缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望_张炜
缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望_张炜
第2卷第1期2011年2月航空工程进展A DV A N CES IN A ERON A U T ICA L SCIEN CE A N D EN GIN EERIN G Vo l 2N o 1Feb 2011收稿日期:2010 09 14; 修回日期:2010 12 11通信作者:张炜,w eizhangxian@nw 文章编号:1674 8190(2011)01 043 05缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望张炜,郭庆,张怡哲(西北工业大学航空学院,西安 710072)摘 要:缩比模型遥控飞行验证是飞行试验技术的重要组成部分,本文研究了国内外相关技术发展状况和未来需求,初步分析了需要解决的关键技术,简要介绍了自身团队相关工作进展,并对于该项技术与多学科发展的关系进行了概括。
研究表明:缩比模型遥控飞行验证技术是未来飞行器设计研发中的一项重要技术验证途径,在新概念飞机布局设计及飞机新技术应用等方面具有指导作用。
关键词:缩比飞机模型;遥控飞行验证;相似准则;多学科应用中图分类号:V 217+.1 文献标识码:AStudy and Evolvement on Flight Test Technique of RemotelyPiloted Subscale ModelZhang Wei,Guo Qing,Zhang Yizhe(Scho ol o f A eronautics,N or thwestern Po ly technical U niversity,Xi an 710072,China)Abstract:Subscale mo del flig ht test technique is an import ant par t o f flig ht test t echnolog y,guiding many as pects of research and dev elo pment fo r mo der n air cr aft design as effectively technique approaches,such as new concept air craft layo ut ,contro l system application,pro pulsio n mechanism,and so o n.In this paper the key po ints o f flight test system ut ilized in dy namically sca led vehicles that enable the a pplicat ion o f subscale flight test results to full scale vehicles are described,and then,the g roup research w orks in the Inno vation Centr e of A eronautical Science &T echno lo gy of N WP U are intr oduced.T he conclusion indicates that the Remotely Sub scale M odel Flig ht T est is an adv anced technique w hich suppor ts the go als o f efficient,low co st and safety fo r experimental flight r esear ch.Key words:subscale model;remotely piloted flight research;co mpar ability law;multi discipline application0 引言飞行试验对航空技术和航空武器装备的发展有着举足轻重的影响,任何一项新技术、新设备都要经过试飞验证才能投入使用。
航天用大展收比豆荚结构变形规律模型及其仿真验证
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研究.
设计一种简单 可 靠 的 计 算 方 法,根 据 豆 荚 结
构的尺寸参数计 算 力 学 性 能,可 以 节 约 大 量 设 计
时间与成本.本 文 在 已 有 研 究 的 基 础 上,结 合 几
何分析的方法 [１２Ｇ１４]对豆荚结构的压缩过程进行力
学解析,得到压缩 力 随 压 缩 行 程 变 化 规 律 的 计 算
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缩比模型演示验证飞行试验及关键技术
缩比模型演示验证飞行试验及关键技术何开锋;毛仲君;汪清;陈海【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2017(035)005【摘要】首先介绍了国内外缩比模型验证机飞行试验及其应用情况,总结了模型飞行试验的四大研究领域:气动布局演示验证、气动力飞行试验、危险边界飞行试验、新概念新技术演示验证试验;其次,分析了模型飞行试验在带动力自主飞行、模型快速结构设计与制造、模型动力系统设计与测试、飞行控制设计与测试、高精度测量与气动参数辨识等关键技术领域的发展趋势,并给出了中国空气动力研究与发展中心在这些技术方面的部分研究结果;最后,对模型飞行试验的未来发展方向进行了展望.【总页数】10页(P670-679)【作者】何开锋;毛仲君;汪清;陈海【作者单位】空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000;空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000;中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000【正文语种】中文【中图分类】V217【相关文献】1.YF—22A原型先进战术战斗机的演示／验证飞行试验计划综述 [J], 卢秋香2.有人/无人机协同作战演示验证试飞关键技术 [J], 杜梓冰;张立丰;陈敬志;张洁3.基于关键技术演示验证的预研型号质量管控方法研究 [J], 武龙龙;陶凯;王晓鹏4.适应航天装备演示验证飞行试验快速研制的进度管理方法 [J], 孙会鹏;于越;谷力;房桂祥;张文海5.缩比模型飞行试验相似准则研究 [J], 牛文韬;高永因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
无人缩比模型试飞应用及标准研究
风险小等特点 。世界各国普遍利用无人机缩比模型 试飞研究、解决飞机研制过程中的高新技术难题。下 文介绍近年来典型的无人缩比模型试飞项目。 2.1.1 FASER
美国利用无 人机 缩比验 证 技 术开展 宇 航 技 术 研 究 最 为普 遍，规 模 大，覆 盖面广，技 术先 进。美国 NASA兰利研究中心使用缩比模型机进行飞行研究已 经有很长的历史。由于试飞经费的减少，他们被迫寻 求建 立低 成 本、风 险可接 受的缩比 模 型 试飞 研 究体 系和 方 法。从 系统 集 成 成 本 考虑，归纳起 来有两 种
图2 Air STAR系统概念图
Air STAR的无人缩比模型机的相关参数按几何 和重量（翼载）进行相似性设计。机上配置设备 包 括 微 型 惯 性 导 航 系 统，输出三 轴 线 性 加 速 度、角速 度、姿 态 估 计 和 G P S 速 度 /坐标 等 参 数。还 有 类似的 微 型惯性 测 量 设备，可以测 量 多 余度 和 低 延 迟的三 轴 线 性 加 速 度 和 角速 度。空 速管 安 装 在 翼尖，用于 测量攻角、侧滑角、动压和静压，通过静压和环境温 度 测 量 计 算空气密度 及飞 行高度；动压 用于 计 算 校 准 空 速，通 过 动力控制 单元可以得 到 发 动 机 转 速。 在 所 有 控 制 面 旋 转 轴 上安 装电位 计 进 行 舵 偏 角 测 量，所 有座 舱 输 入参 数（驾 驶 杆、蹬 舵、油门等）均 可以进 行 记录。飞 行 和 模 拟软件的开发在 M AT L A B / S I M U L I N K 环 境下进 行。地面控制站可进 行 数 据 实 时发 送和事后处 理，支 持H I T L 格式仿真来模拟座 舱 外 部的主 要 环 境 要素，空中地面 间的 数 据 传 输 和 通 信使用遥感系统实现。模拟全尺寸飞机在控制混乱 或恶劣飞行条件下的飞行特性是Air STAR的基本研 究目标，以消除有人驾驶试飞的风险。在模型设计过 程中充分 考虑 缩比 实 验 的 相 似律 要求，也 就 是常 说 的“动力学相似”，包括几何、质量、时间及空气动力 学 等相似参 数，实验 结果显 示 该 系统 有 效性 适 用于
折叠机翼变体飞机纵向操纵性与稳定性研究
第 29卷 第 1期 2011年 2月
飞行力学 FL IGHT DYNAM ICS
V o .l 29 N o. 1 F eb. 2011
均气动弦长 bA 之比, 它反映了俯仰静稳定裕度, 其
计算公式如下:
Cm, CL = XT - XF
Cm, CL
=
Cm - Cm 0 CL
式中, XT = X G /bA 为飞机的重心在平均气动弦上的
位置; XF = XF / bA 为飞机气动焦点在平均气动弦上
的位置。
计算时, 确定全机重心位置 X G 不变。经 V ortex L attice M ethod ( VLM ) [ 3] 估算方法计 算出机翼不同 折叠角度的 bA , Cm, Cm0, CL, 代入上式即可得到不同 折叠角度 的 Cm, CL , 静稳 定裕 度 的变 化曲 线如 图 3 所示。
Cm 0 + Cm∃∃+ Cm#e #e = 0 Cm = Cm0 + Cm∃∃ 不同迎角下, 工程估算方法和风洞试验方法得 到的飞机平飞所需舵偏角随内段机翼折叠角度变化 曲线如图 7所示。
图 4 折叠机翼 变体飞机风洞试验模型
分别测量升降舵不偏转和偏转时, 不同迎角以 及机翼不同折叠角度的纵向力矩, 通过坐标转换和 数据修正, 最终可以得到机翼不同折叠角度时的 Cm 和 !Cm。采用工程估算方法和风洞试验方法得到的 结果如图 5、图 6所示。
折叠后纵向操纵性存在 的问题, 并提出了相应的改进措施。
关 键 词: 变体飞机; 折叠机翼; 稳 定性; 操纵性
缩尺试验飞机设计与飞行试验的若干问题研究
西北工业大学研究生专业课课程课程名称：动态缩比验证机的飞行试验方法学号： 2015250008姓名：柴睿相似理论在模型试验上运用研究现状早期的试验方法通常采用直接模型试验，这种方法往往无法获取现象的本质，从而不能对相似的现象及问题展开推广。
之后，试验方法逐渐向能够对同类问题的推广的方向发展，在长期的实践与经验积累之下，相似理论作为在模型试验中能够获取其自然规律的指导理论逐渐发展起来。
相似理论的主体部分是相似三大定理，它从被提出到作为一个系统的理论得到确立，是一个由学者不断发展和完善的过程。
早在1686 年，牛顿根据两个物体在运动上的相似性提出了牛顿准则，这也是判定两力学系统是否相似的重要准则；1848年，贝特朗提出了相似第一定理，其基础来源于动力学方程的解析；1911至1914年，费捷尔曼和伯根汉分别导出了相似第二定理，相似第三定理则在1930年由M.B.基尔皮契夫和A.A.古赫曼提出。
对于相似第一和第二定理的推导前提是两个现象相似，而相似第三定理则用来判定两个现象是否相似。
至此，相似理论基本建立。
之后，相似理论随着其发展开始逐渐被运用于模型试验的理论指导上，模型试验因其操作性强，对比实际模型有较好的参考性，国内外学者针对用相似理论来作为模型试验的理论依据展开了广泛研究。
Otto Haszpra 在结构振动试验中结合相似理论，提出系统的动力学参数之间相似性关系。
Annex XVIII试验针对不同型号的风力机按照相似原则进行试验测试，为研究探索风力机的气动力学性能获得了大量试验数据。
J.Muellen 等人为对实际工程环境进行模拟，将楔形挑坎放置于低速风洞中开展仿真研究，从而为实际设计提供了有较高可信度的理论依据。
Dhar利用气动相似理论，在满足流体相似和几何相似的前提下，针对大型风力机构建缩比模型进行研究，用来预测风力机各种性能。
战斗机缩比模型风洞模型试验国内的学者也对相似理论开展了广泛研究。
许多学者针对相似理论在模型试验中应用都发表了著作。
飞行器气动力学实验技术的使用教程
飞行器气动力学实验技术的使用教程随着科技的发展，飞行器的气动力学实验技术得到了极大的进步和应用。
气动力学实验技术可以帮助我们更好地了解飞行器的飞行性能、气动特性以及受力情况，对飞行器的设计、改进和优化提供了重要的理论依据。
本文将以飞行器气动力学实验技术的使用教程为主题，介绍一些常见的实验方法和技术。
一、风洞实验风洞实验是飞行器气动力学实验中最常见的一种方法。
通过在风洞中模拟飞行器的飞行状态，可以观测和测量飞行器在各种不同风速和攻角下的气动特性。
风洞实验可以采用静态方式或动态方式进行，具体选择的方式取决于实验目的和需求。
在进行风洞实验前，首先需要设计和制造合适的飞行器模型。
这需要考虑到飞行器的几何形状、尺寸以及材料等方面的因素。
模型的制造过程中需要注意精度和准确性，以确保得到可靠的实验数据。
二、力平台实验力平台实验是一种通过测量飞行器在空中受到的气动力和力矩来研究其气动特性的方法。
通过安装合适的传感器和测量设备，可以实时地获取和记录不同工况下的力和力矩数据，并进行进一步的分析和处理。
力平台实验需要注意以下几点。
首先，力平台的设计和制造需要满足实验的需求和精度要求。
其次，实验中要注意实施安全措施，确保实验过程的安全性。
最后，实验结束后需要对实验数据进行验证和分析，确保数据的准确性和可靠性。
三、数值模拟数值模拟是现代飞行器气动力学实验中一种重要的方法。
通过建立适当的数学模型和计算方法，可以模拟和计算飞行器的气动力学特性。
数值模拟可以提供比实验更多的细节和信息，对于飞行器的设计与改进具有重要的参考价值。
在进行数值模拟前，首先需要确定模型的边界条件和物理参数。
然后选择合适的数值方法和计算工具，如有限元方法、有限体积法等，进行数值计算。
最后，对模拟结果进行验证和分析，以确定其准确性和可靠性。
四、动态模型实验动态模型实验是一种通过制造和操纵飞行器的缩比模型来研究其动态特性的方法。
通过对模型的飞行和控制过程进行实验观测和测量，可以获取飞行器的动态响应和控制特性。
《航空工程进展》第2卷(2011年)总目次
改 进 的 ＤＮＡ 编码遗 传算 法在 翼 型设计 中的应 用 （ ｉ ） … …… …… …… …… …… 徐蔚 ， 露 （５ ） ｅ文 夏 １ ７
喷气客 机 总体参 数优 化计 算 环境 的开 发 （ 文 ） ……… … ……… …… … 俞金 海 ， 论 周琳 ， 李晨 ， （ ６ ） 等 １ ３ 用 微元 法建 立单 刚体 动力 学 的虚加 速度 原 理和 虚力原 理 （ 论文 ） … ……… …… 郝 名 望 ， 正 寅（ ６ ） 叶 １ ９ 结 合 响应 面法与 网格 法 的低速 翼 型优 化设计 （ 报 ）… …… …… …… …… …… 刘寒松 ， 予秦 （７ ） 简 焦 １ ６
… … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … …
胡汉 东 ， 杨其德 ， 明红 ， （ ９） 祝 等 Ｉ
基 于粘 性伴 随方 法 的涡轮 叶 片二次 流 损失优 化设 计 （ ｉ ） ｅ文 …… …… …… 刘锋 ， 罗佳 奇 ， 蔡晋 生 （ ７） ２ 航 空等 离子 体动 力学 与技 术 的发展 （ 述） 综 …… … ……… … ……… …… …… …… …… … 李应 红 （２ ） １ ７
空 腔 噪声及 扰 流板 控制措 施研 究 （ 论文 ） … …… …… …… …… …… ……… …… …… 何 飞 ， 明（４ ） 王 ２ ５ 战 斗机 飞行 姿态 对最 低安 全救 生 高度 影响 的仿 真研究 （ ｉ ）… …… …… …… 崔文 明 ， ｅ文 王和 平 （４ ） ２ ９
第 ２卷 第 ４ 期
２ １ 年 Ｉ 月 ０１ １
航 空 工程 进 展
ＡＤＶＡＮＣＥＳቤተ መጻሕፍቲ ባይዱＩ ＡＥＲ（ ＮＡＵＴＩ Ｎ ） ＣＡＬ Ｓ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＣＩ ＥＮＧＩ ＮＥＥＲＩ ＮＧ
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第2卷第1期2011年2月航空工程进展A DV A N CES IN A ERON A U T ICA L SCIEN CE A N D EN GIN EERIN G Vo l 2N o 1Feb 2011收稿日期:2010 09 14; 修回日期:2010 12 11通信作者:张炜,w eizhangxian@nw 文章编号:1674 8190(2011)01 043 05缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望张炜,郭庆,张怡哲(西北工业大学航空学院,西安 710072)摘 要:缩比模型遥控飞行验证是飞行试验技术的重要组成部分,本文研究了国内外相关技术发展状况和未来需求,初步分析了需要解决的关键技术,简要介绍了自身团队相关工作进展,并对于该项技术与多学科发展的关系进行了概括。
研究表明:缩比模型遥控飞行验证技术是未来飞行器设计研发中的一项重要技术验证途径,在新概念飞机布局设计及飞机新技术应用等方面具有指导作用。
关键词:缩比飞机模型;遥控飞行验证;相似准则;多学科应用中图分类号:V 217+.1 文献标识码:AStudy and Evolvement on Flight Test Technique of RemotelyPiloted Subscale ModelZhang Wei,Guo Qing,Zhang Yizhe(Scho ol o f A eronautics,N or thwestern Po ly technical U niversity,Xi an 710072,China)Abstract:Subscale mo del flig ht test technique is an import ant par t o f flig ht test t echnolog y,guiding many as pects of research and dev elo pment fo r mo der n air cr aft design as effectively technique approaches,such as new concept air craft layo ut ,contro l system application,pro pulsio n mechanism,and so o n.In this paper the key po ints o f flight test system ut ilized in dy namically sca led vehicles that enable the a pplicat ion o f subscale flight test results to full scale vehicles are described,and then,the g roup research w orks in the Inno vation Centr e of A eronautical Science &T echno lo gy of N WP U are intr oduced.T he conclusion indicates that the Remotely Sub scale M odel Flig ht T est is an adv anced technique w hich suppor ts the go als o f efficient,low co st and safety fo r experimental flight r esear ch.Key words:subscale model;remotely piloted flight research;co mpar ability law;multi discipline application0 引言飞行试验对航空技术和航空武器装备的发展有着举足轻重的影响,任何一项新技术、新设备都要经过试飞验证才能投入使用。
从世界上第一架飞机诞生开始,飞行试验的探索性研究就牵引着飞机设计技术不断创新和进步,同时,各种先进科学技术的发展,也使飞行试验技术研究内容和方法得到不断的丰富和拓展。
对于一种新的飞机设计方案,往往要花费大量时间通过风洞试验和CFD 计算来确定飞机布局,这些工作都是在理论假设和非全面模拟条件下进行的,其结果要通过试飞来验证,因此飞行试验的目的就是验证理论和地面试验的结果,并指导方案改进。
从广义上来讲飞行试验的研究范围包括: 用于探索全新飞行领域的研究性试飞,验证新技术、新设备; 为新型号飞机的发展提供全面技术验证的验证性试飞; 用于发展及鉴定新型飞机的型号试飞等[1]。
传统的飞行试验主要是指有人驾驶飞机的飞行试验或模型自由飞试验,这些试验成本高、风险大。
因此在飞机研发周期的经济性约束下,需要从理论和实践两方面发展低成本飞行试验技术[2]。
作为风洞试验和CFD 计算的补充技术手段,采用缩比模型(Subscale M odel)进行飞机某些性能或飞行品质的验证性研究,已经在飞行试验技术领域得到应用[3]。
随着控制、材料、通信等应用技术的发展,满足科研要求的小型化飞行数据采集设备、小型动力系统、轻型结构、可靠的数据链及微小型飞行控制系统等货架商品的大量使用,可以使缩比模型成为一种满足低成本和短周期新飞机研发要求的有效技术途径。
1 国外研究状况虽然在验证可信度方面,缩比飞行验证不能全面代替传统的飞行试验,但对于某些技术的验证具有其独特的优势[4]。
根据气动理论分析,缩比模型在大迎角、起飞着陆性能等方面与实际尺寸飞机具有相关性。
除了可飞、可控和定性验证外,也可进行相关飞行品质的定量分析以及控制系统、任务载荷、结构设计等方面验证。
研究表明缩比验证飞行对于较小升阻比飞行器的验证有效性较高[5]。
近年来该项技术在新型技术应用、新概念飞机设计、飞行安全性验证、飞行试验方法改进等研究中逐渐受到重视和应用。
美国NASA 兰利研究中心(NA SA Lang ley Research Center,LaRC)使用缩比模型飞机进行飞行研究已经有很长的历史[6],近年来由于飞行试验经费的减少,迫使他们建立一种低成本,风险可接受的缩比模型飞行试验研究体系和方法,从系统集成成本考虑,归纳起来有两种类型。
一种是低成本、小规模的飞行验证系统,例如飞行技术研究系统(Fr ee fly ing A ircraft for Sub scale Ex perim en tal Research,FASER)[7],如图1所示。
图1 FA SER 遥控模型系统F ig.1 FA SER remot e co nt rol model system该系统采用常规布局的货架产品飞机改装,使用价格低廉但可用性较高的数据采集设备,小规模飞行试验小组完成有关飞行试验方法的研究,在MAT LAB 和SIM U LINK 环境下通过飞机六自由度仿真技术进行控制律设计。
系统测试通道包括操纵面偏角、迎角/侧滑角、速度和发动机转速计、惯性加速度测量装置(IM U )、GPS 位置/速度测量、惯性导航系统(IN S)、四元数姿态传感等。
飞机响应数据处理采用一致性检验技术,分析表明经过修正的飞行试验参数在估计系统和设备误差方面具有精确性和一致性。
在降低无线电频率冲突水平条件下,FASER 系统可以开展先进的动力学建模和飞行试验技术研究。
第二种类型是配备移动式地面控制站的遥控模型飞行试验研究系统,这是一种缩比模型遥控飞行验证平台,也称遥控模型研究机(Rem otely Pilo ted Research V ehicle,RPRV )系统。
该系统综合了有人驾驶试飞、模拟器飞行等模式,构建由飞行员 地面模拟座舱 上行下行数据传输系统 带动力的遥控缩比模型等元素组成的闭环系统,相比于模型自由飞试验费用小、可重复性强、周期短、风险可接受。
NASA 建立了一个缩比运输机飞行试验研究平台(A ir ST AR),用于大型民用和通用飞机在控制系统失效和超出飞行包线边界条件下的飞行安全性研究。
飞行员采用常规遥控器和直接视觉的安全模式控制飞机起降,科研飞行由移动地面站的飞行员在模拟座舱环境中通过第一视角进行控制[8],概念框架如图2所示。
图2 A irST AR 系统概念图Fig.2 Concept of AirST A R sy stem试验用模型飞机有S2和T2两个型号,S2为单发涡喷驱动,T 2为双发涡喷驱动,均按5.5%缩比尺寸设计和制作,如图3所示。
图3 S2和T 2模型飞机Fig.3 S2and T 2model air craft44航空工程进展 第2卷模型参数按几何和重量(翼载)进行相似性设计。
机上配置设备包括微型惯性导航系统,输出三轴线性加速度、角速度、姿态估计和GPS 速度/坐标等参数。
还有类似的微型惯性测量设备,可以测量多余度和低延迟的三轴线性加速度和角速度。
空速管安装在翼尖,用于测量攻角、侧滑角、动压和静压,通过静压和环境温度测量计算空气密度及飞行高度;动压用于计算校准空速,通过动力控制单元可以得到发动机转速。
在所有控制面旋转轴上安装电位计进行舵偏角测量,所有座舱输入参数(驾驶杆、蹬舵、油门等)均可以进行记录。
飞行和模拟软件的开发在M ATLAB/SIM U LINK 环境下进行。
地面控制站可进行数据实时发送和事后处理,支持H ITL 格式仿真来模拟座舱外部的主要环境要素,空中地面间的数据传输和通信使用遥感系统实现[9]。
模拟全尺寸飞机在控制混乱或恶劣飞行条件下的飞行特性是AirSTAR 的基本研究目标,以消除有人驾驶飞行试验的风险。
在模型设计过程中充分考虑缩比实验的相似律要求,也就是常说的 动力学相似 ,包括几何、质量、时间及空气动力学等相似参数,实验结果显示该系统有效性适用于飞行速度Ma <0.45的低速飞行实验。
2007年7月,波音公司研制的X-48B 缩比验证机利用RPRV 平台在N ASA 德莱顿飞行研究中心成功地实现了首次飞行,标志着创新的翼身融合体(BWB)概念已经步入到试飞验证的研究阶段。
模型机为2架8.5%缩比验证机,采用的微型涡喷发动机,单台推力0.22kN,如图4所示。
图4 X 48B 缩比验证机Fig.4 X 48B subscale test aircr aft该机的最大飞行速度达到218km /h,飞行高度3000m 以上,续航60min,航程218km 。
X 48B 的缩比模型飞行试验的第一个阶段主要是掌握BWB 的低速飞行控制特性。
主要内容有:多舵面非线性耦合控制、低风险参数鉴定、包线内飞行、包线边界飞行、高风险大迎角飞行和接近失速飞行、飞行品质评估等。