航空器帶動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

何開鋒, 劉 剛, 張利輝, 毛仲君

(1. 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

航空器帶動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展

何開鋒1,2,*, 劉 剛2, 張利輝2, 毛仲君2

(1. 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000;2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

模型飛行試驗(yàn)是空氣動(dòng)力學(xué)研究的重要手段之一。近年來,帶動(dòng)力自主控制航空器模型飛行試驗(yàn)正逐步成為新型飛機(jī)研發(fā)中低成本、低風(fēng)險(xiǎn)的一種空氣動(dòng)力學(xué)關(guān)鍵技術(shù)研究及氣動(dòng)布局演示驗(yàn)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(yàn)發(fā)展趨勢及主要應(yīng)用,結(jié)合中國空氣動(dòng)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(yàn)平臺(tái),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(yàn)；空氣動(dòng)力學(xué)研究；氣動(dòng)布局研究

0 引 言

飛行器模型飛行試驗(yàn)是按照動(dòng)力學(xué)相似規(guī)律,利用縮尺模型在真實(shí)大氣中進(jìn)行模擬飛行,研究和驗(yàn)證氣動(dòng)力/熱特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗(yàn)手段和方法[1]。相比地面試驗(yàn),模型飛行試驗(yàn)具有模型不受約束、模擬參數(shù)更加真實(shí)、具有氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/飛行/控制等問題綜合的特點(diǎn),所得結(jié)果更接近工程實(shí)際和真實(shí)可信。相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗(yàn),模型飛行試驗(yàn)具有周期短、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小等特點(diǎn)。作為空氣動(dòng)力學(xué)研究的三大手段之一,在飛行器研制及空氣動(dòng)力學(xué)科發(fā)展中有著不可替代的作用。著名科學(xué)家錢學(xué)森在規(guī)劃我國空氣動(dòng)力學(xué)研究體系時(shí),也特別強(qiáng)調(diào)了模型飛行試驗(yàn)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(jì)—地面試驗(yàn)—模型飛行試驗(yàn)演示驗(yàn)證—改進(jìn)設(shè)計(jì)—技術(shù)成熟及應(yīng)用”的研究過程,模型飛行試驗(yàn)作為其中的重要一環(huán),在推動(dòng)飛行器自主創(chuàng)新發(fā)展、增強(qiáng)地面分析和試驗(yàn)?zāi)芰Α⑻岣呒夹g(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(yàn)證機(jī)及先期技術(shù)演示驗(yàn)證(ATD)概念就是成功的范例[2]。

隨著小型渦輪動(dòng)力、復(fù)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(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)成為航空器模型飛行試驗(yàn)發(fā)展的主流,它相比傳統(tǒng)的載機(jī)帶飛投放/傘降回收方式具有試驗(yàn)效率高(一次飛行可完成多個(gè)試驗(yàn)科目)、模型外形結(jié)構(gòu)不易損壞等優(yōu)點(diǎn),正逐步成為新型飛機(jī)研發(fā)中滿足高效、低成本、短周期要求的一種空氣動(dòng)力學(xué)關(guān)鍵技術(shù)研究及氣動(dòng)布局演示驗(yàn)證的有效技術(shù)途徑[3]。

縮比模型試驗(yàn)飛行器與常規(guī)無人機(jī)相比,有許多相同的系統(tǒng),如機(jī)體結(jié)構(gòu)、飛控、動(dòng)力、電氣、回收系統(tǒng)等。兩者的主要區(qū)別在于：無人機(jī)主要強(qiáng)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(yàn)則強(qiáng)調(diào)高精度測量飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)及處理分析。無人機(jī)主要在常規(guī)飛行包線內(nèi)飛行；模型飛行試驗(yàn)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(qiáng)國,特別是美國,歷來高度重視模型飛行試驗(yàn)[2,4]。從早期在沃羅普斯島(Wallops Facility)進(jìn)行的飛機(jī)投放模型無動(dòng)力自由飛行[5],到后來利用火箭動(dòng)力助推實(shí)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(dòng)布局、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等高新技術(shù)先期演示驗(yàn)證。美國通過模型飛行試驗(yàn),彌補(bǔ)了地面試驗(yàn)?zāi)M飛行包線能力的不足,得到了大量飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),提高了對(duì)復(fù)雜氣動(dòng)現(xiàn)象的認(rèn)識(shí),改進(jìn)了氣動(dòng)計(jì)算分析方法,完善了風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備和技術(shù),驗(yàn)證了各種新概念氣動(dòng)布局和氣動(dòng)控制設(shè)計(jì),提升了新技術(shù)成熟與應(yīng)用的速度,從而為各個(gè)階段飛行器創(chuàng)新發(fā)展提供了低成本、低風(fēng)險(xiǎn)的演示試驗(yàn)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(dòng)顫振抑制和陣風(fēng)減緩技術(shù)研究)(見圖3)等縮比驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)。X-36遙控?zé)o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(tái)推力為320kg的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī),飛行員在虛擬座艙中進(jìn)行遙控飛行,試驗(yàn)主要驗(yàn)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(yàn)證機(jī)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(yàn),驗(yàn)證了包括氣動(dòng)機(jī)理、控制律設(shè)計(jì)和包線邊界機(jī)動(dòng)等大量的氣動(dòng)和飛行特性。X-56是一種用于開展主動(dòng)顫振抑制和陣風(fēng)減緩等技術(shù)研究的縮比模型,機(jī)長2.3m、翼展8.4m、重217kg,配置2臺(tái)JetcatP400渦噴發(fā)動(dòng)機(jī),推力80kgf,目前也已進(jìn)行多次飛行試驗(yàn)。

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

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

圖1 X-36遙控?zé)o尾布局模型

圖2 X-48B(BWB飛翼概念布局)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖3 X-56試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖4 MFX-1變體試驗(yàn)飛行器

圖5 射流控制的飛行驗(yàn)證機(jī)“惡魔”(DEMON)

國內(nèi)從20世紀(jì)60年代開始發(fā)展航空器模型飛行試驗(yàn)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(yàn)研究院、西北工業(yè)大學(xué)和中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心等。過去主要集中在利用無動(dòng)力及遙控模型進(jìn)行失速/尾旋飛行試驗(yàn),先后完成了我國自行研制的10余個(gè)飛機(jī)型號(hào)的尾旋模型飛行試驗(yàn),為飛機(jī)的定型和真機(jī)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(dòng),帶動(dòng)力自主控制技術(shù)在航空器模型飛行試驗(yàn)及無人機(jī)研發(fā)中得到快速和廣泛應(yīng)用。國內(nèi),西北工業(yè)大學(xué)等利用帶動(dòng)力縮比模型開展了某大型飛機(jī)氣動(dòng)布局的演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn),中航工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所利用帶動(dòng)力自主控制模型開展了某新概念布局演示驗(yàn)證試驗(yàn),中國飛行試驗(yàn)研究院在飛機(jī)帶飛投放模型飛行試驗(yàn)中也應(yīng)用了增穩(wěn)及飛控技術(shù)。中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(以下簡稱“氣動(dòng)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(dòng)力及小型數(shù)字化飛控系統(tǒng)的航空器模型飛行試驗(yàn)手段,開展了某型飛機(jī)縮比模型常規(guī)氣動(dòng)力、失速/尾旋等飛行試驗(yàn),開展了常規(guī)迎角氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí),并進(jìn)行了飛行與風(fēng)洞試驗(yàn)比較研究,研究了該飛機(jī)的失速/尾旋特性和改出方法,驗(yàn)證了立式風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。氣動(dòng)中心還利用該飛機(jī)模型開展了過失速機(jī)動(dòng)大迎角飛行的探索研究。

2 系統(tǒng)構(gòu)成

帶動(dòng)力航空器模型飛行試驗(yàn)系統(tǒng)一般由試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)和地面測控系統(tǒng)系統(tǒng)組成(見圖6)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c地面測控系統(tǒng)通過無線數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行指令、數(shù)據(jù)及圖像等的交互與傳輸。

圖6 帶動(dòng)力模型飛行試驗(yàn)系統(tǒng)構(gòu)成

近年來,NASA蘭利中心針對(duì)大型運(yùn)輸機(jī)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(jìn)的航空器模型飛行試驗(yàn)平臺(tái)AirSTAR(Airborne Subscale Transport Aircraft Research)[8-9](見圖7)。該平臺(tái)主要由基礎(chǔ)研究站(BRS)和移動(dòng)操作站(MOS)2部分組成。模型按動(dòng)力學(xué)相似準(zhǔn)則設(shè)計(jì),配置了氣流參數(shù)、微型慣導(dǎo)、舵偏角等測量設(shè)備；遙測系統(tǒng)支持70個(gè)通道的下行數(shù)據(jù)(圖像)和30個(gè)通道的上行控制數(shù)據(jù)鏈,數(shù)據(jù)傳輸頻率達(dá)到250Hz?；A(chǔ)研究站(BRS)具有對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈路等進(jìn)行地面測試、半實(shí)物仿真驗(yàn)證的功能；移動(dòng)操作站(MOS)主要完成外場飛行試驗(yàn)的全部功能。飛行試驗(yàn)時(shí),模型可以由自主飛控系統(tǒng)進(jìn)行控制,操縱手在移動(dòng)操作站的模擬座艙環(huán)境中通過第一視角也可以對(duì)模型進(jìn)行遙控操縱,地面站通過數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)發(fā)送及事后處理。

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)主要由模型機(jī)體結(jié)構(gòu)、動(dòng)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(jī)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(jī)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(fù)合材料蒙皮,內(nèi)部空間可用高強(qiáng)度泡沫(PMI)填充以增加其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度。

動(dòng)力系統(tǒng)可以采用小型渦噴(渦扇)發(fā)動(dòng)機(jī)、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)+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(tái)動(dòng)力系統(tǒng)的組成包括發(fā)動(dòng)機(jī)本體、供油系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)、啟動(dòng)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(tái)JETCAT-P200離心式發(fā)動(dòng)機(jī)組成動(dòng)力系統(tǒng),單發(fā)23kg推力；X-56采用了2臺(tái)JETCAT-P400發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力,單臺(tái)40kg推力；中國空氣動(dòng)力與發(fā)展中心也利用2臺(tái)JETCAT-P200發(fā)動(dòng)機(jī)組成某型飛機(jī)縮比模型動(dòng)力系統(tǒng)。市面上主要的小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)雖然耗油率高,但體積小、推重比高,燃油經(jīng)濟(jì)性不是模型飛行試驗(yàn)追求的重點(diǎn)。

飛控系統(tǒng)采用專為模型飛行試驗(yàn)研制的小型化飛控系統(tǒng)或選用無人機(jī)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(jì)、微型GPS接收機(jī)、微型氣壓傳感器及微型磁羅盤)等進(jìn)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(diǎn)下提高傳感器測量精度并實(shí)現(xiàn)高精度飛行控制是一個(gè)關(guān)鍵問題。伺服系統(tǒng)一般采用無人機(jī)或航模用小型電動(dòng)舵機(jī)貨架產(chǎn)品,如FUTABA、PEGASUS、VOLZ等廠商型號(hào),但這些成熟舵機(jī)產(chǎn)品在高帶寬、低延時(shí)、小間隙和高精度等方面有一定差距,應(yīng)針對(duì)模型飛行試驗(yàn)需求研制專用舵機(jī)。

測量系統(tǒng)主要由測量傳感器、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)、數(shù)據(jù)鏈及機(jī)載電源等組成。試驗(yàn)?zāi)Ｐ惋w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(jì)等進(jìn)行測量,氣流參數(shù)(動(dòng)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(dòng)態(tài)響應(yīng)頻率等可選用風(fēng)標(biāo)傳感器、五孔/七孔探針或其組合測量系統(tǒng)進(jìn)行測量。隨著微機(jī)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(yàn)證需求。但對(duì)于高精度氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)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(fēng)標(biāo)式傳感器,氣動(dòng)中心針對(duì)尾旋和過失速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)需求,研制了尺寸小、重量輕、動(dòng)態(tài)響應(yīng)好的風(fēng)標(biāo)傳感器,迎角最大100°時(shí)仍然能保證側(cè)滑角測量準(zhǔn)確性和可靠性。數(shù)據(jù)存儲(chǔ)系統(tǒng)要滿足數(shù)據(jù)通道、速率及總存儲(chǔ)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(yàn)?zāi)Ｐ透飨到y(tǒng)供電需求的集成式機(jī)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(yàn)?zāi)Ｐ椭亓俊?nèi)部空間等進(jìn)行專門設(shè)計(jì),收放結(jié)構(gòu)可采用液壓或電動(dòng)驅(qū)動(dòng),可靠的收放和鎖緊機(jī)構(gòu)及能夠提供足夠的緩沖能力等是起落架設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。

傘降回收系統(tǒng)主要由回收傘、控制電路、開傘機(jī)構(gòu)和脫傘機(jī)構(gòu)等組成,在水平起降自主控制模型飛行試驗(yàn)中起應(yīng)急回收作用,主要用于保護(hù)機(jī)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(shí)能夠保全模型主要設(shè)備和結(jié)構(gòu)的最高接地速度進(jìn)行設(shè)計(jì)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(xué)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(yàn)狀態(tài)監(jiān)控站、試驗(yàn)指揮站、遙控發(fā)射遙接收機(jī)等組成,可以將它們整合集成在指揮控制測量車上(相當(dāng)于AirSTAR系統(tǒng)中的移動(dòng)操作站),無線電信息傳輸系統(tǒng)的遙控發(fā)射機(jī)、遙測接收機(jī)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(xué)攝像設(shè)備一般包括光學(xué)經(jīng)緯儀、高速攝像機(jī)等。光學(xué)經(jīng)緯儀主要用于測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷暮桔E參數(shù)并獲取其飛行姿態(tài)圖像,高速攝像機(jī)用于記錄試驗(yàn)?zāi)Ｐ推痫w/著陸運(yùn)動(dòng)參數(shù)及圖像。

3 關(guān)鍵技術(shù)

3.1 總體設(shè)計(jì)技術(shù)

總體技術(shù)是模型飛行試驗(yàn)的頂層設(shè)計(jì)技術(shù),總體設(shè)計(jì)必須綜合考慮實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)“需要”,以及技術(shù)、經(jīng)費(fèi)和時(shí)間等現(xiàn)實(shí)“可能性”,經(jīng)過反復(fù)計(jì)算、分析,權(quán)衡各方面要求進(jìn)行協(xié)調(diào)后,才能迭代制定出一個(gè)既先進(jìn)又經(jīng)濟(jì)合理,既能滿足各種要求經(jīng)過努力又能實(shí)現(xiàn)的最優(yōu)總體設(shè)計(jì)方案。

總體設(shè)計(jì)是一個(gè)反復(fù)迭代、反復(fù)折衷的過程,要求設(shè)計(jì)人員熟悉試驗(yàn)每個(gè)環(huán)節(jié)、具有較強(qiáng)的系統(tǒng)協(xié)調(diào)能力和豐富工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),并需要建立規(guī)范的設(shè)計(jì)流程。航空器模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)流程不同于一般的項(xiàng)目管理流程,其相對(duì)比較具體,主要來源于工程經(jīng)驗(yàn)和知識(shí)的總結(jié)和提煉?？傮w設(shè)計(jì)過程通常分為4個(gè)階段進(jìn)行控制：理論設(shè)計(jì)階段、外形設(shè)計(jì)階段、草圖設(shè)計(jì)階段、工程設(shè)計(jì)階段。每個(gè)階段之間進(jìn)行技術(shù)評(píng)審。典型的總體設(shè)計(jì)流程如圖8所示。

圖8 模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)流程圖

3.2 相似性準(zhǔn)則研究與模型設(shè)計(jì)技術(shù)

相似性是模型飛行試驗(yàn)的理論基礎(chǔ),只有保證了縮比模型與原型機(jī)的相似關(guān)系,才能將試驗(yàn)結(jié)果換算為原型機(jī)的氣動(dòng)特性[10]。理論上,為保證縮比模型與原型機(jī)運(yùn)動(dòng)和動(dòng)力學(xué)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(duì)應(yīng)的線長度之比為一常值；二是運(yùn)動(dòng)相似,即2個(gè)流場中相互對(duì)應(yīng)的速度之比為一常值；三是動(dòng)力相似,即2個(gè)流場中相互對(duì)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(dǎo)出航空器模型飛行試驗(yàn)需要滿足的相似準(zhǔn)則。

縮比模型與真實(shí)飛行器的相似準(zhǔn)則主要包括：(1)模擬的運(yùn)動(dòng)過程要相似；(2)與空氣動(dòng)力學(xué)相關(guān)的主要無量綱參數(shù)要一致；(3)對(duì)于帶動(dòng)力模型而言,推重比要一致；(4)對(duì)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(yàn)對(duì)有關(guān)氣動(dòng)問題驗(yàn)證的有效性,試驗(yàn)?zāi)Ｐ图胺窒到y(tǒng)設(shè)計(jì)和加工時(shí)必須滿足有關(guān)相似性準(zhǔn)則。除外形相似和動(dòng)力學(xué)特性(質(zhì)量、慣性矩等)相似應(yīng)嚴(yán)格保證外,由于模型縮比,很難保證所有相似參數(shù)都嚴(yán)格滿足,因此對(duì)于一些特殊問題的模型試飛驗(yàn)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(yàn)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(duì)于動(dòng)態(tài)大迎角飛行試驗(yàn),模型氣動(dòng)力表現(xiàn)出強(qiáng)烈的非定常特性,為使模型的運(yùn)動(dòng)軌跡和運(yùn)動(dòng)頻率與全尺寸飛機(jī)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(shí)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(jì),模型設(shè)計(jì)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(jī)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(duì)氣動(dòng)力構(gòu)成較大的影響。質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩相似性對(duì)機(jī)載設(shè)備布置和模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)構(gòu)成了較大的設(shè)計(jì)挑戰(zhàn),需要在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)就加以考慮,采用CAD等輔助工具邊設(shè)計(jì)邊建模模擬,做到結(jié)構(gòu)出圖時(shí)模型滿足質(zhì)量特性相似性,嚴(yán)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(yàn)特點(diǎn)和試驗(yàn)任務(wù)的復(fù)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(dòng)力學(xué)模型日益復(fù)雜 (非線性、非定常、強(qiáng)耦合),多學(xué)科交叉分析與設(shè)計(jì),創(chuàng)新、多元、混合、異構(gòu)控制措施等；而且還有其特點(diǎn)和難點(diǎn),如飛行控制設(shè)計(jì)和研制難度大(小型化、高帶寬、大負(fù)載和高精度),飛行控制技術(shù)探索性和創(chuàng)新性強(qiáng)(創(chuàng)新的控制方法),控制模式復(fù)雜(人在回路),風(fēng)險(xiǎn)性高(邊界飛行狀態(tài))等。模型飛行試驗(yàn)需要模擬的航空器種類和型號(hào)較多,包括戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)和特種飛機(jī)等,因此為適應(yīng)不同的飛機(jī)類型或型號(hào),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(dǎo)航飛行控制技術(shù)、失速/尾旋進(jìn)入改出控制技術(shù)、大迎角過失速等邊界機(jī)動(dòng)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(jì)技術(shù)、飛控系統(tǒng)半實(shí)物仿真技術(shù)等。飛控技術(shù)是航空器模型飛行試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展的重點(diǎn)方向。

3.4 飛行測量技術(shù)

航空器模型飛行試驗(yàn)主要目的是獲取飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),利用參數(shù)辨識(shí)方法獲取飛機(jī)的氣動(dòng)和操穩(wěn)特性,因此飛行參數(shù)測量是模型飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)之一,關(guān)系到試驗(yàn)成敗。由于縮比模型機(jī)載空間尺寸較小,需要研制小型化的機(jī)載測量系統(tǒng)。為保證參數(shù)辨識(shí)的有效性和辨識(shí)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(shí)延小、帶寬高。為保證高機(jī)動(dòng)試驗(yàn)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(jī)載電子設(shè)備,需要注重抗復(fù)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(jī)動(dòng)等高機(jī)動(dòng)試驗(yàn)是航空器模型飛行試驗(yàn)的重點(diǎn)內(nèi)容,因此高動(dòng)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(shí)現(xiàn)；為保證模型機(jī)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(shí)延、可靠的小型數(shù)據(jù)鏈集成技術(shù)。

3.5 結(jié)構(gòu)、動(dòng)力及起降技術(shù)

高強(qiáng)度輕質(zhì)復(fù)合材料在航空器模型設(shè)計(jì)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(qiáng)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(fù)合材料雖然重量輕、強(qiáng)度高,但加工復(fù)合工藝復(fù)雜,需要加強(qiáng)設(shè)計(jì)和加工工藝研究。

推力矢量技術(shù)是開展過失速機(jī)動(dòng)等高機(jī)動(dòng)試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)之一。需要綜合利用地面臺(tái)架試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算等手段進(jìn)行準(zhǔn)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(fù)使用性,極大地提高了試驗(yàn)效率,保證了模型外形精度和試驗(yàn)條件可重復(fù)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(duì)起飛著陸以及復(fù)雜機(jī)動(dòng)失控情形(例如著陸后復(fù)飛、過失速機(jī)動(dòng)過程中進(jìn)入尾旋等),飛行控制安全應(yīng)急處理技術(shù)能夠及時(shí)應(yīng)對(duì)預(yù)估的突發(fā)事件,對(duì)于降低飛行風(fēng)險(xiǎn)、保證模型安全、完整回收至關(guān)重要；當(dāng)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(dāng)上述2種方法均無法處理模型失控狀況時(shí),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(yàn)安全、降低模型損失的重要技術(shù)。通常傘降回收后需對(duì)模型進(jìn)行修復(fù)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(jī)一類飛機(jī),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(yàn)的必要條件,飛行試驗(yàn)時(shí)需要進(jìn)行閉環(huán)激勵(lì)。因此,盡可能激勵(lì)出氣動(dòng)模態(tài)信息的控制輸入設(shè)計(jì)和閉環(huán)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)成為關(guān)鍵技術(shù)之一。通過閉環(huán)激勵(lì)、多傳感器源數(shù)據(jù)融合以及系統(tǒng)辨識(shí)技術(shù),大大提高了航空器模型飛行試驗(yàn)對(duì)不同構(gòu)型或類型飛機(jī)的適用范圍。失速/尾旋和過失速機(jī)動(dòng)等危險(xiǎn)邊界飛行試驗(yàn)的開展,對(duì)大迎角氣動(dòng)力建模和辨識(shí)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(dòng)力模型結(jié)構(gòu),提高了模型危險(xiǎn)邊界飛行控制準(zhǔn)確性,利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)大迎角氣動(dòng)力,可以有效驗(yàn)證地面建模,提高大迎角氣動(dòng)力機(jī)理認(rèn)識(shí)。利用模型飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)、CFD數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比、分析和融合,可以有效提高氣動(dòng)力數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性和可信性,這也是航空器空氣動(dòng)力學(xué)研究的發(fā)展趨勢：CFD數(shù)值計(jì)算快速布局設(shè)計(jì)與選型、風(fēng)洞試驗(yàn)定型布局、模型飛行試驗(yàn)演示驗(yàn)證。

4 研究展望

本文以模型飛行試驗(yàn)對(duì)飛行器研制以及空氣動(dòng)力學(xué)研究發(fā)展的重要推動(dòng)作用為出發(fā)點(diǎn),對(duì)帶動(dòng)力自主控制航空器模型飛行試驗(yàn)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了介紹,對(duì)其關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析和總結(jié),其技術(shù)發(fā)展重點(diǎn)和應(yīng)用研究發(fā)展方向?yàn)椋?/p>

(1)飛行試驗(yàn)平臺(tái)技術(shù)發(fā)展方面,隨著CAD快速建模、先進(jìn)復(fù)合材料、先進(jìn)制造、小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、數(shù)字飛控系統(tǒng)、MEMS傳感器、小型數(shù)據(jù)鏈路、氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)等相關(guān)技術(shù)的快速發(fā)展,航空器模型飛行試驗(yàn)?zāi)芰托什粩嗵嵘耗Ｐ驮O(shè)計(jì)、加工和裝配周期縮短,模型全自主飛行控制開展試驗(yàn)?zāi)芰υ鰪?qiáng),飛行測量數(shù)據(jù)精度大幅提高,獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)信息量更加豐富。

(2)模型飛行試驗(yàn)應(yīng)用研究將向高精度測量與辨識(shí)、高速、邊界飛行狀態(tài)(過失速機(jī)動(dòng)、顫振等)研究及演示驗(yàn)證方向發(fā)展。進(jìn)一步,模型飛行試驗(yàn)作為空氣動(dòng)力學(xué)三大手段之一,將與風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD數(shù)值計(jì)算構(gòu)建起空氣動(dòng)力學(xué)的閉環(huán)研究體系,綜合解決航空器研制、氣動(dòng)研究中的關(guān)鍵氣動(dòng)問題。同時(shí),航空器模型飛行試驗(yàn)還能夠向與氣動(dòng)相關(guān)的如新概念布局驗(yàn)證、氣動(dòng)新技術(shù)、飛行控制律驗(yàn)證、結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性研究、新概念推力矢量、新概念流動(dòng)控制等新領(lǐng)域不斷擴(kuò)展和應(yīng)用。

當(dāng)前,隨著大量的氣動(dòng)新布局、新概念、新技術(shù)提出,利用模型飛行試驗(yàn)手段驗(yàn)證地面研究結(jié)果、揭示氣動(dòng)機(jī)理、驗(yàn)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(yàn)手段的作用日益凸顯。

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(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(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 1-7.

V217

A

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

*通信作者 E-mail: hekf@vip.sina.com