面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

岑飞，聂博文，刘志涛，郭林亮，孙海生，李清

1. 清华大学 自动化系，北京 100084

2. 中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，绵阳 621000

3. 国防科技大学 智能科学学院，长沙 410073

现代先进战斗机对于大迎角及动态气动特性研究提出了更高的要求。大迎角过失速机动飞行时伴随着复杂的流场干扰，在气动特性方面，表现为气动载荷的非线性、不对称、纵横向耦合和流场的时间迟滞等；在动力学特征方面，出现许多特殊的飞行现象，如机翼摇滚、上仰、机头侧偏、过失速旋转和尾旋等[1]；在控制方面，飞机控制面多样化、本体安定性恶化、飞行控制智能化等趋势，给飞控系统设计与验证带来了巨大挑战。在这个背景下，一方面，飞行试验作为新技术验证的重要手段和新概念飞行器发展、研究成果向工程实用转换的重要环节[2]，在未来航空航天飞行器的研制中将发挥更加重要的作用；另一方面，先进战斗机研制越来越高的性能要求以及愈加广泛地应用高新技术，也使得飞行试验面临越来越高的技术风险和安全风险，在研制过程中及早开展新技术验证、多学科综合评估和优化尤为重要。

风洞模型飞行试验作为由常规风洞试验到大气模型飞行试验/全尺寸飞机试飞试验之间的一个衔接环节，在试验周期、风险、成本等方面具有突出的特点和优势[3]，是研制新一代战斗机的重要试验技术和实现气动/飞行/控制一体化评估的重要试验平台。可以进行先进战斗机的大迎角非线性/非定常气动力模型辨识与模型验证、操稳特性评估、边界特性评估、故障状态评估、控制方案验证等，从而在设计阶段及早发现问题、探索不同解决方案并实现快速验证，对于新型战斗机气动布局设计、先进控制方法应用及其他新技术的探索与验证等工作具有重要意义[4]。

本文重点介绍风洞虚拟飞行和带动力模型自由飞两种低速风洞模型飞行试验技术，阐述试验技术的国内外发展现状、主要技术特点及重点应用案例，分析试验技术在支撑先进战斗机研制方面的应用前景以及面临的主要挑战。

1 试验技术

低速风洞模型飞行试验是指在低速风洞中利用动力相似缩比模型飞机，进行放开部分或全部运动自由度(DOF)的飞行模拟试验，通过有效模拟飞机飞行的物理过程，实现飞机的气动、飞行动力学与控制特性研究的风洞动态试验技术。从模型运动自由度而言，最典型的包括模型三自由度运动的风洞虚拟飞行试验[5]和六自由度运动的带动力模型自由飞试验[6]。

风洞虚拟飞行试验装置将缩比模型飞机通过球绞与腹撑(或背撑)支杆相连接安装于风洞试验段，使模型线位移固定但具有3个角运动自由度，模型上安装机载传感器测量飞机运动参数，飞机操纵面通过舵机控制偏转，从而可以进行开环或闭环的飞机操纵响应试验。带动力模型自由飞试验中，模型无支撑装置、六自由度运动不受约束，带动力的缩比模型飞机在大型低速风洞试验段内六自由度飞行，形成与原型机空中飞行运动自由度相同的试验环境。两个试验装置在系统组成上均包含动力相似缩比模型、机载姿态测量传感器、操纵面偏转驱动舵机、飞控计算机、飞行操纵台等。其中，风洞模型自由飞试验装置中还包含发动机动力模拟系统，为模型提供动力。两种试验装置示意图如图1、图2所示。

图1 虚拟飞行试验系统示意图

图2 风洞模型自由飞试验装置示意图

在低速风洞模型飞行试验中，为了使试验结果反映全尺寸飞机的稳定与控制特性，弗劳德数(Fr)是必须满足的相似准则，对应的参数相似关系如表1所示[6](V为飞行速度，l为飞机特征线性尺寸，m为飞机质量，J为转动惯量，T为发动机推力，g为重力加速度，ρ为密度)。可以看出，对于模型而言，即除了几何相似，其质量分布(重量、转动惯量、重心位置)满足相似准则；同时，机载测量传感器、飞行控制律、舵机等也需要与全尺寸原型机满足相应的相似关系[7-9]。

表1 风洞模型飞行试验参数相似关系(模型/原型机)[6]

注：σ、υ分别表示模拟的原型机飞行高度与模型自由飞所处的风洞试验段的空气密度、动力黏性系数之比。

2 国外发展情况

低速风洞模型飞行试验技术在国外得到了大量的研究和应用。战斗机大迎角飞行时，飞机流动/运动/控制耦合性增强，其气动力特性与飞行运动时间历程密切相关，气动布局与飞控设计之间联系更加紧密。因此，一方面，风洞试验模拟的运动相似性需要不断提高；另一方面，需要从飞机本体开环特性研究进一步拓展到加入飞行控制系统后的闭环特性验证，从而在飞机研制的不同阶段(尤其是早期设计阶段)进行关于空气动力学、飞行动力学与飞行控制等多学科优化设计和评估。

以风洞虚拟飞行试验技术为例，英国Bristol大学建立了多自由度机动飞行模拟试验系统(图3)[10]，通过包含两个铰链的模型腹撑装置实现1-DOF、2-DOF、3-DOF至5-DOF的飞机开环/闭环虚拟飞行试验(见图4)，针对BAe Hawk飞机模型进行大迎角非定常气动力建模[11]、气动力迟滞[12]、极限环振荡及其抑制[13]、大迎角失速/偏离[14]等与战斗机大迎角飞行密切相关的流动机理、数学建模、动力学与控制研究和验证。俄罗斯中央空气流体动力研究院(Central Aerohydrodynamic Institute, TsAGI)在T-103风洞发展了3-DOF虚拟飞行试验机构[15]，开展了战斗机机翼摇滚、大迎角失速/偏离以及大迎角飞行控制律验证等问题研究[16-18]，该装置可通过采用背撑方式(如图5所示)使模型能够在大迎角下绕飞行速度矢量旋转，从而可以在水平风洞中开展尾旋进入及改出特性的研究。除此之外，美国、法国、瑞典等国家的相关研究机构也开展了风洞虚拟飞行试验研究与型号应用工作[19-21]。

图3 Bristol大学多自由度机动试验系统[10]

图4 BAe Hawk飞机虚拟飞行试验

图5 TsAGI T-103风洞虚拟飞行试验

关于风洞带动力模型自由飞试验技术，最早由美国NASA Langley研究中心在30 ft×60 ft (1 ft= 304.8 mm)全尺寸低速风洞实现，并在保障NASA航空航天计划中发挥了巨大作用，支撑了美国20世纪50年代后几乎所有战斗机型号研制工作，包括F-4、F-5、F-14、F-15、F-111、YF-16、YF-17、F-16、F-16XL、F/A-18C、X-29、XFV-12A、EA-6B、YF-22、YF-23、X-31、F/A-18E和F-22等[22](见图6)。通过该试验手段，在研制初期掌握战斗机的基本操控特性，攻克的主要技术难题有：① 战斗机垂直起降控制技术，如“鹞”式战斗机悬停/前飞过渡过程中的飞行控制难题[23]；② 变 后掠翼飞机动力学与控制技术，如F-111飞机机翼连续变后掠角过程中的动力学特性及大迎角操纵方法[24]；③ 推力矢量控制技术，如利用F15、F-18、X-31等飞机进行了推力矢量控制效果的探索与验证[25]；④ 大迎角失速/偏离特性预测及改进，如准确预测了F-16、F-18等战斗机大迎角失速/偏离特性[26]，并提出了改进措施；⑤ 大迎角可控飞行验证，如进行了X-29前掠翼布局飞机极限迎角接近80°的飞行验证[27]，以及F-22稳态飞行迎角接近60°的大迎角可控飞行验证[28]。NASA应用低速风洞带动力模型自由飞试验开展研究的特点是：在型号研制初期就进行了应用，风洞飞行试验过程中，负责型号的工业部门和设计团队进行现场目击，以及时发现飞机飞行稳定与控制方面的潜在问题；同时，风洞试验人员也参与到后续的全尺寸飞机飞行试验中，因此在缩比模型与全尺寸飞机飞行试验结果相关性、风洞模型自由飞试验结果的分析与解释方面积累了丰富的经验[22]。

图6 NASA Langley战斗机风洞带动力模型自由飞试验

3 国内研究进展

近年来，中国空气动力研究与发展中心(CARDC)、中国航空工业空气动力研究院、中国航天空气动力技术研究院及南京航空航天大学等单位对低速风洞模型飞行试验技术开展了研究[4,6,29-36]。下面，重点以中国空气动力研究与发展中心建立的低速风洞虚拟飞行试验技术、低速风洞带动力模型自由飞试验技术为例，介绍国内在该方向的最新进展。

3.1 低速风洞虚拟飞行试验技术

CARDC于2013年在FL-14风洞(∅0.2 m开口风洞)建成了虚拟飞行试验系统(图1、图7)，试验通过带三自由度球铰的装置支撑飞机模型，模型内部安装嵌入式飞控计算机、姿态测量传感器、舵机及无线通讯设备等；操纵信号通过地面的电台无线传输至模型内部，运行于飞控计算机中的飞行控制律根据反馈状态参数及操纵信号解算出舵偏指令，指令通过串口卡发送到舵机以驱动舵面偏转，从而形成虚拟飞行系统的闭环控制，进而实现模型姿态的三轴增稳控制。

利用纵向静不稳定飞机模型开展了闭环控制和操纵虚拟飞行试验(图7)，将虚拟飞行试验结果与利用风洞静动态试验数据进行非线性飞行仿真的结果进行了对比，迎角α和俯仰角速率q的结果如图8所示[32]。试验结果表明，飞机闭环响应与原型机高精度模型的非线性飞行仿真具有良好的一致性，验证了控制律增稳效能，同时表明试验系统可用于先进战斗机气动力建模与飞行控制验证。该试验系统的模型、测量与控制等环节按照相似准则进行研制，试验条件可控、可重复，试验结果数据质量也表明该试验技术在研究和解决战斗机大迎角区域复杂的气动力建模、模型验证、特殊飞行现象复现与分析等方面具有潜在应用前景。

目前，正在基于该虚拟飞行试验系统开展水平风洞中飞机尾旋特性研究[33]，以获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数，实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟，拓展试验系统模拟包线；近期，该试验系统在飞机结冰动力学特性与自适应控制[37]、倾转旋翼飞机悬停/前飞过渡过程飞行控制验证[38]、飞翼布局飞机先进飞行控制技术验证(图9)[39]等研究中进行了最新应用。

图7 FL-14风洞虚拟飞行试验

图8 FL-14风洞虚拟飞行试验结果[32]

图9 飞翼布局FL-14风洞虚拟飞行试验

3.2 低速风洞带动力模型自由飞试验技术

中国空气动力研究与发展中心较早针对低速风洞带动力模型自由飞试验技术开展了研究[4,34]，解决了试验相似准则模拟、飞行操纵、试验设计以及结果评估等关键问题[9,35]，并于2015年在FL-13风洞建立了试验系统(图2)。试验系统包括动力相似缩比模型、地面飞控计算机、机载姿态测量传感器、操纵面偏转控制舵机、发动机动力模拟模块、飞行操纵地面站、风洞运行系统、安全防护与监控系统等。对于战斗机布局飞机的动力模拟，采用高压空气通过轻质软管经回转接头与模型连接，从模型尾喷口喷出实现动力模拟，地面站包含飞行控制机和飞行操纵台，飞行操纵员在地面操控飞机模型在风洞试验段内六自由度飞行。整个试验系统以地面飞控计算机为核心，其接收机载传感器测量信号、操纵员飞行操控信号，实时运行满足经过相似性转换的飞行控制律，得到舵面控制指令和推力控制指令，发送给相应的执行机构，在大型低速风洞中形成驾驶员在环的飞行试验环境。

建立试验装置后，CARDC于2015年开展了风洞带动力模型自由飞试验(图10)[6]。该期试验中，利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机，经过姿态回路飞行控制增稳后，开展了不同迎角/风速条件下的1g稳态飞行、脉冲/对偶方波等标准激励飞行、不同控制律结构和增益参数调整下的操稳特性飞行、大迎角失速/偏离特性研究等科目飞行试验，典型试验结果与仿真结果对比曲线如图11所示。图中：β为侧滑角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，δa为副翼偏角。同样地，将风洞模型自由飞试验结果与风洞静动态测力试验结果数据、原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明，低速风洞带动力模型自由飞试验系统基于相似准则建立，六自由度运动不受约束，可以模拟飞机本体操稳特性以及闭环控制飞行过程，飞机响应与基于风洞静动态测力试验数据库建立的原型机高精度数学模型飞行仿真结果一致，准确反映原型机稳定与控制特性。可以看出，该试验平台和技术具备支撑先进战斗机气动/飞行/控制一体化试验研究能力，精确可控的流场条件、高精度的运动参数测试，比外场飞行更容易获得高质量的测试数据。

为了更好支撑先进战斗机气动参数辨识、智能自主飞行验证等研究，针对风洞试验段内模型位置测量难题，CARDC提出了基于红外光学的非接触测量系统(OptiTrack系统,见图12)对模型位姿进行测量的解决方案，在地面进行静态测试和在风洞单自由度强迫振荡试验中进行动态测试的结果表明[40]：该系统静态位置测量准度优于0.07 mm，静态角度测量准度约为0.05°；模型运动过程中，位置测量准度约为1 mm，角度测量准度约为0.1°；位置及角度数据更新率为180 Hz，可以参与闭环控制，从而解决了模型位置、姿态的高精度实时测量问题。下一步，试验系统即将应用于翼身融合布局飞行器飞行控制律验证、主动流动控制技术飞行验证、垂直起降控制技术验证、紧编队飞行/自主空中加油模拟验证(见图13)等支撑未来先进战斗机研制的关键技术研究中。

图10 FL-13风洞自由飞试验[6]

图11 FL-13风洞自由飞试验结果与飞行仿真结果对比

图12 风洞模型位置测量Optitrak系统布局及视场范围

图13 空中加油风洞模型自由飞试验示意图

4 试验技术应用分析

4.1 试验技术特点与应用方向

低速风洞模型飞行试验在国外战斗机型号研制中的典型应用案例如表2所示[22]。由表可见，风洞模型飞行试验为战斗机研制过程中大迎角操稳特性预测、缺陷原因分析和潜在解决方案验证等方面提供了大量信息。从试验风险、试验效率、试验测量与数据信息量、试验环境的可控性和可重复性、试验成本等角度分析，低速风洞模型飞行试验具有独特优势：一方面，可以降低后期开展的大气模型自由飞试验、全尺寸飞机试飞试验的试验风险；另一方面，可以与其他飞行试验技术实现功能互补，有侧重地开展一些高风险科目或新技术探索研究。具体而言，关于低速风洞模型飞行试验的技术特点与在先进战斗机研制中的应用方向分析如下：

1) 试验风险低。低速风洞模型飞行试验在低速风洞中开展，有完善的安全防护系统，不存在模型坠机、损毁的风险。因此，可以在大气模型飞行试验之前，开展一些高风险飞行科目的先期研究，以降低大气模型飞行试验/真机试飞风险，或者将部分高风险科目由低速风洞模型飞行试验承担。比如，可开展先进战斗机大迎角可控飞行验证、失速/尾旋模拟、舵面故障飞机响应特性等高风险项目的研究；同时，试验风险低有利于开展一些新技术探索，如先进战斗机推力矢量控制技术研究、基于现代控制方法(如非线性动态逆)的先进控制律验证等。

2) 试验效率高。低速风洞模型自由飞试验效率高，主要源于：风洞模型自由飞试验的实施不受天气影响，可以在短期内开展大量试验；试验系统集成和部署快，飞控系统可以快速集成，控制方案、控制参数的修改实现快速部署和验证； 风洞中每个飞行车次可以开展大量验证试验，不受飞机续航时间影响。因此，可以实现对不同方案的快速验证，如多操纵面控制分配策略研究等。

3) 试验数据精度高。低速风洞模型飞行试验继承了风洞试验数据可靠、精度高的优点，有利于开展精细化研究，如放开运动自由度后的飞机本体操稳特性评估、闭环系统操稳特性评估等，以及研究其他常规风洞试验技术难以研究的问题，如放开自由度后的纵横向耦合特性，进而支撑先进战斗机非线性非定常气动力建模、飞行力学特性参数辨识等研究。

4) 试验环境可控、可重复。风洞中试验条件可控，流场品质有保证，有利于开展一些特殊工况的研究，如双机紧编队飞行、自主空中加油飞行控制验证等问题。

5) 试验成本低。试验成本低主要体现在：一是机载设备可共用；二是同一个模型可以开展多种类型研究试验，如静动态测力试验、风洞虚拟飞行试验、风洞模型自由飞试验，可以利用同一个模型开展，从而实现多种研究手段融合，综合掌握飞机特性。

表2 风洞模型飞行试验在战斗机研制中的典型应用案例[22]

当然，尽管通过三自由度的风洞虚拟飞行试验和六自由度的风洞带动力模型自由飞试验的有效结合可以实现典型的高机动非定常状态飞行过程模拟和大迎角稳态飞行模拟，但是无法完成飞机整个飞行包线包括起降过程的模拟，同时，模型尺寸受一定限制，因此，需要结合其他飞行试验手段，根据各自技术特点和优势，各有侧重地开展研究和应用工作，如表3所示。

表3 缩比模型飞行试验特点与应用分析

4.2 应用局限与挑战

低速风洞模型自由飞试验雷诺数低，在分析试验结果，将其应用到全尺寸飞机或与其他试验技术进行相关性研究时，必须仔细研究雷诺数的影响，以免得出错误的结论。在当前及未来相当长一段时间内，雷诺数效应的预测与修正问题仍将是低速风洞模型飞行试验面临的最严峻挑战，除了与全尺寸飞机试飞进行相关性研究以积累工程应用分析经验外，由于雷诺数效应与气动布局密切相关，目前，可通过风洞试验结合CFD仿真方法、高雷诺数风洞试验及工程估算方法分析预测、修正雷诺数效应。

尽管如此，NASA和中国空气动力研究与发展中心的研究实践都表明[6,22]，对于现代战斗机布局飞机而言，在主要关注的试验包线范围内，雷诺数影响不显著，不影响该试验手段在大迎角飞行力学与飞行控制领域中发现问题、研究产生机理并最终提出解决方案等方面的应用。

5 结 论

1) 低速风洞模型飞行试验有着广泛的应用前景，中国空气动力研究与发展中心已经成功建立了试验装置，形成了试验能力，可为现代先进战斗机研制提供有力支撑。

2) 低速风洞模型飞行试验技术的发展成熟，将对新一代飞行器的研制、新技术的工程应用产生重要推动作用。应该根据试验技术发展情况，与相关飞行控制律设计及其他新技术的工程应用相结合，加强合作研究，推进试验技术的应用。

3) 低速风洞模型飞行试验雷诺数低，分析试验结果时必须注意雷诺数效应的影响。需加强与全尺寸飞机试飞试验以及其他动态试验技术的相关性研究，同时，与高雷诺数风洞试验、CFD的技术手段等相结合，以分析、预测和修正雷诺数影响。