2.4 m跨聲速風洞虛擬飛行試驗技術研究

趙忠良， 吳軍強， 李浩， 周為群， 毛代勇， 楊海泳 中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所， 綿陽 621000

2.4 m跨聲速風洞虛擬飛行試驗技術研究

趙忠良*， 吳軍強， 李浩， 周為群， 毛代勇， 楊海泳 中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所， 綿陽 621000

風洞虛擬飛行試驗(WTBVFT)技術是在風洞環境中對飛行器機動運動最逼真模擬的物理過程，它不僅可以更加有效模擬飛行器的機動運動過程、獲取氣動/運動耦合特性和揭示氣動/運動耦合機理，而且能夠實現氣動/飛行力學集成的相容性研究。鑒于此，簡要介紹了2.4 m跨聲速WTBVFT技術，包括：相似準則和模擬方法、試驗模型支撐技術、氣動/運動參數測試技術和操縱控制技術等，并開展了典型導彈模型開環控制、姿態角閉環控制、加速度閉環控制、俯仰/滾轉耦合與解耦控制以及靶試彈道驗證等WTBVFT。研究結果表明：WTBVFT系統運動靈活，氣動參數和運動參數測量結果準確可靠，能夠有效模擬導彈實際飛行過程，具備閉環控制與耦合運動解耦控制的試驗模擬能力，初步形成了氣動/飛行力學一體化試驗研究能力。同時，該研究也為開展控制方法優化與驗證、數據修正與應用以及發展復雜構型的WTBVFT奠定了技術基礎。

飛行器； 導彈； 氣動/運動耦合； 虛擬飛行試驗； 風洞試驗； 閉環控制

高機動性和高敏捷性已經成為現代先進飛行器實現快速占位、先敵瞄準、精確打擊、有效避讓和提高生存力的基本保證，成為現代先進飛行器研制追求的共同目標，如第四代戰斗機要求具備過失速飛行能力、空空戰術導彈要求大離軸角發射的轉彎能力和近空間飛行器超聲速大迎角機動下壓等，此時飛行器必然會出現氣動非線性和運動非線性，氣動參數和運動參數都隨時間劇烈變化，而且氣動參數與運動參數相互作用，呈現強烈的耦合效應，非常容易誘發非指令耦合運動，導致飛行失控，甚至危及飛行安全[1-5]。

近年來，針對飛行器高機動飛行過程中的非線性氣動/運動耦合問題，在風洞試驗研究方面，主要以美國為首的歐美發達國家發展了一種能夠填補傳統靜、動態風洞試驗與飛行試驗之間鴻溝的風洞虛擬飛行試驗(Wind Tunnel Based Virtual Flight Testing，WTBVFT)技術[6-14]，它是把飛行器模型甚至實物安裝在風洞中的專用支撐裝置上，讓模型線位移約束，而3個角位移可以自由轉動，在真實氣流環境下，按照飛行要求設計的控制律實時操縱控制舵面來驅動模型運動，同步測量飛行器氣動和運動參數，檢驗飛行器的操縱響應特性，研究氣動/運動耦合機理，探索解耦控制措施的目的。為此，美國阿諾德工程發展中心(Arnold Enginnering Development Center,AEDC)在專門建造的開口連續式風洞上完成了AIM-9X導彈的虛擬飛行試驗；德國在DNW的低速風洞構建了并聯機構的六自由度動態試驗系統，可以實現3個角位移和3個線位移運動，研究機動模擬過程氣動力特性的目的[15]。國內的航天空氣動力技術研究院[16]、中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所都發展了低速風洞虛擬飛行試驗技術以及水平風洞模型自由飛技術[17-18]。這些大多采用張線支撐模式，在高速風洞試驗時容易出現結構共振，也不利于實現氣動/運動參數的同步測量。

中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所長期跟蹤研究國外風洞虛擬飛行試驗技術，并成功解決了虛擬飛行試驗的相似準則、模擬方法、支撐技術、操縱控制以及氣動/運動參數測試等關鍵技術，在2.4 m跨聲速風洞構建了適用于高機動導彈氣動/運動耦合特性研究的風洞虛擬飛行試驗平臺，建立的風洞虛擬飛行試驗技術，獲得了某導彈模型高機動運動過程中的氣動和運動參數及其變化特性，實現了某導彈模型耦合運動的解耦控制，初步形成了氣動/飛行力學一體化研究的虛擬飛行試驗能力。

1 風洞虛擬飛行試驗技術組成

1.1 相似準則和模擬方法

相似準則和模擬方法是開展風洞虛擬飛行試驗技術研究的基本理論，用于指導試驗系統的建立和試驗方法研究。文獻[19-23]從流動控制方法和運動控制方程出發，詳細推導了張涵信院士提出的虛擬飛行試驗相似參數，并通過建模仿真分析驗證了相似參數的正確性。同時，數值計算和風洞開環控制試驗表明，采用俯仰角速度閉環控制方式能夠實現較為逼真的模擬真實飛行過程，達到氣動/飛行力學一體化研究目的。

1.2 模型支撐和操縱控制技術

模型支撐技術是風洞虛擬飛行試驗的核心，它要求既能實現模型繞質心的角位移自由運動，又要滿足系統承載能力、盡量降低支撐干擾影響，減小摩擦阻尼和結構振動。

圖1 虛擬飛行試驗(VFT)模型支撐技術方案

Fig.1 Technical scheme of virtual flight testing (VFT) support system

為此，模型支撐技術采用縱向單吊臂的支撐方式，實現俯仰、滾轉自由運動和偏航驅動控制運動的總體技術方案(見圖1)。并通過結構有限元分析、運動特性分析、支撐干擾影響數值計算與0.6 m跨超聲速風洞驗證試驗以及系統的工程實用性分析，經多次迭代優化，最終確定了風洞虛擬飛行試驗模型支撐技術詳細設計方案。

操縱控制技術主要是為了實現飛行器機動運動的有效模擬，即通過模型舵面的操縱控制達到較為逼真的模擬實際飛行過程，研究操縱控制特性、模型響應特性、氣動參數以及氣動/運動耦合特性和解耦控制方法。

風洞試驗研究采用真實導彈舵機來實現模型運動的操縱控制，控制律設計也是基于導彈氣動力數據庫的建模仿真分析結果，尤其是加速度閉環控制方法是基于天平測量的氣動力作為控制反饋，試驗結果可以與實際飛行傳感器作為反饋控制的靶試數據對比分析，從而達到既研究控制律設計方法，又研究氣動特性的目的，為推進飛行器研制采用氣動控制設計奠定技術基礎。

操縱控制設計以Windows與RTX實時系統，將實時性和各類界面開發功能結合起來，構建了一套功能完善的數據采集與控制系統。

1.3 氣動/運動參數測試和模型設計技術

風洞虛擬飛行試驗的重要創新在于既能實現模型機動運動的操縱控制，又能實時測量模型的非定常氣動力特性。所以，氣動/運動參數測試技術也是需要攻克的關鍵技術之一。而虛擬飛行試驗模型是繞質心位置運動，支撐系統將模型分成前后兩段，無法采用常規試驗的尾支撐天平設計技術。具體采用了帶芯軸的環式雙端支撐四分量天平設計技術[24]，能夠測量法向力、側向力、俯仰力矩和偏航力矩(見圖2)。結構上分為天平元件、軸承和芯軸三大部分。天平元件部分是一個整體加工零件，從功能上分為前段天平和后段天平，測量元件選用不同截面尺寸的兩對四柱梁。芯軸通過軸承組把前后兩個功能測量元件聯系起來。前段天平和后段天平享有共同的固定端，但各自有自身的力矩參考中心。對前、后段天平分別加載校準，修正相互干擾影響，共同合成一套校準公式。通過單端和兩段校驗加載驗證，確保校準公式正確。

圖2 風洞虛擬飛行試驗(WTBVFT)天平技術原理示

意圖

Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel based virtual flight testing (WTBVFT) balance

為了確保天平設計技術的可靠性，在0.6 m跨超聲速風洞開展了天平設計技術的引導性驗證試驗。研究結果表明：帶芯軸的雙端支撐環式天平設計方案和雙天平校準方法可行，試驗結果與常規天平一致，獲得的氣動數據可靠，能夠滿足虛擬飛行試驗要求。

采用編碼器、陀螺儀和舵機反饋測量模型運動參數。

為了實現導彈模型360°范圍自由滾轉，需要截斷位于導彈質心附近的彈翼，同時要求彈翼截斷后的模型氣動特性要與原型彈接近。為此，利用工程估算、計算流體力學(CFD)計算和風洞驗證試驗相結合的手段，進行了彈翼改型設計，并連同支撐機構開展了0.6 m跨超聲速風洞氣動力試驗，獲得了支撐干擾修正量，建立了用于虛擬飛行試驗控制律設計的氣動數據庫。

2 風洞虛擬飛行試驗平臺

在攻克了上述風洞虛擬飛行試驗相似準則和模擬方法、支撐技術、氣動/運動參數測試技術、操縱控制技術和模型設計技術等基礎上，構建了2.4 m 跨聲速風洞導彈模型虛擬飛行試驗平臺(見圖3)。該平臺主要由俯仰、滾轉自由運動及偏航驅動控制運動的吊架式模型支撐系統，控制系統，氣動/運動參數測試處理系統和試驗模型彈4個子系統構成。

圖3 風洞虛擬飛行試驗平臺

Fig.3 WTBVFT platform

3 典型試驗結果與分析

3.1 靶試數據驗證試驗結果

為了評估分析風洞虛擬飛行試驗結果的可靠性，檢驗其試驗功能和控制方法，掌握風洞虛擬飛行試驗對真實機動運動逼真模擬程度，采用靶試數據的加速度指令閉環控制模式，開展了不同馬赫數條件下的驗證試驗。

圖4給出了馬赫數Ma=0.75，0.80，0.90，加速度控制指令ac=113.2 m/s2條件下的試驗結果與靶試數據對比曲線。

從試驗結果可以看出：

1) 風洞試驗的模型加速度az、迎角α和舵偏角δe響應過程與靶試數據基本一致，也表明采用天平測力結果除以模型質量的加速度控制方法基本能夠實現實際飛行過程模擬。

圖4 靶試數據驗證試驗結果(Ma=0.75， 0.80， 0.90； ac=113.2 m/s2)

Fig.4 Results of verification tests for real-flight (Ma=0.75, 0.80, 0.90； ac=113.2 m/s2)

3) 對比不同馬赫數下的風洞試驗結果，可以看出隨著馬赫數的降低，指令保持階段的平衡迎角和舵偏角隨之變大，這與真實飛行中迎角和舵偏角變化趨勢一致。對比法向力N曲線可以看出，不同馬赫數下，法向力的變化過程和量值基本一致，據此推斷真實飛行中，法向力變化過程和量值應該與風洞虛擬飛行試驗過程基本一致。而且當速壓接近時，模型的迎角和舵偏角響應結果與靶試彈道飛行結果基本一致。

4) 在指令保持階段，由于真實飛行中馬赫數不斷減小，高度變化，導彈必須不斷增加舵偏以增加迎角，提高法向力來滿足加速度指令，而風洞試驗的馬赫數不變，因此迎角、俯仰角速度和舵偏角會基本穩定在平衡位置，從而導致兩者之間存在一定差異。另外，由于風洞試驗的氣流脈動、模型結構的彈性振蕩、天平信號與加速度信號的同步性等因素，風洞試驗結果與飛行試驗數據相比存在一定的超調量。

試驗結果表明：風洞虛擬飛行試驗能夠實現較為逼真的模擬真實機動飛行過程，以及飛行控制律的集成驗證和評估，并且可以實時獲取姿態角、角速度、舵偏角以及氣動力和力矩的變化歷程，揭示真實機動過程中氣動/運動耦合特性，達到氣動/控制集成驗證的目的。

3.2 姿態角閉環控制試驗結果

圖5給出了Ma=0.60，0.80，迎角指令αc=30°條件下，單自由度俯仰運動姿態角閉環控制試驗結果曲線。

圖5 單自由度俯仰運動姿態角閉環控制試驗結果(Ma=0.60， 0.80; αc=30°)

Fig.5 Results of 1-DOF pitching motion tests with closed-loop control of angle of attack (Ma=0.60, 0.80; αc=30°)

圖5結果顯示：在迎角閉環控制律的作用下，導彈模型經過俯仰拉起，其迎角最終能夠快速達到指令值且超調量較小(采用了編碼器差分信號作為速度反饋，其波動量較小)，隨后迎角能夠保持，實現預設的迎角機動運動；隨著馬赫數的增加，由于控制律中的增益參數變小，使得初始時刻舵偏角的振蕩幅度變小，迎角達到指令值時的平衡舵偏角隨著馬赫數的增加而變大。從法向力響應可以看出，初始時刻由于負舵偏產生了負的法向力；抬頭力矩驅動模型產生俯仰拉起運動，也表明風洞虛擬飛行試驗實現了模型操縱運動與氣動力的同步測量。

3.3 俯仰/滾轉耦合運動試驗結果

采用SPSS 19.0統計學軟件對數據進行處理進行處理，計量資料采用t檢驗，以“±s”表示，計數資料以百分數（%）表示，采用x2檢驗。以P＜0.05為差異有統計學意義。

圖6給出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°條件下俯仰/滾轉二自由度耦合運動試驗結果，圖中：θ和φ分別為俯仰角和滾轉角；δ為操縱面偏角；C為側向力。試驗過程中模型俯仰采用姿態角閉環控制模式，滾轉自由度釋放且無控制。

圖6 俯仰/滾轉二自由度耦合運動試驗結果(Ma=0.60，αc=25°)

Fig.6 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with closed-loop control of attitude (Ma=0.60， αc=25°)

結果顯示，模型釋放時基本上是從“×”型狀態變成“+”型狀態的趨勢，靜態試驗結果一致；而在模型俯仰拉起過程中，滾轉角變化范圍較小，迎角基本能夠達到指令值；在迎角指令保持階段，模型出現搖滾運動且逐漸發散，基本形成了典型的搖滾現象。由于滾轉角范圍不斷變化，使得迎角閉環控制無法實現，在迎角指令回零階段，迎角和滾轉角都出現了大幅振蕩，氣動力也隨姿態變化而變化。

通過對迎角閉環控制律進行分析，得出俯仰/滾轉耦合運動過程中迎角閉環控制無法實現的原因為：在迎角閉環控制過程中，如果滾轉姿態角發生變化，分解到俯仰和偏航通道的姿態角指令就會隨著滾轉角的變化而變化。當滾轉角變化不大時，分解到俯仰和偏航通道的姿態角指令變化幅度也不大，模型還是基本上能夠實現迎角閉環控制，但受滾轉角變化的影響，迎角保持過程中會出現小幅振蕩變化。當滾轉角變化較大時，分解到俯仰和偏航通道的姿態角指令變化幅度也較大，姿態角的響應特性也變差，導致迎角振蕩變化幅度增大，無法實現迎角閉環控制。

由以上分析可以看出，模型滾轉運動對迎角閉環控制影響很大，容易導致閉環控制無法實現，甚至姿態失控。要實現迎角指令控制，必須使分解到俯仰和偏航通道的姿態角指令值保持不變，也即必須要求模型的滾轉姿態角始終保持在“×”型布局。

3.4 耦合運動解耦控制試驗結果

根據3.3節的俯仰/滾轉耦合運動試驗結果可知，閉環控制過程中需要首先對模型滾轉角的變化進行抑制，才能實現迎角的穩定控制。因此依據滾轉控制優先的原則設計了解耦控制方法，即模型俯仰運動過程中，對迎角和滾轉角都進行閉環控制，且滾轉角的指令值始終設置為模型“×”型布局時的零滾轉角。

圖7給出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°條件下，解耦控制試驗結果。圖7結果顯示：模型俯仰運動前，由于沒有控制律作用，首先出現了一個較小的偏滾現象，在滾轉運動閉環控制律發生作用情況下，滾轉角又迅速回到零值，并保持在0°附近；模型俯仰拉起階段，迎角迅速達到指令值，滾轉角只有小幅變化；在迎角指令保持階段，能夠實現迎角保持，迎角和滾轉角變化范圍都很小；在迎角指令回零階段，迎角能夠迅速回零，滾轉角仍然變化很小。法向力響應過程也與3.2節的姿態閉環控制試驗結果一致，達到了解耦控制方法研究的目的。

圖7 俯仰/滾轉二自由度耦合運動解耦控制試驗結果(Ma=0.6，αc=25°)

Fig.7 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with decoupled control (Ma=0.60 and αc=25°)

解耦控制驗證試驗表明：采用滾轉控制優先的解耦控制方法，能夠在模型俯仰拉起過程中實現對滾轉運動的有效抑制，使迎角能夠快速達到并保持在穩定的指令值，實現俯仰和滾轉運動的解耦控制，具備了導彈模型氣動/飛行力學/飛行控制一體化驗證試驗評估能力。

4 結 論

1) 建立的風洞虛擬飛行試驗平臺各系統性能可靠，運動靈活，實現了機動運動過程的有效模擬，能夠滿足試驗的氣動/運動參數同步測量和操縱控制要求。

2) 首次在高速風洞中實現了導彈模型閉環控制風洞虛擬飛行試驗，驗證了俯仰/滾轉耦合運動的解耦控制方法。

3) 以2.4m風洞虛擬飛行試驗平臺為基礎，建立了風洞虛擬飛行試驗技術，并開展了某典型導彈模型風洞虛擬飛行試驗，初步形成了高機動導彈氣動/飛行力學/飛行控制一體化試驗模擬能力，實現了風洞試驗能力的創新發展，為進一步開展先進高機動飛行器氣動/運動非線性耦合機理研究和飛行控制律驗證與評估提供了重要技術支撐，為高機動飛行器氣動/控制地面綜合集成驗證奠定了可靠基礎。

4) 在今后的研究中需要繼續開展支撐干擾修正、控制方法和舵偏速度等影響因素研究，發展適用于復雜構型飛行器虛擬飛行試驗技術，逐步形成工程實用化的風洞虛擬飛行試驗平臺。

[1] ERICSSON L E, BEYERS M E. Conceptual fluid/motion coupling in the Herbst supermaneuver[J]. Journal of Aircraft, 1997, 34(3): 271-277.

[2] ERICSSON L E, BEYERS M E. Nonlinear rate and amplitude effects on a generic combat aircraft model[J]. Journal of Aircraft, 2000, 37(2): 207-213.

[3] NELSON R C, PELLETIER A. The unsteady aerodynamics of slender wings and aircraft undergoing large amplitude maneuvers[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2003, 39(3): 185-248.

[4] GREENWELL D T. A review of unsteady aerodynamic modelling for flight dynamics of manoeuvrable aircraft: AIAA-2004-5276[R]. Reston: AIAA, 2004.

[5] CHANBERS J R, HALL R M. History review of uncommanded lateral-directional mitions at transonic conditons[J]. Journal of Aircraft, 2004, 41(3): 436-447.

[6] RATLIFF C L, MARQUART E J. Bridging the gap between ground and flight tests: virtual flight testing (VFT): AIAA-1995-3875[R]. Reston: AIAA, 1995.

[7] RATLIFF C L, MARQUART E J. An assessment of a potential test technique: Virtual flight testing (VFT): AIAA-1995-3415[R]. Restion: AIAA, 1995.

[8] GEBERT G, KELLY J, LOPEZ J. Wind tunnel based virtual flight testing: AIAA-2000-0829[R]. Reston: AIAA, 2000.

[9] GEBERT G, KELLY J, LOPEZ J. Virtual flight testing in a ground test facility: AIAA-2000-4019[R]. Reston: AIAA, 2000.

[10] LAWRENCE F C, MILLS B H. Status update of the AEDC wind tunnel virtual flight testing development program: AIAA-2002-0168[R]. Reston: AIAA, 2002.

[11] MAGILL J C, WEHEF S D. Initial test of a wire suspension mount for missile virtual flight testing: AIAA-2002-0169[R]. Reston: AIAA, 2002.

[12] MAGILL J C, CATALDI P, MORENCY J R, et al. Design of a wire suspension system for dynamic testing in AEDC 16T: AIAA-2003-0452[R]. Reston: AIAA, 2003.

[13] MAGILL J C, CATALDI P, MORENCY J R, et al. Active yaw control with a wire suspension system for dynamic wind tunnel testing: AIAA-2005-1295[R]. Reston: AIAA, 2005.

[14] MAGILL J C, CATALDI P, MORENCY J R, et al. Demonstration of a wire suspension for wind-tunnel virtual flight testing [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2009, 46(3): 624-633.

[15] PATTINSON J, LOWENBERG M H, GOMAN M G. A multi-degree-of-freedom rig for the wind tunnel determination of dynamic data: AIAA-2009-5727[R]. Reston: AIAA, 2009.

[16] 胡靜, 李潛. 風洞虛擬飛行技術初步研究[J]. 實驗流體力學, 2010, 24(1): 95-99. HU J, LI Q. Primary investigation of the virtual flight testing techniques in wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2010, 24(1): 95-99 (in Chinese).

[17] 謝志江, 孫小勇, 孫海生, 等. 低速風洞動態試驗的高速并聯機構設計及動力學分析[J]. 航空學報, 2013, 34(3): 487-494. XIE Z J, SUN X Y, SUN H S, et al. Mechanism design and dynamics analysis of high speed parallel robot for dynamic test in low speed wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(3): 487-494(in Chinese).

[18] 孫海生, 岑飛, 聶博文, 等. 水平風洞模型自由飛試驗技術研究現狀及展望[J]. 實驗流體力學, 2011, 25(4): 103-108. SUN H S, CEN F, NIE B W, et al. Present research status and prospective application of wind tunnel free-flight test technique[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 103-108(in Chinese).

[19] 李浩. 風洞虛擬飛行試驗相似準則和模擬方法研究[D]. 綿陽： 中國空氣動力研究與發展中心, 2012. LI H. Study on the similarity criteria and simulation method of the wind tunnel based virtual flight testing[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2012 (in Chinese).

[20] 李浩， 趙忠良， 范召林. 風洞虛擬飛行試驗模擬方法研究[J]. 實驗流體力學, 2011, 25(6): 72-76. LI H, ZHAO Z L, FAN Z L. Simulation method for wind tunnel based virtual flight testing[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(6): 72-76 (in Chinese).

[21] 耿璽， 史志偉． 面向過失速機動的風洞動態試驗相似準則探討[J]. 實驗流體力學, 2011, 25(3): 41-45. GENG X, SHI Z W. Similarity criterion of the wind tunnel test for the post-stall maneuver[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(3): 41-45 (in Chinese).

[22] 陶洋, 范召林, 吳繼飛. 基于CFD的方形截面導彈縱向虛擬飛行模擬[J]. 力學學報, 2010, 42(2): 169-176. TAO Y, FAN Z L, WU J F. CFD based virtual flight simulation of square crosssection missile with control in longitudinal flight[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2010, 42(2): 169-176 (in Chinese).

[23] 達興亞, 陶洋, 趙忠良. 基于預估校正和嵌套網格的虛擬飛行數值模擬[J]. 航空學報, 2012, 33(6): 977-983. DA X Y, TAO Y, ZHAO Z L. Numerical simulation of virtual flight based on prediction-correction coupling method and chimera grid[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(6): 977-983(in Chinese).

[24] 向光偉, 謝斌, 趙忠良， 等. 2.4 m×2.4 m跨聲速風洞虛擬飛行試驗天平研制[J]. 實驗流體力學, 2014, 28(1): 65-69. XIANG G W, XIE B, ZHAO Z L, et al. Development of virtual flight test balance for 2.4 m×2.4 m transonic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(1): 65-69 (in Chinese).

趙忠良 男， 碩士， 研究員， 碩士生導師。主要研究方向： 非定常空氣動力學。

Tel: 0816-2462109

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

吳軍強 男， 碩士， 研究員， 碩士生導師。主要研究方向： 大迎角空氣動力學。

Tel:0816-2462009

E-mail: cardc_wujunqiang@163.com

Received： 2015-03-09； Revised： 2015-04-13； Accepted： 2015-07-01； Published online： 2015-07-31 14:42

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (91216203); National Basic Research Program of China (61389)

*Corresponding author. Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 mtransonic wind tunnel

ZHAO Zhongliang*, WU Junqiang, LI Hao, ZHOU Weiqun, MAO Daiyong, YANG Haiyong

HighSpeedAerodynamicsInstitueofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000,China

The wind tunnel-based virtual flight testing (WTBVFT) is an experimental technique, which is used to simulate vehicles’ maneuvering movements in wind tunnels efficiently, to obtain the coupling characteristics between aerodynamic and kinetic behavior and to discover the coupling mechanism, but also to implement the consistent research about the integration of aerodynamics and flight mechanics. In this paper, the experimental techniques of WTBVFT platform in 2.4 m transonic wind tunnel are introduced briefly that consist of the similarity law and simulation methods, the supporting means for test models, the measuring skills of aerodynamic parameters and motion parameters, as well as the drive and control techniques, and then some experiments of typical missiles’ model using WTBVFT are presented, such as open-loop control tests, closed-loop control tests for angle of attack and normal acceleration, pitching and rolling coupled motion and their decoupled control tests, and verification tests of real-flight. The tests’ results show that the motions of WTBVFT platform are very agile, the measurement tests of aerodynamic parameters and the motion parameters are credible, and WTBVFT platform is able to repeat the real-flight of missile effectively and has the capability to conduct closed-control and decoupled control tests. WTBVFT has the primarily experimental ability for integrated simulation of aerodynamics and flight dynamics for missile model, and provides a technical basis for verification and optimization of flight control law, data correction and application, and development of WTBVFT for flight vehicles with complex shape.

flight vehicle; missile; aerodynamic and motion coupling; virtual flight testing; wind tunnel test; closed-loop control

2015-03-09；退修日期：2015-04-13；錄用日期：2015-07-01； < class="emphasis_bold">網絡出版時間：

時間： 2015-07-31 14:42

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

國家自然科學基金 (91216203)； 國家“973”計劃 (61389)

.Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

趙忠良，吳軍強，李浩，等．2.4 m跨聲速風洞虛擬飛行試驗技術研究[J]．航空學報, 2016, 37(2): 504-512. ZHAO Z L, WU J Q, LI H, et al. Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 m transonic wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 504-512.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0196

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0504-09

*