2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

赵忠良， 吴军强， 李浩， 周为群， 毛代勇， 杨海泳 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所， 绵阳 621000

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

赵忠良*， 吴军强， 李浩， 周为群， 毛代勇， 杨海泳 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所， 绵阳 621000

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程，它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理，而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此，简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术，包括：相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等，并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明：WTBVFT系统运动灵活，气动参数和运动参数测量结果准确可靠，能够有效模拟导弹实际飞行过程，具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力，初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时，该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。

飞行器； 导弹； 气动/运动耦合； 虚拟飞行试验； 风洞试验； 闭环控制

高机动性和高敏捷性已经成为现代先进飞行器实现快速占位、先敌瞄准、精确打击、有效避让和提高生存力的基本保证，成为现代先进飞行器研制追求的共同目标，如第四代战斗机要求具备过失速飞行能力、空空战术导弹要求大离轴角发射的转弯能力和近空间飞行器超声速大迎角机动下压等，此时飞行器必然会出现气动非线性和运动非线性，气动参数和运动参数都随时间剧烈变化，而且气动参数与运动参数相互作用，呈现强烈的耦合效应，非常容易诱发非指令耦合运动，导致飞行失控，甚至危及飞行安全[1-5]。

近年来，针对飞行器高机动飞行过程中的非线性气动/运动耦合问题，在风洞试验研究方面，主要以美国为首的欧美发达国家发展了一种能够填补传统静、动态风洞试验与飞行试验之间鸿沟的风洞虚拟飞行试验(Wind Tunnel Based Virtual Flight Testing，WTBVFT)技术[6-14]，它是把飞行器模型甚至实物安装在风洞中的专用支撑装置上，让模型线位移约束，而3个角位移可以自由转动，在真实气流环境下，按照飞行要求设计的控制律实时操纵控制舵面来驱动模型运动，同步测量飞行器气动和运动参数，检验飞行器的操纵响应特性，研究气动/运动耦合机理，探索解耦控制措施的目的。为此，美国阿诺德工程发展中心(Arnold Enginnering Development Center,AEDC)在专门建造的开口连续式风洞上完成了AIM-9X导弹的虚拟飞行试验；德国在DNW的低速风洞构建了并联机构的六自由度动态试验系统，可以实现3个角位移和3个线位移运动，研究机动模拟过程气动力特性的目的[15]。国内的航天空气动力技术研究院[16]、中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所都发展了低速风洞虚拟飞行试验技术以及水平风洞模型自由飞技术[17-18]。这些大多采用张线支撑模式，在高速风洞试验时容易出现结构共振，也不利于实现气动/运动参数的同步测量。

中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所长期跟踪研究国外风洞虚拟飞行试验技术，并成功解决了虚拟飞行试验的相似准则、模拟方法、支撑技术、操纵控制以及气动/运动参数测试等关键技术，在2.4 m跨声速风洞构建了适用于高机动导弹气动/运动耦合特性研究的风洞虚拟飞行试验平台，建立的风洞虚拟飞行试验技术，获得了某导弹模型高机动运动过程中的气动和运动参数及其变化特性，实现了某导弹模型耦合运动的解耦控制，初步形成了气动/飞行力学一体化研究的虚拟飞行试验能力。

1 风洞虚拟飞行试验技术组成

1.1 相似准则和模拟方法

相似准则和模拟方法是开展风洞虚拟飞行试验技术研究的基本理论，用于指导试验系统的建立和试验方法研究。文献[19-23]从流动控制方法和运动控制方程出发，详细推导了张涵信院士提出的虚拟飞行试验相似参数，并通过建模仿真分析验证了相似参数的正确性。同时，数值计算和风洞开环控制试验表明，采用俯仰角速度闭环控制方式能够实现较为逼真的模拟真实飞行过程，达到气动/飞行力学一体化研究目的。

1.2 模型支撑和操纵控制技术

模型支撑技术是风洞虚拟飞行试验的核心，它要求既能实现模型绕质心的角位移自由运动，又要满足系统承载能力、尽量降低支撑干扰影响，减小摩擦阻尼和结构振动。

图1 虚拟飞行试验(VFT)模型支撑技术方案

Fig.1 Technical scheme of virtual flight testing (VFT) support system

为此，模型支撑技术采用纵向单吊臂的支撑方式，实现俯仰、滚转自由运动和偏航驱动控制运动的总体技术方案(见图1)。并通过结构有限元分析、运动特性分析、支撑干扰影响数值计算与0.6 m跨超声速风洞验证试验以及系统的工程实用性分析，经多次迭代优化，最终确定了风洞虚拟飞行试验模型支撑技术详细设计方案。

操纵控制技术主要是为了实现飞行器机动运动的有效模拟，即通过模型舵面的操纵控制达到较为逼真的模拟实际飞行过程，研究操纵控制特性、模型响应特性、气动参数以及气动/运动耦合特性和解耦控制方法。

风洞试验研究采用真实导弹舵机来实现模型运动的操纵控制，控制律设计也是基于导弹气动力数据库的建模仿真分析结果，尤其是加速度闭环控制方法是基于天平测量的气动力作为控制反馈，试验结果可以与实际飞行传感器作为反馈控制的靶试数据对比分析，从而达到既研究控制律设计方法，又研究气动特性的目的，为推进飞行器研制采用气动控制设计奠定技术基础。

操纵控制设计以Windows与RTX实时系统，将实时性和各类界面开发功能结合起来，构建了一套功能完善的数据采集与控制系统。

1.3 气动/运动参数测试和模型设计技术

风洞虚拟飞行试验的重要创新在于既能实现模型机动运动的操纵控制，又能实时测量模型的非定常气动力特性。所以，气动/运动参数测试技术也是需要攻克的关键技术之一。而虚拟飞行试验模型是绕质心位置运动，支撑系统将模型分成前后两段，无法采用常规试验的尾支撑天平设计技术。具体采用了带芯轴的环式双端支撑四分量天平设计技术[24]，能够测量法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩(见图2)。结构上分为天平元件、轴承和芯轴三大部分。天平元件部分是一个整体加工零件，从功能上分为前段天平和后段天平，测量元件选用不同截面尺寸的两对四柱梁。芯轴通过轴承组把前后两个功能测量元件联系起来。前段天平和后段天平享有共同的固定端，但各自有自身的力矩参考中心。对前、后段天平分别加载校准，修正相互干扰影响，共同合成一套校准公式。通过单端和两段校验加载验证，确保校准公式正确。

图2 风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)天平技术原理示

意图

Fig.2 Schematic diagram of wind tunnel based virtual flight testing (WTBVFT) balance

为了确保天平设计技术的可靠性，在0.6 m跨超声速风洞开展了天平设计技术的引导性验证试验。研究结果表明：带芯轴的双端支撑环式天平设计方案和双天平校准方法可行，试验结果与常规天平一致，获得的气动数据可靠，能够满足虚拟飞行试验要求。

采用编码器、陀螺仪和舵机反馈测量模型运动参数。

为了实现导弹模型360°范围自由滚转，需要截断位于导弹质心附近的弹翼，同时要求弹翼截断后的模型气动特性要与原型弹接近。为此，利用工程估算、计算流体力学(CFD)计算和风洞验证试验相结合的手段，进行了弹翼改型设计，并连同支撑机构开展了0.6 m跨超声速风洞气动力试验，获得了支撑干扰修正量，建立了用于虚拟飞行试验控制律设计的气动数据库。

2 风洞虚拟飞行试验平台

在攻克了上述风洞虚拟飞行试验相似准则和模拟方法、支撑技术、气动/运动参数测试技术、操纵控制技术和模型设计技术等基础上，构建了2.4 m 跨声速风洞导弹模型虚拟飞行试验平台(见图3)。该平台主要由俯仰、滚转自由运动及偏航驱动控制运动的吊架式模型支撑系统，控制系统，气动/运动参数测试处理系统和试验模型弹4个子系统构成。

图3 风洞虚拟飞行试验平台

Fig.3 WTBVFT platform

3 典型试验结果与分析

3.1 靶试数据验证试验结果

为了评估分析风洞虚拟飞行试验结果的可靠性，检验其试验功能和控制方法，掌握风洞虚拟飞行试验对真实机动运动逼真模拟程度，采用靶试数据的加速度指令闭环控制模式，开展了不同马赫数条件下的验证试验。

图4给出了马赫数Ma=0.75，0.80，0.90，加速度控制指令ac=113.2 m/s2条件下的试验结果与靶试数据对比曲线。

从试验结果可以看出：

1) 风洞试验的模型加速度az、迎角α和舵偏角δe响应过程与靶试数据基本一致，也表明采用天平测力结果除以模型质量的加速度控制方法基本能够实现实际飞行过程模拟。

图4 靶试数据验证试验结果(Ma=0.75， 0.80， 0.90； ac=113.2 m/s2)

Fig.4 Results of verification tests for real-flight (Ma=0.75, 0.80, 0.90； ac=113.2 m/s2)

3) 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。对比法向力N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，模型的迎角和舵偏角响应结果与靶试弹道飞行结果基本一致。

4) 在指令保持阶段，由于真实飞行中马赫数不断减小，高度变化，导弹必须不断增加舵偏以增加迎角，提高法向力来满足加速度指令，而风洞试验的马赫数不变，因此迎角、俯仰角速度和舵偏角会基本稳定在平衡位置，从而导致两者之间存在一定差异。另外，由于风洞试验的气流脉动、模型结构的弹性振荡、天平信号与加速度信号的同步性等因素，风洞试验结果与飞行试验数据相比存在一定的超调量。

试验结果表明：风洞虚拟飞行试验能够实现较为逼真的模拟真实机动飞行过程，以及飞行控制律的集成验证和评估，并且可以实时获取姿态角、角速度、舵偏角以及气动力和力矩的变化历程，揭示真实机动过程中气动/运动耦合特性，达到气动/控制集成验证的目的。

3.2 姿态角闭环控制试验结果

图5给出了Ma=0.60，0.80，迎角指令αc=30°条件下，单自由度俯仰运动姿态角闭环控制试验结果曲线。

图5 单自由度俯仰运动姿态角闭环控制试验结果(Ma=0.60， 0.80; αc=30°)

Fig.5 Results of 1-DOF pitching motion tests with closed-loop control of angle of attack (Ma=0.60, 0.80; αc=30°)

图5结果显示：在迎角闭环控制律的作用下，导弹模型经过俯仰拉起，其迎角最终能够快速达到指令值且超调量较小(采用了编码器差分信号作为速度反馈，其波动量较小)，随后迎角能够保持，实现预设的迎角机动运动；随着马赫数的增加，由于控制律中的增益参数变小，使得初始时刻舵偏角的振荡幅度变小，迎角达到指令值时的平衡舵偏角随着马赫数的增加而变大。从法向力响应可以看出，初始时刻由于负舵偏产生了负的法向力；抬头力矩驱动模型产生俯仰拉起运动，也表明风洞虚拟飞行试验实现了模型操纵运动与气动力的同步测量。

3.3 俯仰/滚转耦合运动试验结果

采用SPSS 19.0统计学软件对数据进行处理进行处理，计量资料采用t检验，以“±s”表示，计数资料以百分数（%）表示，采用x2检验。以P＜0.05为差异有统计学意义。

图6给出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°条件下俯仰/滚转二自由度耦合运动试验结果，图中：θ和φ分别为俯仰角和滚转角；δ为操纵面偏角；C为侧向力。试验过程中模型俯仰采用姿态角闭环控制模式，滚转自由度释放且无控制。

图6 俯仰/滚转二自由度耦合运动试验结果(Ma=0.60，αc=25°)

Fig.6 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with closed-loop control of attitude (Ma=0.60， αc=25°)

结果显示，模型释放时基本上是从“×”型状态变成“+”型状态的趋势，静态试验结果一致；而在模型俯仰拉起过程中，滚转角变化范围较小，迎角基本能够达到指令值；在迎角指令保持阶段，模型出现摇滚运动且逐渐发散，基本形成了典型的摇滚现象。由于滚转角范围不断变化，使得迎角闭环控制无法实现，在迎角指令回零阶段，迎角和滚转角都出现了大幅振荡，气动力也随姿态变化而变化。

通过对迎角闭环控制律进行分析，得出俯仰/滚转耦合运动过程中迎角闭环控制无法实现的原因为：在迎角闭环控制过程中，如果滚转姿态角发生变化，分解到俯仰和偏航通道的姿态角指令就会随着滚转角的变化而变化。当滚转角变化不大时，分解到俯仰和偏航通道的姿态角指令变化幅度也不大，模型还是基本上能够实现迎角闭环控制，但受滚转角变化的影响，迎角保持过程中会出现小幅振荡变化。当滚转角变化较大时，分解到俯仰和偏航通道的姿态角指令变化幅度也较大，姿态角的响应特性也变差，导致迎角振荡变化幅度增大，无法实现迎角闭环控制。

由以上分析可以看出，模型滚转运动对迎角闭环控制影响很大，容易导致闭环控制无法实现，甚至姿态失控。要实现迎角指令控制，必须使分解到俯仰和偏航通道的姿态角指令值保持不变，也即必须要求模型的滚转姿态角始终保持在“×”型布局。

3.4 耦合运动解耦控制试验结果

根据3.3节的俯仰/滚转耦合运动试验结果可知，闭环控制过程中需要首先对模型滚转角的变化进行抑制，才能实现迎角的稳定控制。因此依据滚转控制优先的原则设计了解耦控制方法，即模型俯仰运动过程中，对迎角和滚转角都进行闭环控制，且滚转角的指令值始终设置为模型“×”型布局时的零滚转角。

图7给出了Ma=0.60、迎角控制指令αc=25°条件下，解耦控制试验结果。图7结果显示：模型俯仰运动前，由于没有控制律作用，首先出现了一个较小的偏滚现象，在滚转运动闭环控制律发生作用情况下，滚转角又迅速回到零值，并保持在0°附近；模型俯仰拉起阶段，迎角迅速达到指令值，滚转角只有小幅变化；在迎角指令保持阶段，能够实现迎角保持，迎角和滚转角变化范围都很小；在迎角指令回零阶段，迎角能够迅速回零，滚转角仍然变化很小。法向力响应过程也与3.2节的姿态闭环控制试验结果一致，达到了解耦控制方法研究的目的。

图7 俯仰/滚转二自由度耦合运动解耦控制试验结果(Ma=0.6，αc=25°)

Fig.7 Results of 2-DOF pitching and rolling coupled motion tests with decoupled control (Ma=0.60 and αc=25°)

解耦控制验证试验表明：采用滚转控制优先的解耦控制方法，能够在模型俯仰拉起过程中实现对滚转运动的有效抑制，使迎角能够快速达到并保持在稳定的指令值，实现俯仰和滚转运动的解耦控制，具备了导弹模型气动/飞行力学/飞行控制一体化验证试验评估能力。

4 结 论

1) 建立的风洞虚拟飞行试验平台各系统性能可靠，运动灵活，实现了机动运动过程的有效模拟，能够满足试验的气动/运动参数同步测量和操纵控制要求。

2) 首次在高速风洞中实现了导弹模型闭环控制风洞虚拟飞行试验，验证了俯仰/滚转耦合运动的解耦控制方法。

3) 以2.4m风洞虚拟飞行试验平台为基础，建立了风洞虚拟飞行试验技术，并开展了某典型导弹模型风洞虚拟飞行试验，初步形成了高机动导弹气动/飞行力学/飞行控制一体化试验模拟能力，实现了风洞试验能力的创新发展，为进一步开展先进高机动飞行器气动/运动非线性耦合机理研究和飞行控制律验证与评估提供了重要技术支撑，为高机动飞行器气动/控制地面综合集成验证奠定了可靠基础。

4) 在今后的研究中需要继续开展支撑干扰修正、控制方法和舵偏速度等影响因素研究，发展适用于复杂构型飞行器虚拟飞行试验技术，逐步形成工程实用化的风洞虚拟飞行试验平台。

[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. A review of unsteady aerodynamic modelling for flight dynamics of manoeuvrable aircraft: AIAA-2004-5276[R]. Reston: AIAA, 2004.

[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] RATLIFF C L, MARQUART E J. Bridging the gap between ground and flight tests: virtual flight testing (VFT): AIAA-1995-3875[R]. Reston: AIAA, 1995.

[7] RATLIFF C L, MARQUART E J. An assessment of a potential test technique: Virtual flight testing (VFT): AIAA-1995-3415[R]. Restion: AIAA, 1995.

[8] GEBERT G, KELLY J, LOPEZ J. Wind tunnel based virtual flight testing: AIAA-2000-0829[R]. Reston: AIAA, 2000.

[9] GEBERT G, KELLY J, LOPEZ J. Virtual flight testing in a ground test facility: AIAA-2000-4019[R]. Reston: AIAA, 2000.

[10] LAWRENCE F C, MILLS B H. Status update of the AEDC wind tunnel virtual flight testing development program: AIAA-2002-0168[R]. Reston: AIAA, 2002.

[11] MAGILL J C, WEHEF S D. Initial test of a wire suspension mount for missile virtual flight testing: AIAA-2002-0169[R]. Reston: AIAA, 2002.

[12] MAGILL J C, CATALDI P, MORENCY J R, et al. Design of a wire suspension system for dynamic testing in AEDC 16T: AIAA-2003-0452[R]. Reston: AIAA, 2003.

[13] MAGILL J C, CATALDI P, MORENCY J R, et al. Active yaw control with a wire suspension system for dynamic wind tunnel testing: AIAA-2005-1295[R]. Reston: AIAA, 2005.

[14] 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.

[15] PATTINSON J, LOWENBERG M H, GOMAN M G. A multi-degree-of-freedom rig for the wind tunnel determination of dynamic data: AIAA-2009-5727[R]. Reston: AIAA, 2009.

[16] 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. HU J, LI Q. 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).

[17] 谢志江, 孙小勇, 孙海生, 等. 低速风洞动态试验的高速并联机构设计及动力学分析[J]. 航空学报, 2013, 34(3): 487-494. XIE Z J, SUN X Y, SUN H S, et al. Mechanism design and dynamics analysis of high speed parallel robot for dynamic test in low speed wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(3): 487-494(in Chinese).

[18] 孙海生, 岑飞, 聂博文, 等. 水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望[J]. 实验流体力学, 2011, 25(4): 103-108. SUN H S, CEN F, NIE B W, et al. Present research status and prospective application of wind tunnel free-flight test technique[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 103-108(in Chinese).

[19] 李浩. 风洞虚拟飞行试验相似准则和模拟方法研究[D]. 绵阳： 中国空气动力研究与发展中心, 2012. LI H. Study on the similarity criteria and simulation method of the wind tunnel based virtual flight testing[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2012 (in Chinese).

[20] 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. LI H, ZHAO Z L, FAN Z L. Simulation method for wind tunnel based virtual flight testing[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(6): 72-76 (in Chinese).

[21] 耿玺， 史志伟． 面向过失速机动的风洞动态试验相似准则探讨[J]. 实验流体力学, 2011, 25(3): 41-45. GENG X, SHI Z W. Similarity criterion of the wind tunnel test for the post-stall maneuver[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(3): 41-45 (in Chinese).

[22] 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. TAO Y, FAN Z L, WU J F. 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).

[23] 达兴亚, 陶洋, 赵忠良. 基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟[J]. 航空学报, 2012, 33(6): 977-983. DA X Y, TAO Y, ZHAO Z L. Numerical simulation of virtual flight based on prediction-correction coupling method and chimera grid[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(6): 977-983(in Chinese).

[24] 向光伟, 谢斌, 赵忠良， 等. 2.4 m×2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验天平研制[J]. 实验流体力学, 2014, 28(1): 65-69. XIANG G W, XIE B, ZHAO Z L, et al. Development of virtual flight test balance for 2.4 m×2.4 m transonic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(1): 65-69 (in Chinese).

赵忠良 男， 硕士， 研究员， 硕士生导师。主要研究方向： 非定常空气动力学。

Tel: 0816-2462109

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

吴军强 男， 硕士， 研究员， 硕士生导师。主要研究方向： 大迎角空气动力学。

Tel:0816-2462009

E-mail: cardc_wujunqiang@163.com

Received： 2015-03-09； Revised： 2015-04-13； Accepted： 2015-07-01； Published online： 2015-07-31 14:42

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

Foundation items： National Natural Science Foundation of China (91216203); National Basic Research Program of China (61389)

*Corresponding author. Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 mtransonic wind tunnel

ZHAO Zhongliang*, WU Junqiang, LI Hao, ZHOU Weiqun, MAO Daiyong, YANG Haiyong

HighSpeedAerodynamicsInstitueofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000,China

The wind tunnel-based virtual flight testing (WTBVFT) is an experimental technique, which is used to simulate vehicles’ maneuvering movements in wind tunnels efficiently, to obtain the coupling characteristics between aerodynamic and kinetic behavior and to discover the coupling mechanism, but also to implement the consistent research about the integration of aerodynamics and flight mechanics. In this paper, the experimental techniques of WTBVFT platform in 2.4 m transonic wind tunnel are introduced briefly that consist of the similarity law and simulation methods, the supporting means for test models, the measuring skills of aerodynamic parameters and motion parameters, as well as the drive and control techniques, and then some experiments of typical missiles’ model using WTBVFT are presented, such as open-loop control tests, closed-loop control tests for angle of attack and normal acceleration, pitching and rolling coupled motion and their decoupled control tests, and verification tests of real-flight. The tests’ results show that the motions of WTBVFT platform are very agile, the measurement tests of aerodynamic parameters and the motion parameters are credible, and WTBVFT platform is able to repeat the real-flight of missile effectively and has the capability to conduct closed-control and decoupled control tests. WTBVFT has the primarily experimental ability for integrated simulation of aerodynamics and flight dynamics for missile model, and provides a technical basis for verification and optimization of flight control law, data correction and application, and development of WTBVFT for flight vehicles with complex shape.

flight vehicle; missile; aerodynamic and motion coupling; virtual flight testing; wind tunnel test; closed-loop control

2015-03-09；退修日期：2015-04-13；录用日期：2015-07-01； < class="emphasis_bold">网络出版时间：

时间： 2015-07-31 14:42

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150731.1442.001.html

国家自然科学基金 (91216203)； 国家“973”计划 (61389)

.Tel.： 0816-2462109 E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

赵忠良，吴军强，李浩，等．2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究[J]．航空学报, 2016, 37(2): 504-512. ZHAO Z L, WU J Q, LI H, et al. Investigation of virtual flight testing technique based on 2.4 m transonic wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 504-512.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0196

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0504-09

*