航空器帶動力自主控制模型飛行試驗技術研究進展

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中低成本、低風險的一種空氣動力學關鍵技術研究及氣動布局演示驗證的有效技術途徑。本文介紹了國外航空器模型飛行試驗發展趨勢及主要應用,結合中國空氣動力研究與發展中心近年發展建立的航空模型飛行試驗平臺,描述了系統基本構成,分析了相關關鍵技術,提出了今后的發展方向。

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、模擬參數更加真實、具有氣動/結構/飛行/控制等問題綜合的特點,所得結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展中有著不可替代的作用。著名科學家錢學森在規劃我國空氣動力學研究體系時,也特別強調了模型飛行試驗在其中的重要地位。

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

隨著小型渦輪動力、復合材料結構、小型數字飛控系統、小型高精度測量傳感器及高可靠數據鏈等技術的快速發展,貨架產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成為航空器模型飛行試驗發展的主流,它相比傳統的載機帶飛投放/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)、模型外形結構不易損壞等優點,正逐步成為新型飛機研發中滿足高效、低成本、短周期要求的一種空氣動力學關鍵技術研究及氣動布局演示驗證的有效技術途徑[3]。

縮比模型試驗飛行器與常規無人機相比,有許多相同的系統,如機體結構、飛控、動力、電氣、回收系統等。兩者的主要區別在于：無人機主要強調攜帶任務設備(偵察、攻擊武器、民用等)以完成特定的任務；模型飛行試驗則強調高精度測量飛行試驗數據及處理分析。無人機主要在常規飛行包線內飛行；模型飛行試驗更多是在突破常規包線的邊界狀態飛行。

1 國內外發展概況

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、超燃沖壓發動機等高新技術先期演示驗證。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據,提高了對復雜氣動現象的認識,改進了氣動計算分析方法,完善了風洞試驗設備和技術,驗證了各種新概念氣動布局和氣動控制設計,提升了新技術成熟與應用的速度,從而為各個階段飛行器創新發展提供了低成本、低風險的演示試驗手段和方法,為美國始終引領航空航天技術發展提供了重要技術支撐。

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已經完成了80次飛行試驗,驗證了包括氣動機理、控制律設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新氣動布局、氣動技術等演示驗證的典型例子。

俄羅斯(前蘇聯)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。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現了“眼鏡蛇”動作的初步形態,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,真實飛機的試飛結果與模型飛行試驗結果很吻合,表明模型飛行試驗結果可靠,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)

國內從20世紀60年代開始發展航空器模型飛行試驗技術研究。目前,開展該領域研究與應用的單位主要有中航工業飛行試驗研究院、西北工業大學和中國空氣動力研究與發展中心等。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支撐。

近年來,隨著自主無人飛行器技術的迅速發展和帶動,帶動力自主控制技術在航空器模型飛行試驗及無人機研發中得到快速和廣泛應用。國內,西北工業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,中航工業沈陽飛機設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用了增穩及飛控技術。中國空氣動力研究與發展中心(以下簡稱“氣動中心”)在國內率先突破了相關關鍵技術,建立了帶渦噴動力及小型數字化飛控系統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氣動力、失速/尾旋等飛行試驗,開展了常規迎角氣動力參數辨識,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 系統構成

帶動力航空器模型飛行試驗系統一般由試驗模型系統和地面測控系統系統組成(見圖6)。試驗模型與地面測控系統通過無線數據鏈進行指令、數據及圖像等的交互與傳輸。

圖6 帶動力模型飛行試驗系統構成

近年來,NASA蘭利中心針對大型運輸機在控制系統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計,配置了氣流參數、微型慣導、舵偏角等測量設備；遙測系統支持70個通道的下行數據(圖像)和30個通道的上行控制數據鏈,數據傳輸頻率達到250Hz。基礎研究站(BRS)具有對試驗模型飛控系統、數據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進行控制,操縱手在移動操作站的模擬座艙環境中通過第一視角也可以對模型進行遙控操縱,地面站通過數據鏈進行數據實時發送及事后處理。

2.1 試驗模型系統

試驗模型系統主要由模型機體結構、動力系統、飛控系統、測量系統、起落架系統和傘降回收系統等組成。

圖7 AirSTAR 系統構成

模型機體一般采用金屬或碳纖維主梁+金屬隔框的承力結構,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、舵面等超薄結構件可采用單塊式結構形式,內部布置主承力梁,表面為一體成形復合材料蒙皮,內部空間可用高強度泡沫(PMI)填充以增加其結構強度和剛度。

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

飛控系統采用專為模型飛行試驗研制的小型化飛控系統或選用無人機飛控系統成熟產品,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,國內外都有部分成熟產品可供選用,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高精度飛行控制是一個關鍵問題。伺服系統一般采用無人機或航模用小型電動舵機貨架產品,如FUTABA、PEGASUS、VOLZ等廠商型號,但這些成熟舵機產品在高帶寬、低延時、小間隙和高精度等方面有一定差距,應針對模型飛行試驗需求研制專用舵機。

測量系統主要由測量傳感器、數據存儲、數據鏈及機載電源等組成。試驗模型飛行狀態(空間位置、地速等)、姿態(姿態角、角速率、過載等)主要由飛控系統內置的微型GPS(差分GPS)、MEMS陀螺儀及加速度計等進行測量,氣流參數(動壓、靜壓、空速、迎角、側滑角等)根據飛行迎角(側滑角)、速度范圍及動態響應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進行測量。隨著微機電技術飛速發展,基于MEMS的加速度和角速率傳感器已經具備了較好的測量精度,如ADIS、MTI等公司生產的傳感器,能夠滿足大多數縮比模型演示驗證需求。但對于高精度氣動力參數辨識和測量,則需要采用尺寸較大的激光陀螺儀或光纖陀螺儀,相應地也需要模型內部尺寸空間大。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、動態響應好的風標傳感器,迎角最大100°時仍然能保證側滑角測量準確性和可靠性。數據存儲系統要滿足數據通道、速率及總存儲量的要求,數據鏈要求全向及抗干擾特性好,采用滿足試驗模型各系統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。

起落架系統應根據試驗模型重量、內部空間等進行專門設計,收放結構可采用液壓或電動驅動,可靠的收放和鎖緊機構及能夠提供足夠的緩沖能力等是起落架設計的重點。

傘降回收系統主要由回收傘、控制電路、開傘機構和脫傘機構等組成,在水平起降自主控制模型飛行試驗中起應急回收作用,主要用于保護機載設備。可選擇十字傘或圓傘,其面積根據應急回收時能夠保全模型主要設備和結構的最高接地速度進行設計和選取。

2.2 地面測控系統

地面測控系統主要由地面控制站和光學攝像設備等組成。

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

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

3 關鍵技術

3.1 總體設計技術

總體技術是模型飛行試驗的頂層設計技術,總體設計必須綜合考慮實現試驗目標“需要”,以及技術、經費和時間等現實“可能性”,經過反復計算、分析,權衡各方面要求進行協調后,才能迭代制定出一個既先進又經濟合理,既能滿足各種要求經過努力又能實現的最優總體設計方案。

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

圖8 模型飛行試驗總體設計流程圖

3.2 相似性準則研究與模型設計技術

相似性是模型飛行試驗的理論基礎,只有保證了縮比模型與原型機的相似關系,才能將試驗結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個流場中相互對應的作用力之比為一常值。利用經典的“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)與空氣動力學相關的主要無量綱參數要一致；(3)對于帶動力模型而言,推重比要一致；(4)對于帶飛控系統的模型,控制系統的傳遞比要相似。

為確保模型飛行試驗對有關氣動問題驗證的有效性,試驗模型及分系統設計和加工時必須滿足有關相似性準則。除外形相似和動力學特性(質量、慣性矩等)相似應嚴格保證外,由于模型縮比,很難保證所有相似參數都嚴格滿足,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。如在尾旋飛行試驗中,需要模擬高度的劇烈變化,因此應盡量滿足表征慣性力與重力之比的弗勞德數(Fr=V2/gL)相似；對于動態大迎角飛行試驗,模型氣動力表現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,模型的雷諾數低于真實飛行的雷諾數,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。

相比一般的飛行器設計,模型設計受到的約束條件更多,包括外形相似性、質量特性相似性、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,迎角等氣流系參數測量傳感器要做到小巧精致,不對氣動力構成較大的影響。質量、質心和慣性矩相似性對機載設備布置和模型結構設計構成了較大的設計挑戰,需要在結構設計時就加以考慮,采用CAD等輔助工具邊設計邊建模模擬,做到結構出圖時模型滿足質量特性相似性,嚴格控制模型加工工藝,使得裝配完成的模型質量調配的工作量大大減小。

3.3 飛行控制技術

綜合模型飛行試驗特點和試驗任務的復雜性,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計,創新、多元、混合、異構控制措施等；而且還有其特點和難點,如飛行控制設計和研制難度大(小型化、高帶寬、大負載和高精度),飛行控制技術探索性和創新性強(創新的控制方法),控制模式復雜(人在回路),風險性高(邊界飛行狀態)等。模型飛行試驗需要模擬的航空器種類和型號較多,包括戰斗機、運輸機、轟炸機和特種飛機等,因此為適應不同的飛機類型或型號,需要掌握的關鍵技術包括：現代非線性及魯棒控制方法、多軸靜不穩定控制技術、高精度自主起飛著陸技術、自主導航飛行控制技術、失速/尾旋進入改出控制技術、大迎角過失速等邊界機動控制技術、推力矢量控制技術、飛控系統故障與應急處置技術、飛控系統集成設計技術、飛控系統半實物仿真技術等。飛控技術是航空器模型飛行試驗技術發展的重點方向。

3.4 飛行測量技術

航空器模型飛行試驗主要目的是獲取飛行試驗數據,利用參數辨識方法獲取飛機的氣動和操穩特性,因此飛行參數測量是模型飛行試驗的關鍵技術之一,關系到試驗成敗。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。為保證參數辨識的有效性和辨識精度,測量系統采樣率要高(慣性參數100Hz以上)、數據采樣傳輸要時延小、帶寬高。為保證高機動試驗的要求,需要測量系統具有較高的量程。另外,模型狹小的空間內分布了大量的機載電子設備,需要注重抗復雜電磁環境與電磁干擾技術的研究；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容,因此高動態大迎角氣流參數測量技術尤為關鍵,需要綜合多種測量手段和算法實現；為保證模型機載圖像和數據下傳、遙控指令上傳,需要發展高帶寬、低時延、可靠的小型數據鏈集成技術。

3.5 結構、動力及起降技術

高強度輕質復合材料在航空器模型設計中的應用,大大降低了模型結構重量、提高了結構強度,既可以為滿足質量特性相似性創造有利條件,也可為高精度測量設備、可收放起落架、應急回收傘、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,需要加強設計和加工工藝研究。

推力矢量技術是開展過失速機動等高機動試驗的關鍵技術之一。需要綜合利用地面臺架試驗、風洞試驗、數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。

航空器模型采用小型液壓系統及可收放起落架,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 應急處理與安全回收技術

航空器模型應急處理與安全回收技術包括飛行控制安全應急處理技術、人工遙控技術以及傘降回收技術。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),飛行控制安全應急處理技術能夠及時應對預估的突發事件,對于降低飛行風險、保證模型安全、完整回收至關重要；當模型自主飛控失效后,人工遙控技術亦是保障模型安全返回的關鍵技術；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,傘降回收技術是保證試驗安全、降低模型損失的重要技術。通常傘降回收后需對模型進行修復處理。

3.7 數據分析處理技術

由于航空器特別是戰斗機一類飛機,放寬了縱航向靜穩定性,模型飛控增穩系統是開展試驗的必要條件,飛行試驗時需要進行閉環激勵。因此,盡可能激勵出氣動模態信息的控制輸入設計和閉環氣動參數辨識技術成為關鍵技術之一。通過閉環激勵、多傳感器源數據融合以及系統辨識技術,大大提高了航空器模型飛行試驗對不同構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,通過建立統一的大迎角非定常氣動力模型結構,提高了模型危險邊界飛行控制準確性,利用飛行試驗數據辨識大迎角氣動力,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據與風洞試驗數據、CFD數值計算數據進行對比、分析和融合,可以有效提高氣動力數據準確性和可信性,這也是航空器空氣動力學研究的發展趨勢：CFD數值計算快速布局設計與選型、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展的重要推動作用為出發點,對帶動力自主控制航空器模型飛行試驗國內外研究現狀進行了介紹,對其關鍵技術進行了分析和總結,其技術發展重點和應用研究發展方向為：

(1)飛行試驗平臺技術發展方面,隨著CAD快速建模、先進復合材料、先進制造、小型渦噴發動機、數字飛控系統、MEMS傳感器、小型數據鏈路、氣動參數辨識等相關技術的快速發展,航空器模型飛行試驗能力和效率不斷提升：模型設計、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,飛行測量數據精度大幅提高,獲取試驗數據信息量更加豐富。

(2)模型飛行試驗應用研究將向高精度測量與辨識、高速、邊界飛行狀態(過失速機動、顫振等)研究及演示驗證方向發展。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數值計算構建起空氣動力學的閉環研究體系,綜合解決航空器研制、氣動研究中的關鍵氣動問題。同時,航空器模型飛行試驗還能夠向與氣動相關的如新概念布局驗證、氣動新技術、飛行控制律驗證、結構氣動彈性研究、新概念推力矢量、新概念流動控制等新領域不斷擴展和應用。

當前,隨著大量的氣動新布局、新概念、新技術提出,利用模型飛行試驗手段驗證地面研究結果、揭示氣動機理、驗證技術可行性、提升技術成熟度的相關需求也越來越多,模型飛行試驗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. 航空器帶動力自主控制模型飛行試驗技術研究進展. 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。通信地址：四川省綿陽市二環路南段6號13信箱(621000)。E-mail:hekf@vip.sina.com

*通信作者 E-mail: hekf@vip.sina.com