先進戰斗機過失速機動模型飛行試驗技術

何開鋒, 劉 剛, 毛仲君, 汪 清, 賈 濤, 章 勝

(1. 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

20世紀80年代，德國MBB公司先進戰斗機部主任Herbst博士提出了“超機動性”概念[1-2]，即戰斗機從常規飛行狀態，通過操縱面及推力矢量控制快速拉起，迎角迅速達到并超過失速迎角(最大迎角超過70°)，且迅速改變飛機速度矢量和機頭指向的一種機動形式(又稱為過失速機動)。在近距空戰中，具有過失速機動能力的戰斗機能夠取得快速占位、先敵瞄準、有效規避攻擊的戰術優勢。因此，過失速機動技術成為第四代戰斗機空氣動力技術的基本要求，也是其重要的標志性性能特征[3]。

由于過失速機動飛行處于大迎角(通常在70°以上迎角)飛行狀態，大大超越了常規的安全飛行包線，空氣分離流動非常復雜，氣動力呈現強烈非線性、非定常以及非對稱，很容易進入尾旋等危險或失控飛行狀態，風險非常高[4-5]。

模型飛行試驗是按照動力學相似規律，利用飛行器縮尺模型在真實大氣中進行模擬飛行，研究和驗證氣動力/熱特性、新概念、新技術和新布局的試驗手段和方法[6]。相比地面試驗，模型飛行試驗具有模型運動無約束、模擬參數廣泛、具有氣動/結構/飛行/控制/動力等問題綜合的特點，模擬環境更接近真實飛行條件。相比真實飛行器的全系統飛行試驗，模型飛行試驗具有周期短、成本低、風險小等特點。模型飛行試驗技術隨著飛行器誕生而誕生，在百年航空發展史中始終貫穿于基礎問題研究、新概念布局創新、新技術發展、飛行器工程研制以及試驗鑒定等全過程。同時，模型飛行試驗作為空氣動力學研究三大手段之一，在飛行器研制及空氣動力學科發展中有著不可替代的作用[7-8]。

利用模型飛行試驗的特點和優勢，開展先進戰斗機縮比模型過失速機動演示驗證飛行試驗，獲得過失速機動的動力學特性、大迎角非線性非定常氣動特性，驗證過失速機動非線性控制律，對于指導真機開展過失速機動飛行、保證飛行安全性和提高任務能力等具有重要作用[9-10]。

1 國內外發展概況

隨著現代飛機氣動布局不斷創新，新概念/新技術不斷應用，飛行包線不斷拓展以及飛行性能不斷提升，應用縮比模型(驗證機)對新布局、新概念、新技術以及飛行包線邊界進行探索和驗證，在解決飛行器設計中的技術障礙和難題、實現技術創新等方面發揮了重要作用。為此，模型飛行試驗及演示驗證技術引起了廣泛關注和重視，成為飛機設計、氣動及飛行試驗領域新的熱點[7]。

20世紀80年代，NASA蘭利研究中心對X-29和X-31這類大迎角高機動性驗證機進行了無動力縮比模型投放試驗，對于解決靜不穩定構型控制、失速/偏離/尾旋特性、過失速機動飛行控制等問題發揮了重要作用[11]。同期，在蘭利研究中心全尺寸風洞中對X-31大迎角和高機動性驗證機、YF-22戰斗機原型機等縮比模型開展了大量動態穩定性和操縱性的自由飛試驗，研究、評估和驗證了推力矢量系統、迎角/側滑角等傳感器、大迎角非線性控制律等關鍵系統及關鍵技術，為后續真機大迎角飛行試驗提供了重要的技術支撐[12-13]。

從20世紀80年代以來，NASA開始大力發展外場帶動力模型飛行試驗技術，在蘭利研究中心、艾姆斯研究中心和德萊頓飛行研究中心利用帶動力縮比模型試驗研究了先進戰斗機、通用航空飛機、民用飛機等構型的氣動和飛行動力學問題，在新概念氣動布局、大迎角動態穩定性和操縱性、高敏捷性大機動飛行技術等方面取得了重大突破和成果[14-20]。

在以上研究基礎上，20世紀90年代，美國和歐洲開始利用X-31、F-16MATV、F-18HARV以及YF-22等專門的驗證機來驗證過失速機動[21]，進行了大量試飛研究工作，采用氣動舵面與推力矢量結合的控制手段，先后完成了“眼鏡蛇”機動(圖1)、“Herbst”機動(圖1)、過失速筋斗、直升機機動等動作，發展了實用化的過失速機動飛行及控制技術，并將結果應用到第四代戰斗機F-22和F-35的研制中。F-22可以完成“眼鏡蛇”、“尾沖”、“錐子”等比較簡單的過失速機動，也可以完成在水平盤旋中進入失速狀態，然后繞速度矢量滾轉成直立的穩態大迎角飛行的“貓鼬”動作和難度最高的“Herbst”動作。通過控制律設計簡化了飛行員操縱，滿足“無憂慮”飛行要求，使一般飛行員也可以掌握過失速機動[22]。

圖1 “眼鏡蛇”機動和“Herbst”機動示意圖Fig.1 Illustrations of Cobra maneuver and Herbst maneuver

俄羅斯(前蘇聯)在同期也對過失速機動進行了大量研究和驗證飛行，最著名的是1989年6月巴黎航展上由試飛員普加喬夫駕駛Su-27表演的“眼鏡蛇”機動，此外還有Su-30MKI“繞速度矢滾轉”和“錐子”機動、米格-29OVT的“Herbst”和“直升機”機動等。

近年來，中國空氣動力研究與發展中心(以下簡稱“氣動中心”)在國內率先發展和建立了航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗技術，突破了大迎角非定常空氣動力建模[23-24]、大迎角飛行參數測量[25]、非線性控制方法[26-32]、推力矢量技術[33]、過失速機動模型飛行試驗[9-10]等關鍵技術。同時，在8 m×6 m低速風洞中建立了低速風洞模型自由飛試驗手段，開展了先進戰斗機構型風洞虛擬飛行試驗和大迎角氣動、飛行及控制特性研究[34-36]。2015年，氣動中心與成都飛機設計研究所合作，在國內首次完成了先進戰斗機構型縮比模型典型過失速機動飛行試驗。中國飛行試驗研究院也對過失速機動相關技術進行了研究[37-39]，并在2018年開展了戰斗機構型縮比模型典型過失速機動飛行試驗。

2 系統主要構成

航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗系統主要由試驗模型系統和地面測控系統組成(圖2)。試驗模型與地面測控系統通過無線數據鏈進行指令、數據及圖像等信息的通信交互。

圖2 帶動力模型飛行試驗系統構成Fig.2 Constitution of powered flight test model system

2.1 試驗模型系統

試驗模型系統主要由模型機體結構、動力系統、飛控系統、測量系統、機載電源、起落架系統、應急傘降回收系統等組成。

模型機體一般采用鋁合金或碳纖維主梁+鋁合金隔框的承力結構，表面采用玻璃鋼或碳纖維蒙皮。機翼、尾翼、舵面等超薄結構件采用單塊式結構形式，內部布置主承力梁，表面為一體成形玻璃鋼或碳纖維蒙皮，內部空間采用高強度泡沫(PMI)填充以增加其結構強度和剛度。

動力系統采用小型渦噴(渦扇)發動機(推力幾十～百kgf量級)，根據試驗模型外形及推重比模擬要求可選用單發、雙發或多發配置。動力系統組成包括發動機本體、供油系統、供氣系統、啟動裝置、控制系統單元和地面支持單元等。

飛控系統采用專門為模型飛行試驗研制的小型化飛控系統或選用小型無人機用的低成本飛控系統成熟產品，它們一般由低功耗嵌入式處理器與低成本傳感器(如MEMS陀螺儀、MEMS加速度計、微型GPS接收機、微型氣壓傳感器及微型磁羅盤)等集成而成。伺服系統采用針對模型飛行試驗需求研制的專用舵機，具有高帶寬、低時延、小間隙、高精度等特點，條件不具備時也可選用合適的航模級舵機貨架產品。

測量系統主要由測量傳感器、數據存儲、數據鏈等組成。試驗模型飛行狀態信息(包括空間坐標位置、地速、歐拉姿態角、角速率、過載等)采用高精度光纖組合慣導進行測量，條件不具備時也可由飛控系統內置的微型GPS、MEMS陀螺儀及加速度計等進行測量，但其測量精度的不足會對后期氣動參數辨識精度帶來影響。氣流參數(動壓、靜壓、空速、迎角、側滑角等)根據飛行迎角(側滑角)、速度范圍及動態響應頻率等可選用風標傳感器、五孔/七孔探針或其組合測量系統進行測量。數據存儲系統須滿足數據通道、速率及總存儲量等要求。數據鏈帶寬須滿足數據/圖像實時傳輸要求，有效傳輸距離須覆蓋飛行試驗空域，并具有全向及良好的抗干擾特性。

機載電源采用滿足試驗模型各系統供電需求的集成式電池，要求其在高空低溫條件下具有良好放電特性。

起落架系統根據試驗模型質量、內部空間等進行專門設計，根據模型質量、收放力矩需求收放機構可采用電動、液壓或電液等驅動方式。

應急傘降回收系統在試驗進入非正常狀態時打開，以保障飛控系統、測量系統、動力系統等高價值設備的安全回收。其主要由回收傘、控制電路、開傘機構、脫傘機構等組成。可選擇十字傘或圓傘，其面積根據應急回收時能夠保全模型主要設備和結構的最高接地速度(過載)進行設計和選取。

2.2 地面測控系統

地面測控系統主要由地面控制站和光學攝像設備等組成。

地面控制站系統由測量數據分析顯示記錄站、飛行試驗狀態監控站、試驗指揮站、遙控發射及遙測接收機等組成，可以將它們整合集成在指揮控制測量車上。無線電信息傳輸系統的遙控發射機、遙測接收機的天線布置安裝在測量車合理位置，并集成發電站、UPS系統等支持設備。

光學攝像設備一般包括光學經緯儀、高速攝像機等。光學經緯儀主要用于測量試驗模型航跡參數并獲取其飛行姿態圖像，高速攝像機用于記錄試驗模型起飛/著陸階段運動參數及圖像。

3 關鍵技術

過失速機動是一種超過失速迎角域的邊界狀態飛行，相比于常規飛行包線內的模型飛行試驗，過失速機動飛行試驗需要突破大迎角非定常氣動力建模方法、大迎角寬量程氣流系參數測量、非線性控制方法及控制律設計、推力矢量控制系統、大迎角非定常氣動參數辨識等關鍵技術。

3.1 大迎角非定常氣動力建模方法

戰斗機在大迎角過失速狀態飛行時，機翼和機身將產生大的流動分離區，分離流場中不同渦系之間相互干擾且與飛機不同部件相互作用，使飛機空氣動力特性呈現復雜的非對稱、非線性、縱橫向強烈耦合以及流場時間遲滯效應等[23, 40]。

有別于常規迎角范圍內氣動力建模采用導數形式的氣動力模型，在大迎角過失速機動飛行狀態，氣動力導數模型不再適用，主要原因有三方面：一是動導數與振動頻率、幅值密切相關，在氣動力建模和控制律設計中不能簡單地使用動導數概念；二是非定常氣動力的顯著特征是與運動歷程密切相關，動導數概念不足以反映氣動力的非定常特征；三是與靜態氣動特性相比，非定常效應已不再是小量，對操穩特性和飛行控制有明顯影響，不能簡單作為不確定度來處理。

通過對典型過失速機動過程的深入分析，復雜過失速機動是由一些基本動作組合而成[41]。為減小難度，降低風險，可首先對基本過失速機動動作(又稱為“里程碑機動”)分別進行研究，這些基本動作包括以下三種：一是大迎角穩態飛行，二是大迎角下繞速度矢滾轉，三是動態拉起迎角進入過失速狀態(圖3)。而其它復雜過失速機動都可以視為這三個基本動作(或逆動作)的不同組合，如“Herbst”機動過程可分解為：M0.3左右速度水平進入，動態拉起至70°左右迎角(基本動作三)；繞速度矢滾轉180°(基本動作二)；以70°迎角保持穩態飛行(基本動作一)；減小至常規迎角進入俯沖并改出(基本動作三之逆過程)。

(a) 大迎角穩態飛行

(b) 大迎角繞速度矢滾轉

(c) 大迎角動態進入

基于低速風洞大迎角靜態、單自由度及多自由度動態試驗數據，三個基本動作的氣動力建模包括以下部分：

(1) 靜態大迎角數據；

(2) 單自由度(俯仰、偏航、滾轉方向)動導數效應；

(3) 大迎角下錐運動氣動特性；

(4) 單自由度(俯仰、滾轉方向)動態氣動特性；

(5) 多自由度耦合動態氣動特性。

從工程應用角度，目前比較常用的仍是基于自由度和非定常效應疊加的氣動力數學模型，即對于氣動系數Ci，有:

+ΔCi,rot(α,β,ωss)+ΔCi,unst[α(ξ),β(ξ)]

(1)

其中，右端第1項Ci,st是靜態氣動力；第2項中的Cip,att、Ciq,att、Cir,att是附著流動導數，在小迎角下等于常規的小振幅振蕩動導數，在大迎角下可由不同頻率下的小振幅振蕩動導數辨識得到；第3項ΔCi,rot為繞速度矢旋轉產生的氣動力增量，其由旋轉天平試驗獲得，主要用于描述大迎角下繞速度矢滾轉機動的氣動特性；第4項Ci,unst表示非定常氣動力增量，它需考慮流動的歷史效應，是迎角和側滑角時間歷程的非線性泛函。α為迎角，β為側滑角，δ為舵偏角矢量，分別為飛機體軸系下的無因次三軸角速率，ωss為繞速度矢旋轉角速率，ξ[0,t]。

在對三個基本動作都建立相應氣動模型后，基于自由度疊加思想，可以用一個統一的氣動力模型來對三個基本動作進行描述。對于由基本動作組合而成的復雜過失速機動，主要需要考慮相互銜接過程的非定常效應以及自由度之間的非線性耦合效應，可以采用CFD數值計算[42]和風洞實驗進行分析，對氣動力數學模型做進一步改進完善。圖4比較了時長3 s眼鏡蛇機動的俯仰力矩系數建模結果與風洞試驗結果，從圖中可以看到建模結果能夠較好地反映試驗獲得的氣動力變化規律。

圖4 眼鏡蛇機動俯仰力矩系數建模結果與試驗結果對比圖Fig.4 The modeling and experiment results of the pitch moment coefficient for the Cobra maneuver

氣動中心研究了非線性微分方程模型、前饋型RBF神經網絡模型、反饋型循環神經網絡、最小二乘支持向量機(LS-SVM)等非線性非定常氣動力建模方法，探討了不同建模方法的應用特點。總體上看，這幾種方法均具有普適通用性，能夠適用于不同氣動布局形式的先進戰斗機非定常氣動力建模。同時，相關研究也表明智能建模方法為氣動建模提供了一種更為通用的模式，具有更好描述非定常氣動特性的潛力[24]。

3.2 大迎角寬量程氣流系參數測量技術

模型飛行試驗中，高精度的飛行迎角、側滑角、空速等測量數據不僅是飛行控制所需重要狀態參數，也是試驗后氣動參數辨識的關鍵數據。

在常規迎角范圍，通常采用五孔探針或風標以及空速管對迎角、側滑角和空速進行測量。但五孔探針只能適用于不大于30°迎角/側滑角范圍的精確測量，常規風標在較大迎角時對側滑角測量結果亦可能有較大誤差。

為此，發展了大迎角寬量程氣流系參數組合測量技術，即30°迎角范圍以內飛行采用五孔探針進行測量，大于30°迎角飛行狀態采用基于角度預置的風標式氣流系參數測量系統(圖5)。這樣組合使用可以滿足過失速機動飛行試驗測量及控制需求[25]。

大迎角寬量程氣流系參數測量系統研制中注重了小型化以及結構強度、剛度、阻尼特性等的優化設計，以提高其動態特性，減小傳感器對試驗模型氣動特性的影響。

圖5 帶飛試驗風標和五孔探針布置圖Fig.5 Sketch of the wind vane and five-hole probe for the model flight test

利用帶氣流系參數測量系統的試驗模型(或局部模型)風洞試驗對測量系統進行了標定。

通過模型飛行試驗對風標式氣流系參數測量系統進行了驗證。對于在30°迎角范圍以內的常規飛行，比對五孔探針與風標的測量結果，兩者的測量值與動態響應特性相當。進一步，通過大迎角飛行試驗考察大迎角測量效果，如圖6所示，圖中Alpha FHP為五孔探針測量值，Alpha WL與Alpha WR分別代表左、右風標測量值。在飛行試驗中，模型從8°迎角一直拉起至失速迎角。從圖中可以看到，在大于30°迎角后，由于五孔探針頭部出現嚴重的流動分離，五孔探針數據解算出現不穩定現象，測量結果出現較大偏差，而此時左右風標的測量結果均較好的反映了迎角、側滑角的變化規律，其可以作為飛行控制的輸入參數，并用于氣動力參數辨識。

圖6 大迎角下迎角測量值Fig.6 Measurement of angle of attack (AoA) in high AoA flight

3.3 非線性控制方法及過失速機動控制律設計

過失速機動飛行動力學特性涉及大范圍非線性、非定常氣動力以及運動、慣性強耦合等問題，并且模型縮比后，按照相似律其運動和控制頻率更高，以配平狀態小擾動線性化和線性控制理論為基礎的傳統飛行控制方法很難實現對試驗模型的有效控制。由于大迎角飛行時氣動舵面操縱效率急劇下降，過失速機動還須采用推力矢量與氣動舵面的復合控制措施[43]。

針對過失速機動中飛機非線性特征明顯，氣動參數變化范圍及地面試驗數據不確定度大等特點，結合非線性飛行控制理論的發展成果[44-48]，提出了基于動態逆(Dynamic Inversion, DI)和擴張狀態觀測器(Extended State Observer, ESO)[49]方法、基于動態逆和變結構控制(Variable Structure Control, VSC)方法[27]以及基于改進動態面(Improved Dynamic Surface, IDS)控制方法[30]三種過失速機動控制律設計方法。

3.3.1 基于動態逆和擴張狀態觀測器方法(ESO+DI)的過失速機動控制律設計

對慢回路和快回路分別采用動態逆方法設計控制器。由于動態逆方法對被控對象數學模型的準確性依賴較強，快回路控制器設計中引入不依賴于模型的擴張狀態觀測器進行狀態反饋和建模誤差估計，具體通過將飛機三軸角速率作為觀測量，估計作用在飛機三軸上的力矩，從而削弱建模誤差影響，然后再求解控制力矩指令。

得到控制力矩指令后，需要將其分配到相應作動器予以實現。氣動舵面與推力矢量的分配方法采用鏈式分配方法，即首先采用氣動舵面，如果氣動舵面不能完全實現期望指令力矩時，再采用推力矢量作為輔助操縱彌補氣動舵面操縱能力的不足。

3.3.2 基于動態逆和變結構控制方法(VSC+DI)的過失速機動控制律設計

慢回路控制律設計采用傳統的動態逆方法。對于快回路，為消除作動器動態響應引起的控制滯后，控制律設計中考慮作動器模型，具體實現方案采用滑模變結構控制技術。滑模控制方法在離散控制、控制時延與測量誤差等因素綜合作用下控制指令容易發生抖振，采用設置滑模邊界層和引入控制指令濾波環節等手段對該問題加以處理。

在該控制律設計方法中，氣動舵面與推力矢量的分配采用聯動分配方法，即同時使用氣動舵面和推力矢量，這種方式邏輯相對簡單，并且有利于最大程度地利用飛機的控制能力。

3.3.3 基于改進動態面控制方法(IDS)的過失速機動控制律設計

對于基于時標分離原理的動態逆類方法，快回路增益足夠大才能在理論上保證閉環控制系統的穩定性，但受制于舵回路性能，其不能任意取大。為保證控制系統的理論穩定性，發展了一種改進動態面飛行控制律設計方法。包括作動器動力學模型的被控對象為3階系統，該方法首先針對前2階子系統推導動態面控制律，然后綜合全系統并考慮控制約束導出滑模控制律。在一定假設條件下，該控制律可以從理論上保證閉環控制系統為輸入-狀態穩定。

3.3.4 過失速機動控制律仿真驗證

利用某模型飛機數據對所設計的三種過失速機動控制律進行仿真驗證。

首先開展“眼鏡蛇”機動仿真驗證。圖7與圖8分別給出了上述三種控制律完成“眼鏡蛇”機動的迎角與俯仰角速率仿真結果，從圖中可以看到三種控制律的控制效果比較一致，都能很好實現指令迎角。

圖7 眼鏡蛇機動仿真迎角結果Fig.7 AoA in Cobra maneuver simulation

進一步開展“Herbst”機動仿真驗證。圖9給出了采用上述三種控制律實現“Herbst”機動的迎角曲線，圖10給出了飛機在三維空間的機動航跡，可以看到三種控制律均有效實現了對“Herbst”機動的控制。

圖8 眼鏡蛇機動仿真俯仰角速率結果Fig.8 Pitch rate in Cobra maneuver simulation

圖9 Herbst機動仿真迎角結果Fig.9 AoA in Herbst maneuver simulation

圖10 Herbst機動仿真三維航跡結果Fig.10 The three-dimentional trajectories of Herbst maneuver simulation

通過典型過失速機動仿真對控制律控制效果進行驗證后，還需要對控制律的魯棒性進行考核。針對典型過失速機動進行了組合拉偏仿真及蒙特卡羅仿真，考慮的偏差因素包括質量偏差、慣量偏差、氣動模型偏差、發動機推力偏差以及作動器時延與間隙等。仿真研究表明三種控制律均能較好完成過失速機動飛行控制，具有滿意的魯棒性。

3.4 推力矢量控制系統

設計和研制了機械式推力矢量裝置實現推力矢量控制，為過失速機動飛行提供附加的俯仰及偏航控制力矩。推力矢量裝置由固定環、俯仰環及其轉軸、偏航環及其轉軸、俯仰和偏航方向控制機構(含操縱機構和舵機)等部件構成，結構示意圖見圖11。通過綜合考慮尾噴管幾何形狀、發動機尾焰流場特性以及尾噴管作動器機械結構，開展了流固耦合分析以及迭代優化設計，得到俯仰偏航運動耦合小、線性度高的柔性雙環結構尾噴管。研制的推力矢量系統俯仰偏轉角度范圍為±15°，偏航偏轉角度范圍為±12°。

圖11 推力矢量裝置結構示意圖Fig.11 Structural sketch of the thrust vectoring instrument

利用小型渦噴發動機地面測試臺開展推力矢量系統測試與建模(圖12)，對推力矢量偏轉時三軸力及力矩進行測量，得到推力矢量系統俯仰轉角、偏航轉角、轉速與矢量力/力矩之間的關系函數，為推力矢量系統建模以及過失速機動飛行控制律設計提供了有效數據支撐。地面測試臺試驗結果顯示，推力矢量系統提供的俯仰、偏航控制力矩結合氣動舵面的作用能夠滿足過失速機動控制需求。

圖12 推力矢量力矩測試結果Fig.12 Test results for the thrust vectoring moment

3.5 大迎角非定常氣動參數辨識

開展模型飛行試驗大迎角非定常氣動參數辨識研究，圖13給出了辨識流程。通過試驗設計并開展模型飛行試驗獲取飛行器大迎角飛行數據后，首先進行數據預處理，包括時統、傳感器校準、跳點剔除與補正、傳感器安裝位置和安裝方位校正等；然后采用最大似然法或擴展Kalman濾波類方法進行數據相容性檢驗，辨識傳感器的系統誤差，并根據辨識結果進行航跡重建；最后采用最大似然法或最小二乘法進行大迎角非定常氣動參數辨識。

由于目前國內尚無高精度角加速率傳感器，六分量氣動力和力矩系數辨識中的角加速率信息需通過角速率數值微分得到。工程實踐表明，對于飛行試驗數據，最優Fourier平滑算法[50]是一種十分有效的數據平滑和微分算法。根據過載和角加速率計算六分量氣動系數：

圖13 大迎角非定常氣動力參數辨識流程Fig.13 Diagram of high AoA unsteady aerodynamic parameter identification

(2)

其中，下標“TV”表示矢量發動機產生的體軸系力和力矩。

對“眼鏡蛇”機動模型飛行試驗數據進行了法向力系數時間歷程的初步辨識研究(圖14)，與利用風洞試驗數據建立的非線性非定常氣動力模型相比，兩者規律比較一致，反映了非定常遲滯效應的特點。

目前，針對過失速機動飛行試驗數據進行非線性非定常氣動模型參數辨識尚有一定困難，特別是針對氣動力矩參數的辨識。究其主要原因，一是推力矢量系統雖然在發動機地面測試臺進行了測試與建模，但在飛行條件下的實際推力特性(包括了進氣道、尾噴管及飛行速度、高度等影響)與地面測試結果有一定差別，且影響量未知，特別是推力矢量的控制力矩偏差會對氣動力矩的辨識帶來較大影響；二是大迎角飛行時空速管動壓測量值相比常規迎角飛行也存在較大誤差。如何準確的估計發動機實際推力特性并在氣動參數辨識中予以扣除，及準確估計大迎角下的飛行動壓以提高氣動參數辨識準確度，是下一步研究中需要探索解決的重要問題，可行的技術途徑包括對飛行中發動機實際推力特性進行準確建模、提高推力矢量噴管偏角測量精度以及發展新型的動壓測量估計技術。

(a) α～t

(b) CN～α

4 典型過失速機動模型飛行試驗

利用某先進戰斗機構型縮比模型，采用基于動態逆和擴張狀態觀測器的過失速機動控制律，完成了“眼鏡蛇”機動、大迎角穩態飛行、大迎角下繞速度矢滾轉以及“Herbst”機動等典型過失速機動飛行試驗。

飛行試驗過程為：試驗模型滑跑、起飛、爬升、巡航至1300 m場高的試驗空域，以速度55 m/s的水平直線飛行狀態按照設計的控制律進入過失速機動，完成試驗后，模型自主返航著陸。

4.1 “眼鏡蛇”機動

進入試驗空域后，按照預定控制策略，試驗模型迅速拉迎角至大迎角過失速狀態(最大迎角約85°)，隨后壓機頭，模型退出大迎角失速狀態，轉入正常飛行。機動過程中模型平穩失速、過失速，無明顯偏離和振蕩現象。圖15與圖16分別給出了“眼鏡蛇”機動過程中的迎角與俯仰角速率曲線。

圖15 眼鏡蛇機動模型飛行試驗迎角結果Fig.15 AoA in Cobra maneuver modeling flight test

圖16 眼鏡蛇機動模型飛行試驗俯仰角速率結果Fig.16 Pitch rate in Cobra maneuver modeling flight test

4.2 大迎角穩態飛行

進入試驗空域后，按照預定控制策略，試驗模型拉大迎角，達到最大迎角(約90°)后，維持大迎角穩態飛行一段時間(平均迎角約78°)，隨后模型退出大迎角狀態轉入正常飛行。機動過程中模型平穩失速、過失速，無明顯偏離和振蕩現象。圖17與圖18分別給出了飛行器進入、保持與退出大迎角穩態飛行過程的迎角與俯仰角速率曲線。

圖17 大迎角飛行模型飛行試驗迎角結果Fig.17 AoA in high AoA flight maneuver modeling flight test

4.3 大迎角下繞速度矢滾轉

進入試驗空域后，按預定控制策略，試驗模型拉大迎角(最大迎角約96°)，完成繞速度矢量360°滾轉，隨后，模型退出大迎角狀態轉入正常飛行。圖19給出了大迎角下飛機繞速度矢滾轉機動過程中的迎角曲線，圖20給出了機動過程中的飛機滾轉角曲線。

圖18 大迎角飛行模型飛行試驗俯仰角速率結果Fig.18 Pitch rate in high AoA flight maneuver modeling flight test

圖19 繞速度矢滾轉模型飛行試驗迎角結果Fig.19 AoA in post-stall rotation maneuver modeling flight test

圖20 繞速度矢滾轉模型飛行試驗滾轉角結果Fig.20 Roll angle in post-stall rotation maneuver modeling flight test

4.4 Herbst機動

進入試驗空域后，按照預定控制策略，試驗模型拉大迎角，達到最大迎角(約78°)后，利用偏航推力矢量改變機頭指向，使模型繞速度矢滾轉，機頭迅速調轉180°，過程中伴隨短暫的尾沖(氣流從機尾吹向機頭)，調轉機頭后模型加速并退出大迎角失速狀態，反向正常飛行，完成“Herbst”機動動作。圖21給出了“Herbst”機動過程中的迎角曲線，圖22給出了機動過程中試驗模型的三維航跡。

圖21 Herbst機動模型飛行試驗迎角結果Fig.21 AoA in Herbst maneuver modeling flight test

圖22 Herbst機動模型飛行試驗三維航跡結果Fig.22 The three-dimensional trajectory in Herbst maneuver modeling flight test

從以上飛行試驗結果可以看出，發展的基于動態逆的非線性控制方法，結合氣動舵面/推力矢量控制律設計，能夠實現先進戰斗機構型典型過失速機動飛行的有效控制。

5 結 論

基于中國空氣動力研究與發展中心建立的航空飛行器帶動力自主控制模型飛行試驗平臺，研究發展了大迎角非定常氣動力建模方法、大迎角寬量程氣流系參數測量、非線性控制方法及控制律設計、推力矢量控制系統、大迎角非定常氣動參數辨識等關鍵技術，在國內首次完成了先進戰斗機構型縮比模型典型過失速機動飛行，可為先進戰斗機開展真機過失速機動飛行試驗以及形成過失速機動能力提供重要技術支撐。

致謝:誠摯感謝中國航空研究院鄭遂先生，成都飛機設計研究所楊朝旭先生、蔡廣平先生、文立紅先生、袁兵先生、展京霞女士等的大力支持和幫助！