赵忠良，吴军强，李 浩，周为群，毛代勇，向光伟

（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000）

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

赵忠良＊，吴军强，李 浩，周为群，毛代勇，向光伟

（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000）

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题，需要发展基于非线性理论的风洞试验技术，即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程，气动和运动参数的实时同步测量，以及飞行控制律的集成验证与优化，从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施，并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。

高机动；气动／运动耦合；风洞虚拟飞行试验；一体化

0 引 言

现代高机动飞行器突出强调亚跨声速大迎角过失速机动能力。但飞行器在机动飞行过程中会出现强烈的气动非线性、运动非线性和控制非线性，非常容易诱发气动／飞行力学的非线性耦合［1－5］。这种非线性气动／运动耦合容易诱发飞行器出现危及飞行安全的非指令自激运动，增加飞行失控的可能性。所以，在飞行器设计初期和飞行控制律设计阶段就必须开展气动／运动／控制集成研究。

传统基于线性叠加理论的静态风洞试验、小振幅强迫振荡试验、尾旋风洞试验、单轴和多轴协调大振幅强迫振荡试验等都无法有效模拟飞行器机动运动过程，需要发展能够更为逼真的模拟真实机动飞行过程的试验方法——风洞虚拟飞行试验（Wind Tunnel Based Virtual Flight Testing，WTBVFT）［69］。风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上，让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面，实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程，并实时测量飞行器气动和运动参数，检验飞行器响应和操纵控制特性，达到气动／运动一体化研究，探索气动／运动耦合机理与解耦控制方法的目的。

本文介绍了风洞虚拟飞行试验的关键技术及其解决途径，风洞虚拟飞行试验平台和针对典型导弹模型开展的虚拟飞行验证试验。对关键技术的合理性和试验平台的可靠性进行了验证，并首次在大型高速风洞中实现了高机动导弹模型的风洞虚拟飞行试验，具备了气动／运动／控制一体化研究能力。

1 风洞虚拟飞行试验关键技术

风洞虚拟飞行试验需要重点解决的理论问题和关键技术见图1。

图1 风洞虚拟飞行试验关键技术Fig.1 Technical issues of WTBVFT

1.1 风洞虚拟飞行试验相似准则与模拟方法

从流动控制方程和运动控制方程出发，结合常规风洞试验相似准则，并考虑风洞虚拟飞行试验模型运动情况，推导了风洞虚拟飞行试验的相似准则，详见文献［13－14］。

风洞虚拟飞行试验与飞行器的真实飞行存在两个主要差异：线位移约束和速度变化，需要研究能够实现较为逼真模拟真实飞行的试验模拟方法。为此针对某典型导弹，开展了开环和闭环控制飞行仿真模拟，图2给出了真实三自由度俯仰运动和风洞虚拟飞行试验单自由度俯仰运动仿真结果对比。仿真结果表明：风洞虚拟飞行试验采用俯仰角速度反馈的闭环控制方式能够实现较为逼真的模拟真实飞行过程。

图2 闭环控制飞行仿真模拟结果Fig.2 Simulation results of closed－loop control

对于速度变化可以采用逐个分解来开展试验，然后将结果集成。而线位移约束和Re数影响只有通过CFD手段加以辅助修正，缩比模型可以通过控制律设计实现。

1.2 模型支撑系统设计技术

模型支撑系统设计分析技术是风洞虚拟飞行试验的核心技术，它要求既能实现俯仰、滚转自由运动和偏航驱动控制运动，又要降低支撑干扰，在满足风洞试验堵塞度和结构承载情况下变形和振动要小。设计中选用2.4m跨声速风洞半模试验段作为支撑基础，形成了三种总体方案（见图3），再利用结构有限元分析、支撑干扰计算和试验系统的工程实用性分析等对比研究，确定了纵向支撑的总体方案。

图3 支撑系统结构方案Fig.3 Structural scheme of model support system

1.3 模型弹改型设计

采用工程估算、CFD计算和风洞验证试验相结合的手段，对模型弹支撑横梁部分的弹翼和弹身进行了局部截断，并确保模型弹的气动特性与原型弹一致，通过天平芯轴连接模型前后段，实现模型的同步运动。

1.4 气动和运动参数测试处理技术

风洞虚拟飞行试验采用带芯轴的环式双端支撑四分量天平测量模型的法向力，侧向力，俯仰力矩，偏航力矩，见图4。编码器、陀螺仪、舵机反馈测量模型的姿态角、角速度响应和舵偏响应，并将各类信号同步采集处理，用于模型的操纵控制和结果分析使用。

图4 虚拟飞行试验天平结构方案Fig.4 Structural scheme of WTBVFT balance

1.5 模型舵面操纵控制技术

风洞虚拟飞行试验过程中通过操作控制舵面驱动模型的自由运动。根据导弹实际飞行情况，针对风洞虚拟飞行试验设计了开环控制、姿态角和加速度闭环控制方式和飞行控制律，见图5。

图5 闭环控制结构Fig.5 Structural scheme of closed－loop control

1.6 模型运动驱动控制技术

模型偏航运动根据试验过程中天平测量的模型偏航力矩，通过二次积分合成侧滑角，进而换算出油缸的位移来驱动模型实现偏航运动。

1.7 模型安全保护技术

采用气压制动、PLC软件限位、行程开关硬件限位、迎角角度限位块限位、视频监视、紧急停车等软硬件措施，实现风洞虚拟飞行试验的安全运行。

2 试验平台组成

风洞虚拟飞行试验平台以2.4m跨声速风洞半模试验段为安装基础，采用桁架结构形式，将试验模型通过内式四分量（法向力Y、俯仰力矩Mz、侧向力Z、偏航力矩My）天平及其支撑横杆吊装在风洞试验段内，能够实现模型俯仰、滚转、偏航三自由度运动，其中俯仰、滚转为自由运动，偏航为驱动控制运动。平台主要由三个子系统构成：俯仰、滚转及偏航三自由度模型支撑系统、虚拟飞行控制系统和气动／运动参数测试处理系统。

其中：俯仰、滚转及偏航三自由度模型支撑系统用于实现模型俯仰、滚转两自由度自由转动和偏航驱动控制运动；虚拟飞行控制系统用于实现模型偏航驱动运动控制和舵面操作控制；气动／运动参数测试处理系统的主要功能是在模型运动过程中实现模型姿态角、角加速度、舵偏角和气动力等信号的实时同步采集和数据处理。

3 风洞虚拟飞行试验典型结果

3.1 开环控制试验

开环控制试验是直接给定舵偏控制律，通过控制舵面偏转，驱动模型在风洞气流环境下自由运动，同时利用天平、编码器和角速度陀螺仪测量模型运动过程中的气动和运动参数。

图6给出了Ma∞＝0.6和0.9，相同舵偏角和角速率条件下单自由俯仰运动开环控制试验结果。结果显示：对单自由度俯仰运动，俯仰舵面偏转后，模型迎角发生改变，经过过渡过程的俯仰振荡，最终趋于平衡状态，随着舵偏角的增加，平衡迎角不断变大。模型俯仰振荡过程中迎角的响应类似于正弦阻尼振荡过程，法向力随着迎角的变化而改变。此外，在相同舵偏角下，随着马赫数的增加，俯仰角速率增加，迎角的振幅减小，振荡频率增加，平衡迎角减小，法向力的振幅增加。

3.2 闭环控制试验

闭环控制试验是在风洞虚拟飞行试验过程中，利用角速度陀螺仪测量的姿态角速度、编码器测量的姿态角作为反馈信号，实现姿态角闭环控制；或利用利用天平测量的模型法向力得到法向加速度，以及角速度陀螺仪测量的姿态角速度作为反馈信号实现加速度闭环控制，从而来较为逼真的模拟真实机动飞行。

（a）姿态角闭环控制

图7给出了Ma∞＝0.6和0.9，迎角指令控制条件下，单自由俯仰运动姿态角闭环控制试验结果。从图中可以看出：导弹模型在迎角指令作用下，能够达到给定的指令值，保持一定时间后在指令作用下回到初始位置，达到了姿态角闭环控制的目的；同时，随着马赫数增加，控制增益参数变小，舵面效率变化，从而初始时刻舵偏角的振荡幅度变小，舵偏角随马赫数的增加而增大。

图6 单自由度俯仰运动开环控制试验结果Fig.6 Results of 1－DOF pitching motion tests with open－loop control

图7 单自由度俯仰运动姿态角闭环控制试验结果Fig.7 Results of 1－DOF pitching motion tests with closed－loop control of angle of attack

（b）加速度闭环控制

图8给出了Ma∞＝0.8，不同加速度控制指令条件下，单自由俯仰运动加速度闭环控制试验结果。可以看出：在相同马赫数下，随着加速度控制指令的增加，指令变化初始时刻的舵偏角振荡幅度和俯仰角速度变大，使得迎角和法向力增加更快，从而加速度增加也更快；加速度指令保持阶段，平衡迎角、舵偏角、法向力、侧向力和俯仰力矩随指令值的增加而变大。

图8 单自由俯仰运动加速度闭环控制试验结果Fig.8 Results of 1－DOF pitching motion tests with closed－loop control of normal acceleration

3.3 靶试弹道验证试验

图9 靶试弹道验证试验结果Fig.9 Results of verification tests for the real－flight

图9给出了Ma∞＝0.55和0.6，加速度控制指令条件下的试验结果与飞行试验结果对比曲线。对比不同马赫数下的风洞试验结果，可以看出随着马赫数的降低，指令保持阶段的平衡迎角和舵偏角随之变大，这与真实飞行中迎角和舵偏角变化趋势一致。同时，由于真实飞行的速度、高度不断变化，而风洞试验保持不变，造成迎角、俯仰角速度和舵偏角变化过程存在一定差异。对比法向力曲线可以看出，不同马赫数下，法向力的变化过程和量值基本一致，据此推断真实飞行中，法向力变化过程和量值应该与风洞虚拟飞行试验过程基本一致，而且当速压接近时，风洞试验结果与靶试弹道飞行结果较为接近。

4 结 论

本文介绍了风洞虚拟飞行试验的关键技术、2.4m风洞虚拟飞行试验平台，针对某导弹模型开展的风洞虚拟飞行验证试验。主要结论如下：

（1）风洞虚拟飞行验证试验表明：风洞虚拟飞行试验各关键技术合理、可行；风洞虚拟飞行试验平台各系统性能稳定可靠，能够满足技术指标要求；

（2）首次在高速风洞中成功开展典型导弹模型各种控制模式的虚拟飞行试验，试验结果表明模型能够通过控制指令实现机动运动模型，与靶试结果具有较好的一致性；

（3）试验技术的建立实现了风洞试验从单一的气动力测量向气动／飞行力学／飞行控制一体化试验的跨越，拓展了风洞试验研究能力，基本形成了先进战术导弹的气动／运动／控制半实物仿真系统验证的工程实用化能力，为开展先进飞行器气动／控制地面综合集成验证奠定了坚实的技术基础；

（4）今后还需要针对复杂构型飞行器、线位移约束、速度变化、缩比模型的操纵控制、试验的模拟参数等开展深入研究，逐步形成工程实用的虚拟飞行试验技术。

［1］ Ericsson L E，Beyers M E.Conceptual fluid／motion coupling in the Herbst supermaneuver［J］.Journal of Aircraft，1997，34（3）：271－277.

［2］ Ericsson L E，Beyers M E.Nonlinear rate and amplitude effects on a generic combat aircraft model［J］.Journal of Aircraft，2000，37（2）：207－213.

［3］ Nelson R C，Pelletier A.The unsteady aerodynamics of slender wings and aircraft undergoing large amplitude maneuvers［J］.Progress in Aerospace Sciences，2003，39（3）：185－248.

［4］ Greenwell D T.2004.A review of unsteady aerodynamic modelling for flight dynamics of manoeuvrable aircraft［R］.AIAA－2004－5276.

［5］ Chanbers J R，Hall R M.History review of uncommanded lateral－directional mitions at transonic conditons［J］.Journal of Aircraft，2004，41（3）：436－447.

［6］ Gebert G，Kelly J，Lopez J.Wind tunnel based virtual flight testing［R］.AIAA 2000－0829.

［7］ Gebert G，Kelly J，Lopez J.Virtual flight testing in a ground test facility［R］.AIAA 2000－4019.

［8］ LawrenceF C，Mills B H.Status update of the AEDC wind tunnel Virtual Flight Testing development program［R］.AIAA 2002－0168.

［9］ Magill J C，Wehef S D.Initial test of a wire suspension mount for missile Virtual Flight Testing［R］.AIAA 2002－0169.

［10］Magill J C，Cataldi P，Morency J R，et al.Demonstration of a wire suspension for wind－tunnel virtual flight testing［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2009，46（3）：624－633.

［11］Magill J C，Cataldi P，Morency J R，et al.Active yaw control with a wire suspension system for dynamic wind tunnel testing［R］.AIAA 2005－1295.

［12］Magill J C，Cataldi P，Morency J R，Hammer D X，Anderson B D.Design of a wire suspension system for dynamic testing in AEDC 16T［R］.AIAA 2003－0452.

［13］李浩.风洞虚拟飞行试验相似准则和模拟方法研究［D］，2012.

［14］李浩，赵忠良，范召林.风洞虚拟飞行试验模拟方法研究［J］.实验流体力学，2011，25（6）：72－76.

［15］Hu Jing，Li Qian.Primary investigation of the virtual flight testing techniques in wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，24（1）：95－99.（in Chinese）胡静，李潜.风洞虚拟飞行技术初步研究［J］.实验流体力学，2010，24（1）：95－99.

［16］Tao Yang，FAN Zhaolin，Wu Jifei.CFD based virtual flight simulation of square crosssection missile with control in longitudinal flight［J］.Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics，2010，42（2）：169－176.（in Chinese）陶洋，范召林，吴继飞.基于CFD的方形截面导弹纵向虚拟飞行模拟［J］.力学学报，2010，42（2）：169－176.

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

国家安全重大基础研究（61389），自然基金项目（91216203）

赵忠良＊（1964－），男，重庆合川人，研究员，研究方向：非定常空气动力学.E－mail：zzzhao＿cardc＠sina.com

赵忠良，吴军强，李浩，等.高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术［J］.空气动力学学报，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.