縮比模型演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)及關(guān)鍵技術(shù)

何開鋒, 毛仲君, 汪 清, 陳 海

(1. 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

縮比模型演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)及關(guān)鍵技術(shù)

何開鋒1,2, 毛仲君2,*, 汪 清1,2, 陳 海2

(1. 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

首先介紹了國(guó)內(nèi)外縮比模型驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)及其應(yīng)用情況，總結(jié)了模型飛行試驗(yàn)的四大研究領(lǐng)域：氣動(dòng)布局演示驗(yàn)證、氣動(dòng)力飛行試驗(yàn)、危險(xiǎn)邊界飛行試驗(yàn)、新概念新技術(shù)演示驗(yàn)證試驗(yàn)；其次，分析了模型飛行試驗(yàn)在帶動(dòng)力自主飛行、模型快速結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造、模型動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)與測(cè)試、飛行控制設(shè)計(jì)與測(cè)試、高精度測(cè)量與氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)等關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展趨勢(shì)，并給出了中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在這些技術(shù)方面的部分研究結(jié)果；最后，對(duì)模型飛行試驗(yàn)的未來發(fā)展方向進(jìn)行了展望。

縮比模型飛行試驗(yàn)；空氣動(dòng)力學(xué)研究；氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)；演示驗(yàn)證

0 引 言

飛行試驗(yàn)是在真實(shí)飛行條件下進(jìn)行科學(xué)技術(shù)研究和產(chǎn)品測(cè)試試驗(yàn)的過程，自人類掌握動(dòng)力飛行一百多年來，航空科學(xué)技術(shù)的進(jìn)步和飛行器的發(fā)展離不開大量的飛行試驗(yàn)研究和探索。常規(guī)飛行試驗(yàn)通常指有人駕駛試驗(yàn)飛機(jī)的飛行試驗(yàn)，一般處于飛機(jī)研制的后期，以原型機(jī)為試飛平臺(tái)，通過飛行試驗(yàn)對(duì)其氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、控制、航電等特性進(jìn)行測(cè)試、改進(jìn)和完善，并最終進(jìn)行定型鑒定[1]。隨著航空科學(xué)技術(shù)進(jìn)步，新概念、新布局、新技術(shù)在新機(jī)研制中大量采用，飛行包線不斷拓寬，飛行試驗(yàn)成本不斷提高，飛行試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)越來越大。因此必須發(fā)展低成本、低風(fēng)險(xiǎn)和高效率的飛行試驗(yàn)技術(shù)。

模型飛行試驗(yàn)是按照動(dòng)力學(xué)相似規(guī)律，利用飛行器縮尺模型(或驗(yàn)證機(jī))在真實(shí)大氣中進(jìn)行模擬飛行，研究和驗(yàn)證氣動(dòng)/飛行特性、新概念、新技術(shù)和新布局的試驗(yàn)手段和方法[2]。相比地面試驗(yàn)，模型飛行試驗(yàn)具有環(huán)境條件更加真實(shí)，具有氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/飛行/控制/動(dòng)力等多學(xué)科綜合的特點(diǎn)；相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗(yàn)，模型飛行試驗(yàn)具有周期短、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小等特點(diǎn)。作為空氣動(dòng)力學(xué)研究的三種手段之一，模型飛行試驗(yàn)在飛行器研制及空氣動(dòng)力學(xué)科發(fā)展中有著不可替代的作用[3]。

美國(guó)一直非常重視發(fā)展驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)，其X系列技術(shù)驗(yàn)證機(jī)計(jì)劃幾十年長(zhǎng)盛不衰，在推動(dòng)飛行器新概念、新技術(shù)、新布局創(chuàng)新發(fā)展中發(fā)揮了重要作用，為美國(guó)持續(xù)保持航空航天技術(shù)的領(lǐng)先地位做出了重要貢獻(xiàn)[4-5]。

近年來，國(guó)內(nèi)以中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(以下簡(jiǎn)稱氣動(dòng)中心)為代表的多家單位利用小型渦輪動(dòng)力、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)、小型數(shù)字飛控系統(tǒng)、小型高精度測(cè)量傳感器及高可靠數(shù)據(jù)鏈等技術(shù)發(fā)展了航空飛行器帶動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)手段，應(yīng)用于飛機(jī)型號(hào)研制和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，發(fā)揮了重要的作用[6]。

1 國(guó)內(nèi)外縮比模型驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)及其應(yīng)用

1.1國(guó)外情況

縮比模型飛行試驗(yàn)是歷史悠久的試驗(yàn)技術(shù)，開始于20世紀(jì)20年代，興起于20世紀(jì)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(qiáng)國(guó)歷來高度重視模型飛行試驗(yàn)。最早的模型飛行試驗(yàn)始于1920年，NACA從一棟高層建筑上投放一個(gè)飛機(jī)模型研究其尾旋特性。20世紀(jì)40年代，在沒有跨聲速風(fēng)洞情況下，英國(guó)利用蚊式飛機(jī)帶飛飛機(jī)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(jī)翼阻力和顫振特性，解決了許多跨聲速技術(shù)難題。20世紀(jì)50年代，美國(guó)用火箭助推模型進(jìn)行了大量機(jī)翼零升阻力試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)為2.6，為超聲速飛行提供了可靠的氣動(dòng)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(yàn)場(chǎng)，先后制定并執(zhí)行了近200項(xiàng)研究計(jì)劃，進(jìn)行了各種模型自由飛試驗(yàn)共6425次。其中，50%以上屬于各類飛行器氣動(dòng)力基礎(chǔ)研究工作，僅阻力試驗(yàn)就達(dá)1300余次[7]。

縮比模型飛行試驗(yàn)經(jīng)歷了從早期進(jìn)行的飛機(jī)投放模型無動(dòng)力自由飛行，到后來利用火箭動(dòng)力助推實(shí)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(dòng)力及自主控制縮比模型(驗(yàn)證機(jī))開展新概念氣動(dòng)布局以及高新技術(shù)先期演示驗(yàn)證的探索及發(fā)展過程。

隨著現(xiàn)代飛機(jī)氣動(dòng)布局不斷創(chuàng)新，新概念、新技術(shù)不斷應(yīng)用，飛行包線不斷拓展以及飛行性能不斷提升，應(yīng)用縮比模型(驗(yàn)證機(jī))對(duì)新布局、新概念、新技術(shù)以及飛行包線邊界進(jìn)行探索和驗(yàn)證，在解決設(shè)計(jì)中的技術(shù)障礙和難題，實(shí)現(xiàn)技術(shù)創(chuàng)新等方面發(fā)揮了重要作用。為此，縮比模型(驗(yàn)證機(jī))及演示驗(yàn)證技術(shù)引起廣泛關(guān)注和重視，成為飛機(jī)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)及飛行試驗(yàn)領(lǐng)域新的熱點(diǎn)[8]。

1947年以來的70年間，美國(guó)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(shù)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(shù)驗(yàn)證機(jī)大致可分為兩類：一是以研究或技術(shù)驗(yàn)證為目的的飛行器，用于探索新的飛行領(lǐng)域(速度、高度、機(jī)動(dòng)性等)及研究相關(guān)氣動(dòng)問題、探索新概念氣動(dòng)布局及關(guān)鍵技術(shù)、以及新技術(shù)探索和演示驗(yàn)證；二是為了驗(yàn)證系統(tǒng)使用效能的飛行器，如新型號(hào)競(jìng)爭(zhēng)性飛行演示驗(yàn)證飛行器等。以研究或技術(shù)驗(yàn)證為目的的X系列飛行器(第一類)項(xiàng)目如表1-表3所示。

下面介紹近年來以航空科學(xué)技術(shù)突破為重點(diǎn)的幾個(gè)典型項(xiàng)目。

1.1.1 X-36無尾技術(shù)驗(yàn)證機(jī)[10-11]

由NASA和波音公司聯(lián)合研制，是無尾戰(zhàn)斗機(jī)的28%縮比模型驗(yàn)證機(jī)，機(jī)長(zhǎng)5.55 m，翼展3.175 m，機(jī)高0.95 m，空重494 kg，最大起飛重量576 kg，安裝一臺(tái)威廉姆斯國(guó)際F112渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)(最大推力320 kg)，最大速度330 km/h。該機(jī)采用翼身融合鴨式布局構(gòu)型，沒有垂直尾翼和水平尾翼。其結(jié)構(gòu)主要采用鋁合金與石墨復(fù)合材料蒙皮，機(jī)翼前緣與后緣都具有40°的后掠角。通過無尾設(shè)計(jì)使其雷達(dá)反射面積(RCS)大幅度減小，同時(shí)對(duì)飛機(jī)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(jìn)行方向操縱，另外還使用了一種非常先進(jìn)的單通道數(shù)字飛行控制系統(tǒng)來使飛機(jī)飛行時(shí)保持穩(wěn)定。

表1 探索新的飛行領(lǐng)域及研究相關(guān)氣動(dòng)問題Table 1 Exploration of new flight field and research on aerodynamic problems

表2 探索新概念氣動(dòng)布局及關(guān)鍵技術(shù)Table 2 Exploration of new concept aerodynamic configurations and key technologies

表3 新技術(shù)探索和演示驗(yàn)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(jìn)行了33次飛行試驗(yàn)，主要驗(yàn)證了使用和不使用推力矢量情況下的飛行敏捷性。當(dāng)最大迎角為40°，最大過載為4.86g時(shí)，X-36飛行依然十分穩(wěn)定，操控性和機(jī)動(dòng)性也十分出色。該機(jī)還演示了利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)飛行控制軟件在飛機(jī)尾部受損情況下的控制重構(gòu)功能。

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

1.1.2 X-48翼身融合體BWB(Blended Wing Body)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)[12-13]

從20世紀(jì)90年代開始，NASA的Langley中心、波音公司“鬼怪工廠(Phantom Works)”以及美國(guó)空軍聯(lián)合開展了X-48系列飛翼氣動(dòng)布局技術(shù)驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目，包括A、B、C三種型號(hào)，均為未來全尺寸大型運(yùn)輸類飛機(jī)的縮比技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

X-48A項(xiàng)目在1997年～2003年間實(shí)施，按照450座級(jí)客機(jī)14%比例設(shè)計(jì)，翼展10.7 m，安裝3臺(tái)威廉姆斯公司的J24-8渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。原計(jì)劃2004年試飛，后由于經(jīng)費(fèi)前減中止。

2005年9月，在X-48A基礎(chǔ)上啟動(dòng)了X-48B項(xiàng)目，于2006年制造了兩架8.5%比例(翼展6.4 m)的驗(yàn)證機(jī)(圖2)。它摒棄了傳統(tǒng)運(yùn)輸類飛機(jī)“筒形機(jī)身+機(jī)翼”的氣動(dòng)布局，采用了高度翼身融合的高升阻比無尾布局，其機(jī)翼后緣設(shè)計(jì)了20個(gè)操縱面，并在兩側(cè)翼梢小翼上設(shè)計(jì)了方向舵，動(dòng)力由機(jī)身后部的三臺(tái)推力為222 kg的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供。自2007年7月20日首飛至2010年項(xiàng)目結(jié)束，X-48B共進(jìn)行92次飛行試驗(yàn)，包括包線擴(kuò)展試飛、參數(shù)辨識(shí)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(yàn)驗(yàn)證了X-48B氣動(dòng)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(duì)B型機(jī)的進(jìn)一步完善，一是取消了翼梢小翼，在發(fā)動(dòng)機(jī)艙兩側(cè)增加了兩個(gè)帶后緣方向舵的外傾式垂尾，既保證飛機(jī)偏航控制能力，又能屏蔽發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的側(cè)向噪聲；二是更換了動(dòng)力裝置，安裝了兩臺(tái)推力為396 kg的荷蘭AMT公司JetCat渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)；三是在機(jī)身尾部增加了一個(gè)延伸段，能夠有效減少發(fā)動(dòng)機(jī)傳向地面的噪聲。X-48C是X-48系列驗(yàn)證機(jī)的最后一個(gè)型號(hào)，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(jì)進(jìn)行了30次飛行試驗(yàn)，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(cè)試等內(nèi)容。

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

1.1.3 X-56A主動(dòng)彈性控制技術(shù)驗(yàn)證機(jī)[14-15]

X-56A原名為多用途技術(shù)試驗(yàn)臺(tái)(MUTT)，是由洛·馬公司的臭鼬工廠(Skunk Works)設(shè)計(jì)，并聯(lián)合NASA、美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)共同開發(fā)的一種創(chuàng)新型模塊化技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。它包括2個(gè)機(jī)身、1套剛性機(jī)翼、3套柔性機(jī)翼，其機(jī)翼和機(jī)身可拆卸。該飛行器主要用于研究主動(dòng)顫振抑制和陣風(fēng)減緩等主動(dòng)氣動(dòng)彈性控制技術(shù)。

X-56A驗(yàn)證機(jī)重約218 kg，在機(jī)身尾部上方安裝了兩臺(tái)36 kg推力的JetCat P400發(fā)動(dòng)機(jī)。每副機(jī)翼都有翼梢小翼、4個(gè)升降副翼，中心體后部還有襟翼。復(fù)合材料機(jī)翼被特意設(shè)計(jì)在扭轉(zhuǎn)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(dòng)器安裝在臨近每個(gè)舵面的干燥艙內(nèi)，機(jī)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(jìn)行了十余次飛行，完成了氣動(dòng)性能、控制系統(tǒng)、飛行性能和操縱品質(zhì)等試驗(yàn)。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(yù)測(cè)和感知顫振發(fā)生的起點(diǎn)，也能夠主動(dòng)偏轉(zhuǎn)舵面來抑制顫振的進(jìn)一步發(fā)展。

據(jù)報(bào)道，目前完成的試驗(yàn)與模擬器上的演練飛行基本一致。試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠指導(dǎo)未來柔性機(jī)翼控制律的開發(fā)，同時(shí)用于幫助改進(jìn)柔性機(jī)翼的模型。

X-56A項(xiàng)目對(duì)于突破采用大展弦比柔性結(jié)構(gòu)機(jī)翼氣動(dòng)布局的非定常氣動(dòng)力及氣動(dòng)彈性問題具有重大意義，目前雖已取得較大進(jìn)展，但仍然面臨諸多挑戰(zhàn)，如氣動(dòng)彈性主動(dòng)控制模型確認(rèn)與調(diào)節(jié)技術(shù)、傳感器系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)、飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)等。

1.2國(guó)內(nèi)情況

國(guó)內(nèi)從20世紀(jì)60年代開始發(fā)展航空器模型飛行試驗(yàn)技術(shù)研究。目前，該領(lǐng)域的主要研究與應(yīng)用單位有中航工業(yè)飛行試驗(yàn)研究院、中航工業(yè)各主要飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所、中國(guó)商飛、航空航天高校、氣動(dòng)中心等單位。過去主要利用無動(dòng)力及遙控模式進(jìn)行失速/尾旋飛行試驗(yàn)，先后完成了我國(guó)自行研制的數(shù)十余個(gè)飛機(jī)型號(hào)的尾旋模型飛行試驗(yàn)，為飛機(jī)的定型和真機(jī)試飛提供了技術(shù)支撐。

近年來，隨著自主無人飛行技術(shù)的迅速發(fā)展，帶動(dòng)力自主控制技術(shù)在航空器模型飛行試驗(yàn)及無人機(jī)研發(fā)中得到了快速和廣泛的應(yīng)用。國(guó)內(nèi)，西工大等利用帶動(dòng)力縮比模型開展了某大型飛機(jī)以及長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能Wi-Fi無人機(jī)——“魅影5”的飛行演示驗(yàn)證，其中“魅影5”實(shí)現(xiàn)了國(guó)內(nèi)太陽(yáng)能飛行器16 h的最長(zhǎng)滯空時(shí)間；中航工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所利用帶動(dòng)力自主控制模型開展了某新概念組合動(dòng)力布局低速演示驗(yàn)證試驗(yàn)；試飛院在飛機(jī)帶飛投放模型失速/尾旋飛行試驗(yàn)中也應(yīng)用了增穩(wěn)及飛控技術(shù)；2017年4月，中國(guó)商飛針對(duì)未來民機(jī)發(fā)展，實(shí)現(xiàn)了采用大邊條翼身融合布局的“靈雀B”縮比飛行驗(yàn)證機(jī)的成功首飛。

自2013年以來，氣動(dòng)中心在國(guó)內(nèi)率先突破了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，建立了航空飛行器帶渦噴動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)手段，開展了多型飛機(jī)縮比模型常規(guī)氣動(dòng)力、失速/尾旋、過失速機(jī)動(dòng)以及非常規(guī)氣動(dòng)布局驗(yàn)證等飛行試驗(yàn)，為三種手段融合的空氣動(dòng)力研究試驗(yàn)體系建立及在飛行器研制中的應(yīng)用打下基礎(chǔ)。

總體上看，以美國(guó)為代表的航空工業(yè)發(fā)達(dá)國(guó)家的模型飛行試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展已經(jīng)非常成熟，并得到廣泛應(yīng)用。主要體現(xiàn)在，一是試驗(yàn)類型比較豐富，包括常規(guī)迎角氣動(dòng)力試驗(yàn)、大迎角邊界飛行狀態(tài)試驗(yàn)、氣動(dòng)彈性試驗(yàn)、旋翼及垂直起降技術(shù)試驗(yàn)、流動(dòng)控制技術(shù)試驗(yàn)、新概念布局及新技術(shù)演示驗(yàn)證試驗(yàn)等；二是試驗(yàn)速域?qū)?，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(yàn)，JAXA開展了超聲速低音爆高空氣球投放試驗(yàn)D-SEND；三是具有高精度的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)和先進(jìn)的參數(shù)辨識(shí)技術(shù)；四是效率高，基本具備常態(tài)化試驗(yàn)?zāi)芰?，并且三種手段融合技術(shù)廣泛應(yīng)用。

通過近年來的發(fā)展，國(guó)內(nèi)航空飛行器模型飛行試驗(yàn)在大迎角邊界飛行狀態(tài)試驗(yàn)技術(shù)、氣動(dòng)建模與參數(shù)辨識(shí)技術(shù)、飛行控制技術(shù)等方面已到達(dá)國(guó)際先進(jìn)水平，但也還存在一些差距：一是試驗(yàn)類型比較少，目前僅限于常規(guī)迎角氣動(dòng)力試驗(yàn)、大迎角邊界狀態(tài)試驗(yàn)和新概念布局演示驗(yàn)證試驗(yàn)；二是試驗(yàn)速域目前僅限于低速和亞聲速范圍；三是飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量精度距參數(shù)辨識(shí)的要求尚有一定差距，特別是大迎角氣流系參數(shù)(迎角、側(cè)滑角、空速)測(cè)量精度差距較大；四是由于與之相關(guān)的航空工業(yè)基礎(chǔ)比較薄弱，如國(guó)內(nèi)缺乏成熟可靠的小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)系列產(chǎn)品，對(duì)模型飛行試驗(yàn)的常態(tài)化帶來較大影響，同時(shí)，三種手段融合技術(shù)尚不夠完善，應(yīng)用不夠廣泛。

2 航空飛行器模型飛行試驗(yàn)主要研究領(lǐng)域及其作用

總體上看，航空飛行器模型飛行試驗(yàn)主要研究領(lǐng)域包括四大類：氣動(dòng)布局演示驗(yàn)證、氣動(dòng)力試驗(yàn)、危險(xiǎn)邊界飛行試驗(yàn)、新概念新技術(shù)演示驗(yàn)證試驗(yàn)。

2.1氣動(dòng)布局演示驗(yàn)證

氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是航空飛行器設(shè)計(jì)研制過程中的首要和關(guān)鍵環(huán)節(jié)，氣動(dòng)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(guān)鍵之一。為了大幅提升這些性能，新一代飛機(jī)將在氣動(dòng)布局上進(jìn)行大膽的創(chuàng)新和突破，如采用翼身高度融合、氣動(dòng)與隱身特性高度融合、大幅放寬靜穩(wěn)定性等設(shè)計(jì)。不同于傳統(tǒng)布局形式，新型氣動(dòng)布局特性僅僅依靠地面試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算難以獲得充分可靠的確認(rèn)和驗(yàn)證。

開展縮比模型飛行試驗(yàn)，可以獲取并驗(yàn)證新氣動(dòng)布局飛機(jī)的操穩(wěn)和飛行特性，對(duì)耦合控制模式及控制律設(shè)計(jì)進(jìn)行驗(yàn)證，使得地面模型得到驗(yàn)證和優(yōu)化，大大降低研制風(fēng)險(xiǎn)。

2.2氣動(dòng)力試驗(yàn)

隨著基于MEMS的高精度測(cè)量技術(shù)和氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)方法的不斷發(fā)展，氣動(dòng)力試驗(yàn)已經(jīng)成為航空器模型飛行試驗(yàn)的重要研究領(lǐng)域之一，成為與數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)可以互相比較、驗(yàn)證的一種氣動(dòng)力獲取手段。航空飛行器模型飛行試驗(yàn)每架次可以開展多種狀態(tài)下多個(gè)激勵(lì)飛行動(dòng)作。每個(gè)激勵(lì)動(dòng)作可以針對(duì)不同構(gòu)型、不同飛行狀態(tài)參數(shù)，通過參數(shù)辨識(shí)獲取該飛行狀態(tài)下的穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)、操縱導(dǎo)數(shù)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)，以及大迎角飛行狀態(tài)下的非定常氣動(dòng)力特性等，信息量豐富、費(fèi)效比高[16]。氣動(dòng)力試驗(yàn)要取得好的試驗(yàn)結(jié)果，需要著重加強(qiáng)測(cè)量和辨識(shí)兩個(gè)方面的研究：提高測(cè)量精準(zhǔn)度可以大大提高氣動(dòng)力辨識(shí)的精準(zhǔn)度；發(fā)展閉環(huán)飛行下的氣動(dòng)激勵(lì)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(dòng)力辨識(shí)需求。

2.3危險(xiǎn)邊界飛行狀態(tài)試驗(yàn)

失速/尾旋、過失速機(jī)動(dòng)等危險(xiǎn)邊界飛行，往往伴隨著大迎角非線性非定常氣動(dòng)特性、高動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)等復(fù)雜氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)耦合問題，地面手段難以精確建模計(jì)算和試驗(yàn)?zāi)M，模型飛行試驗(yàn)是模擬解決危險(xiǎn)邊界飛行問題的有力手段[17]。通過模型飛行試驗(yàn)，可以有效研究和獲取飛行器失速/尾旋特性，驗(yàn)證尾旋改出方法。針對(duì)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動(dòng)問題，模型飛行試驗(yàn)可以研究并獲得非線性非定常氣動(dòng)特性，對(duì)地面試驗(yàn)及建模結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證、修正。借助推力矢量系統(tǒng)，還可以驗(yàn)證過失速機(jī)動(dòng)操縱方法和控制律設(shè)計(jì)，大大降低研制及真機(jī)試飛風(fēng)險(xiǎn)。

2.4新概念新技術(shù)演示驗(yàn)證試驗(yàn)

進(jìn)入21世紀(jì)以來，伴隨氣動(dòng)、控制、電子、材料、動(dòng)力等新技術(shù)快速發(fā)展和新一代飛行器研制需求，創(chuàng)新成為驅(qū)動(dòng)航空航天飛行器發(fā)展的主要?jiǎng)恿Γ冃误w布局、氣動(dòng)隱身高度融合布局、流體推力矢量、傾轉(zhuǎn)旋翼、傾轉(zhuǎn)動(dòng)力、分布式推進(jìn)、環(huán)量增升減阻控制、彈性主動(dòng)抑制、動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)排氣一體化、無人編隊(duì)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(shù)不斷被提出來。模型飛行試驗(yàn)是演示驗(yàn)證這些新概念、新技術(shù)的有效手段，是評(píng)估/驗(yàn)證技術(shù)成熟度的重要途徑，是架構(gòu)地面模擬試驗(yàn)與真實(shí)飛行試驗(yàn)的紐帶和橋梁，是加速研究成果工程應(yīng)用轉(zhuǎn)化的一種低成本和低風(fēng)險(xiǎn)的手段。

3 航空飛行器模型飛行試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

3.1帶動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)

綜合近年來國(guó)內(nèi)外發(fā)展情況，從無動(dòng)力到帶動(dòng)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(yàn)不可逆轉(zhuǎn)的發(fā)展趨勢(shì)。

帶動(dòng)力自主控制試驗(yàn)?zāi)Ｊ?，避免了傘降回收?duì)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(shí)間，大大提高了試驗(yàn)效率。帶動(dòng)力飛行，使得每架次飛行可以開展數(shù)量更多的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，水平起降安全回收使得模型可重復(fù)使用，試驗(yàn)數(shù)據(jù)量相比傳統(tǒng)無動(dòng)力投放模式大大增加，所得結(jié)果更可信。自主控制飛行，可以精確控制試驗(yàn)條件，保證結(jié)果的精度及可重復(fù)性。帶動(dòng)力自主控制飛行使得可開展的試驗(yàn)類型更豐富、包線范圍更寬，大大提高了飛行試驗(yàn)的范圍和能力。帶動(dòng)力自主控制帶來的效率和能力提升，使得模型飛行試驗(yàn)可與數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)一起構(gòu)成空氣動(dòng)力學(xué)研究三種手段融合的閉環(huán)研究體系，大大提高氣動(dòng)及其相關(guān)技術(shù)的綜合研究能力[18]。

帶動(dòng)力自主控制帶來能力極大提升的同時(shí)，也使得模型飛行試驗(yàn)系統(tǒng)構(gòu)成越來越復(fù)雜，模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)技術(shù)成為其中關(guān)鍵環(huán)節(jié)。且靜不穩(wěn)定構(gòu)型飛行控制、過失速機(jī)動(dòng)、推力矢量系統(tǒng)等新的關(guān)鍵技術(shù)亦對(duì)模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)提出了更高要求。

氣動(dòng)中心在國(guó)內(nèi)率先建立了帶動(dòng)力、自主控制模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì)技術(shù)手段，解決了多約束條件下的相似參數(shù)設(shè)計(jì)、動(dòng)力系統(tǒng)選型及推力矢量設(shè)計(jì)、多構(gòu)型質(zhì)量特性參數(shù)匹配、試驗(yàn)狀態(tài)及主要模擬參數(shù)等多個(gè)總體設(shè)計(jì)要素強(qiáng)耦合的難題。

3.2模型快速結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造技術(shù)

縮比模型飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)區(qū)別于型號(hào)和真實(shí)飛機(jī)設(shè)計(jì)與研制的一個(gè)主要特點(diǎn)是低成本、短周期，需要在較短周期內(nèi)對(duì)某項(xiàng)或多項(xiàng)氣動(dòng)及其相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行快速、低成本和低風(fēng)險(xiǎn)的驗(yàn)證。加上模型結(jié)構(gòu)要求強(qiáng)度高、質(zhì)量輕、質(zhì)量(慣矩)分布模擬準(zhǔn)確、復(fù)合材料工藝復(fù)雜等，對(duì)快速模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造提出了很高要求。隨著復(fù)合材料工藝、多軸加工中心、多材料3D打印技術(shù)、先進(jìn)計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)工具等的快速發(fā)展，縮比模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造周期大大縮短。目前，采用機(jī)載設(shè)備和零部件虛擬布置、結(jié)構(gòu)材料面密度體密度準(zhǔn)確建模、質(zhì)量質(zhì)心和慣矩預(yù)先準(zhǔn)確設(shè)計(jì)與建模、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度計(jì)算模擬測(cè)試、模型零部件虛擬裝配、起落架系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模擬等技術(shù)，能夠快速設(shè)計(jì)出滿足總體及各分系統(tǒng)技術(shù)要求的電子樣機(jī)。根據(jù)電子樣機(jī)，加工制造方能夠借助多軸加工中心、3D打印技術(shù)等快速完成模具制造、復(fù)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(dòng)中心在縮比模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造中就充分利用了UG、CATIA等計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)工具建立全數(shù)字化電子樣機(jī)，利用金屬3D打印技術(shù)快速完成大型模具工裝及部分復(fù)雜零件的制造，利用三軸、五軸加工中心完成復(fù)雜金屬零部件的快速加工制造，掌握了玻璃鋼、碳纖維、高強(qiáng)度泡沫等復(fù)合材料快速成形工藝。

3.3模型動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)與測(cè)試技術(shù)

如前文所述，縮比模型飛行試驗(yàn)主要的研究領(lǐng)域之一就是危險(xiǎn)邊界飛行試驗(yàn)，其中一項(xiàng)重要內(nèi)容是大迎角過失速機(jī)動(dòng)氣動(dòng)及控制研究。由于大迎角過失速機(jī)動(dòng)飛行氣動(dòng)舵面效率降低，需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力矢量進(jìn)行輔助控制。在縮比模型上設(shè)計(jì)效率高、對(duì)飛機(jī)本體氣動(dòng)特性影響小的小型推力矢量系統(tǒng)，是開展過失速機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)[20]。氣動(dòng)中心針對(duì)某型戰(zhàn)斗機(jī)縮比模型，設(shè)計(jì)了一種小型柔性雙環(huán)推力矢量系統(tǒng)，在國(guó)內(nèi)首次成功開展了該模型的過失速機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)，包括“眼鏡蛇”機(jī)動(dòng)、大迎角穩(wěn)態(tài)飛行、“直升機(jī)”機(jī)動(dòng)、大迎角繞速度矢360度滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)以及赫伯斯特機(jī)動(dòng)。另外，隨著氣動(dòng)隱身高度融合布局成為新一代飛行器的主要?dú)鈩?dòng)布局形式，縮比模型動(dòng)力系統(tǒng)必須綜合考慮背負(fù)式、內(nèi)埋式S彎進(jìn)氣道以及S型圓轉(zhuǎn)方噴管等設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)時(shí)既要保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣損失盡量小，又要保證進(jìn)排氣形成的翼上壓力分布變化盡量不破壞原型飛機(jī)的氣動(dòng)力/力矩特性，因此縮比模型發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)排氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)與地面測(cè)試技術(shù)成為未來航空器模型飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)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(shè)計(jì)與測(cè)試技術(shù)

飛行控制技術(shù)是縮比模型飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵核心技術(shù)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(dǎo)航巡航控制、自主試驗(yàn)機(jī)動(dòng)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(shù)體系，才能成功開展寬包線模型飛行試驗(yàn)任務(wù)。在飛行控制律設(shè)計(jì)方面，不僅需要掌握傳統(tǒng)的PID、根軌跡、頻率響應(yīng)等設(shè)計(jì)及驗(yàn)證方法，還需要針對(duì)大迎角飛行的非線性非定常氣動(dòng)特性，采用諸如動(dòng)態(tài)逆、自適應(yīng)、魯棒控制等現(xiàn)代控制律設(shè)計(jì)方法，這對(duì)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證亦提出了極大挑戰(zhàn)[21]。氣動(dòng)中心利用動(dòng)態(tài)逆方法在國(guó)內(nèi)首次成功開展了某型戰(zhàn)斗機(jī)模型大迎角過失速機(jī)動(dòng)試驗(yàn)，利用失速/尾旋自主控制進(jìn)入和改出方法，成功開展了某型戰(zhàn)斗機(jī)失速/尾旋試驗(yàn)[22]。為確保試驗(yàn)可靠性和安全性，飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、地面測(cè)試與驗(yàn)證技術(shù)，特別是地面數(shù)字仿真、半實(shí)物仿真等技術(shù)也是其中的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3.5高精度測(cè)量與氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)

隨著翼身高度融合、飛翼等氣動(dòng)布局在飛行器研制中的廣泛應(yīng)用，風(fēng)洞試驗(yàn)洞壁、支架干擾的扣除和修正技術(shù)成為試驗(yàn)的難點(diǎn)，模型飛行試驗(yàn)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(yàn)還具有飛行包線寬、兼顧動(dòng)態(tài)試驗(yàn)等優(yōu)勢(shì)[23]。因此，可以預(yù)見，模型飛行試驗(yàn)將成為獲取寬包線范圍飛行器準(zhǔn)確氣動(dòng)力模型的重要手段之一。要達(dá)到這一目標(biāo)，需要從氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)技術(shù)和飛行參數(shù)高精度測(cè)量?jī)蓚€(gè)方面開展深入研究。

當(dāng)前，氣動(dòng)力參數(shù)辨識(shí)方法發(fā)展迅速，氣動(dòng)中心針對(duì)靜不穩(wěn)定飛機(jī)模型，發(fā)展了針對(duì)閉環(huán)控制的多通道最優(yōu)輸入激勵(lì)信號(hào)設(shè)計(jì)方法以及基于方程解耦技術(shù)的氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)最大似然法，實(shí)現(xiàn)了帶動(dòng)力自主控制縮比模型常規(guī)迎角飛行氣動(dòng)力參數(shù)的有效辨識(shí)。

在飛行參數(shù)測(cè)量方面，目前的航空飛行器模型飛行試驗(yàn)普遍采用基于MEMS技術(shù)的慣性參數(shù)傳感器，并同時(shí)兼顧控制和測(cè)量需要。雖然MEMS慣性參數(shù)傳感器技術(shù)近年來取得較大發(fā)展，鑒于其體積小、功耗低的優(yōu)勢(shì)，已廣泛應(yīng)用于手機(jī)、汽車、小型無人機(jī)等領(lǐng)域，但是其測(cè)量精度相比現(xiàn)代的激光陀螺、光纖陀螺等相對(duì)較低，只能滿足一般飛行控制的要求，離參數(shù)辨識(shí)需要的高精度氣動(dòng)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(yùn)動(dòng)狀態(tài)仿真的基礎(chǔ)上，根據(jù)各運(yùn)動(dòng)軸方向飛行參數(shù)(姿態(tài)角、角速率、過載等)的量級(jí)，對(duì)傳感器在各運(yùn)動(dòng)軸方向的量程進(jìn)行設(shè)計(jì)和訂制，或按照測(cè)量范圍，針對(duì)不同量程安裝多個(gè)傳感器，以提高測(cè)量精度。

下面給出氣動(dòng)中心開展某典型飛機(jī)模型飛行試驗(yàn)在無測(cè)量誤差和有測(cè)量誤差兩種情況的仿真辨識(shí)結(jié)果比較。對(duì)于有測(cè)量誤差情況，根據(jù)當(dāng)前MEMS傳感器水平，測(cè)量誤差采用表4所列傳感器測(cè)量精度范圍內(nèi)的零均值均值均勻分布隨機(jī)噪聲。

3.5.1 縱向機(jī)動(dòng)

采用升降舵雙偶極方波激勵(lì)，圖4給出了有測(cè)量誤差情況下的辨識(shí)擬合結(jié)果。表5列出了在升降舵激勵(lì)下的縱向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果，由圖4和表5可見：

1) 辨識(shí)擬合結(jié)果與仿真數(shù)據(jù)符合較好；

2) 無測(cè)量誤差情況下，氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果與仿真所用的真值一致；

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

表4 傳感器測(cè)量精度Table 4 Measurement precision of sensors

表5 縱向氣動(dòng)參數(shù)仿真辨識(shí)結(jié)果Table 5 Simulation identification results of longitudinal aerodynamic parameters

3.5.2 橫側(cè)向機(jī)動(dòng)

采用副翼雙偶極方波激勵(lì)。表6列出了在副翼激勵(lì)下的橫側(cè)向氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果，圖5給出了有測(cè)量誤差情況下的辨識(shí)擬合結(jié)果。由表6和圖2可見：

1) 辨識(shí)擬合結(jié)果與仿真數(shù)據(jù)符合較好；

2) 無測(cè)量誤差情況下，氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果與仿真所用的真值一致；

3) 給定測(cè)量誤差水平下，側(cè)向力導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果誤差較大，這是由于側(cè)滑角和側(cè)向過載響應(yīng)較小，相對(duì)誤差較大所致；滾轉(zhuǎn)角速率響應(yīng)幅值顯著大于偏航角速率，滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果總體上優(yōu)于偏航力矩導(dǎo)數(shù)；起主要作用的氣動(dòng)參數(shù)(Clβ、Clδa、Cnδr)的辨識(shí)結(jié)果較好，最大偏差在5%以內(nèi)；動(dòng)導(dǎo)數(shù)中，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果較好，偏航阻尼導(dǎo)數(shù)結(jié)果誤差較大，交叉導(dǎo)數(shù)辨識(shí)結(jié)果誤差基本不可辨識(shí)。

表6 橫側(cè)向氣動(dòng)參數(shù)仿真辨識(shí)結(jié)果Table 6 Simulation identification results of lateral aerodynamic parameters

4 研究展望

本文以模型飛行試驗(yàn)對(duì)飛行器研制以及空氣動(dòng)力學(xué)研究發(fā)展的重要推動(dòng)作用為出發(fā)點(diǎn)，對(duì)帶動(dòng)力自主控制航空器模型飛行試驗(yàn)國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了介紹，對(duì)其關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析和總結(jié)，其技術(shù)發(fā)展重點(diǎn)和應(yīng)用研究發(fā)展方向?yàn)椋?/p>

1) 飛行試驗(yàn)平臺(tái)技術(shù)發(fā)展方面，隨著CAD快速建模、先進(jìn)復(fù)合材料、先進(jìn)制造、小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、數(shù)字飛控系統(tǒng)、MEMS傳感器、小型數(shù)據(jù)鏈路、氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)等相關(guān)技術(shù)的快速發(fā)展，航空器模型飛行試驗(yàn)?zāi)芰托什粩嗵嵘耗Ｐ驮O(shè)計(jì)、加工和裝配周期縮短，模型全自主飛行控制開展試驗(yàn)的能力增強(qiáng)，飛行測(cè)量數(shù)據(jù)精度大幅提高，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)信息量更加豐富。

2) 模型飛行試驗(yàn)應(yīng)用研究將向高精度測(cè)量與辨識(shí)、跨超聲速、邊界飛行狀態(tài)(過失速機(jī)動(dòng)、顫振等)研究及演示驗(yàn)證方向發(fā)展。進(jìn)一步，模型飛行試驗(yàn)作為空氣動(dòng)力學(xué)三種手段之一，與風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD數(shù)值計(jì)算構(gòu)建起空氣動(dòng)力學(xué)的閉環(huán)研究體系，綜合解決航空器研制、氣動(dòng)研究中的關(guān)鍵氣動(dòng)問題。同時(shí)，航空器模型飛行試驗(yàn)還將向與氣動(dòng)相關(guān)的如新概念布局驗(yàn)證、氣動(dòng)新技術(shù)、飛行控制律驗(yàn)證、結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性研究、新概念推力矢量、新概念流動(dòng)控制等新領(lǐng)域不斷擴(kuò)展和應(yīng)用。

雖然模型飛行試驗(yàn)?zāi)壳斑€存在一些不足，如模型近似性存在偏差、測(cè)量裝置和測(cè)量手段沒有其他試驗(yàn)豐富、容易受氣象條件影響等，但隨著大量氣動(dòng)新布局、新概念、新技術(shù)的提出，利用模型飛行試驗(yàn)手段驗(yàn)證地面研究結(jié)果、揭示氣動(dòng)機(jī)理、驗(yàn)證技術(shù)可行性、提升技術(shù)成熟度的相關(guān)需求越來越多，模型飛行試驗(yàn)手段的作用日益凸顯。

[1]Ralph D K. Flight testing of fixed-wing aircraft[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2012. (in Chinese)

拉爾夫·D 金伯林. 固定翼飛機(jī)的飛行試驗(yàn)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2012.

[2]Zhang S Y. Model free flight test[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2002. (in Chinese)

張守言. 模型自由飛試驗(yàn)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2002.

[3]Ryan P S, Brian A. Design and flight testing of a 15% dynamically scaled HL-20 vehicle model[C]. 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Nashville: AIAA, 2012: 1-10.

[4]Peng X B. The View of China’s flight prototype strategy from X series flights (Part I)[J]. Aerospace Industry Management, 2013, 1, 38-40. (in Chinese)

彭小波. 從X系列飛行器看我國(guó)“樣機(jī)”戰(zhàn)略(上)[J]. 航天工業(yè)管理, 2013, 1, 38-40.

[5]Peng X B. The View of China’s flight prototype strategy from X series flights (Part II)[J]. Aerospace Industry Management, 2013, 1, 38-40. (in Chinese)

彭小波. 從X系列飛行器看我國(guó)“樣機(jī)”戰(zhàn)略(下)[J]. 航天工業(yè)管理, 2013, 2, 32-35.

[6]He K F, Liu G, Zhang L H, et al. Research progress on model flight test of powered aircraft with autonomous control system[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(2): 1-7. (in Chinese)

何開鋒, 劉剛, 張利輝, 等. 航空器帶動(dòng)力自主控制模型飛行試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 1-7.

[7]David F F. Fifty years of flight research: an annotated bibliography of technical publications of NASA Dryden flight[R]. NASA/TP-1999-206568, California: NASA Dryden Flight Research Center 1946-1996, 1999.

[8]Zhang W, Guo Q, Zhang Y Z. Study and evolvement on flight test technique of remotely piloted subscale model[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2011, 2(1): 43-47. (in Chinese)

張煒, 郭慶, 張怡哲. 縮比模型遙控飛行驗(yàn)證技術(shù)的研究及展望[J]. 航空工程進(jìn)展, 2011, 2(1): 43-47.

[9]Wei C.Study on the prototype strategy of aerospace vehicle explore[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology Master Dissertation, 2014.12. (in Chinese)

魏暢. 飛行器型號(hào)研發(fā)中的樣機(jī)戰(zhàn)略研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文, 2014.12.

[10]Laurence A W. Flight testing the X-36 the test pilot’s perspective[R]. Missouri: Boeing AS&T Phantom Works St. Louis, 1997.

[11]Harris W J. Subsystems integration for the X-36 aircraft[J]. Aerospace Engineering, 1998, 18(4), 31-35.

[12]Brian R T. X-48B preliminary flight test results[R]. NASA technology Report, 2009.

[13]Liebeck R H. Design of the blended wing body subsonic transport[J]. Journal of Aircraft, 2004, 41(1): 10-25.

[14]Ryan J J, Bosworth J T, Burken J J, et al. Current and future research in active control of lightweight flexible structures using the X-56 aircraft[C]//AIAA SciTech 52nd Aerospace Sciences Meeting, 2014

[15]Jared A G, Matthew J B. Aeroelastic modeling of X-56A stiff-wing configuration flight test data[C]//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference. Grapevine: AIAA, 2017: 1-22.

[16]Hu C C, Lan C E, Brandon J. Unsteady aerodynamic modeling for maneuvering aircraft[R]. AIAA 93-3626-CP, 1993.

[17]Goman M G, Khramtsovsky A V, Kolesnikov E N. Evaluation of aircraft performance and maneuverability by computation of attainable equilibrium sets[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2008, 31(2): 329-339.

[18]An Y J, Jiang H J, Zheng H. Design and implementation of test system for trop model test with an engine[J]. Measurement & Control Technology, 2015, 34(6): 132-135. (in Chinese)

安玉嬌, 江輝軍, 鄭浩. 帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 測(cè)控技術(shù), 2015, 34(6): 132-135.

[19]Yu Z F, Song W B, Qian J J, et al. Technology of parametric wing modeling based on CATIA[J]. Aircraft Design, 2000, 30(3): 27-30. (in Chinese)

于哲峰, 宋文斌, 錢晶晶 等. 機(jī)翼幾何外形的CATIA 參數(shù)化建模實(shí)現(xiàn)方法[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2000, 30(3): 27-30.

[20]Song L, Huang J. The study of engine system selection for sub-scaled UCAV flight test model[J]. Aircraft Design, 2010, 12(6): 38-42. (in Chinese)

宋磊, 黃俊. 無人機(jī)縮比驗(yàn)證機(jī)動(dòng)力選型研究[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2010, 12(6): 38-42.

[21]Wang B, Zhan H. Design criteria of remotely controlled dynamically similar model(DSM) and its flight control systems(FCS)[J]. Computer Simulation, 2014, 31(6): 108-110,182. (in Chinese)

王斑, 詹浩. 遙控縮比驗(yàn)證模型及其飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[J]. 計(jì)算機(jī)仿真, 2014, 31(6): 108-110,182.

[22]Chen H, He K F, Qian W Q. L1 adaptive augmentation for high angle of attack nonlinear control of fighter[J]. Control and Decision, 2017, 32(8): 1403-1408. (in Chinese)

陳海, 何開鋒, 錢煒祺. 基于擴(kuò)展L1自適應(yīng)的戰(zhàn)斗機(jī)大迎角非線性控制[J]. 控制與決策, 2017, 32(8): 1403-1408.

[23]Wang Q, Qian W Q, He K F. Aerodynamic parameter identification and optimal input design for missile[J]. Journal of Astronautics, 2008, 29(3): 789-793. (in Chinese)

汪清, 錢煒祺, 何開鋒. 導(dǎo)彈氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)與優(yōu)化輸入設(shè)計(jì)[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2008, 29(3): 789-793.

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(xué)與模型飛行試驗(yàn). E-mail：hekf@vip.sina.com

毛仲君*(1979-)，四川簡(jiǎn)陽(yáng)人，碩士，主要從事航空器模型飛行試驗(yàn)總體設(shè)計(jì). E-mail: despmatrix@163.com

何開鋒, 毛仲君, 汪清, 等. 縮比模型演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)及關(guān)鍵技術(shù)[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 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.