低速風洞帶動力模型自由飛試驗

岑飛，聶博文，劉志濤，孫海生，李清

1.清華大學 自動化系，北京 100084 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

低速風洞帶動力模型自由飛試驗

岑飛1,*，聶博文2，劉志濤2，孫海生2，李清1

1.清華大學 自動化系，北京 100084 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

為在風洞中模擬飛行器六自由度飛行的物理過程，獲取飛行器流動/運動/控制耦合特性，對低速風洞帶動力模型自由飛試驗技術進行了研究。基于相似準則，在大型低速風洞建立了試驗系統，利用縱向靜不穩(wěn)定的動力學相似縮比模型飛機，經過飛行控制律閉環(huán)控制增穩(wěn)后，開展穩(wěn)態(tài)飛行、施加標準激勵驗證飛行、控制律參數調整驗證飛行、大迎角飛行等自由飛試驗，并將試驗結果與原型機飛行仿真結果進行了對比研究。結果表明，基于相似準則建立的低速風洞帶動力模型自由飛試驗系統，能夠有效模擬飛機閉環(huán)控制飛行過程，試驗結果準確反映原型機的穩(wěn)定與控制特性。低速風洞帶動力模型自由飛試驗驗證了原型機的飛行控制律，預測了其大迎角失速/偏離特性，形成了飛行器氣動/飛行力學/控制一體化風洞試驗研究能力。

風洞；飛行試驗；飛行品質；動穩(wěn)定性；飛行控制

現代飛行器在設計方法層面，更加突出多學科優(yōu)化[1]，特別是飛行控制與飛行器總體設計的關系愈加緊密，在設計初期就需要評估飛行控制對飛行器總體性能的影響，因此傳統設計方法已經不能很好地適用于現代先進飛行器的研制。在系統實現層面，往往面臨氣動、飛行力學與控制的高度耦合，僅采用傳統的氣動力風洞試驗、數學建模到控制律設計與驗證的流程已經不能完整反映飛行器的氣動特性、動力學特性和飛行控制特性。因此，需要研究適合于多學科交叉設計與分析的流動/運動/控制一體化手段，深入探索具有復雜動力學特性的先進飛行器試驗、建模與控制問題[2]。

就現有的研究手段而言，常規(guī)的靜、動態(tài)風洞試驗可以研究和分析飛行器的氣動特性及飛行器本體的飛行動力學特征，但無法驗證與評估加入飛行控制后閉環(huán)系統的綜合特性；而大氣模型自由飛及原型機試飛等飛行試驗手段，可以在飛行器研制中后期有效地進行飛行控制系統的驗證與確認[3-4]，但在飛行器研制初期，對氣動、飛行與控制特性掌握得不夠充分的情況下，或者面對新型氣動布局、新的控制技術等既無相關工程經驗，又難以進行精確數學建模和飛行仿真研究時，直接進行該類試驗驗證面臨風險高、周期長等問題。為彌補上述不足，誕生了低速風洞帶動力模型自由飛試驗概念[5]。試驗中，帶動力的縮比模型飛機(包含機載傳感器和舵機)在大型低速風洞試驗段內六自由度飛行，與地面的飛控計算機、飛行操縱系統等一起，組成與原型機空中飛行運動自由度相同的試驗環(huán)境，研究飛機的飛行動力學與控制特性。可見，該技術結合了風洞試驗和飛行試驗的優(yōu)勢，有利于在飛行器研制初期開展氣動/飛行/控制一體化研究，對于推進新型先進飛行器研制和新技術工程應用具有重要意義。

美國NASA Langley研究中心(Langley Research Center，LaRC)最早在大型開口式低速風洞(30 ft×60 ft全尺寸低速風洞和14 ft×22 ft亞聲速風洞,1 ft=340.8 mm)中發(fā)展風洞模型自由飛試驗技術[6]，先后用于進行變后掠翼布局飛機飛行控制驗證[7]、大迎角穩(wěn)定與控制特性研究[8-9]、推力矢量控制技術發(fā)展[10-11]、飛翼布局飛機飛行控制律優(yōu)化[12]等，推進了新型布局飛行器研制和新技術驗證與應用。該試驗技術發(fā)展難度大，因此從試驗技術早期發(fā)展至今，相關應用主要集中在獲得有關飛行器動穩(wěn)定性和大迎角控制特性的定性評估數據方面。在國內，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(China Aerodynamics Research and Development Center，CARDC)也開展了相關技術研究，分析了其關鍵技術及應用前景[13-14]。

本文介紹了在CARDC大型閉口式低速風洞中設計的試驗平臺，解決試驗相似準則與模擬方法、飛行操縱技術、試驗設計與結果評估等問題，實現縱向靜不穩(wěn)定飛機經過飛行控制系統控制增穩(wěn)后，在風洞閉口試驗段內穩(wěn)定可控飛行。在實現定性評估基礎上，開展了與原型機響應特性的相關性研究，分析將試驗技術應用進一步拓展到定量評估的可行性，指出了進行定量分析應注意的問題和試驗技術改進方向，為試驗技術的工程化應用奠定基礎，為現代先進飛行器研制提供一個可靠、經濟、高效的氣動/飛行/控制一體化試驗驗證手段。

1 相似準則與模擬方法

1.1 相似準則

相似準則是開展低速風洞模型自由飛試驗的理論基礎和基本依據，為了使結果反映全尺寸飛機的特性，試驗必須滿足一定的相似準則。從飛機六自由度運動方程和流場流動方程推導，在模型與原型機幾何外形相似、運動自由度相同(均為六自由度運動)的條件下，運動相似和流動相似參數分別為[15]

(1)

(2)

式中：α為迎角；β為側滑角；φ和θ分別為滾轉角和俯仰角；V為飛行速度；ω為角速度；m、J和l分別為飛機質量、轉動慣量和特征長度；T為發(fā)動機推力；g為重力加速度；a為聲速；ρ和μ分別為大氣密度和動力黏性系數；下標“f”表示原型機參數，下標“m”表示模型參數。

低速風洞模型自由飛試驗中，模型運動自由度完全釋放，與實際飛行一致，對于該類與重力作用有關的穩(wěn)定與控制特性研究試驗，弗勞德數Fr必須滿足相似準則；試驗不涉及快速機動等非定常過程，不模擬斯特勞哈爾數Sr；在低速范圍內，忽略馬赫數Ma影響；不可能同時模擬雷諾數Re和Fr[16]，在Fr必須模擬的情況下，無法模擬Re，需在試驗結果中注意和分析Re的影響[17]。

綜上，低速風洞模型自由飛試驗中，除了幾何相似，模擬的相似準則包括Fr相同、質量相似、轉動慣量相似和推力相似，滿足這些相似準則條件下的參數相似關系(縮比模型/全尺寸原型機)如表1所示。在1.2～1.6節(jié)中，將分析試驗中如何模擬與實現該相似關系。

1.2 模型設計

模型是低速風洞自由飛試驗相似模擬的重要部分，涉及3個重要的相似準則：幾何相似、質量相似和轉動慣量相似。從表1中可以看出，對于幾何相似，最重要的是確定合適的模型比例參數N。N的確定需綜合考慮以下因素：①模型內部空間可以容納相關機載設備和動力系統； ②模型足以實現質量、轉動慣量調節(jié)以滿足相似準則要求；③分析Re的影響，將模型比例確定在Re影響不顯著的范圍；④模型最大展長不超過風洞試驗段寬度的1/5。而質量相似和轉動慣量相似，則對模型設計提出很高要求。為此，在設計方法上，采用現代計算機輔助建模軟件進行數字一體化設計。設計時合理規(guī)劃機載設備安裝位置，進行虛擬裝配，并在計算模型質量、慣量時計入機載設備的影響，降低后期試驗模型質量、轉動慣量調節(jié)的難度。

注：σ、υ分別表示模擬的原型機飛行高度與模型自由飛風洞試驗段的空氣密度、動力黏性系數之比。

1.3 飛行參數測量

飛行參數測量技術是低速風洞模型自由飛試驗的關鍵技術，需要實時測量的運動參數包括：迎角、側滑角、俯仰角、滾轉角、偏航角、三軸角速度和線加速度等。在風洞模型自由飛試驗中，主要研究經過飛行控制增穩(wěn)后的飛機閉環(huán)特性，因此，一般而言，作為反饋量進入飛行控制系統的傳感器測量參數是迎角/側滑角和三軸角速度，三軸線加速度和姿態(tài)角等僅用于數據記錄和分析。

同理，飛行參數測量系統也需滿足相似關系。從表1中可以看出，相似準則對于飛行參數測量的要求主要體現在時間尺度上：縮比模型飛機與全尺寸原型機時間尺度比值為N0.5,模型響應比原型機快。以表征傳感器動態(tài)特性最常用的二階環(huán)節(jié)或一階慣性環(huán)節(jié)為例，經推導可得[18]，模型和原型機的傳感器特征參數比值為

(3)

式中:ζ為阻尼比;t為時間。

本期試驗中，迎角α和側滑角β使用風標式傳感器測量，俯仰角θ、滾轉角φ和偏航角ψ使用航姿參考系統(Attitude and Heading Reference System,AHRS)測量，三軸角速度p、q、r和線加速度ax、ay、az用慣性測量單元(IMU)測量。試驗所用測量傳感器性能指標如表3所示。可以看出，由于模型縮比，相似關系對傳感器帶寬要求極高，同時，模型內部空間有限，在體積、重量約束下，傳感器性能難以完全滿足相似要求，其對試驗結果的影響將在第3節(jié)進行討論。

表3 傳感器主要性能參數Table 3 Main performance parameters of sensors

1.4 發(fā)動機動力模擬

風洞模型自由飛試驗相似準則中，對發(fā)動機動力模擬要求是推重比相似。根據不同的試驗類型，有兩種動力模擬解決方案：一是采用高壓空氣從模型尾部噴出，模擬發(fā)動機推力；二是采用微型渦噴或涵道風扇發(fā)動機。

圖1 發(fā)動機動力模擬系統示意圖Fig.1 Schematic of engine thrust simulation system

本期試驗中，根據飛機布局特點和模型質量、轉動慣量模擬要求，研究和實現了基于高壓空氣噴射提供推力的模擬方式，如圖1所示。為了減小模型外部通氣管路對模型運動的約束以及氣動特性的影響，作了以下優(yōu)化：①通氣管路采用輕質、柔軟的特制軟管；②對尾噴管的噴嘴截面進行CFD計算與優(yōu)化，使得滿足最大推力要求前提下減小通氣管路直徑；③通氣管路與模型之間通過一個單自由度回轉接頭連接，連接位置位于模型重心。推力大小的控制通過一個流量控制閥調節(jié)高壓空氣流量來實現。經過上述方法，在通氣管路直徑為15.0 mm，高壓空氣入口壓力為1.0 MPa的情況下，經過試驗測試，推力靜態(tài)控制精度達到1.0 N，控制帶寬達到1.0 Hz，推力響應等效時延小于1.0 s，最大推力達到100.0 N(即最大推重比為0.5)，滿足本期試驗飛行包線內的推重比相似要求。

1.5 飛行控制

飛行控制作為風洞模型自由飛試驗平臺的核心，與原型機的飛控系統相似是保證試驗結果準確反映原型機穩(wěn)定與控制特性的關鍵。根據試驗相似準則，結合1.3節(jié)中關于典型二階環(huán)節(jié)和一階慣性環(huán)節(jié)的分析，可得飛控系統的參數相似關系如表4所示，即在飛行控制律結構與原型機一致的前提下，控制律中的反饋增益、動態(tài)環(huán)節(jié)的特征參數、系統采樣頻率以及組成飛控系統主要部件的靜動態(tài)特性(如舵機以及1.3節(jié)中所述的機載傳感器)等滿足相似關系[18-20]。

本期試驗中，控制律反饋增益、動態(tài)環(huán)節(jié)的特征參數、系統采樣頻率等滿足相似關系，與原型機相比未能實現參數相似的是傳感器和舵機，傳感器參數模擬情況如1.3節(jié)表3所述，舵機參數模擬情況如表5所示，其對飛機響應的影響在試驗結果中進行分析。

表4 飛控系統參數相似Table 4 Similitude parameters for flight control system

表5 舵機主要性能參數Table 5 Main performance parameters of actuators

1.6 飛行操縱

飛行操縱是低速風洞模型自由飛試驗的難點。與全尺寸原型機飛行操縱不同，風洞模型自由飛試驗系統的飛行操縱需要分解成俯仰操縱、偏航/滾轉操縱和推力操縱3個部分，由3名操縱員協作完成[13]。將操縱任務分解為3人協作操縱，一方面可以減輕飛行操縱負擔，另一方面也更有利于操縱員對飛行穩(wěn)定性和操縱性進行有效評估。LaRC和CARDC的研究實踐都證明[17,21]，3人操縱模式可以有效補償因模型縮比帶來的各種影響，使操縱員能夠進行有效評估。

為了進一步獲得一些定量評估結果，本期試驗中，在通過駕駛員操縱使模型處于穩(wěn)態(tài)平飛基礎上，進行專門的飛行操縱輸入設計，在駕駛員操縱指令基礎上疊加典型標準激勵，以激發(fā)出表征飛行穩(wěn)定與控制特性的運動模態(tài)，便于辨識出典型特征參數。常用的飛行操縱輸入信號有以下幾種形式：階躍信號、偶極方波、“3211”多級方波、掃頻信號等。根據風洞模型自由飛試驗特點，本期試驗主要研究疊加偶極方波激勵下模型與原型機的響應特性。

2 試驗系統與流程

2.1 試驗系統

在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的FL-13風洞建立了試驗系統。該風洞是一座開路式、閉口串行雙試驗段大型低速風洞(圖2)，其中，第1試驗段尺寸長25.0 m，寬12.0 m，高16.0 m，有效截面積為189.1 m2，常用風速范圍為5.0～21.0 m/s；第2試驗段尺寸長15.0 m，寬8.0 m，高6.0 m，有效截面積為47.4 m2，常用風速范圍為15.0～85.0 m/s。通常情況下，風洞模型自由飛試驗風速范圍為15.0～35.0 m/s，模型翼展范圍為1.5～2.0 m，綜合考慮試驗風速范圍和模型飛行運動空間要求，選擇第2試驗段建立模型自由飛試驗裝置。

如圖3所示，試驗系統包括飛機動力相似縮比模型、模型機載姿態(tài)測量系統、舵面運動驅動系統、發(fā)動機動力模擬系統、飛行控制系統、飛行操縱系統、風洞運行系統、安全防護與監(jiān)控系統。試驗中模型無支撐裝置、六自由度運動不受約束，高壓空氣從模型尾噴口噴出為模型提供動力，地面站包含飛行控制系統和飛行操縱系統，駕駛員在地面操控實現飛機模型在風洞試驗段內六自由度飛行，從而研究飛機的氣動、飛行力學和飛行控制特性。試驗系統的核心是地面飛控計算機，其接收機載姿態(tài)測量系統反饋信號、飛行操縱員操控信號，實時運行滿足相似要求的縮比模型飛行控制律，發(fā)送舵面控制指令和推力控制指令給執(zhí)行機構(舵機、發(fā)動機動力模擬系統)，并完成數據在線顯示與存儲等功能，實現試驗系統的綜合集成，從而在大型低速風洞中形成一個駕駛員在環(huán)的飛行測試環(huán)境。

圖2 CARDC FL-13低速風洞示意圖Fig.2 Sketch of CARDC FL-13 low speed wind tunnel

圖3 CARDC FL-13風洞自由飛試驗系統Fig.3 Free-flight test facility in CARDC FL-13 wind tunnel

2.2 試驗流程

試驗流程如下：①風洞未起風時，模型由上安全繩懸掛，由于懸掛點位于模型重心位置，模型可以基本保持水平姿態(tài)(由于采用回轉接頭連接，飛機機頭可在水平面內左右自由擺動)；②在起風階段，風速從零慢慢升到目標試驗風速過程中，安全操縱員拉緊下安全繩，使模型線位移固定；③在低風速時，風標測量結果不準確，切斷飛行控制律中的迎角/側滑角反饋回路，在風速大于一定閾值(如V=10.0 m/s)后才接通風標信號；④達到目標試驗風速后，慢慢松開下安全繩，同時推力操縱員逐漸加大油門至所需配平推力，俯仰操縱員操縱迎角至配平迎角，滾轉/偏航操縱員根據模型位置進行適當操控，保持模型在試驗段中心區(qū)域1g平飛；⑤進行相應科目的飛行試驗；⑥完成一個試驗工況后，改變試驗風速，研究其他迎角的飛行穩(wěn)定與控制特性；⑦試驗結束則拉緊安全繩，風洞停風，進行數據結果的分析和評估。根據試驗測試任務以及飛行操縱員工作負擔，一般情況下，每次測試試驗約持續(xù)10～15 min。

3 典型試驗結果與分析

3.1 試驗條件

為了研究基于上述試驗相似準則及模擬條件下試驗系統應用于對原型機飛行穩(wěn)定性與控制性能進行預測及驗證的可行性，開展驗證性風洞模型自由飛試驗，試驗條件如表6所示。在試驗飛行包線范圍內，飛機本體縱向靜不穩(wěn)定，通過閉環(huán)飛行控制實現控制增穩(wěn)。

需要特別說明的是，下文用于進行對比的原型機飛行仿真中，其氣動力數學模型基于完整的靜態(tài)和動態(tài)風洞試驗數據庫建立，在本期驗證性試驗涉及的飛行包線范圍內，認為該飛行仿真結果代表了原型機的真實特性是合理的。因此，通過與該飛行仿真結果對比，進行縮比模型風洞自由飛試驗結果與原型機特性的相關性驗證。

表6 試驗條件Table 6 Test conditions

3.2 穩(wěn)態(tài)飛行試驗

開展不同飛行速度下的1g平飛試驗，定性評估飛機在不同迎角下的飛行穩(wěn)定性和操縱性。

表7和表8中給出了不同飛行速度下的lg平飛試驗結果和原型機配平計算結果的對比。可以看出，在不同飛行速度下，試驗配平迎角αtrim與原型機配平迎角一致；而升降舵配平偏角δe存在約4°的角度偏差。分析認為，該差異主要源于動力系統中高壓通氣軟管的影響。具體而言，從配平飛行迎角相符可以看出，飛機進入1g平飛狀態(tài)后，高壓通氣軟管處于松弛狀態(tài)，對模型線位移無約束，對模型氣動力影響可忽略；而對俯仰力矩存在一個常值力矩干擾。常值干擾力矩產生原理如圖4所示。以1g平飛速度27.0 m/s為例，經風洞試驗標定，連接點受力Fdraw-back=25.0 N，連接點與重心之間的Z向距離Δz=0.1 m,故軟管引起附加抬頭力矩約為2.5 N·m，抵消該抬頭力矩，升降舵需下偏約4.2°，與試驗結果中升降舵角度偏差吻合。

為了進一步比較穩(wěn)態(tài)飛行條件下風洞自由飛試驗結果與原型機響應之間的相關性，在相同飛行操縱輸入下，進行飛機響應特性對比(對于原型機飛行仿真結果，在時間尺度上經過了相似性轉換，以便在相同時間尺度上進行比較，下同)。以平飛速度V=25 m/s時飛機橫航向響應為例，圖5給出了主要飛行參數的對比曲線。可以看出：對于橫航向而言，在相同的飛行操縱輸入下，兩者的舵面偏轉角度與飛機響應均保持一致，自由飛試驗結果準確反映了原型機橫航向穩(wěn)定與控制特性。而對于縱向而言，1g平飛試驗中，俯仰操縱員松桿，飛機俯仰姿態(tài)保持。其他迎角下的穩(wěn)態(tài)飛行試驗結果與此類似。可見，在1g平飛試驗中，風洞自由飛試驗結果準確反映了原型機特性；試驗相似準則中提到的傳感器和舵機在動態(tài)性能參數上的差異未影響飛機穩(wěn)態(tài)飛行響應結果的相似性。

表7 配平迎角結果對比Table 7 Results comparison of trim angle of attack

表8 配平升降舵偏角結果對比Table 8 Results comparison of trim elevator deflection

圖4 高壓通氣軟管產生的常值俯仰力矩干擾原理Fig.4 Schematic diagram of constant pitch moment produced by high-pressure air hose

3.3 標準激勵測試試驗

一般情況下，風洞模型自由飛試驗主要用于飛行器設計初期進行動穩(wěn)定性與大迎角控制特性的定性評估[17]。本研究中，為了進一步在定量意義上獲得風洞模型自由飛試驗結果與原型機響應的相關性，在1g平飛基礎上開展疊加標準激勵試驗，標準激勵包括對偶方波激勵、脈沖激勵等。

以對偶方波激勵為例，圖6和圖7給出了αtrim=15.5°時，縱向、橫向分別施加對偶方波激勵下風洞模型自由飛試驗結果與原型機仿真結果對比。綜合第1節(jié)所述，本期試驗關鍵參數的模擬情況如表9所示，“Prototype simulation”表示完全滿足相似關系時的關鍵參數值(該仿真結果代表了經過相似性轉換的原型機特性)；“Free-flight test” 表示本期試驗系統實際實現的參數模擬值。為便于分析相似參數的影響，圖中給出了按照風洞模型自由飛實際滿足的相似條件進行仿真的結果(Free-flight simulation)。

圖5 穩(wěn)態(tài)飛行風洞模型自由飛試驗與原型機仿真橫航向響應對比(αtrim=15.5°)Fig.5 Comparison of lateral response of free-flight wind tunnel test and prototype aircraft simulation in level flight(αtrim=15.5°)

圖6 對偶方波激勵下風洞自由飛試驗與原型機仿真縱向響應對比(αtrim=15.5°)Fig.6 Comparison of longitudinal response of free-flight wind tunnel test and prototype aircraft simulation with dual square wave excitation(αtrim=15.5°)

圖7 對偶方波激勵下風洞自由飛試驗與原型機仿真橫向響應對比(αtrim=15.5°)Fig.7 Comparison of lateral response of free-flight wind tunnel test and prototype aircraft simulation with dual square wave excitation(αtrim=15.5°)

表9 風洞模型自由飛試驗相似參數模擬Table 9 Similitude parameters simulation of wind tunnel model free-flight test

注：“√” 表示滿足相似關系。

與原型機響應相比可以看出，在對偶方波激勵下，風洞模型自由飛試驗結果中，縱向短周期阻尼偏小，迎角、俯仰角速度響應幅值和延遲偏大；橫航向響應阻尼特性基本一致，響應幅值和響應速度略有差別，但基本上定量反映了原型機響應特性。進一步地，與按照風洞模型自由飛實際滿足的相似條件的仿真結果對比分析可以看出：對于定量研究而言，表征傳感器和舵機動態(tài)性能的相似參數的差異主要影響飛機縱橫向響應幅值和響應速度，特別是模型舵機與原型機舵機飽和速率的差異對于飛機響應相似性影響顯著；俯仰阻尼的差異主要來源于施加激勵時模型擾動運動過程中軟管對俯仰力矩的動態(tài)干擾。因此，為了更準確獲得定量研究結果，下一步工作中，試驗系統應根據相似準則，從以下方面改進：一是提高傳感器和舵機動態(tài)性能，特別是舵機最大偏轉角速度；二是采用三自由度回轉接頭連接高壓通氣軟管和模型，以降低通氣軟管對俯仰力矩的常值干擾和動態(tài)干擾；或改進動力模擬方式，采用微型渦噴發(fā)動機，從而消除供氣軟管的影響。

3.4 控制律增益調整試驗

圖8給出了控制律部分增益調整時飛機響應的變化情況。控制律增益調整情況如表10所示。

圖8 控制律增益調整前后原型機和風洞模型自由飛試驗響應的變化Fig.8 Changes of aircraft response in wind tunnel free-flight test and prototype simulation with different feedback gain

從原型機仿真結果可以看出：縱向增益減小后，縱向機動過程中俯仰速率及迎角響應幅值減小，響應快速性降低，但阻尼增大；滾轉角速率反饋減小后，橫航向機動過程中滾轉速率響應幅值略有增大，阻尼減小，橫向響應頻率略有減小。

相應地，盡管在相同增益時風洞模型自由飛試驗結果與原型機仿真存在一定差異(原因見3.3節(jié)分析)，但控制增益調整前后，風洞模型自由飛試驗結果反映出來的飛機響應的變化與原型機響應變化規(guī)律一致，即試驗結果準確反映了控制增益調整后飛機穩(wěn)定性與控制特性的變化。同時，增益調整后，飛行操縱員反映，飛行操控難度有所增加，飛機響應變慢，從駕駛員主觀評價的角度也可以評估飛機操縱特性的變化。

該項試驗結果表明，盡管本期試驗中的傳感器和舵機未能完全滿足相似要求以及存在通氣軟管對俯仰力矩的干擾，風洞模型自由飛試驗仍能準確預測控制增益調整前后飛機穩(wěn)定性與控制特性的變化，進一步驗證了該試驗平臺可以對飛行控制律進行驗證，從而在飛行器設計初期對關鍵控制參數進行優(yōu)化設計和快速評估。

表10 控制增益調整Table 10 Adjustment of control gain

3.5 大迎角試驗

風洞模型自由飛試驗的一個重要應用是驗證大迎角飛行控制律，預測大迎角失速/偏離特性。為此，開展大迎角試驗研究。圖9給出了一組大迎角試驗結果曲線。圖中，δe、δa和δr分別為升降舵、副翼和方向舵偏角。可以看出，迎角小于35°時，模型可保持穩(wěn)定可控飛行；迎角大于35°后，出現了航向偏離，方向舵最先出現飽和，模型失控。

圖9 風洞模型自由飛大迎角試驗Fig.9 Wind tunnel aircraft free-flight test at high angle of attack

可見，通過風洞模型自由飛試驗，可以研究飛機的失速/偏離特性，并對采取不同改進措施后的效果進行快速驗證，對于預測和改進大迎角飛行特性具有重要意義。

4 結 論

系統研究了低速風洞帶動力模型自由飛試驗技術，建立了試驗模擬方法、飛行操縱方法、試驗設計方法以及結果評估方法等，開展風洞模型自由飛試驗結果與原型機特性的相關性研究，獲得了定量分析中應注意的問題以及試驗系統改進方向，有利于試驗技術的完善和工程化應用。

1) 低速風洞帶動力模型自由飛試驗技術作為常規(guī)風洞到飛行試驗之間的重要環(huán)節(jié)，實現了在風洞中開展飛行器氣動/飛行/控制一體化研究，可在飛行器研制初期及早發(fā)現設計缺陷，有效降低技術風險。

2) 基于相似準則建立的低速風洞帶動力模型自由飛試驗系統，試驗結果可以定性反映原型機穩(wěn)定性與控制特性，實現原型機飛行控制律驗證和大迎角失速/偏離特性預測，試驗技術初步具備工程化應用能力。

3) 為了進一步實現定量評估與研究，風洞帶動力模型自由飛試驗系統需要根據相似準則要求進一步優(yōu)化，重點提升飛行參數測量傳感器和舵機的動態(tài)性能；同時，改進模型動力模擬系統，以降低或消除動力供氣管路對模型氣動及運動特性的影響。

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Lowspeedwindtunnelfree-flighttestofpoweredsub-scaleaircraft

CENFei1,*,NIEBowen2,LIUZhitao2,SUNHaisheng2,LIQing1

1.DepartmentofAutomation,TsinghuaUniversity,Beijing100084,China2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

Tosimulatethephysicalprogressoftheaircraftflyingatsix-degree-of-freedominthewindtunnelandachievetheaerodynamics,kinematicsandflight-controlcouplingcharacteristicsoftheaircraft,thelowspeedwindtunnelfree-flighttesttechniqueforpoweredsub-scaleaircraftisstudied.Basedonthesimilaritycriterion,atestplatformisestablishedinalarge-scalelowspeedwindtunnel.Adynamicsub-scalemodelwhichisunstableinlongitudinalstaticstabilityisaugmentedaccordingtoflightcontrollaws,andfliesinthewindtunneltestsectionwith1gtrimcondition,doubletcontrolinputs,adjustedcontrolfeed-backgainsandhighangleofattack.Thecorrelationbetweenthefree-flighttestresultsofthesub-scalemodelandthesimulationresultsofthefull-scaleprototypeaircraftisanalyzed.Theresultsshowthatthewindtunnelfree-flighttestplatformdevelopedbasedonthesimilaritycriterioncaneffectivelysimulatetheactualflightprocessoftheaircraftaugmentedwithflightcontrollaws,andthestabilityandcontrolcharacteristicsofthesub-scalemodelrepresentingtheprototypeaircraft,andisthusespeciallyusefulforverificationofflightcontrollawsandpredictionofstall/departurecharacteristics.Theestablishedtestplatformhasthecapabilityofconductingintegratedresearchonthecouplingbetweenaerodynamics,flightdynamicsandflightcontrolcharacteristics.

windtunnel;flighttest;flyingquality;dynamicstability;flightcontrol

2017-03-03；Revised2017-03-30；Accepted2017-04-10;Publishedonline2017-04-151351

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171006.html

.E-mailcenf14@mails.tsinghua.edu.cn

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

10.7527/S1000-6893.2017.121214

V211.7

A

1000-6893(2017)10-121214-13

2017-03-03；退修日期2017-03-30；錄用日期2017-04-10；< class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2017-04-151351

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171006.html

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.E-mailcenf14@mails.tsinghua.edu.cn

岑飛，聶博文，劉志濤，等．低速風洞帶動力模型自由飛試驗J．航空學報,2017,38(10):121214.CENF,NIEBW,LIUZT,etal.Lowspeedwindtunnelfree-flighttestofpoweredsub-scaleaircraftJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(10):121214.

(責任編輯：李明敏)