本文選題：風(fēng)洞　切入點(diǎn)：飛行試驗(yàn)　出處：《航空學(xué)報(bào)》2017年10期

【摘要】：為在風(fēng)洞中模擬飛行器六自由度飛行的物理過(guò)程,獲取飛行器流動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制耦合特性,對(duì)低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了研究�；谙嗨茰�(zhǔn)則,在大型低速風(fēng)洞建立了試驗(yàn)系統(tǒng),利用縱向靜不穩(wěn)定的動(dòng)力學(xué)相似縮比模型飛機(jī),經(jīng)過(guò)飛行控制律閉環(huán)控制增穩(wěn)后,開(kāi)展穩(wěn)態(tài)飛行、施加標(biāo)準(zhǔn)激勵(lì)驗(yàn)證飛行、控制律參數(shù)調(diào)整驗(yàn)證飛行、大迎角飛行等自由飛試驗(yàn),并將試驗(yàn)結(jié)果與原型機(jī)飛行仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比研究。結(jié)果表明,基于相似準(zhǔn)則建立的低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)系統(tǒng),能夠有效模擬飛機(jī)閉環(huán)控制飛行過(guò)程,試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)確反映原型機(jī)的穩(wěn)定與控制特性。低速風(fēng)洞帶動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)驗(yàn)證了原型機(jī)的飛行控制律,預(yù)測(cè)了其大迎角失速/偏離特性,形成了飛行器氣動(dòng)/飛行力學(xué)/控制一體化風(fēng)洞試驗(yàn)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(xué)自動(dòng)化系;中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心;
【分類(lèi)號(hào)】：V211.74

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