低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)

岑飛，聶博文，劉志濤，孫海生，李清

1.清華大學(xué) 自動(dòng)化系，北京 100084 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000

低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)

岑飛1,*，聶博文2，劉志濤2，孫海生2，李清1

1.清華大學(xué) 自動(dòng)化系，北京 100084 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000

為在風(fēng)洞中模擬飛行器六自由度飛行的物理過(guò)程，獲取飛行器流動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制耦合特性，對(duì)低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了研究。基于相似準(zhǔn)則，在大型低速風(fēng)洞建立了試驗(yàn)系統(tǒng)，利用縱向靜不穩(wěn)定的動(dòng)力學(xué)相似縮比模型飛機(jī)，經(jīng)過(guò)飛行控制律閉環(huán)控制增穩(wěn)后，開(kāi)展穩(wěn)態(tài)飛行、施加標(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)驗(yàn)證飛行、控制律參數(shù)調(diào)整驗(yàn)證飛行、大迎角飛行等自由飛試驗(yàn)，并將試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)飛行仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比研究。結(jié)果表明，基于相似準(zhǔn)則建立的低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)，能夠有效模擬飛機(jī)閉環(huán)控制飛行過(guò)程，試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映原型機(jī)的穩(wěn)定與控制特性。低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)驗(yàn)證了原型機(jī)的飛行控制律，預(yù)測(cè)了其大迎角失速/偏離特性，形成了飛行器氣動(dòng)/飛行力學(xué)/控制一體化風(fēng)洞試驗(yàn)研究能力。

風(fēng)洞；飛行試驗(yàn)；飛行品質(zhì)；動(dòng)穩(wěn)定性；飛行控制

現(xiàn)代飛行器在設(shè)計(jì)方法層面，更加突出多學(xué)科優(yōu)化[1]，特別是飛行控制與飛行器總體設(shè)計(jì)的關(guān)系愈加緊密，在設(shè)計(jì)初期就需要評(píng)估飛行控制對(duì)飛行器總體性能的影響，因此傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法已經(jīng)不能很好地適用于現(xiàn)代先進(jìn)飛行器的研制。在系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)層面，往往面臨氣動(dòng)、飛行力學(xué)與控制的高度耦合，僅采用傳統(tǒng)的氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)學(xué)建模到控制律設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的流程已經(jīng)不能完整反映飛行器的氣動(dòng)特性、動(dòng)力學(xué)特性和飛行控制特性。因此，需要研究適合于多學(xué)科交叉設(shè)計(jì)與分析的流動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制一體化手段，深入探索具有復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性的先進(jìn)飛行器試驗(yàn)、建模與控制問(wèn)題[2]。

就現(xiàn)有的研究手段而言，常規(guī)的靜、動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)可以研究和分析飛行器的氣動(dòng)特性及飛行器本體的飛行動(dòng)力學(xué)特征，但無(wú)法驗(yàn)證與評(píng)估加入飛行控制后閉環(huán)系統(tǒng)的綜合特性；而大氣模型自由飛及原型機(jī)試飛等飛行試驗(yàn)手段，可以在飛行器研制中后期有效地進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的驗(yàn)證與確認(rèn)[3-4]，但在飛行器研制初期，對(duì)氣動(dòng)、飛行與控制特性掌握得不夠充分的情況下，或者面對(duì)新型氣動(dòng)布局、新的控制技術(shù)等既無(wú)相關(guān)工程經(jīng)驗(yàn)，又難以進(jìn)行精確數(shù)學(xué)建模和飛行仿真研究時(shí)，直接進(jìn)行該類試驗(yàn)驗(yàn)證面臨風(fēng)險(xiǎn)高、周期長(zhǎng)等問(wèn)題。為彌補(bǔ)上述不足，誕生了低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)概念[5]。試驗(yàn)中，帶動(dòng)力的縮比模型飛機(jī)(包含機(jī)載傳感器和舵機(jī))在大型低速風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)六自由度飛行，與地面的飛控計(jì)算機(jī)、飛行操縱系統(tǒng)等一起，組成與原型機(jī)空中飛行運(yùn)動(dòng)自由度相同的試驗(yàn)環(huán)境，研究飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)與控制特性。可見(jiàn)，該技術(shù)結(jié)合了風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的優(yōu)勢(shì)，有利于在飛行器研制初期開(kāi)展氣動(dòng)/飛行/控制一體化研究，對(duì)于推進(jìn)新型先進(jìn)飛行器研制和新技術(shù)工程應(yīng)用具有重要意義。

美國(guó)NASA Langley研究中心(Langley Research Center，LaRC)最早在大型開(kāi)口式低速風(fēng)洞(30 ft×60 ft全尺寸低速風(fēng)洞和14 ft×22 ft亞聲速風(fēng)洞,1 ft=340.8 mm)中發(fā)展風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)[6]，先后用于進(jìn)行變后掠翼布局飛機(jī)飛行控制驗(yàn)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(shù)發(fā)展[10-11]、飛翼布局飛機(jī)飛行控制律優(yōu)化[12]等，推進(jìn)了新型布局飛行器研制和新技術(shù)驗(yàn)證與應(yīng)用。該試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展難度大，因此從試驗(yàn)技術(shù)早期發(fā)展至今，相關(guān)應(yīng)用主要集中在獲得有關(guān)飛行器動(dòng)穩(wěn)定性和大迎角控制特性的定性評(píng)估數(shù)據(jù)方面。在國(guó)內(nèi)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(China Aerodynamics Research and Development Center，CARDC)也開(kāi)展了相關(guān)技術(shù)研究，分析了其關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用前景[13-14]。

本文介紹了在CARDC大型閉口式低速風(fēng)洞中設(shè)計(jì)的試驗(yàn)平臺(tái)，解決試驗(yàn)相似準(zhǔn)則與模擬方法、飛行操縱技術(shù)、試驗(yàn)設(shè)計(jì)與結(jié)果評(píng)估等問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定飛機(jī)經(jīng)過(guò)飛行控制系統(tǒng)控制增穩(wěn)后，在風(fēng)洞閉口試驗(yàn)段內(nèi)穩(wěn)定可控飛行。在實(shí)現(xiàn)定性評(píng)估基礎(chǔ)上，開(kāi)展了與原型機(jī)響應(yīng)特性的相關(guān)性研究，分析將試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用進(jìn)一步拓展到定量評(píng)估的可行性，指出了進(jìn)行定量分析應(yīng)注意的問(wèn)題和試驗(yàn)技術(shù)改進(jìn)方向，為試驗(yàn)技術(shù)的工程化應(yīng)用奠定基礎(chǔ)，為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器研制提供一個(gè)可靠、經(jīng)濟(jì)、高效的氣動(dòng)/飛行/控制一體化試驗(yàn)驗(yàn)證手段。

1 相似準(zhǔn)則與模擬方法

1.1 相似準(zhǔn)則

相似準(zhǔn)則是開(kāi)展低速風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)的理論基礎(chǔ)和基本依據(jù)，為了使結(jié)果反映全尺寸飛機(jī)的特性，試驗(yàn)必須滿足一定的相似準(zhǔn)則。從飛機(jī)六自由度運(yùn)動(dòng)方程和流場(chǎng)流動(dòng)方程推導(dǎo)，在模型與原型機(jī)幾何外形相似、運(yùn)動(dòng)自由度相同(均為六自由度運(yùn)動(dòng))的條件下，運(yùn)動(dòng)相似和流動(dòng)相似參數(shù)分別為[15]

(1)

(2)

式中：α為迎角；β為側(cè)滑角；φ和θ分別為滾轉(zhuǎn)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(jī)質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和特征長(zhǎng)度；T為發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力黏性系數(shù)；下標(biāo)“f”表示原型機(jī)參數(shù)，下標(biāo)“m”表示模型參數(shù)。

低速風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)中，模型運(yùn)動(dòng)自由度完全釋放，與實(shí)際飛行一致，對(duì)于該類與重力作用有關(guān)的穩(wěn)定與控制特性研究試驗(yàn)，弗勞德數(shù)Fr必須滿足相似準(zhǔn)則；試驗(yàn)不涉及快速機(jī)動(dòng)等非定常過(guò)程，不模擬斯特勞哈爾數(shù)Sr；在低速范圍內(nèi)，忽略馬赫數(shù)Ma影響；不可能同時(shí)模擬雷諾數(shù)Re和Fr[16]，在Fr必須模擬的情況下，無(wú)法模擬Re，需在試驗(yàn)結(jié)果中注意和分析Re的影響[17]。

綜上，低速風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)中，除了幾何相似，模擬的相似準(zhǔn)則包括Fr相同、質(zhì)量相似、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相似和推力相似，滿足這些相似準(zhǔn)則條件下的參數(shù)相似關(guān)系(縮比模型/全尺寸原型機(jī))如表1所示。在1.2～1.6節(jié)中，將分析試驗(yàn)中如何模擬與實(shí)現(xiàn)該相似關(guān)系。

1.2 模型設(shè)計(jì)

模型是低速風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)相似模擬的重要部分，涉及3個(gè)重要的相似準(zhǔn)則：幾何相似、質(zhì)量相似和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相似。從表1中可以看出，對(duì)于幾何相似，最重要的是確定合適的模型比例參數(shù)N。N的確定需綜合考慮以下因素：①模型內(nèi)部空間可以容納相關(guān)機(jī)載設(shè)備和動(dòng)力系統(tǒng)； ②模型足以實(shí)現(xiàn)質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量調(diào)節(jié)以滿足相似準(zhǔn)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(zhǎng)不超過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)段寬度的1/5。而質(zhì)量相似和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相似，則對(duì)模型設(shè)計(jì)提出很高要求。為此，在設(shè)計(jì)方法上，采用現(xiàn)代計(jì)算機(jī)輔助建模軟件進(jìn)行數(shù)字一體化設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)時(shí)合理規(guī)劃?rùn)C(jī)載設(shè)備安裝位置，進(jìn)行虛擬裝配，并在計(jì)算模型質(zhì)量、慣量時(shí)計(jì)入機(jī)載設(shè)備的影響，降低后期試驗(yàn)?zāi)Ｐ唾|(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量調(diào)節(jié)的難度。

注：σ、υ分別表示模擬的原型機(jī)飛行高度與模型自由飛風(fēng)洞試驗(yàn)段的空氣密度、動(dòng)力黏性系數(shù)之比。

1.3 飛行參數(shù)測(cè)量

飛行參數(shù)測(cè)量技術(shù)是低速風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)，需要實(shí)時(shí)測(cè)量的運(yùn)動(dòng)參數(shù)包括：迎角、側(cè)滑角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、三軸角速度和線加速度等。在風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)中，主要研究經(jīng)過(guò)飛行控制增穩(wěn)后的飛機(jī)閉環(huán)特性，因此，一般而言，作為反饋量進(jìn)入飛行控制系統(tǒng)的傳感器測(cè)量參數(shù)是迎角/側(cè)滑角和三軸角速度，三軸線加速度和姿態(tài)角等僅用于數(shù)據(jù)記錄和分析。

同理，飛行參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)也需滿足相似關(guān)系。從表1中可以看出，相似準(zhǔn)則對(duì)于飛行參數(shù)測(cè)量的要求主要體現(xiàn)在時(shí)間尺度上：縮比模型飛機(jī)與全尺寸原型機(jī)時(shí)間尺度比值為N0.5,模型響應(yīng)比原型機(jī)快。以表征傳感器動(dòng)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(jīng)推導(dǎo)可得[18]，模型和原型機(jī)的傳感器特征參數(shù)比值為

(3)

式中:ζ為阻尼比;t為時(shí)間。

本期試驗(yàn)中，迎角α和側(cè)滑角β使用風(fēng)標(biāo)式傳感器測(cè)量，俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角φ和偏航角ψ使用航姿參考系統(tǒng)(Attitude and Heading Reference System,AHRS)測(cè)量，三軸角速度p、q、r和線加速度ax、ay、az用慣性測(cè)量單元(IMU)測(cè)量。試驗(yàn)所用測(cè)量傳感器性能指標(biāo)如表3所示。可以看出，由于模型縮比，相似關(guān)系對(duì)傳感器帶寬要求極高，同時(shí)，模型內(nèi)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(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響將在第3節(jié)進(jìn)行討論。

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

1.4 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬

風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)相似準(zhǔn)則中，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬要求是推重比相似。根據(jù)不同的試驗(yàn)類型，有兩種動(dòng)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(dòng)機(jī)推力；二是采用微型渦噴或涵道風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic of engine thrust simulation system

本期試驗(yàn)中，根據(jù)飛機(jī)布局特點(diǎn)和模型質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量模擬要求，研究和實(shí)現(xiàn)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(duì)模型運(yùn)動(dòng)的約束以及氣動(dòng)特性的影響，作了以下優(yōu)化：①通氣管路采用輕質(zhì)、柔軟的特制軟管；②對(duì)尾噴管的噴嘴截面進(jìn)行CFD計(jì)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(guò)一個(gè)單自由度回轉(zhuǎn)接頭連接，連接位置位于模型重心。推力大小的控制通過(guò)一個(gè)流量控制閥調(diào)節(jié)高壓空氣流量來(lái)實(shí)現(xiàn)。經(jīng)過(guò)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(jīng)過(guò)試驗(yàn)測(cè)試，推力靜態(tài)控制精度達(dá)到1.0 N，控制帶寬達(dá)到1.0 Hz，推力響應(yīng)等效時(shí)延小于1.0 s，最大推力達(dá)到100.0 N(即最大推重比為0.5)，滿足本期試驗(yàn)飛行包線內(nèi)的推重比相似要求。

1.5 飛行控制

飛行控制作為風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)平臺(tái)的核心，與原型機(jī)的飛控系統(tǒng)相似是保證試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映原型機(jī)穩(wěn)定與控制特性的關(guān)鍵。根據(jù)試驗(yàn)相似準(zhǔn)則，結(jié)合1.3節(jié)中關(guān)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(tǒng)的參數(shù)相似關(guān)系如表4所示，即在飛行控制律結(jié)構(gòu)與原型機(jī)一致的前提下，控制律中的反饋增益、動(dòng)態(tài)環(huán)節(jié)的特征參數(shù)、系統(tǒng)采樣頻率以及組成飛控系統(tǒng)主要部件的靜動(dòng)態(tài)特性(如舵機(jī)以及1.3節(jié)中所述的機(jī)載傳感器)等滿足相似關(guān)系[18-20]。

本期試驗(yàn)中，控制律反饋增益、動(dòng)態(tài)環(huán)節(jié)的特征參數(shù)、系統(tǒng)采樣頻率等滿足相似關(guān)系，與原型機(jī)相比未能實(shí)現(xiàn)參數(shù)相似的是傳感器和舵機(jī)，傳感器參數(shù)模擬情況如1.3節(jié)表3所述，舵機(jī)參數(shù)模擬情況如表5所示，其對(duì)飛機(jī)響應(yīng)的影響在試驗(yàn)結(jié)果中進(jìn)行分析。

表4 飛控系統(tǒng)參數(shù)相似Table 4 Similitude parameters for flight control system

表5 舵機(jī)主要性能參數(shù)Table 5 Main performance parameters of actuators

1.6 飛行操縱

飛行操縱是低速風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)的難點(diǎn)。與全尺寸原型機(jī)飛行操縱不同，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)的飛行操縱需要分解成俯仰操縱、偏航/滾轉(zhuǎn)操縱和推力操縱3個(gè)部分，由3名操縱員協(xié)作完成[13]。將操縱任務(wù)分解為3人協(xié)作操縱，一方面可以減輕飛行操縱負(fù)擔(dān)，另一方面也更有利于操縱員對(duì)飛行穩(wěn)定性和操縱性進(jìn)行有效評(píng)估。LaRC和CARDC的研究實(shí)踐都證明[17,21]，3人操縱模式可以有效補(bǔ)償因模型縮比帶來(lái)的各種影響，使操縱員能夠進(jìn)行有效評(píng)估。

為了進(jìn)一步獲得一些定量評(píng)估結(jié)果，本期試驗(yàn)中，在通過(guò)駕駛員操縱使模型處于穩(wěn)態(tài)平飛基礎(chǔ)上，進(jìn)行專門的飛行操縱輸入設(shè)計(jì)，在駕駛員操縱指令基礎(chǔ)上疊加典型標(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)，以激發(fā)出表征飛行穩(wěn)定與控制特性的運(yùn)動(dòng)模態(tài)，便于辨識(shí)出典型特征參數(shù)。常用的飛行操縱輸入信號(hào)有以下幾種形式：階躍信號(hào)、偶極方波、“3211”多級(jí)方波、掃頻信號(hào)等。根據(jù)風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)特點(diǎn)，本期試驗(yàn)主要研究疊加偶極方波激勵(lì)下模型與原型機(jī)的響應(yīng)特性。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)與流程

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-13風(fēng)洞建立了試驗(yàn)系統(tǒng)。該風(fēng)洞是一座開(kāi)路式、閉口串行雙試驗(yàn)段大型低速風(fēng)洞(圖2)，其中，第1試驗(yàn)段尺寸長(zhǎng)25.0 m，寬12.0 m，高16.0 m，有效截面積為189.1 m2，常用風(fēng)速范圍為5.0～21.0 m/s；第2試驗(yàn)段尺寸長(zhǎng)15.0 m，寬8.0 m，高6.0 m，有效截面積為47.4 m2，常用風(fēng)速范圍為15.0～85.0 m/s。通常情況下，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)風(fēng)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(yàn)風(fēng)速范圍和模型飛行運(yùn)動(dòng)空間要求，選擇第2試驗(yàn)段建立模型自由飛試驗(yàn)裝置。

如圖3所示，試驗(yàn)系統(tǒng)包括飛機(jī)動(dòng)力相似縮比模型、模型機(jī)載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)、舵面運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)、飛行操縱系統(tǒng)、風(fēng)洞運(yùn)行系統(tǒng)、安全防護(hù)與監(jiān)控系統(tǒng)。試驗(yàn)中模型無(wú)支撐裝置、六自由度運(yùn)動(dòng)不受約束，高壓空氣從模型尾噴口噴出為模型提供動(dòng)力，地面站包含飛行控制系統(tǒng)和飛行操縱系統(tǒng)，駕駛員在地面操控實(shí)現(xiàn)飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)六自由度飛行，從而研究飛機(jī)的氣動(dòng)、飛行力學(xué)和飛行控制特性。試驗(yàn)系統(tǒng)的核心是地面飛控計(jì)算機(jī)，其接收機(jī)載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)反饋信號(hào)、飛行操縱員操控信號(hào)，實(shí)時(shí)運(yùn)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(jī)構(gòu)(舵機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬系統(tǒng))，并完成數(shù)據(jù)在線顯示與存儲(chǔ)等功能，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)系統(tǒng)的綜合集成，從而在大型低速風(fēng)洞中形成一個(gè)駕駛員在環(huán)的飛行測(cè)試環(huán)境。

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

圖3 CARDC FL-13風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.3 Free-flight test facility in CARDC FL-13 wind tunnel

2.2 試驗(yàn)流程

試驗(yàn)流程如下：①風(fēng)洞未起風(fēng)時(shí)，模型由上安全繩懸掛，由于懸掛點(diǎn)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(zhuǎn)接頭連接，飛機(jī)機(jī)頭可在水平面內(nèi)左右自由擺動(dòng))；②在起風(fēng)階段，風(fēng)速?gòu)牧懵侥繕?biāo)試驗(yàn)風(fēng)速過(guò)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(fēng)速時(shí)，風(fēng)標(biāo)測(cè)量結(jié)果不準(zhǔn)確，切斷飛行控制律中的迎角/側(cè)滑角反饋回路，在風(fēng)速大于一定閾值(如V=10.0 m/s)后才接通風(fēng)標(biāo)信號(hào)；④達(dá)到目標(biāo)試驗(yàn)風(fēng)速后，慢慢松開(kāi)下安全繩，同時(shí)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(zhuǎn)/偏航操縱員根據(jù)模型位置進(jìn)行適當(dāng)操控，保持模型在試驗(yàn)段中心區(qū)域1g平飛；⑤進(jìn)行相應(yīng)科目的飛行試驗(yàn)；⑥完成一個(gè)試驗(yàn)工況后，改變?cè)囼?yàn)風(fēng)速，研究其他迎角的飛行穩(wěn)定與控制特性；⑦試驗(yàn)結(jié)束則拉緊安全繩，風(fēng)洞停風(fēng)，進(jìn)行數(shù)據(jù)結(jié)果的分析和評(píng)估。根據(jù)試驗(yàn)測(cè)試任務(wù)以及飛行操縱員工作負(fù)擔(dān)，一般情況下，每次測(cè)試試驗(yàn)約持續(xù)10～15 min。

3 典型試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 試驗(yàn)條件

為了研究基于上述試驗(yàn)相似準(zhǔn)則及模擬條件下試驗(yàn)系統(tǒng)應(yīng)用于對(duì)原型機(jī)飛行穩(wěn)定性與控制性能進(jìn)行預(yù)測(cè)及驗(yàn)證的可行性，開(kāi)展驗(yàn)證性風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)，試驗(yàn)條件如表6所示。在試驗(yàn)飛行包線范圍內(nèi)，飛機(jī)本體縱向靜不穩(wěn)定，通過(guò)閉環(huán)飛行控制實(shí)現(xiàn)控制增穩(wěn)。

需要特別說(shuō)明的是，下文用于進(jìn)行對(duì)比的原型機(jī)飛行仿真中，其氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型基于完整的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)建立，在本期驗(yàn)證性試驗(yàn)涉及的飛行包線范圍內(nèi)，認(rèn)為該飛行仿真結(jié)果代表了原型機(jī)的真實(shí)特性是合理的。因此，通過(guò)與該飛行仿真結(jié)果對(duì)比，進(jìn)行縮比模型風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)特性的相關(guān)性驗(yàn)證。

表6 試驗(yàn)條件Table 6 Test conditions

3.2 穩(wěn)態(tài)飛行試驗(yàn)

開(kāi)展不同飛行速度下的1g平飛試驗(yàn)，定性評(píng)估飛機(jī)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(yàn)結(jié)果和原型機(jī)配平計(jì)算結(jié)果的對(duì)比。可以看出，在不同飛行速度下，試驗(yàn)配平迎角αtrim與原型機(jī)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(rèn)為，該差異主要源于動(dòng)力系統(tǒng)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(jī)進(jìn)入1g平飛狀態(tài)后，高壓通氣軟管處于松弛狀態(tài)，對(duì)模型線位移無(wú)約束，對(duì)模型氣動(dòng)力影響可忽略；而對(duì)俯仰力矩存在一個(gè)常值力矩干擾。常值干擾力矩產(chǎn)生原理如圖4所示。以1g平飛速度27.0 m/s為例，經(jīng)風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)定，連接點(diǎn)受力Fdraw-back=25.0 N，連接點(diǎn)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(yàn)結(jié)果中升降舵角度偏差吻合。

為了進(jìn)一步比較穩(wěn)態(tài)飛行條件下風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)響應(yīng)之間的相關(guān)性，在相同飛行操縱輸入下，進(jìn)行飛機(jī)響應(yīng)特性對(duì)比(對(duì)于原型機(jī)飛行仿真結(jié)果，在時(shí)間尺度上經(jīng)過(guò)了相似性轉(zhuǎn)換，以便在相同時(shí)間尺度上進(jìn)行比較，下同)。以平飛速度V=25 m/s時(shí)飛機(jī)橫航向響應(yīng)為例，圖5給出了主要飛行參數(shù)的對(duì)比曲線。可以看出：對(duì)于橫航向而言，在相同的飛行操縱輸入下，兩者的舵面偏轉(zhuǎn)角度與飛機(jī)響應(yīng)均保持一致，自由飛試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映了原型機(jī)橫航向穩(wěn)定與控制特性。而對(duì)于縱向而言，1g平飛試驗(yàn)中，俯仰操縱員松桿，飛機(jī)俯仰姿態(tài)保持。其他迎角下的穩(wěn)態(tài)飛行試驗(yàn)結(jié)果與此類似。可見(jiàn)，在1g平飛試驗(yàn)中，風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映了原型機(jī)特性；試驗(yàn)相似準(zhǔn)則中提到的傳感器和舵機(jī)在動(dòng)態(tài)性能參數(shù)上的差異未影響飛機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行響應(yīng)結(jié)果的相似性。

表7 配平迎角結(jié)果對(duì)比Table 7 Results comparison of trim angle of attack

表8 配平升降舵偏角結(jié)果對(duì)比Table 8 Results comparison of trim elevator deflection

圖4 高壓通氣軟管產(chǎn)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(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)測(cè)試試驗(yàn)

一般情況下，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)主要用于飛行器設(shè)計(jì)初期進(jìn)行動(dòng)穩(wěn)定性與大迎角控制特性的定性評(píng)估[17]。本研究中，為了進(jìn)一步在定量意義上獲得風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)響應(yīng)的相關(guān)性，在1g平飛基礎(chǔ)上開(kāi)展疊加標(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)試驗(yàn)，標(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)包括對(duì)偶方波激勵(lì)、脈沖激勵(lì)等。

以對(duì)偶方波激勵(lì)為例，圖6和圖7給出了αtrim=15.5°時(shí)，縱向、橫向分別施加對(duì)偶方波激勵(lì)下風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)仿真結(jié)果對(duì)比。綜合第1節(jié)所述，本期試驗(yàn)關(guān)鍵參數(shù)的模擬情況如表9所示，“Prototype simulation”表示完全滿足相似關(guān)系時(shí)的關(guān)鍵參數(shù)值(該仿真結(jié)果代表了經(jīng)過(guò)相似性轉(zhuǎn)換的原型機(jī)特性)；“Free-flight test” 表示本期試驗(yàn)系統(tǒng)實(shí)際實(shí)現(xiàn)的參數(shù)模擬值。為便于分析相似參數(shù)的影響，圖中給出了按照風(fēng)洞模型自由飛實(shí)際滿足的相似條件進(jìn)行仿真的結(jié)果(Free-flight simulation)。

圖5 穩(wěn)態(tài)飛行風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)與原型機(jī)仿真橫航向響應(yīng)對(duì)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(duì)偶方波激勵(lì)下風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)與原型機(jī)仿真縱向響應(yīng)對(duì)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(duì)偶方波激勵(lì)下風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)與原型機(jī)仿真橫向響應(yīng)對(duì)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(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)相似參數(shù)模擬Table 9 Similitude parameters simulation of wind tunnel model free-flight test

注：“√” 表示滿足相似關(guān)系。

與原型機(jī)響應(yīng)相比可以看出，在對(duì)偶方波激勵(lì)下，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果中，縱向短周期阻尼偏小，迎角、俯仰角速度響應(yīng)幅值和延遲偏大；橫航向響應(yīng)阻尼特性基本一致，響應(yīng)幅值和響應(yīng)速度略有差別，但基本上定量反映了原型機(jī)響應(yīng)特性。進(jìn)一步地，與按照風(fēng)洞模型自由飛實(shí)際滿足的相似條件的仿真結(jié)果對(duì)比分析可以看出：對(duì)于定量研究而言，表征傳感器和舵機(jī)動(dòng)態(tài)性能的相似參數(shù)的差異主要影響飛機(jī)縱橫向響應(yīng)幅值和響應(yīng)速度，特別是模型舵機(jī)與原型機(jī)舵機(jī)飽和速率的差異對(duì)于飛機(jī)響應(yīng)相似性影響顯著；俯仰阻尼的差異主要來(lái)源于施加激勵(lì)時(shí)模型擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中軟管對(duì)俯仰力矩的動(dòng)態(tài)干擾。因此，為了更準(zhǔn)確獲得定量研究結(jié)果，下一步工作中，試驗(yàn)系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)相似準(zhǔn)則，從以下方面改進(jìn)：一是提高傳感器和舵機(jī)動(dòng)態(tài)性能，特別是舵機(jī)最大偏轉(zhuǎn)角速度；二是采用三自由度回轉(zhuǎn)接頭連接高壓通氣軟管和模型，以降低通氣軟管對(duì)俯仰力矩的常值干擾和動(dòng)態(tài)干擾；或改進(jìn)動(dòng)力模擬方式，采用微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，從而消除供氣軟管的影響。

3.4 控制律增益調(diào)整試驗(yàn)

圖8給出了控制律部分增益調(diào)整時(shí)飛機(jī)響應(yīng)的變化情況。控制律增益調(diào)整情況如表10所示。

圖8 控制律增益調(diào)整前后原型機(jī)和風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)響應(yīng)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(jī)仿真結(jié)果可以看出：縱向增益減小后，縱向機(jī)動(dòng)過(guò)程中俯仰速率及迎角響應(yīng)幅值減小，響應(yīng)快速性降低，但阻尼增大；滾轉(zhuǎn)角速率反饋減小后，橫航向機(jī)動(dòng)過(guò)程中滾轉(zhuǎn)速率響應(yīng)幅值略有增大，阻尼減小，橫向響應(yīng)頻率略有減小。

相應(yīng)地，盡管在相同增益時(shí)風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)仿真存在一定差異(原因見(jiàn)3.3節(jié)分析)，但控制增益調(diào)整前后，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果反映出來(lái)的飛機(jī)響應(yīng)的變化與原型機(jī)響應(yīng)變化規(guī)律一致，即試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映了控制增益調(diào)整后飛機(jī)穩(wěn)定性與控制特性的變化。同時(shí)，增益調(diào)整后，飛行操縱員反映，飛行操控難度有所增加，飛機(jī)響應(yīng)變慢，從駕駛員主觀評(píng)價(jià)的角度也可以評(píng)估飛機(jī)操縱特性的變化。

該項(xiàng)試驗(yàn)結(jié)果表明，盡管本期試驗(yàn)中的傳感器和舵機(jī)未能完全滿足相似要求以及存在通氣軟管對(duì)俯仰力矩的干擾，風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)仍能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)控制增益調(diào)整前后飛機(jī)穩(wěn)定性與控制特性的變化，進(jìn)一步驗(yàn)證了該試驗(yàn)平臺(tái)可以對(duì)飛行控制律進(jìn)行驗(yàn)證，從而在飛行器設(shè)計(jì)初期對(duì)關(guān)鍵控制參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)和快速評(píng)估。

表10 控制增益調(diào)整Table 10 Adjustment of control gain

3.5 大迎角試驗(yàn)

風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)的一個(gè)重要應(yīng)用是驗(yàn)證大迎角飛行控制律，預(yù)測(cè)大迎角失速/偏離特性。為此，開(kāi)展大迎角試驗(yàn)研究。圖9給出了一組大迎角試驗(yàn)結(jié)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(shí)，模型可保持穩(wěn)定可控飛行；迎角大于35°后，出現(xiàn)了航向偏離，方向舵最先出現(xiàn)飽和，模型失控。

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

可見(jiàn)，通過(guò)風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)，可以研究飛機(jī)的失速/偏離特性，并對(duì)采取不同改進(jìn)措施后的效果進(jìn)行快速驗(yàn)證，對(duì)于預(yù)測(cè)和改進(jìn)大迎角飛行特性具有重要意義。

4 結(jié) 論

系統(tǒng)研究了低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)，建立了試驗(yàn)?zāi)M方法、飛行操縱方法、試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法以及結(jié)果評(píng)估方法等，開(kāi)展風(fēng)洞模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)特性的相關(guān)性研究，獲得了定量分析中應(yīng)注意的問(wèn)題以及試驗(yàn)系統(tǒng)改進(jìn)方向，有利于試驗(yàn)技術(shù)的完善和工程化應(yīng)用。

1) 低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)作為常規(guī)風(fēng)洞到飛行試驗(yàn)之間的重要環(huán)節(jié)，實(shí)現(xiàn)了在風(fēng)洞中開(kāi)展飛行器氣動(dòng)/飛行/控制一體化研究，可在飛行器研制初期及早發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)缺陷，有效降低技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

2) 基于相似準(zhǔn)則建立的低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)，試驗(yàn)結(jié)果可以定性反映原型機(jī)穩(wěn)定性與控制特性，實(shí)現(xiàn)原型機(jī)飛行控制律驗(yàn)證和大迎角失速/偏離特性預(yù)測(cè)，試驗(yàn)技術(shù)初步具備工程化應(yīng)用能力。

3) 為了進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)定量評(píng)估與研究，風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng)需要根據(jù)相似準(zhǔn)則要求進(jìn)一步優(yōu)化，重點(diǎn)提升飛行參數(shù)測(cè)量傳感器和舵機(jī)的動(dòng)態(tài)性能；同時(shí)，改進(jìn)模型動(dòng)力模擬系統(tǒng)，以降低或消除動(dòng)力供氣管路對(duì)模型氣動(dòng)及運(yùn)動(dòng)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

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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(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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

(責(zé)任編輯：李明敏)