縮比模型演示驗證飛行試驗及關鍵技術

何開鋒, 毛仲君, 汪 清, 陳 海

(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)

縮比模型演示驗證飛行試驗及關鍵技術

何開鋒1,2, 毛仲君2,*, 汪 清1,2, 陳 海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)

首先介紹了國內(nèi)外縮比模型驗證機飛行試驗及其應用情況，總結了模型飛行試驗的四大研究領域：氣動布局演示驗證、氣動力飛行試驗、危險邊界飛行試驗、新概念新技術演示驗證試驗；其次，分析了模型飛行試驗在帶動力自主飛行、模型快速結構設計與制造、模型動力系統(tǒng)設計與測試、飛行控制設計與測試、高精度測量與氣動參數(shù)辨識等關鍵技術領域的發(fā)展趨勢，并給出了中國空氣動力研究與發(fā)展中心在這些技術方面的部分研究結果；最后，對模型飛行試驗的未來發(fā)展方向進行了展望。

縮比模型飛行試驗；空氣動力學研究；氣動參數(shù)辨識；演示驗證

0 引 言

飛行試驗是在真實飛行條件下進行科學技術研究和產(chǎn)品測試試驗的過程，自人類掌握動力飛行一百多年來，航空科學技術的進步和飛行器的發(fā)展離不開大量的飛行試驗研究和探索。常規(guī)飛行試驗通常指有人駕駛試驗飛機的飛行試驗，一般處于飛機研制的后期，以原型機為試飛平臺，通過飛行試驗對其氣動、結構、動力、控制、航電等特性進行測試、改進和完善，并最終進行定型鑒定[1]。隨著航空科學技術進步，新概念、新布局、新技術在新機研制中大量采用，飛行包線不斷拓寬，飛行試驗成本不斷提高，飛行試驗的風險越來越大。因此必須發(fā)展低成本、低風險和高效率的飛行試驗技術。

模型飛行試驗是按照動力學相似規(guī)律，利用飛行器縮尺模型(或驗證機)在真實大氣中進行模擬飛行，研究和驗證氣動/飛行特性、新概念、新技術和新布局的試驗手段和方法[2]。相比地面試驗，模型飛行試驗具有環(huán)境條件更加真實，具有氣動/結構/飛行/控制/動力等多學科綜合的特點；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種手段之一，模型飛行試驗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[3]。

美國一直非常重視發(fā)展驗證機飛行試驗技術，其X系列技術驗證機計劃幾十年長盛不衰，在推動飛行器新概念、新技術、新布局創(chuàng)新發(fā)展中發(fā)揮了重要作用，為美國持續(xù)保持航空航天技術的領先地位做出了重要貢獻[4-5]。

近年來，國內(nèi)以中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱氣動中心)為代表的多家單位利用小型渦輪動力、復合材料結構、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)鏈等技術發(fā)展了航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗手段，應用于飛機型號研制和關鍵技術攻關，發(fā)揮了重要的作用[6]。

1 國內(nèi)外縮比模型驗證機飛行試驗及其應用

1.1國外情況

縮比模型飛行試驗是歷史悠久的試驗技術，開始于20世紀20年代，興起于20世紀40年代，近20年來受到高度重視，取得了新的發(fā)展。

世界航空航天強國歷來高度重視模型飛行試驗。最早的模型飛行試驗始于1920年，NACA從一棟高層建筑上投放一個飛機模型研究其尾旋特性。20世紀40年代，在沒有跨聲速風洞情況下，英國利用蚊式飛機帶飛飛機縮比模型到高空投放，利用模型自由降落加速過程研究跨聲速機翼阻力和顫振特性，解決了許多跨聲速技術難題。20世紀50年代，美國用火箭助推模型進行了大量機翼零升阻力試驗，試驗馬赫數(shù)為2.6，為超聲速飛行提供了可靠的氣動力數(shù)據(jù)。1945～1960年期間，NACA在沃羅斯普島建立了專門的模型飛行試驗場，先后制定并執(zhí)行了近200項研究計劃，進行了各種模型自由飛試驗共6425次。其中，50%以上屬于各類飛行器氣動力基礎研究工作，僅阻力試驗就達1300余次[7]。

縮比模型飛行試驗經(jīng)歷了從早期進行的飛機投放模型無動力自由飛行，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，再到近年來利用帶動力及自主控制縮比模型(驗證機)開展新概念氣動布局以及高新技術先期演示驗證的探索及發(fā)展過程。

隨著現(xiàn)代飛機氣動布局不斷創(chuàng)新，新概念、新技術不斷應用，飛行包線不斷拓展以及飛行性能不斷提升，應用縮比模型(驗證機)對新布局、新概念、新技術以及飛行包線邊界進行探索和驗證，在解決設計中的技術障礙和難題，實現(xiàn)技術創(chuàng)新等方面發(fā)揮了重要作用。為此，縮比模型(驗證機)及演示驗證技術引起廣泛關注和重視，成為飛機設計、氣動及飛行試驗領域新的熱點[8]。

1947年以來的70年間，美國共研制了50多種X系列飛行器，早期以有人駕駛為主，隨著自主飛行控制技術的發(fā)展，自X-36開始都為無人飛行模式[9]。

按照其作用，X系列技術驗證機大致可分為兩類：一是以研究或技術驗證為目的的飛行器，用于探索新的飛行領域(速度、高度、機動性等)及研究相關氣動問題、探索新概念氣動布局及關鍵技術、以及新技術探索和演示驗證；二是為了驗證系統(tǒng)使用效能的飛行器，如新型號競爭性飛行演示驗證飛行器等。以研究或技術驗證為目的的X系列飛行器(第一類)項目如表1-表3所示。

下面介紹近年來以航空科學技術突破為重點的幾個典型項目。

1.1.1 X-36無尾技術驗證機[10-11]

由NASA和波音公司聯(lián)合研制，是無尾戰(zhàn)斗機的28%縮比模型驗證機，機長5.55 m，翼展3.175 m，機高0.95 m，空重494 kg，最大起飛重量576 kg，安裝一臺威廉姆斯國際F112渦扇發(fā)動機(最大推力320 kg)，最大速度330 km/h。該機采用翼身融合鴨式布局構型，沒有垂直尾翼和水平尾翼。其結構主要采用鋁合金與石墨復合材料蒙皮，機翼前緣與后緣都具有40°的后掠角。通過無尾設計使其雷達反射面積(RCS)大幅度減小，同時對飛機的飛行敏捷性和高升力特征產(chǎn)生了不利影響。因而X-36采用了分裂式副翼和推力矢量裝置進行方向操縱，另外還使用了一種非常先進的單通道數(shù)字飛行控制系統(tǒng)來使飛機飛行時保持穩(wěn)定。

表1 探索新的飛行領域及研究相關氣動問題Table 1 Exploration of new flight field and research on aerodynamic problems

表2 探索新概念氣動布局及關鍵技術Table 2 Exploration of new concept aerodynamic configurations and key technologies

表3 新技術探索和演示驗證Table 3 Exploration of new technologies, demonstration and validation

X-36采用常規(guī)滑跑起飛和著陸方式，緊急情況下可采用傘降回收。首架X-36于1997年5月17日成功首飛，隨后共進行了33次飛行試驗，主要驗證了使用和不使用推力矢量情況下的飛行敏捷性。當最大迎角為40°，最大過載為4.86g時，X-36飛行依然十分穩(wěn)定，操控性和機動性也十分出色。該機還演示了利用神經(jīng)網(wǎng)絡飛行控制軟件在飛機尾部受損情況下的控制重構功能。

總之，通過X-36項目，研究了無尾布局飛行器的操縱控制和敏捷性，演示驗證了推力矢量控制、神經(jīng)網(wǎng)絡控制的效果。

1.1.2 X-48翼身融合體BWB(Blended Wing Body)技術驗證機[12-13]

從20世紀90年代開始，NASA的Langley中心、波音公司“鬼怪工廠(Phantom Works)”以及美國空軍聯(lián)合開展了X-48系列飛翼氣動布局技術驗證機項目，包括A、B、C三種型號，均為未來全尺寸大型運輸類飛機的縮比技術驗證機。

X-48A項目在1997年～2003年間實施，按照450座級客機14%比例設計，翼展10.7 m，安裝3臺威廉姆斯公司的J24-8渦噴發(fā)動機。原計劃2004年試飛，后由于經(jīng)費前減中止。

2005年9月，在X-48A基礎上啟動了X-48B項目，于2006年制造了兩架8.5%比例(翼展6.4 m)的驗證機(圖2)。它摒棄了傳統(tǒng)運輸類飛機“筒形機身+機翼”的氣動布局，采用了高度翼身融合的高升阻比無尾布局，其機翼后緣設計了20個操縱面，并在兩側翼梢小翼上設計了方向舵，動力由機身后部的三臺推力為222 kg的渦噴發(fā)動機提供。自2007年7月20日首飛至2010年項目結束，X-48B共進行92次飛行試驗，包括包線擴展試飛、參數(shù)辨識飛行、失速特性、單發(fā)停車以及參數(shù)邊界限制功能等科目。通過飛行試驗驗證了X-48B氣動布局的可行性，以及低速飛行狀態(tài)的操穩(wěn)和飛行控制特性。

X-48C是對B型機的進一步完善，一是取消了翼梢小翼，在發(fā)動機艙兩側增加了兩個帶后緣方向舵的外傾式垂尾，既保證飛機偏航控制能力，又能屏蔽發(fā)動機噴口的側向噪聲；二是更換了動力裝置，安裝了兩臺推力為396 kg的荷蘭AMT公司JetCat渦噴發(fā)動機；三是在機身尾部增加了一個延伸段，能夠有效減少發(fā)動機傳向地面的噪聲。X-48C是X-48系列驗證機的最后一個型號，也是按照8.5%比例制造，總重量約227kg。自2012年8月7日首飛到2013年4月9日最后一次飛行，X-48C共計進行了30次飛行試驗，完成了操穩(wěn)品質(zhì)、飛控軟件優(yōu)化，以及噪聲、排放、油耗測試等內(nèi)容。

通過X-48系列技術驗證機研究及飛行試驗，突破了飛翼布局多操縱面耦合控制的難點，展示了BWB氣動布局高升阻比、低噪聲、低油耗、低排放等優(yōu)勢，驗證了氣動布局的可行性。BWB布局技術正逐步成熟，可能代表著下一代大型飛機的重要發(fā)展方向。

1.1.3 X-56A主動彈性控制技術驗證機[14-15]

X-56A原名為多用途技術試驗臺(MUTT)，是由洛·馬公司的臭鼬工廠(Skunk Works)設計，并聯(lián)合NASA、美國空軍研究實驗室(AFRL)共同開發(fā)的一種創(chuàng)新型模塊化技術驗證機。它包括2個機身、1套剛性機翼、3套柔性機翼，其機翼和機身可拆卸。該飛行器主要用于研究主動顫振抑制和陣風減緩等主動氣動彈性控制技術。

X-56A驗證機重約218 kg，在機身尾部上方安裝了兩臺36 kg推力的JetCat P400發(fā)動機。每副機翼都有翼梢小翼、4個升降副翼，中心體后部還有襟翼。復合材料機翼被特意設計在扭轉方向，以使得在飛行包線范圍內(nèi)發(fā)生彎扭耦合模式的顫振。作動器安裝在臨近每個舵面的干燥艙內(nèi)，機翼內(nèi)的其它空間安裝有水壓載艙，用于穩(wěn)定性調(diào)節(jié)。

2013年7月以來，X-56A已進行了十余次飛行，完成了氣動性能、控制系統(tǒng)、飛行性能和操縱品質(zhì)等試驗。X-56A采用了自主飛控系統(tǒng)+地面模擬座艙內(nèi)操縱手的在環(huán)控制模式，控制系統(tǒng)及傳感器不僅能夠預測和感知顫振發(fā)生的起點，也能夠主動偏轉舵面來抑制顫振的進一步發(fā)展。

據(jù)報道，目前完成的試驗與模擬器上的演練飛行基本一致。試驗數(shù)據(jù)能夠指導未來柔性機翼控制律的開發(fā)，同時用于幫助改進柔性機翼的模型。

X-56A項目對于突破采用大展弦比柔性結構機翼氣動布局的非定常氣動力及氣動彈性問題具有重大意義，目前雖已取得較大進展，但仍然面臨諸多挑戰(zhàn)，如氣動彈性主動控制模型確認與調(diào)節(jié)技術、傳感器系統(tǒng)設計技術、飛控系統(tǒng)設計技術等。

1.2國內(nèi)情況

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研究。目前，該領域的主要研究與應用單位有中航工業(yè)飛行試驗研究院、中航工業(yè)各主要飛機設計研究所、中國商飛、航空航天高校、氣動中心等單位。過去主要利用無動力及遙控模式進行失速/尾旋飛行試驗，先后完成了我國自行研制的數(shù)十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，隨著自主無人飛行技術的迅速發(fā)展，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(fā)中得到了快速和廣泛的應用。國內(nèi)，西工大等利用帶動力縮比模型開展了某大型飛機以及長航時太陽能Wi-Fi無人機——“魅影5”的飛行演示驗證，其中“魅影5”實現(xiàn)了國內(nèi)太陽能飛行器16 h的最長滯空時間；中航工業(yè)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組合動力布局低速演示驗證試驗；試飛院在飛機帶飛投放模型失速/尾旋飛行試驗中也應用了增穩(wěn)及飛控技術；2017年4月，中國商飛針對未來民機發(fā)展，實現(xiàn)了采用大邊條翼身融合布局的“靈雀B”縮比飛行驗證機的成功首飛。

自2013年以來，氣動中心在國內(nèi)率先突破了相關關鍵技術，建立了航空飛行器帶渦噴動力自主控制模型飛行試驗手段，開展了多型飛機縮比模型常規(guī)氣動力、失速/尾旋、過失速機動以及非常規(guī)氣動布局驗證等飛行試驗，為三種手段融合的空氣動力研究試驗體系建立及在飛行器研制中的應用打下基礎。

總體上看，以美國為代表的航空工業(yè)發(fā)達國家的模型飛行試驗技術發(fā)展已經(jīng)非常成熟，并得到廣泛應用。主要體現(xiàn)在，一是試驗類型比較豐富，包括常規(guī)迎角氣動力試驗、大迎角邊界飛行狀態(tài)試驗、氣動彈性試驗、旋翼及垂直起降技術試驗、流動控制技術試驗、新概念布局及新技術演示驗證試驗等；二是試驗速域寬，覆蓋低速、亞跨超聲速范圍，如采用“浮空器+飛行器”方式，NASA-JPL開展了LDSD(低密度超聲速減速器)高空氣球搭載試驗，JAXA開展了超聲速低音爆高空氣球投放試驗D-SEND；三是具有高精度的飛行試驗數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)和先進的參數(shù)辨識技術；四是效率高，基本具備常態(tài)化試驗能力，并且三種手段融合技術廣泛應用。

通過近年來的發(fā)展，國內(nèi)航空飛行器模型飛行試驗在大迎角邊界飛行狀態(tài)試驗技術、氣動建模與參數(shù)辨識技術、飛行控制技術等方面已到達國際先進水平，但也還存在一些差距：一是試驗類型比較少，目前僅限于常規(guī)迎角氣動力試驗、大迎角邊界狀態(tài)試驗和新概念布局演示驗證試驗；二是試驗速域目前僅限于低速和亞聲速范圍；三是飛行試驗數(shù)據(jù)測量精度距參數(shù)辨識的要求尚有一定差距，特別是大迎角氣流系參數(shù)(迎角、側滑角、空速)測量精度差距較大；四是由于與之相關的航空工業(yè)基礎比較薄弱，如國內(nèi)缺乏成熟可靠的小型渦噴發(fā)動機系列產(chǎn)品，對模型飛行試驗的常態(tài)化帶來較大影響，同時，三種手段融合技術尚不夠完善，應用不夠廣泛。

2 航空飛行器模型飛行試驗主要研究領域及其作用

總體上看，航空飛行器模型飛行試驗主要研究領域包括四大類：氣動布局演示驗證、氣動力試驗、危險邊界飛行試驗、新概念新技術演示驗證試驗。

2.1氣動布局演示驗證

氣動布局設計是航空飛行器設計研制過程中的首要和關鍵環(huán)節(jié)，氣動布局是決定航空飛行器飛行操穩(wěn)、隱身特性以及載荷能力等核心性能的關鍵之一。為了大幅提升這些性能，新一代飛機將在氣動布局上進行大膽的創(chuàng)新和突破，如采用翼身高度融合、氣動與隱身特性高度融合、大幅放寬靜穩(wěn)定性等設計。不同于傳統(tǒng)布局形式，新型氣動布局特性僅僅依靠地面試驗和數(shù)值計算難以獲得充分可靠的確認和驗證。

開展縮比模型飛行試驗，可以獲取并驗證新氣動布局飛機的操穩(wěn)和飛行特性，對耦合控制模式及控制律設計進行驗證，使得地面模型得到驗證和優(yōu)化，大大降低研制風險。

2.2氣動力試驗

隨著基于MEMS的高精度測量技術和氣動力參數(shù)辨識方法的不斷發(fā)展，氣動力試驗已經(jīng)成為航空器模型飛行試驗的重要研究領域之一，成為與數(shù)值計算、風洞試驗可以互相比較、驗證的一種氣動力獲取手段。航空飛行器模型飛行試驗每架次可以開展多種狀態(tài)下多個激勵飛行動作。每個激勵動作可以針對不同構型、不同飛行狀態(tài)參數(shù)，通過參數(shù)辨識獲取該飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定導數(shù)、操縱導數(shù)、動導數(shù)，以及大迎角飛行狀態(tài)下的非定常氣動力特性等，信息量豐富、費效比高[16]。氣動力試驗要取得好的試驗結果，需要著重加強測量和辨識兩個方面的研究：提高測量精準度可以大大提高氣動力辨識的精準度；發(fā)展閉環(huán)飛行下的氣動激勵方法可以涵蓋縱航向靜不穩(wěn)定等更廣范圍，滿足更多類型飛行器的氣動力辨識需求。

2.3危險邊界飛行狀態(tài)試驗

失速/尾旋、過失速機動等危險邊界飛行，往往伴隨著大迎角非線性非定常氣動特性、高動態(tài)運動等復雜氣動和運動耦合問題，地面手段難以精確建模計算和試驗模擬，模型飛行試驗是模擬解決危險邊界飛行問題的有力手段[17]。通過模型飛行試驗，可以有效研究和獲取飛行器失速/尾旋特性，驗證尾旋改出方法。針對先進戰(zhàn)斗機過失速機動問題，模型飛行試驗可以研究并獲得非線性非定常氣動特性，對地面試驗及建模結果進行驗證、修正。借助推力矢量系統(tǒng)，還可以驗證過失速機動操縱方法和控制律設計，大大降低研制及真機試飛風險。

2.4新概念新技術演示驗證試驗

進入21世紀以來，伴隨氣動、控制、電子、材料、動力等新技術快速發(fā)展和新一代飛行器研制需求，創(chuàng)新成為驅動航空航天飛行器發(fā)展的主要動力，變形體布局、氣動隱身高度融合布局、流體推力矢量、傾轉旋翼、傾轉動力、分布式推進、環(huán)量增升減阻控制、彈性主動抑制、動力系統(tǒng)進排氣一體化、無人編隊飛行、無人智能飛行、噪聲抑制、超聲速降噪減阻等大量新概念、新技術不斷被提出來。模型飛行試驗是演示驗證這些新概念、新技術的有效手段，是評估/驗證技術成熟度的重要途徑，是架構地面模擬試驗與真實飛行試驗的紐帶和橋梁，是加速研究成果工程應用轉化的一種低成本和低風險的手段。

3 航空飛行器模型飛行試驗關鍵技術發(fā)展趨勢

3.1帶動力自主控制模型飛行試驗技術

綜合近年來國內(nèi)外發(fā)展情況，從無動力到帶動力模型，從帶飛投放到水平起飛/著陸，從無控或人工遙控飛行到自主控制飛行，已經(jīng)是航空器模型飛行試驗不可逆轉的發(fā)展趨勢。

帶動力自主控制試驗模式，避免了傘降回收對模型外形的破壞或損壞，保證了外形精度，省去了模型維修時間，大大提高了試驗效率。帶動力飛行，使得每架次飛行可以開展數(shù)量更多的機動動作，水平起降安全回收使得模型可重復使用，試驗數(shù)據(jù)量相比傳統(tǒng)無動力投放模式大大增加，所得結果更可信。自主控制飛行，可以精確控制試驗條件，保證結果的精度及可重復性。帶動力自主控制飛行使得可開展的試驗類型更豐富、包線范圍更寬，大大提高了飛行試驗的范圍和能力。帶動力自主控制帶來的效率和能力提升，使得模型飛行試驗可與數(shù)值計算、風洞試驗一起構成空氣動力學研究三種手段融合的閉環(huán)研究體系，大大提高氣動及其相關技術的綜合研究能力[18]。

帶動力自主控制帶來能力極大提升的同時，也使得模型飛行試驗系統(tǒng)構成越來越復雜，模型飛行試驗總體設計技術成為其中關鍵環(huán)節(jié)。且靜不穩(wěn)定構型飛行控制、過失速機動、推力矢量系統(tǒng)等新的關鍵技術亦對模型飛行試驗總體設計提出了更高要求。

氣動中心在國內(nèi)率先建立了帶動力、自主控制模型飛行試驗總體設計技術手段，解決了多約束條件下的相似參數(shù)設計、動力系統(tǒng)選型及推力矢量設計、多構型質(zhì)量特性參數(shù)匹配、試驗狀態(tài)及主要模擬參數(shù)等多個總體設計要素強耦合的難題。

3.2模型快速結構設計與制造技術

縮比模型飛行演示驗證試驗區(qū)別于型號和真實飛機設計與研制的一個主要特點是低成本、短周期，需要在較短周期內(nèi)對某項或多項氣動及其相關關鍵技術進行快速、低成本和低風險的驗證。加上模型結構要求強度高、質(zhì)量輕、質(zhì)量(慣矩)分布模擬準確、復合材料工藝復雜等，對快速模型結構設計與制造提出了很高要求。隨著復合材料工藝、多軸加工中心、多材料3D打印技術、先進計算機輔助設計工具等的快速發(fā)展，縮比模型結構設計與制造周期大大縮短。目前，采用機載設備和零部件虛擬布置、結構材料面密度體密度準確建模、質(zhì)量質(zhì)心和慣矩預先準確設計與建模、結構強度剛度計算模擬測試、模型零部件虛擬裝配、起落架系統(tǒng)動力學模擬等技術，能夠快速設計出滿足總體及各分系統(tǒng)技術要求的電子樣機。根據(jù)電子樣機，加工制造方能夠借助多軸加工中心、3D打印技術等快速完成模具制造、復合材料成形、模型零部件加工與裝配等工作，大大提高了縮比模型制造效率，縮短了縮比模型研制周期[19]。氣動中心在縮比模型結構設計與制造中就充分利用了UG、CATIA等計算機輔助設計工具建立全數(shù)字化電子樣機，利用金屬3D打印技術快速完成大型模具工裝及部分復雜零件的制造，利用三軸、五軸加工中心完成復雜金屬零部件的快速加工制造，掌握了玻璃鋼、碳纖維、高強度泡沫等復合材料快速成形工藝。

3.3模型動力系統(tǒng)設計與測試技術

如前文所述，縮比模型飛行試驗主要的研究領域之一就是危險邊界飛行試驗，其中一項重要內(nèi)容是大迎角過失速機動氣動及控制研究。由于大迎角過失速機動飛行氣動舵面效率降低，需要發(fā)動機提供推力矢量進行輔助控制。在縮比模型上設計效率高、對飛機本體氣動特性影響小的小型推力矢量系統(tǒng)，是開展過失速機動飛行試驗的一項關鍵技術[20]。氣動中心針對某型戰(zhàn)斗機縮比模型，設計了一種小型柔性雙環(huán)推力矢量系統(tǒng)，在國內(nèi)首次成功開展了該模型的過失速機動飛行試驗，包括“眼鏡蛇”機動、大迎角穩(wěn)態(tài)飛行、“直升機”機動、大迎角繞速度矢360度滾轉機動以及赫伯斯特機動。另外，隨著氣動隱身高度融合布局成為新一代飛行器的主要氣動布局形式，縮比模型動力系統(tǒng)必須綜合考慮背負式、內(nèi)埋式S彎進氣道以及S型圓轉方噴管等設計，設計時既要保證發(fā)動機進排氣損失盡量小，又要保證進排氣形成的翼上壓力分布變化盡量不破壞原型飛機的氣動力/力矩特性，因此縮比模型發(fā)動機和進排氣系統(tǒng)一體化設計與地面測試技術成為未來航空器模型飛行試驗的關鍵技術之一，需要引起足夠重視和開展大量研究工作。

3.4模型飛行控制設計與測試技術

飛行控制技術是縮比模型飛行試驗的關鍵核心技術之一。隨著模型飛行包線的不斷拓展：飛行速度拓展到亞跨超聲速，飛行高度拓展到最大約12km，左邊界拓展到失速/過失速范圍，靜穩(wěn)定拓展到靜不穩(wěn)定等，傳統(tǒng)的人工遙控模式已不能滿足模型飛行控制的要求。需要建立自主起/降控制、自主導航巡航控制、自主試驗機動控制、自主故障診斷與處置、多模態(tài)自主管理等飛行控制技術體系，才能成功開展寬包線模型飛行試驗任務。在飛行控制律設計方面，不僅需要掌握傳統(tǒng)的PID、根軌跡、頻率響應等設計及驗證方法，還需要針對大迎角飛行的非線性非定常氣動特性，采用諸如動態(tài)逆、自適應、魯棒控制等現(xiàn)代控制律設計方法，這對飛行控制系統(tǒng)設計與驗證亦提出了極大挑戰(zhàn)[21]。氣動中心利用動態(tài)逆方法在國內(nèi)首次成功開展了某型戰(zhàn)斗機模型大迎角過失速機動試驗，利用失速/尾旋自主控制進入和改出方法，成功開展了某型戰(zhàn)斗機失速/尾旋試驗[22]。為確保試驗可靠性和安全性，飛行控制系統(tǒng)設計、地面測試與驗證技術，特別是地面數(shù)字仿真、半實物仿真等技術也是其中的關鍵技術之一。

3.5高精度測量與氣動參數(shù)辨識技術

隨著翼身高度融合、飛翼等氣動布局在飛行器研制中的廣泛應用，風洞試驗洞壁、支架干擾的扣除和修正技術成為試驗的難點，模型飛行試驗因在大氣中自由飛行恰恰不受這些干擾因素影響，而且模型飛行試驗還具有飛行包線寬、兼顧動態(tài)試驗等優(yōu)勢[23]。因此，可以預見，模型飛行試驗將成為獲取寬包線范圍飛行器準確氣動力模型的重要手段之一。要達到這一目標，需要從氣動力參數(shù)辨識技術和飛行參數(shù)高精度測量兩個方面開展深入研究。

當前，氣動力參數(shù)辨識方法發(fā)展迅速，氣動中心針對靜不穩(wěn)定飛機模型，發(fā)展了針對閉環(huán)控制的多通道最優(yōu)輸入激勵信號設計方法以及基于方程解耦技術的氣動參數(shù)辨識最大似然法，實現(xiàn)了帶動力自主控制縮比模型常規(guī)迎角飛行氣動力參數(shù)的有效辨識。

在飛行參數(shù)測量方面，目前的航空飛行器模型飛行試驗普遍采用基于MEMS技術的慣性參數(shù)傳感器，并同時兼顧控制和測量需要。雖然MEMS慣性參數(shù)傳感器技術近年來取得較大發(fā)展，鑒于其體積小、功耗低的優(yōu)勢，已廣泛應用于手機、汽車、小型無人機等領域，但是其測量精度相比現(xiàn)代的激光陀螺、光纖陀螺等相對較低，只能滿足一般飛行控制的要求，離參數(shù)辨識需要的高精度氣動數(shù)據(jù)要求尚有一定的差距。為了提高參數(shù)獲取精度，可以在大量典型運動狀態(tài)仿真的基礎上，根據(jù)各運動軸方向飛行參數(shù)(姿態(tài)角、角速率、過載等)的量級，對傳感器在各運動軸方向的量程進行設計和訂制，或按照測量范圍，針對不同量程安裝多個傳感器，以提高測量精度。

下面給出氣動中心開展某典型飛機模型飛行試驗在無測量誤差和有測量誤差兩種情況的仿真辨識結果比較。對于有測量誤差情況，根據(jù)當前MEMS傳感器水平，測量誤差采用表4所列傳感器測量精度范圍內(nèi)的零均值均值均勻分布隨機噪聲。

3.5.1 縱向機動

采用升降舵雙偶極方波激勵，圖4給出了有測量誤差情況下的辨識擬合結果。表5列出了在升降舵激勵下的縱向氣動參數(shù)辨識結果，由圖4和表5可見：

1) 辨識擬合結果與仿真數(shù)據(jù)符合較好；

2) 無測量誤差情況下，氣動參數(shù)辨識結果與仿真所用的真值一致；

3) 給定測量誤差水平下，起主要作用的氣動參數(shù)(CA0、CN0、CNα、Cmα、Cmδe)的辨識結果較好，最大偏差在5%以內(nèi)；俯仰阻尼導數(shù)Cmq偏差約5%；起次要作用的氣動參數(shù)(CAδe、CNδe)的偏差較大，超過10%。

表4 傳感器測量精度Table 4 Measurement precision of sensors

表5 縱向氣動參數(shù)仿真辨識結果Table 5 Simulation identification results of longitudinal aerodynamic parameters

3.5.2 橫側向機動

采用副翼雙偶極方波激勵。表6列出了在副翼激勵下的橫側向氣動參數(shù)辨識結果，圖5給出了有測量誤差情況下的辨識擬合結果。由表6和圖2可見：

1) 辨識擬合結果與仿真數(shù)據(jù)符合較好；

2) 無測量誤差情況下，氣動參數(shù)辨識結果與仿真所用的真值一致；

3) 給定測量誤差水平下，側向力導數(shù)辨識結果誤差較大，這是由于側滑角和側向過載響應較小，相對誤差較大所致；滾轉角速率響應幅值顯著大于偏航角速率，滾轉力矩導數(shù)辨識結果總體上優(yōu)于偏航力矩導數(shù)；起主要作用的氣動參數(shù)(Clβ、Clδa、Cnδr)的辨識結果較好，最大偏差在5%以內(nèi)；動導數(shù)中，滾轉阻尼導數(shù)辨識結果較好，偏航阻尼導數(shù)結果誤差較大，交叉導數(shù)辨識結果誤差基本不可辨識。

表6 橫側向氣動參數(shù)仿真辨識結果Table 6 Simulation identification results of lateral aerodynamic parameters

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，對其關鍵技術進行了分析和總結，其技術發(fā)展重點和應用研究發(fā)展方向為：

1) 飛行試驗平臺技術發(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)辨識等相關技術的快速發(fā)展，航空器模型飛行試驗能力和效率不斷提升：模型設計、加工和裝配周期縮短，模型全自主飛行控制開展試驗的能力增強，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) 模型飛行試驗應用研究將向高精度測量與辨識、跨超聲速、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種手段之一，與風洞試驗和CFD數(shù)值計算構建起空氣動力學的閉環(huán)研究體系，綜合解決航空器研制、氣動研究中的關鍵氣動問題。同時，航空器模型飛行試驗還將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。

雖然模型飛行試驗目前還存在一些不足，如模型近似性存在偏差、測量裝置和測量手段沒有其他試驗豐富、容易受氣象條件影響等，但隨著大量氣動新布局、新概念、新技術的提出，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越來越多，模型飛行試驗手段的作用日益凸顯。

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Demonstrationandvalidationflighttestofscaledaircraftmodelanditskeytechnologies

HE Kaifeng1,2, MAO Zhongjun2,*, WANG Qing1,2, CHEN Hai2

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,China; 2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

Firstly, the flight tests and its application of scaled aircraft models at home and abroad are introduced in this paper. The study topics are summarized as follows: the demonstration and validation of aerodynamic configurations, the flight test of aerodynamic forces, the flight test of dangerous boundaries, as well as the demonstration and validation test with new concepts and technologies. Secondly, this paper analyzes the key technologies of model flight test such as powered flight with autonomous control, quick model structure design and manufacture, model power system design and test, flight controller design and test, high precision measurement, and aerodynamic coefficients identification. Some results of CARDC (China Aerodynamics Research and Development Center) research on these key technologies are shown. Finally, the potential development directions of model flight test are prospected.

scaled model flight test; aerodynamic research; aerodynamic coefficients identification; demonstration and validation

V217

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0089

0258-1825(2017)05-0671-09

2017-05-17;

2017-09-20

何開鋒(1963-)，男，四川成都人，研究員，研究方向：飛行力學與模型飛行試驗. E-mail：hekf@vip.sina.com

毛仲君*(1979-)，四川簡陽人，碩士，主要從事航空器模型飛行試驗總體設計. E-mail: despmatrix@163.com

何開鋒, 毛仲君, 汪清, 等. 縮比模型演示驗證飛行試驗及關鍵技術[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 671-679.

10.7638/kqdlxxb-2017.0089 HE K F, MAO Z J, WANG Q, et al. Demonstration and validation flight test of scaled aircraft model and its key technologies[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 671-679.