趙忠良， 吳軍強(qiáng)， 李浩， 周為群， 毛代勇， 楊海泳 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽 621000

2.4 m跨聲速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)研究

趙忠良*， 吳軍強(qiáng)， 李浩， 周為群， 毛代勇， 楊海泳 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所， 綿陽 621000

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)(WTBVFT)技術(shù)是在風(fēng)洞環(huán)境中對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)最逼真模擬的物理過程，它不僅可以更加有效模擬飛行器的機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程、獲取氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合特性和揭示氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合機(jī)理，而且能夠?qū)崿F(xiàn)氣動(dòng)/飛行力學(xué)集成的相容性研究。鑒于此，簡要介紹了2.4 m跨聲速WTBVFT技術(shù)，包括：相似準(zhǔn)則和模擬方法、試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭渭夹g(shù)、氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試技術(shù)和操縱控制技術(shù)等，并開展了典型導(dǎo)彈模型開環(huán)控制、姿態(tài)角閉環(huán)控制、加速度閉環(huán)控制、俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合與解耦控制以及靶試彈道驗(yàn)證等WTBVFT。研究結(jié)果表明：WTBVFT系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)靈活，氣動(dòng)參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)測量結(jié)果準(zhǔn)確可靠，能夠有效模擬導(dǎo)彈實(shí)際飛行過程，具備閉環(huán)控制與耦合運(yùn)動(dòng)解耦控制的試驗(yàn)?zāi)M能力，初步形成了氣動(dòng)/飛行力學(xué)一體化試驗(yàn)研究能力。同時(shí)，該研究也為開展控制方法優(yōu)化與驗(yàn)證、數(shù)據(jù)修正與應(yīng)用以及發(fā)展復(fù)雜構(gòu)型的WTBVFT奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

飛行器； 導(dǎo)彈； 氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合； 虛擬飛行試驗(yàn)； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 閉環(huán)控制

高機(jī)動(dòng)性和高敏捷性已經(jīng)成為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器實(shí)現(xiàn)快速占位、先敵瞄準(zhǔn)、精確打擊、有效避讓和提高生存力的基本保證，成為現(xiàn)代先進(jìn)飛行器研制追求的共同目標(biāo)，如第四代戰(zhàn)斗機(jī)要求具備過失速飛行能力、空空戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈要求大離軸角發(fā)射的轉(zhuǎn)彎能力和近空間飛行器超聲速大迎角機(jī)動(dòng)下壓等，此時(shí)飛行器必然會(huì)出現(xiàn)氣動(dòng)非線性和運(yùn)動(dòng)非線性，氣動(dòng)參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)都隨時(shí)間劇烈變化，而且氣動(dòng)參數(shù)與運(yùn)動(dòng)參數(shù)相互作用，呈現(xiàn)強(qiáng)烈的耦合效應(yīng)，非常容易誘發(fā)非指令耦合運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致飛行失控，甚至危及飛行安全[1-5]。

近年來，針對(duì)飛行器高機(jī)動(dòng)飛行過程中的非線性氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合問題，在風(fēng)洞試驗(yàn)研究方面，主要以美國為首的歐美發(fā)達(dá)國家發(fā)展了一種能夠填補(bǔ)傳統(tǒng)靜、動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)之間鴻溝的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)(Wind Tunnel Based Virtual Flight Testing，WTBVFT)技術(shù)[6-14]，它是把飛行器模型甚至實(shí)物安裝在風(fēng)洞中的專用支撐裝置上，讓模型線位移約束，而3個(gè)角位移可以自由轉(zhuǎn)動(dòng)，在真實(shí)氣流環(huán)境下，按照飛行要求設(shè)計(jì)的控制律實(shí)時(shí)操縱控制舵面來驅(qū)動(dòng)模型運(yùn)動(dòng)，同步測量飛行器氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)，檢驗(yàn)飛行器的操縱響應(yīng)特性，研究氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合機(jī)理，探索解耦控制措施的目的。為此，美國阿諾德工程發(fā)展中心(Arnold Enginnering Development Center,AEDC)在專門建造的開口連續(xù)式風(fēng)洞上完成了AIM-9X導(dǎo)彈的虛擬飛行試驗(yàn)；德國在DNW的低速風(fēng)洞構(gòu)建了并聯(lián)機(jī)構(gòu)的六自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)，可以實(shí)現(xiàn)3個(gè)角位移和3個(gè)線位移運(yùn)動(dòng)，研究機(jī)動(dòng)模擬過程氣動(dòng)力特性的目的[15]。國內(nèi)的航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院[16]、中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所都發(fā)展了低速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)以及水平風(fēng)洞模型自由飛技術(shù)[17-18]。這些大多采用張線支撐模式，在高速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)容易出現(xiàn)結(jié)構(gòu)共振，也不利于實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)的同步測量。

中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所長期跟蹤研究國外風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)，并成功解決了虛擬飛行試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則、模擬方法、支撐技術(shù)、操縱控制以及氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試等關(guān)鍵技術(shù)，在2.4 m跨聲速風(fēng)洞構(gòu)建了適用于高機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合特性研究的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)，建立的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)，獲得了某導(dǎo)彈模型高機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程中的氣動(dòng)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)及其變化特性，實(shí)現(xiàn)了某導(dǎo)彈模型耦合運(yùn)動(dòng)的解耦控制，初步形成了氣動(dòng)/飛行力學(xué)一體化研究的虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

1 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)組成

1.1 相似準(zhǔn)則和模擬方法

相似準(zhǔn)則和模擬方法是開展風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)研究的基本理論，用于指導(dǎo)試驗(yàn)系統(tǒng)的建立和試驗(yàn)方法研究。文獻(xiàn)[19-23]從流動(dòng)控制方法和運(yùn)動(dòng)控制方程出發(fā)，詳細(xì)推導(dǎo)了張涵信院士提出的虛擬飛行試驗(yàn)相似參數(shù)，并通過建模仿真分析驗(yàn)證了相似參數(shù)的正確性。同時(shí)，數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞開環(huán)控制試驗(yàn)表明，采用俯仰角速度閉環(huán)控制方式能夠?qū)崿F(xiàn)較為逼真的模擬真實(shí)飛行過程，達(dá)到氣動(dòng)/飛行力學(xué)一體化研究目的。

1.2 模型支撐和操縱控制技術(shù)

模型支撐技術(shù)是風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的核心，它要求既能實(shí)現(xiàn)模型繞質(zhì)心的角位移自由運(yùn)動(dòng)，又要滿足系統(tǒng)承載能力、盡量降低支撐干擾影響，減小摩擦阻尼和結(jié)構(gòu)振動(dòng)。

圖1 虛擬飛行試驗(yàn)(VFT)模型支撐技術(shù)方案

Fig.1 Technical scheme of virtual flight testing (VFT) support system

為此，模型支撐技術(shù)采用縱向單吊臂的支撐方式，實(shí)現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)自由運(yùn)動(dòng)和偏航驅(qū)動(dòng)控制運(yùn)動(dòng)的總體技術(shù)方案(見圖1)。并通過結(jié)構(gòu)有限元分析、運(yùn)動(dòng)特性分析、支撐干擾影響數(shù)值計(jì)算與0.6 m跨超聲速風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)以及系統(tǒng)的工程實(shí)用性分析，經(jīng)多次迭代優(yōu)化，最終確定了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭渭夹g(shù)詳細(xì)設(shè)計(jì)方案。

操縱控制技術(shù)主要是為了實(shí)現(xiàn)飛行器機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的有效模擬，即通過模型舵面的操縱控制達(dá)到較為逼真的模擬實(shí)際飛行過程，研究操縱控制特性、模型響應(yīng)特性、氣動(dòng)參數(shù)以及氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合特性和解耦控制方法。

風(fēng)洞試驗(yàn)研究采用真實(shí)導(dǎo)彈舵機(jī)來實(shí)現(xiàn)模型運(yùn)動(dòng)的操縱控制，控制律設(shè)計(jì)也是基于導(dǎo)彈氣動(dòng)力數(shù)據(jù)庫的建模仿真分析結(jié)果，尤其是加速度閉環(huán)控制方法是基于天平測量的氣動(dòng)力作為控制反饋，試驗(yàn)結(jié)果可以與實(shí)際飛行傳感器作為反饋控制的靶試數(shù)據(jù)對(duì)比分析，從而達(dá)到既研究控制律設(shè)計(jì)方法，又研究氣動(dòng)特性的目的，為推進(jìn)飛行器研制采用氣動(dòng)控制設(shè)計(jì)奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

操縱控制設(shè)計(jì)以Windows與RTX實(shí)時(shí)系統(tǒng)，將實(shí)時(shí)性和各類界面開發(fā)功能結(jié)合起來，構(gòu)建了一套功能完善的數(shù)據(jù)采集與控制系統(tǒng)。

1.3 氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試和模型設(shè)計(jì)技術(shù)

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的重要?jiǎng)?chuàng)新在于既能實(shí)現(xiàn)模型機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的操縱控制，又能實(shí)時(shí)測量模型的非定常氣動(dòng)力特性。所以，氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試技術(shù)也是需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一。而虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪抢@質(zhì)心位置運(yùn)動(dòng)，支撐系統(tǒng)將模型分成前后兩段，無法采用常規(guī)試驗(yàn)的尾支撐天平設(shè)計(jì)技術(shù)。具體采用了帶芯軸的環(huán)式雙端支撐四分量天平設(shè)計(jì)技術(shù)[24]，能夠測量法向力、側(cè)向力、俯仰力矩和偏航力矩(見圖2)。結(jié)構(gòu)上分為天平元件、軸承和芯軸三大部分。天平元件部分是一個(gè)整體加工零件，從功能上分為前段天平和后段天平，測量元件選用不同截面尺寸的兩對(duì)四柱梁。芯軸通過軸承組把前后兩個(gè)功能測量元件聯(lián)系起來。前段天平和后段天平享有共同的固定端，但各自有自身的力矩參考中心。對(duì)前、后段天平分別加載校準(zhǔn)，修正相互干擾影響，共同合成一套校準(zhǔn)公式。通過單端和兩段校驗(yàn)加載驗(yàn)證，確保校準(zhǔn)公式正確。

圖2 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)(WTBVFT)天平技術(shù)原理示

意圖

Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel based virtual flight testing (WTBVFT) balance

為了確保天平設(shè)計(jì)技術(shù)的可靠性，在0.6 m跨超聲速風(fēng)洞開展了天平設(shè)計(jì)技術(shù)的引導(dǎo)性驗(yàn)證試驗(yàn)。研究結(jié)果表明：帶芯軸的雙端支撐環(huán)式天平設(shè)計(jì)方案和雙天平校準(zhǔn)方法可行，試驗(yàn)結(jié)果與常規(guī)天平一致，獲得的氣動(dòng)數(shù)據(jù)可靠，能夠滿足虛擬飛行試驗(yàn)要求。

采用編碼器、陀螺儀和舵機(jī)反饋測量模型運(yùn)動(dòng)參數(shù)。

為了實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈模型360°范圍自由滾轉(zhuǎn)，需要截?cái)辔挥趯?dǎo)彈質(zhì)心附近的彈翼，同時(shí)要求彈翼截?cái)嗪蟮哪Ｐ蜌鈩?dòng)特性要與原型彈接近。為此，利用工程估算、計(jì)算流體力學(xué)(CFD)計(jì)算和風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)相結(jié)合的手段，進(jìn)行了彈翼改型設(shè)計(jì)，并連同支撐機(jī)構(gòu)開展了0.6 m跨超聲速風(fēng)洞氣動(dòng)力試驗(yàn)，獲得了支撐干擾修正量，建立了用于虛擬飛行試驗(yàn)控制律設(shè)計(jì)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫。

2 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)

在攻克了上述風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)相似準(zhǔn)則和模擬方法、支撐技術(shù)、氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試技術(shù)、操縱控制技術(shù)和模型設(shè)計(jì)技術(shù)等基礎(chǔ)上，構(gòu)建了2.4 m 跨聲速風(fēng)洞導(dǎo)彈模型虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)(見圖3)。該平臺(tái)主要由俯仰、滾轉(zhuǎn)自由運(yùn)動(dòng)及偏航驅(qū)動(dòng)控制運(yùn)動(dòng)的吊架式模型支撐系統(tǒng)，控制系統(tǒng)，氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)測試處理系統(tǒng)和試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛷?個(gè)子系統(tǒng)構(gòu)成。

圖3 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)

Fig.3 WTBVFT platform

3 典型試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 靶試數(shù)據(jù)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果

為了評(píng)估分析風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果的可靠性，檢驗(yàn)其試驗(yàn)功能和控制方法，掌握風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)對(duì)真實(shí)機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)逼真模擬程度，采用靶試數(shù)據(jù)的加速度指令閉環(huán)控制模式，開展了不同馬赫數(shù)條件下的驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖4給出了馬赫數(shù)Ma=0.75，0.80，0.90，加速度控制指令ac=113.2 m/s2條件下的試驗(yàn)結(jié)果與靶試數(shù)據(jù)對(duì)比曲線。

從試驗(yàn)結(jié)果可以看出：

1) 風(fēng)洞試驗(yàn)的模型加速度az、迎角α和舵偏角δe響應(yīng)過程與靶試數(shù)據(jù)基本一致，也表明采用天平測力結(jié)果除以模型質(zhì)量的加速度控制方法基本能夠?qū)崿F(xiàn)實(shí)際飛行過程模擬。

圖4 靶試數(shù)據(jù)驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.75， 0.80， 0.90； ac=113.2 m/s2)

Fig.4 Results of verification tests for real-flight (Ma=0.75, 0.80, 0.90； ac=113.2 m/s2)

3) 對(duì)比不同馬赫數(shù)下的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，可以看出隨著馬赫數(shù)的降低，指令保持階段的平衡迎角和舵偏角隨之變大，這與真實(shí)飛行中迎角和舵偏角變化趨勢(shì)一致。對(duì)比法向力N曲線可以看出，不同馬赫數(shù)下，法向力的變化過程和量值基本一致，據(jù)此推斷真實(shí)飛行中，法向力變化過程和量值應(yīng)該與風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)過程基本一致。而且當(dāng)速壓接近時(shí)，模型的迎角和舵偏角響應(yīng)結(jié)果與靶試彈道飛行結(jié)果基本一致。

4) 在指令保持階段，由于真實(shí)飛行中馬赫數(shù)不斷減小，高度變化，導(dǎo)彈必須不斷增加舵偏以增加迎角，提高法向力來滿足加速度指令，而風(fēng)洞試驗(yàn)的馬赫數(shù)不變，因此迎角、俯仰角速度和舵偏角會(huì)基本穩(wěn)定在平衡位置，從而導(dǎo)致兩者之間存在一定差異。另外，由于風(fēng)洞試驗(yàn)的氣流脈動(dòng)、模型結(jié)構(gòu)的彈性振蕩、天平信號(hào)與加速度信號(hào)的同步性等因素，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比存在一定的超調(diào)量。

試驗(yàn)結(jié)果表明：風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)軌驅(qū)崿F(xiàn)較為逼真的模擬真實(shí)機(jī)動(dòng)飛行過程，以及飛行控制律的集成驗(yàn)證和評(píng)估，并且可以實(shí)時(shí)獲取姿態(tài)角、角速度、舵偏角以及氣動(dòng)力和力矩的變化歷程，揭示真實(shí)機(jī)動(dòng)過程中氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合特性，達(dá)到氣動(dòng)/控制集成驗(yàn)證的目的。

3.2 姿態(tài)角閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果

圖5給出了Ma=0.60，0.80，迎角指令αc=30°條件下，單自由度俯仰運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果曲線。

圖5 單自由度俯仰運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.60， 0.80; αc=30°)

Fig.5 Results of 1-DOF pitching motion tests with closed-loop control of angle of attack (Ma=0.60, 0.80; αc=30°)

圖5結(jié)果顯示：在迎角閉環(huán)控制律的作用下，導(dǎo)彈模型經(jīng)過俯仰拉起，其迎角最終能夠快速達(dá)到指令值且超調(diào)量較小(采用了編碼器差分信號(hào)作為速度反饋，其波動(dòng)量較小)，隨后迎角能夠保持，實(shí)現(xiàn)預(yù)設(shè)的迎角機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)；隨著馬赫數(shù)的增加，由于控制律中的增益參數(shù)變小，使得初始時(shí)刻舵偏角的振蕩幅度變小，迎角達(dá)到指令值時(shí)的平衡舵偏角隨著馬赫數(shù)的增加而變大。從法向力響應(yīng)可以看出，初始時(shí)刻由于負(fù)舵偏產(chǎn)生了負(fù)的法向力；抬頭力矩驅(qū)動(dòng)模型產(chǎn)生俯仰拉起運(yùn)動(dòng)，也表明風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)了模型操縱運(yùn)動(dòng)與氣動(dòng)力的同步測量。

3.3 俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果

采用SPSS 19.0統(tǒng)計(jì)學(xué)軟件對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理進(jìn)行處理，計(jì)量資料采用t檢驗(yàn)，以“±s”表示，計(jì)數(shù)資料以百分?jǐn)?shù)（%）表示，采用x2檢驗(yàn)。以P＜0.05為差異有統(tǒng)計(jì)學(xué)意義。

圖6給出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°條件下俯仰/滾轉(zhuǎn)二自由度耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果，圖中：θ和φ分別為俯仰角和滾轉(zhuǎn)角；δ為操縱面偏角；C為側(cè)向力。試驗(yàn)過程中模型俯仰采用姿態(tài)角閉環(huán)控制模式，滾轉(zhuǎn)自由度釋放且無控制。

圖6 俯仰/滾轉(zhuǎn)二自由度耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.60，αc=25°)

Fig.6 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with closed-loop control of attitude (Ma=0.60， αc=25°)

結(jié)果顯示，模型釋放時(shí)基本上是從“×”型狀態(tài)變成“+”型狀態(tài)的趨勢(shì)，靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果一致；而在模型俯仰拉起過程中，滾轉(zhuǎn)角變化范圍較小，迎角基本能夠達(dá)到指令值；在迎角指令保持階段，模型出現(xiàn)搖滾運(yùn)動(dòng)且逐漸發(fā)散，基本形成了典型的搖滾現(xiàn)象。由于滾轉(zhuǎn)角范圍不斷變化，使得迎角閉環(huán)控制無法實(shí)現(xiàn)，在迎角指令回零階段，迎角和滾轉(zhuǎn)角都出現(xiàn)了大幅振蕩，氣動(dòng)力也隨姿態(tài)變化而變化。

通過對(duì)迎角閉環(huán)控制律進(jìn)行分析，得出俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)過程中迎角閉環(huán)控制無法實(shí)現(xiàn)的原因?yàn)椋涸谟情]環(huán)控制過程中，如果滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角發(fā)生變化，分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令就會(huì)隨著滾轉(zhuǎn)角的變化而變化。當(dāng)滾轉(zhuǎn)角變化不大時(shí)，分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令變化幅度也不大，模型還是基本上能夠?qū)崿F(xiàn)迎角閉環(huán)控制，但受滾轉(zhuǎn)角變化的影響，迎角保持過程中會(huì)出現(xiàn)小幅振蕩變化。當(dāng)滾轉(zhuǎn)角變化較大時(shí)，分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令變化幅度也較大，姿態(tài)角的響應(yīng)特性也變差，導(dǎo)致迎角振蕩變化幅度增大，無法實(shí)現(xiàn)迎角閉環(huán)控制。

由以上分析可以看出，模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)對(duì)迎角閉環(huán)控制影響很大，容易導(dǎo)致閉環(huán)控制無法實(shí)現(xiàn)，甚至姿態(tài)失控。要實(shí)現(xiàn)迎角指令控制，必須使分解到俯仰和偏航通道的姿態(tài)角指令值保持不變，也即必須要求模型的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角始終保持在“×”型布局。

3.4 耦合運(yùn)動(dòng)解耦控制試驗(yàn)結(jié)果

根據(jù)3.3節(jié)的俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果可知，閉環(huán)控制過程中需要首先對(duì)模型滾轉(zhuǎn)角的變化進(jìn)行抑制，才能實(shí)現(xiàn)迎角的穩(wěn)定控制。因此依據(jù)滾轉(zhuǎn)控制優(yōu)先的原則設(shè)計(jì)了解耦控制方法，即模型俯仰運(yùn)動(dòng)過程中，對(duì)迎角和滾轉(zhuǎn)角都進(jìn)行閉環(huán)控制，且滾轉(zhuǎn)角的指令值始終設(shè)置為模型“×”型布局時(shí)的零滾轉(zhuǎn)角。

圖7給出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°條件下，解耦控制試驗(yàn)結(jié)果。圖7結(jié)果顯示：模型俯仰運(yùn)動(dòng)前，由于沒有控制律作用，首先出現(xiàn)了一個(gè)較小的偏滾現(xiàn)象，在滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)閉環(huán)控制律發(fā)生作用情況下，滾轉(zhuǎn)角又迅速回到零值，并保持在0°附近；模型俯仰拉起階段，迎角迅速達(dá)到指令值，滾轉(zhuǎn)角只有小幅變化；在迎角指令保持階段，能夠?qū)崿F(xiàn)迎角保持，迎角和滾轉(zhuǎn)角變化范圍都很?。辉谟侵噶罨亓汶A段，迎角能夠迅速回零，滾轉(zhuǎn)角仍然變化很小。法向力響應(yīng)過程也與3.2節(jié)的姿態(tài)閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果一致，達(dá)到了解耦控制方法研究的目的。

圖7 俯仰/滾轉(zhuǎn)二自由度耦合運(yùn)動(dòng)解耦控制試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.6，αc=25°)

Fig.7 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with decoupled control (Ma=0.60 and αc=25°)

解耦控制驗(yàn)證試驗(yàn)表明：采用滾轉(zhuǎn)控制優(yōu)先的解耦控制方法，能夠在模型俯仰拉起過程中實(shí)現(xiàn)對(duì)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的有效抑制，使迎角能夠快速達(dá)到并保持在穩(wěn)定的指令值，實(shí)現(xiàn)俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的解耦控制，具備了導(dǎo)彈模型氣動(dòng)/飛行力學(xué)/飛行控制一體化驗(yàn)證試驗(yàn)評(píng)估能力。

4 結(jié) 論

1) 建立的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)各系統(tǒng)性能可靠，運(yùn)動(dòng)靈活，實(shí)現(xiàn)了機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)過程的有效模擬，能夠滿足試驗(yàn)的氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)參數(shù)同步測量和操縱控制要求。

2) 首次在高速風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)了導(dǎo)彈模型閉環(huán)控制風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的解耦控制方法。

3) 以2.4m風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)為基礎(chǔ)，建立了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)，并開展了某典型導(dǎo)彈模型風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)，初步形成了高機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈氣動(dòng)/飛行力學(xué)/飛行控制一體化試驗(yàn)?zāi)M能力，實(shí)現(xiàn)了風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Φ膭?chuàng)新發(fā)展，為進(jìn)一步開展先進(jìn)高機(jī)動(dòng)飛行器氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)非線性耦合機(jī)理研究和飛行控制律驗(yàn)證與評(píng)估提供了重要技術(shù)支撐，為高機(jī)動(dòng)飛行器氣動(dòng)/控制地面綜合集成驗(yàn)證奠定了可靠基礎(chǔ)。

4) 在今后的研究中需要繼續(xù)開展支撐干擾修正、控制方法和舵偏速度等影響因素研究，發(fā)展適用于復(fù)雜構(gòu)型飛行器虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)，逐步形成工程實(shí)用化的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺(tái)。

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趙忠良 男， 碩士， 研究員， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)。

Tel: 0816-2462109

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

吳軍強(qiáng) 男， 碩士， 研究員， 碩士生導(dǎo)師。主要研究方向： 大迎角空氣動(dòng)力學(xué)。

Tel:0816-2462009

E-mail: cardc_wujunqiang@163.com

Received： 2015-03-09； Revised： 2015-04-13； Accepted： 2015-07-01； Published online： 2015-07-31 14:42

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (91216203); National Basic Research Program of China (61389)

*Corresponding author. Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 mtransonic wind tunnel

ZHAO Zhongliang*, WU Junqiang, LI Hao, ZHOU Weiqun, MAO Daiyong, YANG Haiyong

HighSpeedAerodynamicsInstitueofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000,China

The wind tunnel-based virtual flight testing (WTBVFT) is an experimental technique, which is used to simulate vehicles’ maneuvering movements in wind tunnels efficiently, to obtain the coupling characteristics between aerodynamic and kinetic behavior and to discover the coupling mechanism, but also to implement the consistent research about the integration of aerodynamics and flight mechanics. In this paper, the experimental techniques of WTBVFT platform in 2.4 m transonic wind tunnel are introduced briefly that consist of the similarity law and simulation methods, the supporting means for test models, the measuring skills of aerodynamic parameters and motion parameters, as well as the drive and control techniques, and then some experiments of typical missiles’ model using WTBVFT are presented, such as open-loop control tests, closed-loop control tests for angle of attack and normal acceleration, pitching and rolling coupled motion and their decoupled control tests, and verification tests of real-flight. The tests’ results show that the motions of WTBVFT platform are very agile, the measurement tests of aerodynamic parameters and the motion parameters are credible, and WTBVFT platform is able to repeat the real-flight of missile effectively and has the capability to conduct closed-control and decoupled control tests. WTBVFT has the primarily experimental ability for integrated simulation of aerodynamics and flight dynamics for missile model, and provides a technical basis for verification and optimization of flight control law, data correction and application, and development of WTBVFT for flight vehicles with complex shape.

flight vehicle; missile; aerodynamic and motion coupling; virtual flight testing; wind tunnel test; closed-loop control

2015-03-09；退修日期：2015-04-13；錄用日期：2015-07-01； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

時(shí)間： 2015-07-31 14:42

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

國家自然科學(xué)基金 (91216203)； 國家“973”計(jì)劃 (61389)

.Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

趙忠良，吳軍強(qiáng)，李浩，等．2.4 m跨聲速風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)研究[J]．航空學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 504-512. ZHAO Z L, WU J Q, LI H, et al. Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 m transonic wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 504-512.

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

10.7527/S1000-6893.2015.0196

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0504-09

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