高機(jī)動導(dǎo)彈氣動／運(yùn)動／控制耦合的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)

趙忠良，吳軍強(qiáng)，李 浩，周為群，毛代勇，向光偉

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

高機(jī)動導(dǎo)彈氣動／運(yùn)動／控制耦合的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)

趙忠良＊，吳軍強(qiáng)，李 浩，周為群，毛代勇，向光偉

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000）

解決先進(jìn)飛行器大迎角高機(jī)動飛行時(shí)的氣動／運(yùn)動非線性耦合問題，需要發(fā)展基于非線性理論的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，即風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)。該試驗(yàn)?zāi)軌驅(qū)崿F(xiàn)較為逼真的模擬飛行器機(jī)動運(yùn)動過程，氣動和運(yùn)動參數(shù)的實(shí)時(shí)同步測量，以及飛行控制律的集成驗(yàn)證與優(yōu)化，從而達(dá)到探索氣動／運(yùn)動耦合特性和機(jī)理的目的。本文介紹了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的模擬方法、關(guān)鍵技術(shù)及其解決措施，并針對典型導(dǎo)彈模型開展了虛擬飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明：目前已經(jīng)初步具備適用于導(dǎo)彈模型跨聲速氣動／運(yùn)動／飛行控制一體化研究的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

高機(jī)動；氣動／運(yùn)動耦合；風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)；一體化

0 引 言

現(xiàn)代高機(jī)動飛行器突出強(qiáng)調(diào)亞跨聲速大迎角過失速機(jī)動能力。但飛行器在機(jī)動飛行過程中會出現(xiàn)強(qiáng)烈的氣動非線性、運(yùn)動非線性和控制非線性，非常容易誘發(fā)氣動／飛行力學(xué)的非線性耦合［1－5］。這種非線性氣動／運(yùn)動耦合容易誘發(fā)飛行器出現(xiàn)危及飛行安全的非指令自激運(yùn)動，增加飛行失控的可能性。所以，在飛行器設(shè)計(jì)初期和飛行控制律設(shè)計(jì)階段就必須開展氣動／運(yùn)動／控制集成研究。

傳統(tǒng)基于線性疊加理論的靜態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)、小振幅強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)、尾旋風(fēng)洞試驗(yàn)、單軸和多軸協(xié)調(diào)大振幅強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)等都無法有效模擬飛行器機(jī)動運(yùn)動過程，需要發(fā)展能夠更為逼真的模擬真實(shí)機(jī)動飛行過程的試驗(yàn)方法——風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)（Wind Tunnel Based Virtual Flight Testing，WTBVFT）［69］。風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)是把飛行器模型安裝在風(fēng)洞中具有三個轉(zhuǎn)動自由度的專用支撐裝置上，讓三個角位移可以自由轉(zhuǎn)動或者按照飛行器的飛行要求實(shí)時(shí)操縱控制舵面，實(shí)現(xiàn)較為逼真的模擬飛行器機(jī)動運(yùn)動過程，并實(shí)時(shí)測量飛行器氣動和運(yùn)動參數(shù)，檢驗(yàn)飛行器響應(yīng)和操縱控制特性，達(dá)到氣動／運(yùn)動一體化研究，探索氣動／運(yùn)動耦合機(jī)理與解耦控制方法的目的。

本文介紹了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)及其解決途徑，風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺和針對典型導(dǎo)彈模型開展的虛擬飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。對關(guān)鍵技術(shù)的合理性和試驗(yàn)平臺的可靠性進(jìn)行了驗(yàn)證，并首次在大型高速風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)了高機(jī)動導(dǎo)彈模型的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)，具備了氣動／運(yùn)動／控制一體化研究能力。

1 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)需要重點(diǎn)解決的理論問題和關(guān)鍵技術(shù)見圖1。

圖1 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)Fig.1 Technical issues of WTBVFT

1.1 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)相似準(zhǔn)則與模擬方法

從流動控制方程和運(yùn)動控制方程出發(fā)，結(jié)合常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)相似準(zhǔn)則，并考慮風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦\(yùn)動情況，推導(dǎo)了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則，詳見文獻(xiàn)［13－14］。

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)與飛行器的真實(shí)飛行存在兩個主要差異：線位移約束和速度變化，需要研究能夠?qū)崿F(xiàn)較為逼真模擬真實(shí)飛行的試驗(yàn)?zāi)M方法。為此針對某典型導(dǎo)彈，開展了開環(huán)和閉環(huán)控制飛行仿真模擬，圖2給出了真實(shí)三自由度俯仰運(yùn)動和風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)單自由度俯仰運(yùn)動仿真結(jié)果對比。仿真結(jié)果表明：風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)采用俯仰角速度反饋的閉環(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。

圖2 閉環(huán)控制飛行仿真模擬結(jié)果Fig.2 Simulation results of closed－loop control

對于速度變化可以采用逐個分解來開展試驗(yàn)，然后將結(jié)果集成。而線位移約束和Re數(shù)影響只有通過CFD手段加以輔助修正，縮比模型可以通過控制律設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。

1.2 模型支撐系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)

模型支撐系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析技術(shù)是風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的核心技術(shù)，它要求既能實(shí)現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)自由運(yùn)動和偏航驅(qū)動控制運(yùn)動，又要降低支撐干擾，在滿足風(fēng)洞試驗(yàn)堵塞度和結(jié)構(gòu)承載情況下變形和振動要小。設(shè)計(jì)中選用2.4m跨聲速風(fēng)洞半模試驗(yàn)段作為支撐基礎(chǔ)，形成了三種總體方案（見圖3），再利用結(jié)構(gòu)有限元分析、支撐干擾計(jì)算和試驗(yàn)系統(tǒng)的工程實(shí)用性分析等對比研究，確定了縱向支撐的總體方案。

圖3 支撐系統(tǒng)結(jié)構(gòu)方案Fig.3 Structural scheme of model support system

1.3 模型彈改型設(shè)計(jì)

采用工程估算、CFD計(jì)算和風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)相結(jié)合的手段，對模型彈支撐橫梁部分的彈翼和彈身進(jìn)行了局部截?cái)啵⒋_保模型彈的氣動特性與原型彈一致，通過天平芯軸連接模型前后段，實(shí)現(xiàn)模型的同步運(yùn)動。

1.4 氣動和運(yùn)動參數(shù)測試處理技術(shù)

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)采用帶芯軸的環(huán)式雙端支撐四分量天平測量模型的法向力，側(cè)向力，俯仰力矩，偏航力矩，見圖4。編碼器、陀螺儀、舵機(jī)反饋測量模型的姿態(tài)角、角速度響應(yīng)和舵偏響應(yīng)，并將各類信號同步采集處理，用于模型的操縱控制和結(jié)果分析使用。

圖4 虛擬飛行試驗(yàn)天平結(jié)構(gòu)方案Fig.4 Structural scheme of WTBVFT balance

1.5 模型舵面操縱控制技術(shù)

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)過程中通過操作控制舵面驅(qū)動模型的自由運(yùn)動。根據(jù)導(dǎo)彈實(shí)際飛行情況，針對風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)設(shè)計(jì)了開環(huán)控制、姿態(tài)角和加速度閉環(huán)控制方式和飛行控制律，見圖5。

圖5 閉環(huán)控制結(jié)構(gòu)Fig.5 Structural scheme of closed－loop control

1.6 模型運(yùn)動驅(qū)動控制技術(shù)

模型偏航運(yùn)動根據(jù)試驗(yàn)過程中天平測量的模型偏航力矩，通過二次積分合成側(cè)滑角，進(jìn)而換算出油缸的位移來驅(qū)動模型實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動。

1.7 模型安全保護(hù)技術(shù)

采用氣壓制動、PLC軟件限位、行程開關(guān)硬件限位、迎角角度限位塊限位、視頻監(jiān)視、緊急停車等軟硬件措施，實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的安全運(yùn)行。

2 試驗(yàn)平臺組成

風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺以2.4m跨聲速風(fēng)洞半模試驗(yàn)段為安裝基礎(chǔ)，采用桁架結(jié)構(gòu)形式，將試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^內(nèi)式四分量（法向力Y、俯仰力矩Mz、側(cè)向力Z、偏航力矩My）天平及其支撐橫桿吊裝在風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)，能夠?qū)崿F(xiàn)模型俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航三自由度運(yùn)動，其中俯仰、滾轉(zhuǎn)為自由運(yùn)動，偏航為驅(qū)動控制運(yùn)動。平臺主要由三個子系統(tǒng)構(gòu)成：俯仰、滾轉(zhuǎn)及偏航三自由度模型支撐系統(tǒng)、虛擬飛行控制系統(tǒng)和氣動／運(yùn)動參數(shù)測試處理系統(tǒng)。

其中：俯仰、滾轉(zhuǎn)及偏航三自由度模型支撐系統(tǒng)用于實(shí)現(xiàn)模型俯仰、滾轉(zhuǎn)兩自由度自由轉(zhuǎn)動和偏航驅(qū)動控制運(yùn)動；虛擬飛行控制系統(tǒng)用于實(shí)現(xiàn)模型偏航驅(qū)動運(yùn)動控制和舵面操作控制；氣動／運(yùn)動參數(shù)測試處理系統(tǒng)的主要功能是在模型運(yùn)動過程中實(shí)現(xiàn)模型姿態(tài)角、角加速度、舵偏角和氣動力等信號的實(shí)時(shí)同步采集和數(shù)據(jù)處理。

3 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)典型結(jié)果

3.1 開環(huán)控制試驗(yàn)

開環(huán)控制試驗(yàn)是直接給定舵偏控制律，通過控制舵面偏轉(zhuǎn)，驅(qū)動模型在風(fēng)洞氣流環(huán)境下自由運(yùn)動，同時(shí)利用天平、編碼器和角速度陀螺儀測量模型運(yùn)動過程中的氣動和運(yùn)動參數(shù)。

圖6給出了Ma∞＝0.6和0.9，相同舵偏角和角速率條件下單自由俯仰運(yùn)動開環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果。結(jié)果顯示：對單自由度俯仰運(yùn)動，俯仰舵面偏轉(zhuǎn)后，模型迎角發(fā)生改變，經(jīng)過過渡過程的俯仰振蕩，最終趨于平衡狀態(tài)，隨著舵偏角的增加，平衡迎角不斷變大。模型俯仰振蕩過程中迎角的響應(yīng)類似于正弦阻尼振蕩過程，法向力隨著迎角的變化而改變。此外，在相同舵偏角下，隨著馬赫數(shù)的增加，俯仰角速率增加，迎角的振幅減小，振蕩頻率增加，平衡迎角減小，法向力的振幅增加。

3.2 閉環(huán)控制試驗(yàn)

閉環(huán)控制試驗(yàn)是在風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)過程中，利用角速度陀螺儀測量的姿態(tài)角速度、編碼器測量的姿態(tài)角作為反饋信號，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角閉環(huán)控制；或利用利用天平測量的模型法向力得到法向加速度，以及角速度陀螺儀測量的姿態(tài)角速度作為反饋信號實(shí)現(xiàn)加速度閉環(huán)控制，從而來較為逼真的模擬真實(shí)機(jī)動飛行。

（a）姿態(tài)角閉環(huán)控制

圖7給出了Ma∞＝0.6和0.9，迎角指令控制條件下，單自由俯仰運(yùn)動姿態(tài)角閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果。從圖中可以看出：導(dǎo)彈模型在迎角指令作用下，能夠達(dá)到給定的指令值，保持一定時(shí)間后在指令作用下回到初始位置，達(dá)到了姿態(tài)角閉環(huán)控制的目的；同時(shí)，隨著馬赫數(shù)增加，控制增益參數(shù)變小，舵面效率變化，從而初始時(shí)刻舵偏角的振蕩幅度變小，舵偏角隨馬赫數(shù)的增加而增大。

圖6 單自由度俯仰運(yùn)動開環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Results of 1－DOF pitching motion tests with open－loop control

圖7 單自由度俯仰運(yùn)動姿態(tài)角閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Results of 1－DOF pitching motion tests with closed－loop control of angle of attack

（b）加速度閉環(huán)控制

圖8給出了Ma∞＝0.8，不同加速度控制指令條件下，單自由俯仰運(yùn)動加速度閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果。可以看出：在相同馬赫數(shù)下，隨著加速度控制指令的增加，指令變化初始時(shí)刻的舵偏角振蕩幅度和俯仰角速度變大，使得迎角和法向力增加更快，從而加速度增加也更快；加速度指令保持階段，平衡迎角、舵偏角、法向力、側(cè)向力和俯仰力矩隨指令值的增加而變大。

圖8 單自由俯仰運(yùn)動加速度閉環(huán)控制試驗(yàn)結(jié)果Fig.8 Results of 1－DOF pitching motion tests with closed－loop control of normal acceleration

3.3 靶試彈道驗(yàn)證試驗(yàn)

圖9 靶試彈道驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果Fig.9 Results of verification tests for the real－flight

圖9給出了Ma∞＝0.55和0.6，加速度控制指令條件下的試驗(yàn)結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果對比曲線。對比不同馬赫數(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一致。同時(shí)，由于真實(shí)飛行的速度、高度不斷變化，而風(fēng)洞試驗(yàn)保持不變，造成迎角、俯仰角速度和舵偏角變化過程存在一定差異。對比法向力曲線可以看出，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)，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與靶試彈道飛行結(jié)果較為接近。

4 結(jié) 論

本文介紹了風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)、2.4m風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺，針對某導(dǎo)彈模型開展的風(fēng)洞虛擬飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。主要結(jié)論如下：

（1）風(fēng)洞虛擬飛行驗(yàn)證試驗(yàn)表明：風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)各關(guān)鍵技術(shù)合理、可行；風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)平臺各系統(tǒng)性能穩(wěn)定可靠，能夠滿足技術(shù)指標(biāo)要求；

（2）首次在高速風(fēng)洞中成功開展典型導(dǎo)彈模型各種控制模式的虛擬飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明模型能夠通過控制指令實(shí)現(xiàn)機(jī)動運(yùn)動模型，與靶試結(jié)果具有較好的一致性；

（3）試驗(yàn)技術(shù)的建立實(shí)現(xiàn)了風(fēng)洞試驗(yàn)從單一的氣動力測量向氣動／飛行力學(xué)／飛行控制一體化試驗(yàn)的跨越，拓展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究能力，基本形成了先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的氣動／運(yùn)動／控制半實(shí)物仿真系統(tǒng)驗(yàn)證的工程實(shí)用化能力，為開展先進(jìn)飛行器氣動／控制地面綜合集成驗(yàn)證奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)；

（4）今后還需要針對復(fù)雜構(gòu)型飛行器、線位移約束、速度變化、縮比模型的操縱控制、試驗(yàn)的模擬參數(shù)等開展深入研究，逐步形成工程實(shí)用的虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)。

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Wind tunnel based virtual flight testing of aerodyanmics，flight dynamics and flight control for high maneuver missle

Zhao Zhongliang＊，Wu Junqiang，Li Hao，Zhou Weiqun，Mao Daiyong，Xiang Guangwei

（High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center）

Strongly nonlinear coupling phenomenon between the aerodynamic parameters and the motion parameters are generally existed during the complex maneuvers for a modern highperformance flight vehicle，therefore the integrative wind tunnel test technique becomes essential for aerodynamics and flight dynamics.The technique of wind tunnel based virtual flight testing（WTBVFT）provides the capability to research those corresponding nonlinear couple problems between aerodynamic and motion parameters.The test model will experience freely all three degree－of－freedom rotational motion，the control surfaces can be real time controlled according to the flight control systems demands，while the aerodynamic loadings and motion parameters are measured simultaneously during the test.The WTBVFT tests the response and the control characters of the vehicle，achieves the aim of integrated research on the aerodynamics and the flight dynamics，and explores the aerodynamics／flight dynamics coupling mechanism.The technical issues，corresponding platform and verification tests of WTBVFT are introduced.The test results show that WTBVFT has the primarily experimental ability for integrated simulation of aerodynamics and flight dynamics for a missile mode.

high maneuver；aerodynamic and motion parameters coupling；WTBVFT；integration

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0128

0258－1825（2016）01－0014－06

2015－07－23；

2015－10－19

國家安全重大基礎(chǔ)研究（61389），自然基金項(xiàng)目（91216203）

趙忠良＊（1964－），男，重慶合川人，研究員，研究方向：非定?？諝鈩恿W(xué).E－mail：zzzhao＿cardc＠sina.com

趙忠良，吳軍強(qiáng)，李浩，等.高機(jī)動導(dǎo)彈氣動／運(yùn)動／控制耦合的風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：14－19.

10.7638／kqdlxxb－2015. Zhao Z L，Wu J Q，Li H，et al.Wind tunnel based virtual flight testing of aerodyanmics，flight dynamics and flight control for high maneuver missle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：14－19.