水平風洞模型自由飛試驗技術研究現狀及展望

孫海生，岑 飛，聶博文，劉志濤

（1.西北工業大學，西安 710072；2.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000）

水平風洞模型自由飛試驗技術研究現狀及展望

孫海生1，岑 飛2，聶博文2，劉志濤2

（1.西北工業大學，西安 710072；2.中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000）

介紹國外水平風洞模型自由飛試驗技術研究現狀，闡述水平風洞模型自由飛試驗平臺的組成、作用與意義，重點展望該試驗技術的應用前景。對試驗平臺中動力相似模型設計加工技術、動力模擬技術、舵機運動控制技術、模型姿態實時精確測量技術、飛行控制系統設計與集成技術等關鍵技術問題進行分析，對發展該試驗技術具有指導作用。完善水平風洞模型自由飛試驗技術，把傳統風洞試驗拓展到流動－飛行－控制一體化試驗，有利于全面研究和充分挖掘飛行器的氣動性能與控制性能，對新一代飛機器的發展、新概念新技術的工程應用將起到重要的推動作用。

自由飛；風洞試驗；飛行控制；系統辨識；過失速機動

0 引 言

從目前空氣動力學的發展看，飛行器布局概念和布局形式有突破趨勢，有關翼身融合體、飛翼和可變氣動布局的研究已經逐步走向工程應用；而從研究方法上，流動－飛行－控制一體化設計已經成為未來空氣動力學研究的一個重要方向。在這個背景下，飛行試驗作為一種氣動研究、新概念新技術驗證的重要手段和新概念飛行器發展、研究成果向工程實用轉換的重要環節，在未來航空航天飛行器的研制中將發揮更加重要的作用。飛行試驗根據試驗對象的尺寸可以分為全尺寸飛行器飛行試驗和縮比模型飛行試驗，而后者根據試驗環境又可分為大氣模型自由飛試驗和風洞模型自由飛試驗。從試驗風險、試驗成本、試驗效率、試驗環境的可控性和可重復性等角度分析，水平風洞模型自由飛作為由常規風洞試驗到全尺寸飛行器試飛試驗之間的一個重要過渡環節，相比于其它動態試驗技術，都有一定的優越性［1］，是研制新一代高性能飛行器的重要試驗技術和實現流動－飛行－控制一體化設計理念的重要試驗平臺。

在概述水平風洞模型自由飛試驗技術現狀、介紹試驗平臺組成并分析其中關鍵技術的基礎上，重點展望了水平風洞模型自由飛試驗技術的應用前景，最后綜合分析得出幾點結論與建議，為該技術的發展奠定基礎，指明方向。

1 國內外發展現狀

圖1 X－29水平風洞模型自由飛試驗Fig.1 Wind－tunnel free flight test of X－29

圖2 F－22水平風洞模型自由飛試驗Fig.2 Wind－tunnel free flight test of F－22

圖3 BWB飛機水平風洞模型自由飛試驗Fig.3 Wind－tunnel free flight test of BWB

關于水平風洞模型自由飛試驗技術，在國外已經進行了大量的研究和實踐工作，其中發展得最成熟的是美國蘭利研究中心（Langley Research Center，LaRC）。該試驗技術的最早雛形是在特定風速下，在試驗段可傾轉的小型風洞中進行的模型自由滑翔試驗，風洞的傾斜度可以調到與不帶動力模型滑翔姿態相匹配。美國蘭利研究中心于1937年建立起第一座試驗段直徑為5英尺的可傾轉自由飛風洞，在隨后的兩年中，該中心又建立起試驗段直徑更大（12英尺）的同類型自由飛風洞。20世紀50年代初期，自由飛試驗技術在蘭利全尺寸風洞（LSFT）取得了突破性進展，發展了飛機發動機動力模擬技術，風洞試驗段不再需要進行傾轉。1998年，為了能夠在LFST退役后保持自由飛試驗能力，蘭利將自由飛試驗技術移植到了14英尺×22英尺亞聲速風洞［2］。

自該試驗技術逐漸發展成熟以來，美國研制的所有戰斗機幾乎都在LSFT中進行過水平風洞模型自由飛試驗，比較典型的如50年代末利用該試驗技術攻克了"鷂"式戰機懸停／前飛的飛行控制難題［3］，后來成功應用于Boeing AV－8；60年代研究了變后掠翼飛機F－111的飛行力學特性及大迎角飛行操縱方法［4］，為F－14的成功研制奠定了技術基礎；70年代時開展了帶升力風扇的短距起降運輸機穩定性與控制特性研究、反尾旋布局飛機大迎角穩定性研究、運輸機發動機故障下的穩定性與控制特性研究［5－7］，尤其是準確發現和預測了 F－16、F－18、B－1等飛機的大迎角失速／偏離特性［8］，為大迎角飛行控制律設計提供重要基礎數據；80年代時進行了前掠翼布局飛機X－29機翼搖滾特性及飛行控制研究，解決了相關技術難題［9］，并利用F15、F－18及X－31等模型開展了大迎角控制與操縱特性、推力矢量控制效果等研究，通過該試驗技術探索并解決了大迎角過失速機動飛行控制的諸多技術難題［10］；90年代初進行了F－22的風洞自由飛試驗［11］，研究了其穩定性和操縱性，設計并驗證了其大迎角飛行控制律，還開展了有關前體吹氣對飛機操穩特性影響等新技術研究［12］。特別值得一提的是，2006年LaRC利用該試驗技術進行了新概念布局飛行器——翼身融合體（BWB）飛機的飛行控制律驗證與優化，成功應對新概念布局對飛行控制律設計提出的巨大挑戰［13］。雖然最近幾年有關該試驗技術最新應用情況的公開資料極少，但從其在過去幾十年的應用發展歷程可以看出其應用特點和方向，它為新型氣動布局飛機穩定性與操縱性研究、飛行控制律驗證與優化、大迎角過失速機動能力實現、推力矢量以及垂直起降技術發展、主動流動控制技術應用等做出了突出貢獻，起到了極大的推動作用，為美國保持航空強國地位提供了重要保障，已經成為開展新型號研究、新技術應用不可缺少的重要試驗平臺。

正是由于水平風洞模型自由飛試驗技術在現代先進飛行器設計中的重要作用，除了美國，歐洲、日本等相關大學和研究機構也在開展有關該試驗技術的研究。德國亞琛工業大學（RWTH Aachen University）自2008年起開展了利用水平風洞模型自由飛實現飛行器系統辨識的研究［14］；日本東海大學（Tokai University）、九州大學（Kyushu University）自2000年起開展了利用水平風洞模型自由飛實現飛行器飛行力學特性研究［15－17］；而我國目前在該領域的研究仍為空白，國內尚不具備水平風洞模型自由飛試驗手段。隨著我國對自主研發新型氣動布局飛行器及發展先進飛行控制技術的需求不斷增長，直接進行全尺寸飛行器試飛試驗將面臨極大風險。因此，為滿足我國高性能戰斗機及未來先進氣動布局飛行器研制需求，推進先進飛行控制技術的工程應用化步伐，發展流動－飛行－控制一體化設計方法，盡快開展該試驗技術研究是當務之急。

2 試驗平臺與關鍵技術

水平風洞模型自由飛是通過遠程控制實現飛機模型在風洞試驗段無系留六自由度自由飛行的試驗技術，可為縮比模型提供在風洞中模擬全尺寸真機飛行運動的仿真試驗環境。下面以LaRC在14英尺×22英尺亞聲速風洞中的自由飛試驗為例，簡要介紹整個系統平臺［2］。

如圖4所示，為了實現模型的飛行，模型必須是動力學相似縮比模型，控制面可操縱，模擬發動機推力，模型背部有安全索和工作纜與洞壁相連接。飛行控制任務分割為3個部分：俯仰控制、推力矢量控制和滾轉／偏航控制，分別由3個飛行操控員執行。在不同風速下，3名操控員和1名操作手分工協作，通過配平飛機模型的推力和飛行控制，實現模型在不同迎角下的1g平飛。俯仰操控員、推力操控員和安全繩操作手位于試驗段側面，可以很好地觀察和控制飛機模型的縱向運動；滾轉／偏航操控員通過位于試驗段正后方的攝像頭觀察和控制飛機模型的橫向運動。模型動力通過噴射高壓空氣的方式獲得，外部高壓空氣經管路送至模型內部，輸送高壓空氣的管路為金屬套管加強的輕質尼龍軟管。推力操控員負責進行高壓空氣流量和推力轉向控制。從風洞外部引至模型的工作纜除了高壓空氣管路外，還有為舵機和傳感器提供的電源和控制線纜，以及一根直徑為1／8英寸的安全繩。試驗過程中，安全繩保持松弛狀態，只有在模型失控或試驗結束的情況下才拉緊進行模型安全保護。安全繩由一名操作手通過高速絞盤進行控制。

圖4 水平風洞模型自由飛試驗平臺示意圖Fig.4 Schematic of wind－tunnel free flight test

整個試驗平臺的核心組件是位于試驗段側面的飛控計算機，運行待驗證與優化的飛行控制律程序。它接收3名操控員的飛行指令信號、機載傳感器（如風標、陀螺儀、加速度計等）的反饋信號、風洞速壓及相關開關信號等作為輸入，通過飛行控制律解算，輸出驅動各舵機偏轉的舵面偏角指令及推力控制指令，實現了試驗平臺中各子系統的綜合集成和有效運作。

水平風洞模型自由飛試驗平臺的關鍵技術有以下5種。

（1）動力相似模型設計加工技術。目前，現代計算機輔助建模軟件（如Pro－Engineer、CATIA等）的發展以及復合材料的應用（如玻璃纖維、碳纖維等）、制作工藝的提高，使動力相似模型的設計加工不斷成熟。但是，自由飛試驗模型內含各種機載傳感器、舵機系統、動力管道等影響質量分布，而且模型最大尺寸受風洞試驗段尺寸以及動力系統所能提供的最大推力等因素限制，如何在尺寸約束下設計加工出滿足質量、慣量相似要求的動力相似模型，仍是水平風洞自由飛模型研制的一大挑戰。例如，美國最近進行的BWB模型自由飛試驗，就因為無法在14英尺×22英尺亞聲速風洞對模型的尺寸約束下研制出符合質量、慣量相似要求的模型，而必須將試驗轉移到全尺寸風洞中進行［2］。

（2）動力模擬技術。根據水平風洞模型自由飛試驗要求，對動力系統的總要求是推力大、響應快、持續時間長、附加質量及轉動慣量小，且在模型外部供氣管路對模型基本無約束。此外，動力系統還應具備推力轉向功能，以研究發動機推力矢量技術。國外文獻顯示，供氣管路采用了金屬絲加固的尼龍軟管，且與模型連接處采用了單自由度回轉接頭，而對于推力轉向，主要通過偏轉燃氣舵的形式實現［18－19］。

（3）舵機運動控制技術。動力相似模型的各操縱舵面與真實飛機操縱運動相似（包括舵面偏轉角度和偏轉角速度），因此，作為飛控系統的執行機構，所選擇的舵機不僅要求體積小、質量小，同時應具有足夠的扭矩、響應速度和伺服帶寬。目前，市面上成熟的小型舵機，一般采取PWM信號驅動，這在很大程度上影響了舵機的刷新率，可以通過適當改造使得舵機響應滿足要求。另外，隨著舵面的增多，復雜的電磁環境可能影響到某些舵面的正常工作，在以前的自由飛試驗中，就出現過舵面故障的案例。

（4）模型姿態實時精確測量技術。由于模型的運動響應比全尺寸真機快，因此要求風標、陀螺儀、加速度計等機載測量傳感器要有足夠的帶寬，特別是微小型風標，需要專門研制，同時各傳感器間的信號同步與信息融合成為模型姿態測量的重點和難點。德國亞琛工業大學利用水平風洞模型自由飛進行系統辨識研究中，所有姿態（角度、角速度等）均通過3D光學測量系統進行測量和解算，是一個良好的解決方案。

（5）飛行控制系統設計與集成技術。飛行控制系統是水平風洞模型自由飛試驗技術平臺的核心模塊，它整合了舵面控制、動力系統、測量系統等子系統，其特點是系統組成部分多，涉及專業領域廣，因而系統集成難度較大。而且，隨著型號的不同，氣動布局的變化，不僅控制軟件的內核——控制律程序不同，而且舵偏指令、監測參數等也不盡相同。因此，要使平臺適用于不同型號試驗，飛行控制軟硬件系統應具有通用性和可擴展性。同時，試驗平臺主要應用于飛行控制律的初步驗證，快捷高效的控制律設計開發環境極有利于提高試驗效率。目前，現代控制工程領域的快速控制原型（RCP）方法適合于進行該控制系統的構架設計，在軟硬件方面，基于xPC、VxWorks或dSPACE實時系統均是良好的實現途徑［20］，LaRC的試驗系統中就是采用了基于VxWorks的實現方案［13］。

3 應用前景

水平風洞模型自由飛作為一種先進的動態試驗技術，有著廣泛的應用領域和應用前景。從試驗運行時的系統結構上看，可以將試驗工況分為兩種：開環控制和閉環控制。開環工況不包含飛行控制律，即直接給定飛機各舵面偏轉角，研究飛機模型的靜動態響應情況。通過該工況可以進行有關飛機氣動參數辨識、大迎角失速／偏離特性、推力矢量控制效果、故障模式觀察及改出操縱方法等問題的研究。閉環工況包含飛行控制律，即系統輸入中包含飛機姿態等反饋信號，給定信號為飛機姿態指令（如迎角α、側滑角β、滾轉角速度等），由飛行控制律計算出各舵面偏轉角，驅動舵機，從而構成閉環控制系統，實現飛行控制律驗證。該工況可以驗證飛機飛行控制律，研究飛機的穩定性、操縱性和極限飛行狀態下的可控性等。下面從幾個方面詳細展望其應用前景。

3.1 先進飛行控制算法工程應用研究

目前，在國外的有關飛行控制算法研究中，非線性控制、智能控制等先進控制算法已經進行了一系列的工程應用研究工作［21］。例如，非線性動態逆方法、非線性H∞最優控制方法、自適應控制方法等控制算法已經在美國的X－系列驗證機上實踐，飛行結果表明，這些先進的控制算法能夠達到良好的飛行品質［22－23］。而在國內的相關研究中，主要仍停留在理論研究和軟件仿真階段。究其原因，主要是由于非線性控制、智能控制理論尚未成熟，特別是穩定性與可靠性問題尚待深入研究，因而在工程上實踐將帶來很高的風險。從而使得先進控制算法的應用可行性無法在實踐中檢驗，自適應自學習控制算法所需的大量訓練樣本數據也無法在實踐中獲得。

水平風洞模型自由飛試驗技術的發展，將克服上述國內研究瓶頸，先進控制理論工程應用化面臨的障礙將迎刃而解，其在飛控領域的應用將擁有一個低成本、低風險、高效率的研究手段，自適應智能控制等先進控制理論在飛控領域的工程應用在國內將有望取得實質性進展。

3.2 大迎角失速／偏離特性研究

高性能戰斗機要求具有過失速機動能力，良好的大迎角飛行品質是過失速能力的前提，因此，獲得飛機準確的大迎角飛行品質特性是評估飛機過失速機動能力的重要保證。但是，目前國內的飛機設計，由于試驗手段限制，在飛機外形布局階段的大迎角失速／偏離特性研究工作，主要基于常規風洞試驗和理論計算分析預測。在外形基本確定后，通過投放模型自由飛試驗獲得飛機的大迎角失速／偏離／尾旋特性，為大迎角飛行控制律設計提供參考。這種研究途徑存在費用昂貴、試驗狀態有限以及風險高等問題。

水平風洞模型自由飛是研究大迎角失速／偏離特性、驗證大迎角操縱特性和控制律的有效手段。美國自上世紀50年代起逐步開展水平風洞模型自由試驗，在研究飛機大迎角機動飛行中發揮了重要的作用。

3.3 飛行器系統辨識

設計一個性能優越的飛行控制系統，首先必須清楚了解被控對象（即飛機本體）的動態特性。因此，需要獲得有關飛行器本體氣動力和飛行力學特性的有效數據，建立起權威的氣動參數和飛行力學特性數據庫。

目前，數據庫的建立需要高昂的費用。獲得氣動力參數和飛行力學特性數據的兩種典型方法是理論估算和試驗測量。盡管飛速發展的數值計算使得人們對流體力學的認識不斷深入，但在面對復雜的氣動布局和在初步設計階段的應用仍顯得成本高且耗時長。因此，試驗仍然是不可缺少的重要手段。在國內，目前氣動力參數的獲取主要基于常規風洞試驗，飛行力學特性數據主要基于大氣自由飛試驗。

然而兩種手段都各有優劣：風洞試驗中模型支撐裝置會對流場有影響，而且采用固定點支撐方式不能有效測定允許飛機六自由度運動時帶來的耦合和相互影響；而大氣自由飛具有試驗環境不可重復（大氣擾動）、費用高、周期長等局限性。水平風洞模型自由飛綜合了以上兩種試驗手段，揚長避短，極有利于獲取飛機氣動力參數和飛行力學特性數據庫，開展有關飛行器系統辨識的研究。

3.4 飛行器特殊運動模態測試

在真實的飛機駕駛中，一般除專門的開環操縱響應測定外，駕駛員的飛行操縱方式可以看作是介于兩者之間的不同程度的開環，或不同程度的閉環操縱。因此，水平風洞模型自由飛試驗系統中提供豐富的控制開關，使試驗操控員可以按任務來裁剪控制律，切換控制模態，以滿足不同的試驗目標需求。由于水平風洞模型自由飛試驗系統擁有如此靈活的可配置功能，因此可進行飛行器某些特殊運動模態的研究與測試。例如，飛行器橫航向滾擺模態研究，故障模式（單發停車或舵面故障等）下飛行器運動模態及操縱方法研究，初始尾旋運動模態觀察與改出操縱方法等。

3.5 開展特種試驗

除了上述功能，還可以利用水平風洞模型自由飛試驗系統開展一些常規試驗難以模擬的試驗條件下的特種試驗。

（1）在水平風洞模型自由飛試驗環境下研究不同尾跡渦強度對飛機氣動特性、運動特性與控制特性的影響。該試驗可以為研究戰斗機的空中加油、編隊飛行或為民航客機機場起飛著陸調度提供可行性建議［24］，增強飛機的起飛著陸安全性能。

（2）利用水平風洞模型自由飛試驗研究流動主動控制對飛機操穩特性的影響。目前，流動主動控制技術研究取得相當進展，包括主動吹氣渦流控制技術［12］、高壓放電流動主動控制技術［25］等。新概念新技術的出現與工程應用化實現，需要試驗方法的變革。水平風洞模型自由飛正是推動新概念新技術由研究成果向工程應用轉換的關鍵環節。

（3）利用水平風洞模型自由飛試驗研究大迎角機動中發動機推力轉向的控制效果。過失速機動是先進戰斗機的典型特征，必須突破推力轉向技術。利用該試驗可以綜合研究大迎角時發動機－機身流態耦合情況下推力轉向的控制效果。美國在上世紀80年代利用F－18模型自由飛試驗實現推力轉向技術的突破［26－27］。

總之，水平風洞模型自由飛試驗技術可實現流動－飛行－控制一體化，并具有低成本、低風險、高效率等特點，對推動新一代飛行器的研制和新概念技術的工程應用將起著舉足輕重的作用。

4 結束語

簡述了水平風洞模型自由飛試驗技術平臺，重點展望了其應用前景。綜上，得出以下幾點結論和建議：

（1）水平風洞模型自由飛有著廣泛的應用前景，應加緊相關研究，盡快形成試驗能力；

（2）水平風洞模型自由飛試驗技術的發展成熟，將對新概念飛行器的研制、新技術的工程應用產生深遠的影響。應該根據試驗技術發展情況，適時啟動有關先進飛行控制算法及其他新技術的工程應用研究實踐工作；

（3）水平風洞模型自由飛作為一個基礎試驗平臺，擁有強大的擴展功能，應該根據應用需要發展相應的軟硬件配套，以形成一整套流動－飛行－控制一體化設計研究的試驗技術體系，滿足未來空氣動力學發展需求。

［1］卿理勛.幾種動態模型自由飛試驗技術［J］.飛行力學，1995，13（3）：18－23.

［2］BRUCE D O，BRANDON J M，et al.Overview of dynamic test techniques for flight dynamics research at NASA LaRC（Invited）［R］.NASA Langley Research Center，2006.

［3］SMITH C C.Flight tests of a 1／6－scale model of the Hawker P.1127Jet VTOL airplane［R］.NASA TM SX－531，U.S.Air Force，1961.

［4］BOISSEAU P C.Flight investigation of dynamic stability and control characteristics of a 1／10－scale model of a variable－wing－sweep fighter airplane configuration［R］.NASA TM X－1367，1967.

［5］NEWSOM W A，GRAFTON S B.Flight investigation of a VSTOL transport model having six wing－mounted lift fans［R］.NASA TN D－6198，1971.

［6］GRAFTON S B，CBAMBERS J R.Wind－tunnel freeflight investigation of a model of a spin－resistant fighter configuration［R］.NASA TN D－7716，1974.

［7］PARLETT L P.Free－flight wind－tunnel investigation of a four－engine sweptwing upper－surface blown transport configuration［R］.NASA TN D－8479，1977.

［8］NEWSOM W A，GRAFTON S B.Free－flight investigation of a 1／17－scale model of the B－1airplane at high angles of attack［R］.NASA TM SX－2744，U.S.Air Force，1973.

［9］MURRI D G，NGUYEN L T，GRAFTON S B.Windtunnel free－flight investigation of a model of a forwardswept－wing fighter configuration［R］.NASA TP－2230，1984.

［10］CHAMBERS J R，BURLEY J R.High－angle－of－attack technology－accomplishments，lessons learned，and future directions［R］.NASA／CP－1998－207676，1998.

［11］MULLIN S N.The evolution of the F－22advanced tactical fighter［R］.AIAA－92－4188，1992.

［12］JAY M B，JAMES M S，et al.Free－flight investigation of fore－body blowing for stability and control［R］.AIAA－96－3444，1996

［13］JACKSON E B，BUTTRILL C W.Control laws for a wind tunnel free－flight study of a blended－wing－body aircraft［R］.NASA／TM，2006.

［14］JAN N，WOLFGANG A.Free flight wind tunnel tests for parameter identification［R］.RWTH Aachen University，2008.

［15］TAKESHI Y，HIROFUMI F，et al.Identification of blimp dynamic by indoor free flight test［C］.AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit，2002.

［16］KIKOMOTO Y，KOBAYASGI O.Free flight of airplane in wind tunnel［C］.Proceedings of Aircraft Symposium，2000.

［17］SAKATA H，KOBAYASHI O.Free flight of airplane in wind tunnel（Second Report）［C］.Proceedings of Aircraft Symposium，2003.

［18］HAHNE D E，WENDEL T R.Wind－tunnel free－flight investigation of a supersonic persistence fighter［R］.NASA TP－3258，1993.

［19］CHAMBERS J R.Contributions of the Langley Research Center to U.S.military aircraft of the 1990＇s［R］.NASA SP－2000－4519，2000.

［20］楊滌，李立濤，楊旭，等.系統實時仿真開發環境與應用［M］.北京：清華大學出版社，2003.

［21］朱家強，郭鎖鳳，朱紀洪，等.戰斗機非線性飛行控制技術的研究與發展［J］.航空學報，2005，26（6）：720－725.

［22］GREGORY P W，DAVID A A.X－35Bstovl flight control law design and flying qualities［R］.AIAA－2002－6018，2002.

［23］BRINKER J S，WISE K.Flight testing of a reconfigurable flight control law on the X－36tailless fighter aircraft［C］.Proc.Guidance，Navigation，and Control Conference，AIAA－2000－3941，2000.

［24］JAY M B，FRANK L J，ROBERT A S.Application of wind tunnel free－flight technique for wake vortex encounters［R］.NASA Technical Paper，1997.

［25］GRUNDMANN S，FREY M.Unmanned aerial vehicle（UAV）with plasma actuators for separation control［R］.AIAA－2009－698，2009.

［26］BOWERS A H，NOFFZ G K，et al.Multiaxis thrust vectoring using axisymmetric nozzles and postexit vanes on an F／A－18configuration vehicle［R］.NASA TM－101741，1991.

［27］KUNAL G，ATITYA P，et al.Effect of thrust vectoring on aircraft post－stall trims，stability，and maneuvers［C］.AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit，2006.

孫海生（1963－），男，河南鄭州人，研究員，博士研究生。研究方向：戰斗機大迎角空氣動力學，非定常空氣動力學，流動顯示和測量。通信地址：四川綿陽中國空氣動力研究與發展中心（621000）。E－mail：lztustc＠g163.com。

Present research status and prospective application of wind－tunnel free－flight test technique

SUN Hai－sheng1，CEN Fei2，NIE Bo－wen2，LIU Zhi－tao2
（1.Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072；2.China Aerodynamics Research＆Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

This paper introduces the research status of wind－tunnel free－flight test technique and the constitution of its hardware platform，and discusses its important function and application.Further more，it analyzes several key technical issues，including design of dynamically scaled model，simulation of the thrust vector，control of high bandwidth electro mechanical actuators，real－time measurement，system integration，etc，which may have some meanings in developing the test technique.The consummated wind－tunnel free－flight test technique is able to expand the function of wind tunnel experment from traditional test to an integrative areodynamic／dynamic／control test technique，which is helpful for studying the aerodynamic and controlling performance of the aircrafts fully，and has a great impact on the development of next generation aircrafts and application of new techniques.

free flight；wind－tunnel test；flight control；system identification；post－stall maneuverability

V211.73

A

1672－9897（2011）04－0103－06

2010－08－26；

2011－03－07