本文選題：風洞　切入點：飛行試驗　出處：《航空學報》2017年10期

【摘要】：為在風洞中模擬飛行器六自由度飛行的物理過程,獲取飛行器流動/運動/控制耦合特性,對低速風洞帶動力模型自由飛試驗技術(shù)進行了研究�；谙嗨茰蕜t,在大型低速風洞建立了試驗系統(tǒng),利用縱向靜不穩(wěn)定的動力學相似縮比模型飛機,經(jīng)過飛行控制律閉環(huán)控制增穩(wěn)后,開展穩(wěn)態(tài)飛行、施加標準激勵驗證飛行、控制律參數(shù)調(diào)整驗證飛行、大迎角飛行等自由飛試驗,并將試驗結(jié)果與原型機飛行仿真結(jié)果進行了對比研究。結(jié)果表明,基于相似準則建立的低速風洞帶動力模型自由飛試驗系統(tǒng),能夠有效模擬飛機閉環(huán)控制飛行過程,試驗結(jié)果準確反映原型機的穩(wěn)定與控制特性。低速風洞帶動力模型自由飛試驗驗證了原型機的飛行控制律,預(yù)測了其大迎角失速/偏離特性,形成了飛行器氣動/飛行力學/控制一體化風洞試驗研究能力。
[Abstract]:In order to simulate the physical process of aircraft flight with six degrees of freedom in wind tunnel and obtain the coupled flow / motion / control characteristics of the vehicle, the free-flight test technique of the low-speed wind tunnel dynamic model is studied. A test system was set up in a large low-speed wind tunnel. By using the longitudinal static instability model aircraft with similar dynamic ratio, the steady flight was carried out after the closed-loop control of the flight control law was increased, and the standard excitation was applied to verify the flight. The control law parameters are adjusted to verify the flight and fly at a high angle of attack. The experimental results are compared with the flight simulation results of the prototype aircraft. The results show that, The free-flight test system of low-speed wind tunnel model based on similarity criterion can effectively simulate the closed-loop control flight process of aircraft. The test results accurately reflect the stability and control characteristics of the prototype, and the free-flight test of the strip power model in low speed wind tunnel verifies the flight control law of the prototype, and predicts the stall / deviation characteristics of the prototype at high angle of attack. The aerodynamics / flight mechanics / control integrated wind tunnel test and research capability is formed.
【作者單位】： 清華大學自動化系;中國空氣動力研究與發(fā)展中心;
【分類號】：V211.74

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本文編號：1658398