航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

何开锋, 刘 刚, 张利辉, 毛仲君

(1. 空气动力学国家重点实验室, 四川 绵阳 621000;2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000)

航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

何开锋1,2,*, 刘 刚2, 张利辉2, 毛仲君2

(1. 空气动力学国家重点实验室, 四川 绵阳 621000;2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000)

模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。

模型飞行试验；空气动力学研究；气动布局研究

0 引 言

飞行器模型飞行试验是按照动力学相似规律,利用缩尺模型在真实大气中进行模拟飞行,研究和验证气动力/热特性、新概念、新技术和新布局的试验手段和方法[1]。相比地面试验,模型飞行试验具有模型不受约束、模拟参数更加真实、具有气动/结构/飞行/控制等问题综合的特点,所得结果更接近工程实际和真实可信。相比全尺寸飞行器的全系统飞行试验,模型飞行试验具有周期短、成本低、风险小等特点。作为空气动力学研究的三大手段之一,在飞行器研制及空气动力学科发展中有着不可替代的作用。著名科学家钱学森在规划我国空气动力学研究体系时,也特别强调了模型飞行试验在其中的重要地位。

飞行器新概念、新技术、新布局创新发展通常遵循“概念提出—理论设计—地面试验—模型飞行试验演示验证—改进设计—技术成熟及应用”的研究过程,模型飞行试验作为其中的重要一环,在推动飞行器自主创新发展、增强地面分析和试验能力、提高技术成熟度等方面起着承上启下、不可替代的重要作用。美国X系列技术验证机及先期技术演示验证(ATD)概念就是成功的范例[2]。

随着小型涡轮动力、复合材料结构、小型数字飞控系统、小型高精度测量传感器及高可靠数据链等技术的快速发展,货架产品趋于成熟并广泛使用,带动力自主控制模型飞行试验技术成为航空器模型飞行试验发展的主流,它相比传统的载机带飞投放/伞降回收方式具有试验效率高(一次飞行可完成多个试验科目)、模型外形结构不易损坏等优点,正逐步成为新型飞机研发中满足高效、低成本、短周期要求的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径[3]。

缩比模型试验飞行器与常规无人机相比,有许多相同的系统,如机体结构、飞控、动力、电气、回收系统等。两者的主要区别在于：无人机主要强调携带任务设备(侦察、攻击武器、民用等)以完成特定的任务；模型飞行试验则强调高精度测量飞行试验数据及处理分析。无人机主要在常规飞行包线内飞行；模型飞行试验更多是在突破常规包线的边界状态飞行。

1 国内外发展概况

世界航空航天强国,特别是美国,历来高度重视模型飞行试验[2,4]。从早期在沃罗普斯岛(Wallops Facility)进行的飞机投放模型无动力自由飞行[5],到后来利用火箭动力助推实现模型跨声速、超声速、高超声速、高高空自由飞行,再到近年来利用缩比模型开展如新概念气动布局、超燃冲压发动机等高新技术先期演示验证。美国通过模型飞行试验,弥补了地面试验模拟飞行包线能力的不足,得到了大量飞行试验数据,提高了对复杂气动现象的认识,改进了气动计算分析方法,完善了风洞试验设备和技术,验证了各种新概念气动布局和气动控制设计,提升了新技术成熟与应用的速度,从而为各个阶段飞行器创新发展提供了低成本、低风险的演示试验手段和方法,为美国始终引领航空航天技术发展提供了重要技术支撑。

近年来,NASA先后完成了X-36(无尾布局)[6](见图1)、X-48B(BWB飞翼概念布局)[7](见图2)、X-56(主动颤振抑制和阵风减缓技术研究)(见图3)等缩比验证机的飞行试验。X-36遥控无尾布局模型长5.55m,高0.95m,翼展3.175m,空重576kg,最大速度450km/h,采用一台推力为320kg的涡扇发动机,飞行员在虚拟座舱中进行遥控飞行,试验主要验证在低速/大迎角和高速/小迎角状态下的飞行敏捷性。X-48B是飞翼概念(BWB)布局,其缩比模型验证机翼展6.4m,重227kg,到2010年3月,X-48B已经完成了80次飞行试验,验证了包括气动机理、控制律设计和包线边界机动等大量的气动和飞行特性。X-56是一种用于开展主动颤振抑制和阵风减缓等技术研究的缩比模型,机长2.3m、翼展8.4m、重217kg,配置2台JetcatP400涡喷发动机,推力80kgf,目前也已进行多次飞行试验。

此外,美国NextGen Aeronautics公司成功研制和试飞的变体试验飞行器(MFX-1,具有变体机翼)(见图4),英国的采用射流控制的飞行验证机“恶魔”(DEMON)(见图5)都是利用缩比模型验证机进行创新气动布局、气动技术等演示验证的典型例子。

俄罗斯(前苏联)也十分重视模型飞行试验,哈尔科夫航空学院飞机飞行状态物理模拟研究所是开展飞机模型飞行试验研究的主要单位,约菲技术物理研究所、中央机械研究院等有专门从事导弹、航天飞机模型飞行试验研究的机构。从20世纪50年代起进行了飞机、导弹、航天飞机等大量模拟飞行试验。典型例子是Su-27飞机的研制,从1975年开始用15年时间前后制作了3批共15个模型,研究了50种布局,进行了150多次模型飞行试验。通过尾旋风洞和模型飞行试验,对Su-27飞机布局方案进行了多轮改进,获得了满意的尾旋改出特性。通过模型飞行试验最先发现了“眼镜蛇”动作的初步形态,由普加乔夫在Su-27上飞出轰动世界的“眼镜蛇”机动动作。后来又做了Su-27几种改型飞机方案的布局研究,真实飞机的试飞结果与模型飞行试验结果很吻合,表明模型飞行试验结果可靠,为Su-27飞机及其改进型的研制做出了重要贡献。

图1 X-36遥控无尾布局模型

图2 X-48B(BWB飞翼概念布局)试验模型

图3 X-56试验模型

图4 MFX-1变体试验飞行器

图5 射流控制的飞行验证机“恶魔”(DEMON)

国内从20世纪60年代开始发展航空器模型飞行试验技术研究。目前,开展该领域研究与应用的单位主要有中航工业飞行试验研究院、西北工业大学和中国空气动力研究与发展中心等。过去主要集中在利用无动力及遥控模型进行失速/尾旋飞行试验,先后完成了我国自行研制的10余个飞机型号的尾旋模型飞行试验,为飞机的定型和真机试飞提供了技术支撑。

近年来,随着自主无人飞行器技术的迅速发展和带动,带动力自主控制技术在航空器模型飞行试验及无人机研发中得到快速和广泛应用。国内,西北工业大学等利用带动力缩比模型开展了某大型飞机气动布局的演示验证飞行试验,中航工业沈阳飞机设计研究所利用带动力自主控制模型开展了某新概念布局演示验证试验,中国飞行试验研究院在飞机带飞投放模型飞行试验中也应用了增稳及飞控技术。中国空气动力研究与发展中心(以下简称“气动中心”)在国内率先突破了相关关键技术,建立了带涡喷动力及小型数字化飞控系统的航空器模型飞行试验手段,开展了某型飞机缩比模型常规气动力、失速/尾旋等飞行试验,开展了常规迎角气动力参数辨识,并进行了飞行与风洞试验比较研究,研究了该飞机的失速/尾旋特性和改出方法,验证了立式风洞试验结果。气动中心还利用该飞机模型开展了过失速机动大迎角飞行的探索研究。

2 系统构成

带动力航空器模型飞行试验系统一般由试验模型系统和地面测控系统系统组成(见图6)。试验模型与地面测控系统通过无线数据链进行指令、数据及图像等的交互与传输。

图6 带动力模型飞行试验系统构成

近年来,NASA兰利中心针对大型运输机在控制系统失效或超出飞行包线边界情况下的飞行安全性研究需要,发展了先进的航空器模型飞行试验平台AirSTAR(Airborne Subscale Transport Aircraft Research)[8-9](见图7)。该平台主要由基础研究站(BRS)和移动操作站(MOS)2部分组成。模型按动力学相似准则设计,配置了气流参数、微型惯导、舵偏角等测量设备；遥测系统支持70个通道的下行数据(图像)和30个通道的上行控制数据链,数据传输频率达到250Hz。基础研究站(BRS)具有对试验模型飞控系统、数据链路等进行地面测试、半实物仿真验证的功能；移动操作站(MOS)主要完成外场飞行试验的全部功能。飞行试验时,模型可以由自主飞控系统进行控制,操纵手在移动操作站的模拟座舱环境中通过第一视角也可以对模型进行遥控操纵,地面站通过数据链进行数据实时发送及事后处理。

2.1 试验模型系统

试验模型系统主要由模型机体结构、动力系统、飞控系统、测量系统、起落架系统和伞降回收系统等组成。

图7 AirSTAR 系统构成

模型机体一般采用金属或碳纤维主梁+金属隔框的承力结构,表面蒙皮采用金属阴模成形法加工的玻璃钢或碳纤维蒙皮。机翼、尾翼、舵面等超薄结构件可采用单块式结构形式,内部布置主承力梁,表面为一体成形复合材料蒙皮,内部空间可用高强度泡沫(PMI)填充以增加其结构强度和刚度。

动力系统可以采用小型涡喷(涡扇)发动机、活塞发动机+螺旋桨等货架产品。根据推重比模拟要求可选用单发、双发甚至多发配置,每台动力系统的组成包括发动机本体、供油系统、供气系统、启动装置、控制系统单元以及地面支持单元等。X-48B采用了3台JETCAT-P200离心式发动机组成动力系统,单发23kg推力；X-56采用了2台JETCAT-P400发动机作为动力,单台40kg推力；中国空气动力与发展中心也利用2台JETCAT-P200发动机组成某型飞机缩比模型动力系统。市面上主要的小型涡喷发动机厂商包括JETCAT、AMT、PBS、KINGTECH和中科院工程热物理所等。小型离心式涡喷发动机虽然耗油率高,但体积小、推重比高,燃油经济性不是模型飞行试验追求的重点。

飞控系统采用专为模型飞行试验研制的小型化飞控系统或选用无人机飞控系统成熟产品,它一般由低功耗的嵌入式处理器与低成本的传感器(如MEMS陀螺仪、MEMS加速度计、微型GPS接收机、微型气压传感器及微型磁罗盘)等进行集成。目前,国内外都有部分成熟产品可供选用,但如何在体积小、重量轻、成本低特点下提高传感器测量精度并实现高精度飞行控制是一个关键问题。伺服系统一般采用无人机或航模用小型电动舵机货架产品,如FUTABA、PEGASUS、VOLZ等厂商型号,但这些成熟舵机产品在高带宽、低延时、小间隙和高精度等方面有一定差距,应针对模型飞行试验需求研制专用舵机。

测量系统主要由测量传感器、数据存储、数据链及机载电源等组成。试验模型飞行状态(空间位置、地速等)、姿态(姿态角、角速率、过载等)主要由飞控系统内置的微型GPS(差分GPS)、MEMS陀螺仪及加速度计等进行测量,气流参数(动压、静压、空速、迎角、侧滑角等)根据飞行迎角(侧滑角)、速度范围及动态响应频率等可选用风标传感器、五孔/七孔探针或其组合测量系统进行测量。随着微机电技术飞速发展,基于MEMS的加速度和角速率传感器已经具备了较好的测量精度,如ADIS、MTI等公司生产的传感器,能够满足大多数缩比模型演示验证需求。但对于高精度气动力参数辨识和测量,则需要采用尺寸较大的激光陀螺仪或光纤陀螺仪,相应地也需要模型内部尺寸空间大。大迎角测量(特别是60°以上迎角)宜采用风标式传感器,气动中心针对尾旋和过失速机动试验需求,研制了尺寸小、重量轻、动态响应好的风标传感器,迎角最大100°时仍然能保证侧滑角测量准确性和可靠性。数据存储系统要满足数据通道、速率及总存储量的要求,数据链要求全向及抗干扰特性好,采用满足试验模型各系统供电需求的集成式机载电源,要求其低温条件下放电特性良好。

起落架系统应根据试验模型重量、内部空间等进行专门设计,收放结构可采用液压或电动驱动,可靠的收放和锁紧机构及能够提供足够的缓冲能力等是起落架设计的重点。

伞降回收系统主要由回收伞、控制电路、开伞机构和脱伞机构等组成,在水平起降自主控制模型飞行试验中起应急回收作用,主要用于保护机载设备。可选择十字伞或圆伞,其面积根据应急回收时能够保全模型主要设备和结构的最高接地速度进行设计和选取。

2.2 地面测控系统

地面测控系统主要由地面控制站和光学摄像设备等组成。

地面站系统由测量数据分析显示记录站、飞行试验状态监控站、试验指挥站、遥控发射遥接收机等组成,可以将它们整合集成在指挥控制测量车上(相当于AirSTAR系统中的移动操作站),无线电信息传输系统的遥控发射机、遥测接收机的天线布置安装在车的合理位置上,并集成发电站、UPS系统等支持设备。

光学摄像设备一般包括光学经纬仪、高速摄像机等。光学经纬仪主要用于测量试验模型的航迹参数并获取其飞行姿态图像,高速摄像机用于记录试验模型起飞/着陆运动参数及图像。

3 关键技术

3.1 总体设计技术

总体技术是模型飞行试验的顶层设计技术,总体设计必须综合考虑实现试验目标“需要”,以及技术、经费和时间等现实“可能性”,经过反复计算、分析,权衡各方面要求进行协调后,才能迭代制定出一个既先进又经济合理,既能满足各种要求经过努力又能实现的最优总体设计方案。

总体设计是一个反复迭代、反复折衷的过程,要求设计人员熟悉试验每个环节、具有较强的系统协调能力和丰富工程设计经验,并需要建立规范的设计流程。航空器模型飞行试验总体设计流程不同于一般的项目管理流程,其相对比较具体,主要来源于工程经验和知识的总结和提炼。总体设计过程通常分为4个阶段进行控制：理论设计阶段、外形设计阶段、草图设计阶段、工程设计阶段。每个阶段之间进行技术评审。典型的总体设计流程如图8所示。

图8 模型飞行试验总体设计流程图

3.2 相似性准则研究与模型设计技术

相似性是模型飞行试验的理论基础,只有保证了缩比模型与原型机的相似关系,才能将试验结果换算为原型机的气动特性[10]。理论上,为保证缩比模型与原型机运动和动力学相似,缩比模型必须满足三大相似条件：一是几何相似,即流场和模型相互对应的线长度之比为一常值；二是运动相似,即2个流场中相互对应的速度之比为一常值；三是动力相似,即2个流场中相互对应的作用力之比为一常值。利用经典的“量纲分析”方法和Π定理,或利用物理概念分析方法可以导出航空器模型飞行试验需要满足的相似准则。

缩比模型与真实飞行器的相似准则主要包括：(1)模拟的运动过程要相似；(2)与空气动力学相关的主要无量纲参数要一致；(3)对于带动力模型而言,推重比要一致；(4)对于带飞控系统的模型,控制系统的传递比要相似。

为确保模型飞行试验对有关气动问题验证的有效性,试验模型及分系统设计和加工时必须满足有关相似性准则。除外形相似和动力学特性(质量、惯性矩等)相似应严格保证外,由于模型缩比,很难保证所有相似参数都严格满足,因此对于一些特殊问题的模型试飞验证考虑其特殊性,研究确定需要满足的具体相似参数。如在尾旋飞行试验中,需要模拟高度的剧烈变化,因此应尽量满足表征惯性力与重力之比的弗劳德数(Fr=V2/gL)相似；对于动态大迎角飞行试验,模型气动力表现出强烈的非定常特性,为使模型的运动轨迹和运动频率与全尺寸飞机相似,需要满足斯德鲁哈尔数相似(St=Vt/L或St=V/ωL)。此外,由于模型缩尺的存在,模型的雷诺数低于真实飞行的雷诺数,但可以在保证安全情况下采用降低模型飞行高度的方法来增加雷诺数。

相比一般的飞行器设计,模型设计受到的约束条件更多,包括外形相似性、质量特性相似性、推重比相似性等。为保证外形相似性,机载的天线等不能外露,迎角等气流系参数测量传感器要做到小巧精致,不对气动力构成较大的影响。质量、质心和惯性矩相似性对机载设备布置和模型结构设计构成了较大的设计挑战,需要在结构设计时就加以考虑,采用CAD等辅助工具边设计边建模模拟,做到结构出图时模型满足质量特性相似性,严格控制模型加工工艺,使得装配完成的模型质量调配的工作量大大减小。

3.3 飞行控制技术

综合模型飞行试验特点和试验任务的复杂性,其飞行控制不仅面临着全尺寸飞行器飞行控制的共同难题,如动力学模型日益复杂 (非线性、非定常、强耦合),多学科交叉分析与设计,创新、多元、混合、异构控制措施等；而且还有其特点和难点,如飞行控制设计和研制难度大(小型化、高带宽、大负载和高精度),飞行控制技术探索性和创新性强(创新的控制方法),控制模式复杂(人在回路),风险性高(边界飞行状态)等。模型飞行试验需要模拟的航空器种类和型号较多,包括战斗机、运输机、轰炸机和特种飞机等,因此为适应不同的飞机类型或型号,需要掌握的关键技术包括：现代非线性及鲁棒控制方法、多轴静不稳定控制技术、高精度自主起飞着陆技术、自主导航飞行控制技术、失速/尾旋进入改出控制技术、大迎角过失速等边界机动控制技术、推力矢量控制技术、飞控系统故障与应急处置技术、飞控系统集成设计技术、飞控系统半实物仿真技术等。飞控技术是航空器模型飞行试验技术发展的重点方向。

3.4 飞行测量技术

航空器模型飞行试验主要目的是获取飞行试验数据,利用参数辨识方法获取飞机的气动和操稳特性,因此飞行参数测量是模型飞行试验的关键技术之一,关系到试验成败。由于缩比模型机载空间尺寸较小,需要研制小型化的机载测量系统。为保证参数辨识的有效性和辨识精度,测量系统采样率要高(惯性参数100Hz以上)、数据采样传输要时延小、带宽高。为保证高机动试验的要求,需要测量系统具有较高的量程。另外,模型狭小的空间内分布了大量的机载电子设备,需要注重抗复杂电磁环境与电磁干扰技术的研究；失速/尾旋和过失速机动等高机动试验是航空器模型飞行试验的重点内容,因此高动态大迎角气流参数测量技术尤为关键,需要综合多种测量手段和算法实现；为保证模型机载图像和数据下传、遥控指令上传,需要发展高带宽、低时延、可靠的小型数据链集成技术。

3.5 结构、动力及起降技术

高强度轻质复合材料在航空器模型设计中的应用,大大降低了模型结构重量、提高了结构强度,既可以为满足质量特性相似性创造有利条件,也可为高精度测量设备、可收放起落架、应急回收伞、大容量油箱等安装提供重量空间。立体编织玻璃钢、碳纤维等复合材料虽然重量轻、强度高,但加工复合工艺复杂,需要加强设计和加工工艺研究。

推力矢量技术是开展过失速机动等高机动试验的关键技术之一。需要综合利用地面台架试验、风洞试验、数值计算等手段进行准确的建模研究,以提高推力矢量控制技术。

航空器模型采用小型液压系统及可收放起落架,以地面滑跑方式起降,大大提高了模型可重复使用性,极大地提高了试验效率,保证了模型外形精度和试验条件可重复性。

3.6 应急处理与安全回收技术

航空器模型应急处理与安全回收技术包括飞行控制安全应急处理技术、人工遥控技术以及伞降回收技术。针对起飞着陆以及复杂机动失控情形(例如着陆后复飞、过失速机动过程中进入尾旋等),飞行控制安全应急处理技术能够及时应对预估的突发事件,对于降低飞行风险、保证模型安全、完整回收至关重要；当模型自主飞控失效后,人工遥控技术亦是保障模型安全返回的关键技术；当上述2种方法均无法处理模型失控状况时,可采用伞降方式回收模型,因此,伞降回收技术是保证试验安全、降低模型损失的重要技术。通常伞降回收后需对模型进行修复处理。

3.7 数据分析处理技术

由于航空器特别是战斗机一类飞机,放宽了纵航向静稳定性,模型飞控增稳系统是开展试验的必要条件,飞行试验时需要进行闭环激励。因此,尽可能激励出气动模态信息的控制输入设计和闭环气动参数辨识技术成为关键技术之一。通过闭环激励、多传感器源数据融合以及系统辨识技术,大大提高了航空器模型飞行试验对不同构型或类型飞机的适用范围。失速/尾旋和过失速机动等危险边界飞行试验的开展,对大迎角气动力建模和辨识方法提出较高的要求,通过建立统一的大迎角非定常气动力模型结构,提高了模型危险边界飞行控制准确性,利用飞行试验数据辨识大迎角气动力,可以有效验证地面建模,提高大迎角气动力机理认识。利用模型飞行试验数据与风洞试验数据、CFD数值计算数据进行对比、分析和融合,可以有效提高气动力数据准确性和可信性,这也是航空器空气动力学研究的发展趋势：CFD数值计算快速布局设计与选型、风洞试验定型布局、模型飞行试验演示验证。

4 研究展望

本文以模型飞行试验对飞行器研制以及空气动力学研究发展的重要推动作用为出发点,对带动力自主控制航空器模型飞行试验国内外研究现状进行了介绍,对其关键技术进行了分析和总结,其技术发展重点和应用研究发展方向为：

(1)飞行试验平台技术发展方面,随着CAD快速建模、先进复合材料、先进制造、小型涡喷发动机、数字飞控系统、MEMS传感器、小型数据链路、气动参数辨识等相关技术的快速发展,航空器模型飞行试验能力和效率不断提升：模型设计、加工和装配周期缩短,模型全自主飞行控制开展试验能力增强,飞行测量数据精度大幅提高,获取试验数据信息量更加丰富。

(2)模型飞行试验应用研究将向高精度测量与辨识、高速、边界飞行状态(过失速机动、颤振等)研究及演示验证方向发展。进一步,模型飞行试验作为空气动力学三大手段之一,将与风洞试验和CFD数值计算构建起空气动力学的闭环研究体系,综合解决航空器研制、气动研究中的关键气动问题。同时,航空器模型飞行试验还能够向与气动相关的如新概念布局验证、气动新技术、飞行控制律验证、结构气动弹性研究、新概念推力矢量、新概念流动控制等新领域不断扩展和应用。

当前,随着大量的气动新布局、新概念、新技术提出,利用模型飞行试验手段验证地面研究结果、揭示气动机理、验证技术可行性、提升技术成熟度的相关需求也越来越多,模型飞行试验手段的作用日益凸显。

[1] 张守言. 模型自由飞试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002.

[2] David F F. Fifty years of flightresearch: an annotated bibliography of technical publications of NASA Dryden flight[R]. NASA/TP-1999-206568.

[3] Owens D B, David E C, Eugene A M. Development of a loe-cost sub-scale aircraft for flight research[R]. The FASER Projet 23681, Virginia: NASA Langley Research Center, 2007.

[4] Owens D B, Brandon J M, Croom M A, et al. Overview of dynamic test techniques for flight dynamicsresearch at NASA LaRC[C]. 25thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 2006.

[5] Layton G, Arrison P. A new experimental flight research technique: the remotely piloted airplane[R]. AGARD-CP-187, 1976.

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

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

[8] Jordan T L, Foster J V, Bailey R M, et al .AirSTAR: a UAV platform for flight dynamics and controlsystem testing[C]. 25thAIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 2006.

[9] Jordan T L, Langford W M, Belcastor C M, et al. Development of a dynamically scaled generic transport model test-bed for flight research experiment[R]. AUVSI Unmanned Unlimited, Virginia: AUVSI, 2004.

[10] Wolowicz C H, Bowman J S, Gilbert W P. Similitude requirements and scaling relationships as applied to model testing[R]. NASA TP-1435,1979.

(编辑：李金勇)

Research progress on model flight test of powered aircraft with autonomous control system

He Kaifeng1,2,*, Liu Gang2, Zhang Lihui2, Mao Zhongjun2

(1. State Key Laboratory of Aerodynamics, Mianyang Sichuan 621000,China;2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

Model flight test is one of the important methods in aerodynamic research. In recent years, model flight test of powered aircraft with autonomous control has become a low-cost, low-risk and effective technical approach for aerodynamic research and for demonstration and validation of aerodynamic configuration. In this paper we introduce the development tendency and typical application of foreign model flight tests. The newly-built model flight test platform of CARDC (China Aerodynamics Research and Development Center) is presented with its basic components and key technologies. In the end, we propose the development directions in the future.

model flight test;aerodynamic research;aerodynamic configuration research

1672-9897(2016)02-0001-07

10.11729/syltlx20150078

2015-05-13;

2015-09-10

HeKF,LiuG,ZhangLH,etal.Researchprogressonmodelflighttestofpoweredaircraftwithautonomouscontrolsystem.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 1-7. 何开锋, 刘 刚, 张利辉, 等. 航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展. 实验流体力学, 2016, 30(2): 1-7.

V217

A

何开锋(1963-)，四川成都人，研究员，博士生导师。研究方向：飞行性能仿真、评估，模型飞行试验技术。通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号13信箱(621000)。E-mail:hekf@vip.sina.com

*通信作者 E-mail: hekf@vip.sina.com