey R M, et al .AirSTAR: a UAV platform for flight dynamics and controlsystem testing[C]. 25thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 2006.

[9] Jordan T L, Langford W M, Belcastor C M, et al. Development of a dynamically scaled generic transport model test-bed for flight research experiment[R]. AUVSI Unmanned Unlimited, Virginia: AUVSI, 2004.

[10] Wolowicz C H, Bowman J S, Gilbert W P. Similitude requirements and scaling relationships as applied to model testing[R]. NASA TP-1435,1979.

(編輯：李金勇)

Research progress on model flight test of powered aircraft with autonomous control system

He Kaifeng1,2,*, Liu Gang2, Zhang Lihui2, Mao Zhongjun2

(1. State Key Laboratory of Aerodynamics, Mianyang Sichuan 621000,China;2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

Model flight test is one of the important methods in aerodynamic research. In recent years, model flight test of powered aircraft with autonomous control has become a low-cost, low-risk and effective technical approach for aerodynamic research and for demonstration and validation of aerodynamic configuration. In this paper we introduce the development tendency and typical application of foreign model flight tests. The newly-built model flight test platform of CARDC (China Aerodynamics Research and Development Center) is presented with its basic components and key technologies. In the end, we propose the development directions in the future.

model flight test;aerodynamic research;aerodynamic configuration research

1672-9897(2016)02-0001-07

10.11729/syltlx20150078

2015-05-13;

2015-09-10

HeKF,LiuG,ZhangLH,etal.Researchprogressonmodelflighttestofpoweredaircraftwithautonomouscontrolsystem.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 1-7. 何開鋒, 劉 剛, 張利輝, 等. 航空器帶動力自主控制模型飛行試驗技術(shù)研究進展. 實驗流體力學, 2016, 30(2): 1-7.

V217

A

何開鋒(1963-)，四川成都人，研究員，博士生導師。研究方向：飛行性能仿真、評估，模型飛行試驗技術(shù)。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號13信箱(621000)。E-mail:hekf@vip.sina.com

*通信作者 E-mail: hekf@vip.sina.com