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题名航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展
被引量：9
- 1
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作者
何开锋
刘刚
张利辉
毛仲君
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机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2016年第2期1-7,共7页
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文摘
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。
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关键词
模型飞行试验
空气动力学研究
气动布局研究
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Keywords
model flight test
aerodynamic research
aerodynamic configuration research
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分类号
V217
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术
被引量：7
- 2
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作者
何开锋
刘刚
毛仲君
汪清
贾涛
章胜
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机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2020年第1期9-20,共12页
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文摘
具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。
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关键词
过失速机动
模型飞行试验
非定常气动力建模
非线性控制
推力矢量
气动参数辨识
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Keywords
post-stall maneuver
model flight test
modeling of unsteady aerodynamics
non-linear control
thrust-vectoring
aerodynamic parameter identification
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分类号
V249
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名一种采用氦气球带飞的高速模型飞行试验方法探索
被引量：3
- 3
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作者
邵元培
程焰青
何开锋
余永刚
周宇
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机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期727-731,741,共6页
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基金
"十三五"装备预研项目(513130303)
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文摘
目前高亚声速以及超声速模型飞行试验存在的困难主要是动力系统难以提供足够推力和短周期自由振荡频率急剧升高等。本文以一典型战斗机为例作了剖析,从剖析结果来看,在高速模型飞行试验中,模型缩尺比例K是最关键的参数。在中国空气动力研究与发展中心设计的翼身融合飞行器C2基础上,探讨了一种新的高速模型飞行试验方法:采用氦气球带飞,自22km高度投放实现超声速飞行,最大飞行速度达到马赫数1.18,这种采用重力克服发动机能力不足的思路是值得深入研究的,按照这种思路,完成了马赫数0.85的6g过载的高能量机动仿真。
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关键词
典型战斗机
翼身融合飞行器
高速模型飞行试验
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Keywords
typical battleplane
BWB airc raft
high speed model flight test
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分类号
V217
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名再入飞行力热环境测量的模型飞行试验设计
- 4
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作者
康甜
蒋华兵
单继祥
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机构
中国工程物理研究院总体工程研究所
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出处
《装备环境工程》
CAS
2021年第3期51-56,共6页
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文摘
目的获取钝锥外形飞行器再入飞行力热环境参数,建立更为准确的环境预测模型,开展基于无控火箭的模型飞行试验设计。方法根据转捩区、湍流区时间提出了无控惯性飞行弹道的落速约束。根据环境预测建模需要,确定环境参数类型及测点布局。采用弹道耦合的气动加热计算模型、脉动压力预示的工程算法、脉动压力与发动机激励下振动响应的相似外推方法等计算分析飞行全程的内外温度、时均压力、脉动压力和振动环境。结果得到了温度、压力和振动环境的极值,确定了主要测量技术要求。结论外部温度量程范围为0~400℃,可测量的最大温度变化率不低于20℃/s。压阻式传感器量程上限为25PSI,压电式传感器量程上限为5 PSI,耐高温环境不低于220℃且具有温度补偿功能。振动量程范围为–100g~+100g。
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关键词
再入飞行
模型飞行试验
温度测量
压力测量
振动测量
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Keywords
re-entry flight
model flight test
temperature measurement
pressure measurement
vibration measurement
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分类号
TJ303.4
[兵器科学与技术—火炮、自动武器与弹药工程]
V217.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名MF-1模型飞行试验表面压力与温度测量技术研究
被引量：17
- 5
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作者
杨庆涛
周宇
袁先旭
官睿
裘进浩
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机构
南京航空航天大学智能材料与结构航空科技重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期732-741,共10页
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基金
国家重点研发计划"大科学装置前沿研究"重点专项(2016YFA0401200)
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文摘
MF-1是我国首次以高超声速空气动力学基础问题研究为目的的航天模型飞行试验,试验模型为锥-柱-裙体,主要研究0°迎角圆锥边界层转捩和压缩拐角激波/边界层干扰现象。针对飞行试验转捩区测量需求,引入和改进了风洞试验中常用薄壁测热技术,设计了一种新型变厚度薄壁测温结构,有效抑制了侧向导热损失,可基于一维热流辨识方法获取可靠的表面热流数据;与现有风洞试验薄壁测热技术相比,该方法可提高有效测量时间,降低时间延迟效应,适于长时间飞行试验测量。针对柱-裙压缩拐角激波/边界层干扰区压力测量需求,采用了风洞试验中常用的基于引压管和电子压力扫描阀的测量方案,通过改进装配工艺,提高了系统耐压能力,实现了模型飞行试验全弹道表面压力测量。模型飞行试验结果表明:MF-1模型飞行试验测量系统可靠,获得了可供边界层转捩和激波/边界层干扰研究分析及CFD验证的可信数据;在热流急剧下降时一维热流辨识存在较大误差,以及压力测量中的时间延迟和低压测量准确度存在不足,是需要进一步改进的问题。
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关键词
模型飞行试验
温度测量
压力测量
薄壁
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Keywords
modeling f l ight te s t
temperature measurement
pressure measurement
thin-skin
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分类号
V417
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名缩比模型演示验证飞行试验及关键技术
被引量：18
- 6
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作者
何开锋
毛仲君
汪清
陈海
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机构
空气动力学国家重点实验室
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期671-679,共9页
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文摘
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。
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关键词
缩比模型飞行试验
空气动力学研究
气动参数辨识
演示验证
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Keywords
scaled model f l ig ht te s t
aerodynamic research
aerodynamic coefficients id e n t it i- cation
demonstration and validation
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分类号
V217
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名动压相似对缩比飞行的影响
- 7
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作者
邵元培
钱炜祺
程艳青
周铸
何开锋
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机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
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出处
《力学与实践》
2024年第1期158-163,共6页
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文摘
模型飞行试验作为空气动力学研究的重要手段之一,正逐步成为新型飞机研发中一种有效和低风险的技术途径。目前低速飞行试验技术已经相对成熟,而高速飞行试验尚存在许多困难。本文分析结果显示,来流动压对缩比飞行试验具有显著影响。动压相似保证缩比飞机与原型机表现出相似的动力学特性,但同时也限制了缩比飞机的飞行性能。研究发现,对于本文中的高升阻比飞机,通过飞行方案设计,缩比飞机能够克服动压相似带来的约束,获得与原型机相仿甚至超过原型机的飞行性能,对后续开展其他缩比模型飞行试验具有一定的借鉴意义,同时可为我国低成本高性能靶标系统建设提供技术支持。
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关键词
动压相似
模型飞行试验
飞行性能
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Keywords
dynamic pressure similarity
model flight test
flight performance
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分类号
V217
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名流体推力矢量技术验证机研制及飞行试验研究
被引量：10
- 8
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作者
曹永飞
顾蕴松
韩杰星
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机构
中国航空工业空气动力研究院
南京航空航天大学航空宇航学院
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第4期593-599,共7页
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文摘
为验证被动二次流推力矢量技术的有效性,评估其飞行控制能力,研制了一架基于被动二次流推力矢量动力装置的验证机模型并开展了飞行试验研究。以完成筋斗机动动作的时间和半径作为流体推力矢量控制性能的评估参数。采用微型航姿传感器记录了验证机模型在有无流体矢量作用时完成筋斗动作的俯仰角和俯仰角速度数据,并通过无线数据传输装置传回地面加以储存和分析。飞行试验结果显示,在使用流体矢量情况下,验证机完成筋斗机动动作的半径由单独舵面控制时的约9倍机身长度减小为2倍机身长度、平均时间由4.93s降为2.28s、最大俯仰角速度的均值由114.5°/s提高到了270.3°/s。该结果证实了被动二次流推力矢量技术在急剧飞行状态下能够发挥作用,且具有较强的姿态控制效能。
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关键词
流体推力矢量技术
验证机模型
模型飞行试验
飞行演示验证
筋斗机动
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Keywords
fluidic thrust vectoring technique
demonstrator model
model flight testing
flight demonstration
loop maneuver
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名改进动态面控制方法及其在过失速机动中的应用
被引量：4
- 9
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作者
章胜
汪清
何开锋
邵元培
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机构
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2017年第5期718-726,共9页
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文摘
为提高模型飞行试验中飞机过失速机动控制品质,发展了一种考虑非定常气动力效应与舵回路作动器模型的改进动态面飞行控制律。针对一般仿射模型情形的控制律设计了流程:首先针对子系统推导动态面控制律,然后综合全系统并考虑控制约束导出滑模控制律,在一定的假设条件下,证明了闭环控制系统为输入-状态稳定。在应用提出的控制方法进行过失速机动控制律设计中,为准确预测飞机非定常气动力效应,利用过载测量量反解飞机气动力、采用微分方程模型计算飞机非定常力矩。由于综合了作动器动力学模型,控制律的控制效果受作动器带宽影响较小,可以有效消除由作动器动态响应引起的控制效果变差问题,同时控制律中对非定常气动力效应的有效预测也有利于过失速机动品质的改善。
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关键词
模型飞行试验
过失速机动
非定常气动力
动态面控制
骨模控制
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Keywords
model flight test
post-stall maneuver
unsteady aerodynamics
dynamic surface control
sliding mode control
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分类号
V249
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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