一種采用氦氣球帶飛的高速模型飛行試驗方法探索

邵元培, 程焰青, 何開鋒, 余永剛, 周 宇

(1. 空氣動力學(xué)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 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

一種采用氦氣球帶飛的高速模型飛行試驗方法探索

邵元培1,2, 程焰青1,2, 何開鋒1,2, 余永剛2,*, 周 宇1,2

(1. 空氣動力學(xué)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 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

目前高亞聲速以及超聲速模型飛行試驗存在的困難主要是動力系統(tǒng)難以提供足夠推力和短周期自由振蕩頻率急劇升高等。本文以一典型戰(zhàn)斗機為例作了剖析，從剖析結(jié)果來看，在高速模型飛行試驗中，模型縮尺比例K是最關(guān)鍵的參數(shù)。在中國空氣動力研究與發(fā)展中心設(shè)計的翼身融合飛行器C2基礎(chǔ)上，探討了一種新的高速模型飛行試驗方法：采用氦氣球帶飛，自22 km高度投放實現(xiàn)超聲速飛行，最大飛行速度達到馬赫數(shù)1.18，這種采用重力克服發(fā)動機能力不足的思路是值得深入研究的，按照這種思路，完成了馬赫數(shù)0.85的6g過載的高能量機動仿真。

典型戰(zhàn)斗機；翼身融合飛行器；高速模型飛行試驗

0 引 言

模型飛行試驗是依據(jù)動力學(xué)相似性原理，構(gòu)建飛行器縮比模型，在大氣中開展飛行試驗，并通過氣動參數(shù)辨識獲取飛行器的氣動和操穩(wěn)特性，驗證氣動新布局、新概念和新技術(shù)的一種試驗手段[1]。模型飛行試驗是空氣動力學(xué)研究三大手段的重要組成部分。與全尺寸飛行試驗相比，模型飛行試驗成本低、周期短和風(fēng)險小；與地面手段相比，又具有模型不受約束、模擬參數(shù)更加真實、氣動/結(jié)構(gòu)/飛行/控制等問題綜合的特點。模型飛行試驗在推動飛行器自主創(chuàng)新發(fā)展、增強地面分析和試驗?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[2]。

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[3-4]。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[5]。NASA先后完成了X-36(無尾布局)[6]、X-48B(BWB飛翼概念布局)[7]、X-56(主動顫振抑制和陣風(fēng)減緩技術(shù)研究)等縮比驗證機的飛行試驗。

俄羅斯(前蘇聯(lián))也十分重視模型飛行試驗，典型例子是Su-27飛機的研制。從1975年開始，用了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。通過風(fēng)洞和模型飛行尾旋試驗，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方法。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。

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(xué)和中國空氣動力研究與發(fā)展中心等。西北工業(yè)大學(xué)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，中國商飛開展了民機翼身融合氣動布局的模型飛行試驗，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)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，開展了新型氣動布局驗證、常規(guī)氣動力、失速/尾旋、過失速機動等模型飛行試驗。

目前低速模型飛行試驗技術(shù)相對成熟，能夠?qū)︼w行器的空氣動力學(xué)特性及控制系統(tǒng)等進行研究和驗證[8-10]。而開展高亞聲速以及超聲速模型飛行試驗仍有很大困難，國內(nèi)尚未開展過固定翼飛機的高速模型飛行試驗。但高速模型飛行試驗又有很強的現(xiàn)實需求，譬如既能模擬現(xiàn)代戰(zhàn)機目標(biāo)特性，又能模擬速度特性的靶標(biāo)系統(tǒng)，就是目前我國現(xiàn)代武器裝備建設(shè)所急需的。

本文以一典型戰(zhàn)斗機為例，分析開展高速模型飛行試驗的難點，主要包括發(fā)動機推力嚴(yán)重不足和模態(tài)頻率加快等。探討了一種高速模型飛行試驗方法：采用氦氣球帶飛至預(yù)定高度后釋放，利用模型自身重力加速，能夠短時克服動力不足的困難，實現(xiàn)縮比模型飛機的超聲速飛行。這種采用“浮空器+飛行器”來進行超聲速飛行試驗的方式，國外有NASA-JPL開展的LDSD(低密度超聲速減速器)高空氣球搭載試驗，以及日本宇宙航空開發(fā)機構(gòu)JAXA開展的超聲速低音爆高空氣球投放試驗D-SEND(Drop test for the Simplified Evaluation of Non-symmetrically Distributed sonic boom Project)。在D-SEND#2試驗中(如圖1和圖2)，工作人員用一個高空氣球?qū)w行器拉升到30 km高空后投放，試驗段最大飛行馬赫數(shù)達到了1.3。

1 高速模型飛行試驗的難點

高速模型飛行試驗難點如下所述。

1.1發(fā)動機需用推力急劇增大

低速模型飛行試驗為保證動力學(xué)特性相似(主要是迎角相同)，由：

其中qD代表來流動壓，可得：

來流動壓需降低至真機飛行時的K倍，此時模型飛行試驗需用推力降低至真機的K3倍。

當(dāng)模型飛行試驗來流動壓偏離相似狀態(tài)、逐漸增大至與真機相同過程中，為了保證縱向受力平衡，需要逐漸減小飛行迎角，導(dǎo)致升阻比有所降低，需用推力快速增大。在高速模型飛行試驗中，由縱向平衡可近似得到推重比(配平推力/飛機質(zhì)量)：

隨著模型飛機尺寸的縮小以及來流動壓的增大：

T/W∝qD/K

當(dāng)縮比模型飛機以真機相同動壓飛行時，推重比需增大約1/K倍(由于CD0的緣故，實際上可能會更大一些)。

某典型戰(zhàn)機不同飛行試驗的配平狀態(tài)如表1所示。以1∶4模型飛行試驗為例，在8 km高空，為模擬真機馬赫數(shù)0.8的飛行狀態(tài)，縮比模型的飛行速度為馬赫數(shù)0.4，發(fā)動機推力約為28 kgf，當(dāng)飛行速度提高至馬赫數(shù)0.8時，配平推力增大到135 kgf，目前國內(nèi)尚未有合適的小尺寸發(fā)動機，更高速的飛行試驗難以開展。馬赫數(shù)1.2時，配平推力達到了322 kgf，是飛行器重量的2.2倍。

表1 不同飛行試驗的平衡狀態(tài)Table 1 Trimmed condition

以1∶1飛機、飛行馬赫數(shù)0.8為基準(zhǔn)狀態(tài)，推重比T/W隨qD/K變化趨勢如圖3所示。從圖3中可以看出，T/W與qD/K保持較嚴(yán)格的線性關(guān)系，且這種線性關(guān)系隨著qD/K增大而加強。

推重比的增大會導(dǎo)致較大的結(jié)構(gòu)應(yīng)力，給機體強度帶來了較大挑戰(zhàn)。

1.2縮比飛行器模態(tài)頻率快速升高

飛機縱向短周期運動特征方程可簡化為:

λ2-Mqλ-Mα=0

式中：

則自由運動頻率

短周期模態(tài)自由振蕩頻率近似正比于來流動壓，反比于縮尺比例，即：

當(dāng)縮比模型飛機以真機相同動壓飛行時，自由振蕩頻率加快約1/K倍。

前重心狀態(tài)不同飛行狀態(tài)下的縱向模態(tài)參數(shù)如表2所示。不同縮比尺寸、不同飛行速度下，短周期運動阻尼比ξ大致保持在一定范圍，這主要與小迎角范圍縱向阻尼導(dǎo)數(shù)變化較小有關(guān)；相對而言，特征根λ的幅值隨著飛行速度增大和縮比尺寸減小而快速增大。

模態(tài)頻率隨著飛行速度加快而迅速增大，導(dǎo)致高速模型飛行試驗對舵機帶寬、偏轉(zhuǎn)速率以及舵面間隙等提出更高的要求。當(dāng)進入超聲速飛行時，舵面操縱效率相對減弱，舵機受到的考驗會更加嚴(yán)峻。

表2 縱向短周期模態(tài)特性Table 2 Short period mode characters

2 高速模型飛行試驗方法

模態(tài)特性加快可以通過采用性能更加優(yōu)異的舵機來克服，但現(xiàn)階段卻沒有合適的小型航空發(fā)動機來提供高速模型飛行試驗急劇增大的平衡推力。

本節(jié)以氣動中心計算所自主設(shè)計的翼身融合飛行器C2為藍本，采用高空氦氣球投放的形式,整體設(shè)備重量700 kg(含縮比飛機)，氣球體積12000 m3。

飛行器縮尺比例參數(shù)K=1∶4，翼展4.0 m，總重570 kg(不含帶飛裝置)，裝配兩臺地面推力100 kgf級小型渦噴發(fā)動機，該發(fā)動機型號已在實際飛行中使用。

在高度10 km、以馬赫數(shù)1.1飛行時需要的平衡推力達到了673 kgf，遠遠超過裝配發(fā)動力的能力水平，采用常規(guī)試驗手段難以實現(xiàn)超聲速飛行。

飛行軌跡如圖5所示，縮比飛行器自H0高度與帶飛氦氣球分離，垂直落體至H1高度后，轉(zhuǎn)入航跡傾角控制，同時發(fā)動機開始工作。H2為模擬對象的典型飛行高度，H3為試驗段下邊界。為保證超聲速試驗時間和回收安全，試驗過程中應(yīng)對航跡傾角進行相應(yīng)約束。

本文僅從動力角度考慮一種高速模型飛行試驗的可能性，動力學(xué)方程簡化為：

通過控制升力(法向過載Nz)對飛行軌跡進行調(diào)整，本文中將法向受力平衡定義為Nz=1。

3 飛行仿真

3.1超聲速飛行

從飛行時間和回收安全角度考慮，該飛行軌跡設(shè)計轉(zhuǎn)化為一個優(yōu)化問題：

maxVat H2

st.θv>Limit at H2

設(shè)定參數(shù)H0=22 km，H1=20 km，H2=10 km，H3=4 km，Limit=-50°。

當(dāng)飛行器越過H2后，保持直線飛行，當(dāng)飛行速度降低至高亞聲速后，逐漸拉平，在試驗段下邊界時航跡傾角不小于-15°，仿真結(jié)果如圖6所示，超聲速飛行試驗段的時間為34s，最大飛行馬赫數(shù)1.18。

3.2高能量機動

針對半油狀態(tài)，開展高能量機動性能計算，計算結(jié)果如表3所示。

表3 10 km高空盤旋性能Table 3 Sustained circle performance (altitite=10 km)

配置的兩臺發(fā)動機在兩種飛行狀態(tài)下可提供的最大推力約為61 kgf和69 kgf，該飛行器可在高度10 km 、飛行馬赫數(shù)0.85下完成速度滾轉(zhuǎn)角80°、航跡傾角-35°的下滑盤旋。下滑盤旋過程如圖7所示。

4 結(jié) 論

本文針對飛機高速模型飛行試驗，開展飛行力學(xué)分析，推導(dǎo)得到兩個重要的相似關(guān)系式，并以某典型戰(zhàn)機為例進行了驗證。

從文中的分析結(jié)果來看，在高速模型飛行試驗中，縮比尺寸K是關(guān)鍵參數(shù)：在某一高度采用縮比模型模擬真實飛機的飛行速度時，縱向短周期自由振蕩頻率和配平推重比都增大到了真機的1/K倍，嚴(yán)重制約了高速模型飛行試驗的發(fā)展。

本文還探討研究了一種新的高速模型飛行試驗方法的可行性，給出了試驗方案的數(shù)字仿真結(jié)果，并完成了10 km高空、馬赫數(shù)0.85、6g過載的下滑盤旋仿真。計算結(jié)果表明，該飛行試驗方法可以用來研究飛行器的高能量機動特性。

本文的上述研究結(jié)果可為高速模型飛行試驗提供一定的技術(shù)支撐。

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Anewhighspeedmodelflighttestschemecarriedbyheliumballoon

SHAO Yuanpei1,2, CHENG Yanqing1,2, HE Kaifeng1,2, YU Yonggang2,*, ZHOU Yu1,2

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,MianyangSichuan621000,China; 2.ComputationalAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelomentCenter,MianyangSichuan621000,China)

Model flight test is one of the important methods in aerodynamic research and has become a low-risk and effective technical approach for aerodynamic study and for demonstration and validation of aerodynamic configuration. Nowadays the technology of low speed model flight test becomes more mature but there are still some severe technical problems in high speed model flight test, especially in supersonic model flight test, such as insufficient engine thrust and sharp increment of short period oscillation frequency. A typical battleplane as an example. It can be seen that the scale numberKis the key parameter. Based on a BWB (blended wing body) aircraft C2 designed by China Aerodynamic Research and Development Center(CARDC), a new supersonic model flight test scheme is investigated in this paper. The BWB aircraft was carried to 22 km high by a giant helium balloon and then droped, the maximum flight Mach number reached 1.18, the thought using gravity to overcome shortcomings of insufficient engine thrust is worthy of recognition.

typical battleplane; BWB aircraft; high speed model flight test

V217

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0122

0258-1825(2017)05-0727-05

2017-08-11;

2017-09-20

“十三五”裝備預(yù)研項目(513130303)

邵元培(1987-)，男，河南人，助理研究員，研究方向：飛行力學(xué). E-mail：sypyyjy@163.com

余永剛*(1978-)，男，助理研究員，碩士，研究方向：計算空氣動力學(xué)及氣行器氣動外形設(shè)計. E-mail：lenkoo@tom.com

邵元培, 程焰青, 何開鋒, 等. 一種采用氦氣球帶飛的高速模型飛行試驗方法探索[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(5): 727-731, 741.

10.7638/kqdlxxb-2017.0122 SHAO Y P, CHENG Y Q, HE K F, et al. A new high speed model flight test scheme carried by helium balloon[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 727-731, 741.