陶 洋，趙忠良，楊海泳

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

翼身組合體搖滾特性高速試驗研究

陶 洋，趙忠良，楊海泳

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

簡要介紹了翼身組合體高速風(fēng)洞自由搖滾實驗技術(shù)的實驗裝置、實驗方法、數(shù)據(jù)采集等。開展了翼身組合體大迎角下的搖滾特性研究，給出了典型的結(jié)果，研究結(jié)果表明隨著模型迎角的增加，翼身組合體呈現(xiàn)不同的滾轉(zhuǎn)運動形態(tài)，包括靜態(tài)穩(wěn)定、準(zhǔn)極限環(huán)搖滾等。所研究的參數(shù)范圍內(nèi)后掠角對搖滾有較大影響，隨著模型迎角的增加搖滾振幅呈現(xiàn)拋物線，馬赫數(shù)的增加對最大搖滾振幅起抑制作用。

搖滾；翼身組合體；大迎角；準(zhǔn)極限環(huán)；高速風(fēng)洞試驗

0 引 言

大迎角下翼身組合體將會出現(xiàn)繞體軸搖滾的非線性運動現(xiàn)象，人們稱之為機翼搖滾（wing rock）。該現(xiàn)象的出現(xiàn)不僅限制了以翼身組合體為基本氣動布局的現(xiàn)代飛行器的飛行包線，而且嚴(yán)重影響其大迎角飛行的機動操縱性能。因此機翼搖滾特性研究受到眾多空氣動力學(xué)學(xué)者的關(guān)注。

由于機翼搖滾現(xiàn)象的發(fā)生和飛行器幾何外形密切相關(guān)，Ericsson基于大量的試驗及計算結(jié)果分析將機翼搖滾分成3類，即：細(xì)長機翼搖滾（Slender Wing Rock）、常規(guī)機翼搖滾（Conventional－Wing Rock）和翼／體搖滾（Wing－body Rock）。

在研究方法上，由于搖滾主要以滾轉(zhuǎn)振動為主（滾轉(zhuǎn)振幅遠(yuǎn)比其它方向振幅大得多），絕大部分文獻(xiàn)為避免復(fù)雜的全機外形干擾，重點探討流動基本機理，以研究單自由度滾轉(zhuǎn)的搖滾運動為主。

細(xì)長機翼搖滾是指：小展弦比、大后掠三角翼和部分翼身融合體上發(fā)生的搖滾現(xiàn)象。

常規(guī)機翼搖滾是指：直機翼與中等后掠角機翼產(chǎn)生的極限環(huán)振動形式的搖滾現(xiàn)象。這類搖滾和前面的細(xì)長機翼搖滾物理機理不同，在某種程度上可以認(rèn)為其氣動特性是由翼面上的二維流向運動所左右的，并和動態(tài)失速密切相關(guān)。

翼體搖滾是指：機翼和機身（包括前體）組合外形所發(fā)生的搖滾現(xiàn)象。顯然，這一類外形更加接近真實飛行器，因此，其搖滾現(xiàn)象具有更加重要的實際意義。

試驗結(jié)果表明：由前體渦誘導(dǎo)的翼／體搖滾往往比單獨機翼前緣渦誘導(dǎo)的搖滾更加強烈。某典型戰(zhàn)斗機的試驗結(jié)果顯示：只需要不到3個振動周期，即可發(fā)展成振幅為30°～40°的極限環(huán)振動（而對一個80°前緣后掠翼常常需要差不多10個周期）。在某種程度上，這是非常危險的狀態(tài)，因為它沒有足夠的時間留給飛行員操縱飛行器從極限環(huán)振動中恢復(fù)到正常飛行狀態(tài)。

目前針對三角翼的研究開展得較多，研究也比較深入，針對翼體搖滾問題的研究，由于問題的復(fù)雜性等原因，相應(yīng)的研究開展得較少，本項研究主要針對翼體搖滾問題開展相關(guān)研究。

試驗主要采用翼身組合體模型大迎角下的翼體搖滾特性進行了研究，研究的參數(shù)包括：不同的機翼形狀，不同的翼位置，不同馬赫數(shù)，不同迎角，給出了典型的結(jié)果。

1 試驗設(shè)備和模型

1.1 風(fēng) 洞

試驗是在氣動中心高速所的FL－23風(fēng)洞中完成的。FL－23風(fēng)洞系試驗段橫截面為0.6m×0.6m的直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞。試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～4.5，馬赫數(shù)控制精度為±0.005。迎角范圍為－10°～50°，試驗段上下壁面為開孔率4.2%的60°斜孔壁，兩側(cè)為實壁［4］。

1.2 模 型

試驗?zāi)Ｐ蜑橐砩斫M合體模型。模型全長：504mm；模型展長：281.4mm；機身直徑：50mm。模型迎角為0°時在風(fēng)洞中的堵塞度約為0.6%，模型迎角為30°時在風(fēng)洞中的堵塞度約為3.2%。

模型示意圖以及其在風(fēng)洞中安裝情況見圖1。

圖1 試驗?zāi)Ｐ虵ig.1 Models of test

1.3 其它設(shè)備

自由搖滾裝置采用精密機械球軸承支撐，通過聯(lián)接裝置與單支臂大迎角機構(gòu)相聯(lián)，通過12位絕對式軸角編碼器來測量模型的角位移，測量精度可達(dá)0.088°，支撐裝置中的微型電磁離合器用于控制模型的鎖定及釋放，實驗數(shù)據(jù)的采集由PXI－4472B動態(tài)信號采集模塊完成，最高采樣頻率為100kHz。

數(shù)據(jù)處理公式如下：以平均滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角均方根、減縮頻率來表征自由搖滾運動的3個量，其具體處理公式如下：

滾轉(zhuǎn)角均方根：

2 試驗結(jié)果與討論

試驗中得到了包括不同的馬赫數(shù)、不同迎角、不同機翼位置、不同機翼形狀的翼身組合體模型滾轉(zhuǎn)特性。試驗馬赫數(shù)范圍0.3～0.7，迎角范圍20°～40°，相應(yīng)雷諾數(shù)范圍0.65×107／m～1.29×107／m。

圖2中給出了重復(fù)性試驗結(jié)果，試驗條件為30°后掠三角翼，M＝0.4，翼尖距離模型頭部4D（D為模型直徑），從圖2可見試驗結(jié)果的重復(fù)性精度較高，特別是在迎角35°和40°滾轉(zhuǎn)角的均方根基本重合，在小迎角條件下滾轉(zhuǎn)角的均方根存在一定差異。

圖2 試驗重復(fù)性（30°后掠翼，M＝0.4，翼位置4 D）Fig.2 Repeatability of the test data

2.1 不同機翼外形對翼身組合體搖滾特性的影響

試驗共加工5副機翼，分別為30°后掠角三角翼、50°后掠角三角翼、50°后掠角梯形翼、72°后掠角三角翼、30°帶邊條（72°）后掠翼。其中50°后掠角三角翼、50°后掠角梯形翼、72°后掠角三角翼三種機翼的翼身組合體在所研究范圍內(nèi)沒有明顯的搖滾現(xiàn)象發(fā)生，在所研究的參數(shù)范圍內(nèi)，對翼身組合體模型來說，較大的后掠角（大于50°）時無搖滾發(fā)生。30°后掠角機翼（鋼制翼）在所研究迎角及馬赫數(shù)范圍內(nèi)，具有較明顯的翼體搖滾現(xiàn)象發(fā)生，30°帶邊條（72°）后掠翼會發(fā)生不規(guī)則的滾轉(zhuǎn)運動（沒有固定的頻率），通過比較30°帶邊條（72°）后掠翼與30°后掠角機翼兩種模型的搖滾特性可以發(fā)現(xiàn)，邊條翼的引入對機翼搖滾起抑制作用。其后對迎角及馬赫數(shù)的研究主要基于30°后掠翼，機翼頭部距離模型頭部4倍直徑的位置。

2.2 不同迎角對翼身組合體搖滾特性的影響

迎角的影響主要針對30°后掠翼4D位置模型開展。在較小的迎角條件下（M＝0.3及0.4時迎角小于25°）試驗?zāi)Ｐ椭怀霈F(xiàn)圍繞平衡滾轉(zhuǎn)角的微振，滾轉(zhuǎn)角的均方根在5°～10°之間，也沒有明顯的搖滾頻率，考慮其形成的原因可能主要是由于氣流的湍流脈動所引起，在迎角30°、35°、40°三種條件下形成具有明顯周期的極限環(huán)搖滾，其中在迎角35°時其搖滾的滾轉(zhuǎn)角的均方根最大，并且搖滾振幅比較均勻。圖3給出了30°后掠翼迎角為35°時的一個典型的搖滾結(jié)果。

圖3 自由搖滾時間歷程Fig.3 History of free to roll

2.3 不同馬赫數(shù)對翼身組合體搖滾特性的影響

以30°后掠翼，翼位置4D模型狀態(tài)的翼身組合體為基礎(chǔ)開展馬赫數(shù)對翼身組合體搖滾特性影響的研究，圖4給出了模型在不同馬赫數(shù)條件下的搖滾特性，由圖可見，M＝0.3與M＝0.4情況下的搖滾特性類似，均在α＝35°附近出現(xiàn)峰值，而馬赫數(shù)M＝0.5與M＝0.6條件下的峰值發(fā)生在α＝30°附近，M＝0.6比M＝0.5時略大，并且搖滾幅值的均方根較小為σ＝16°左右，當(dāng)M＝0.7時，可能由于出現(xiàn)了激波的影響，其搖滾滾轉(zhuǎn)角的均方根隨迎角分布與前幾個狀態(tài)有所不同，在迎角20°～35°范圍內(nèi)呈現(xiàn)拋物線型分布。在同一馬赫數(shù)條件下，搖滾運動的頻率基本相同，從M＝0.3～0.7這一過程中，其搖滾頻率分別為4.3、6.0、8.0、9.2、10.3，總的來說搖滾頻率是隨著馬赫數(shù)的增加而增加的。圖5給出了搖滾頻率及搖滾減縮頻率隨馬赫數(shù)變化的示意圖。

圖4 不同馬赫數(shù)下的搖滾振幅（30°后掠翼，M＝0.4，翼位置4 D）Fig.4 Roll amplitude at different mach numbers

圖5 搖滾頻率及減縮頻率隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.5 Frequency and reduced frequency at different Mach numbers

2.4 不同機翼位置對翼身組合體搖滾特性的影響

在30°后掠翼，M＝0.4，迎角35°條件下研究不同機翼位置對翼身組合體搖滾特性的影響，圖6給出了在該條件下不同機翼位置（3D、4D、5D）的滾轉(zhuǎn)角均方根，從圖示可見從3D位置開始隨著機翼位置的后移滾轉(zhuǎn)角的均方根開始減小，說明頭尖渦對機翼的影響逐漸減小。

2.5 翼體搖滾形成機理的空間流態(tài)分析

圖7給出了基于CFD的流場結(jié)構(gòu)，所給狀態(tài)為M＝0.4，γ＝20°，α＝35°，從翼面流動來看，下沉一側(cè)的分離渦渦核更加靠近機翼表面，同時從機翼表面的壓力分布來看也是提供的回復(fù)力矩。也可以看成存在偏離一側(cè)機翼方向的側(cè)滑角，這也將導(dǎo)致下沉一側(cè)的分離渦渦核距離物面較近，提供模型的回復(fù)機制。

圖6 機翼位置對滾轉(zhuǎn)角均方根的影響Fig.6 Mean square root of roll amplitude with different wing positions

圖7 M＝0.4，γ＝20°，α＝35°空間流態(tài)Fig.7 Space flow at M＝0.4，γ＝20°，α＝35°

總的來說翼體搖滾形成需要的兩個條件為回復(fù)機制（主要存在于大滾轉(zhuǎn)角條件）與偏離機制（主要存在于平衡滾轉(zhuǎn)角附近），其中回復(fù)機制可以通過上面兩種流態(tài)的分析給出，而偏離機制與流動相對于運動相對滯后有關(guān)，需要進一步開展動態(tài)的流態(tài)觀察來加以分析。

3 結(jié) 論

通過對翼身組合體自由搖滾試驗研究可以得出以下結(jié)論：

（1）本次試驗數(shù)據(jù)重復(fù)性較好，數(shù)據(jù)質(zhì)量較高，試驗結(jié)果規(guī)律合理；

（2）較大的后掠角對翼體搖滾起抑制作用，加裝邊條翼也可以部分抑制翼體搖滾現(xiàn)象發(fā)生；

（3）翼體搖滾隨迎角的增加幅值增加，達(dá)到峰值后開始減??；

（4）隨著馬赫數(shù)增加，搖滾振幅峰值對應(yīng)迎角減小，形成極限環(huán)搖滾后隨馬赫數(shù)增加頻率而增加，減縮頻率在M＝0.5時存在峰值。

［1］Alain Pelletier.Dynamic behavior of an 80／65doubledelta wing in roll［R］.AIAA－98－4353.

［2］ERISSON L E.Wing rock generated by forbody vorteces［J］.J.Aircraft，1989，26（2）.

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［4］樊開導(dǎo).0.6m×0.6m 跨超聲速風(fēng)洞性能與使用CARDC－2［R］.1990.

［5］TRICKEY C M，EDWARDS J A，SHAW S.Experimental and computational assessment of the dynamic stability of a supersonic square section missile［R］.AIAA 2004－5454.

［6］袁先旭.非定常流動數(shù)值模擬及飛行器動態(tài)特性分析研究［D］.中國空氣動力研究與發(fā)展中心博士學(xué)位論文，2002.

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［8］劉偉，張涵信.細(xì)長機翼搖滾的數(shù)值模擬及物理特性分析［J］.力學(xué)學(xué)報，2005，37（4）：385－392.

陶 洋（1980－），男，湖北麻城人，博士。研究方向：非定常空氣動力學(xué)。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發(fā)展中心（621000）

Investigation on wing rock of wing－body configuration at high speed wind tunnel

TAO Yang，ZHAO Zhong－liang，YANG Hai－yong
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The free to roll test technique in high speed wind tunnel is presented in this paper，including test apparatus and test methods as well as data acquisition.A test investigation of the dynamic behavior of an wing－body configuration at high angle of attack was conducted.Dynamic motions were obtained on the wing－body configuration that was free to rotate about its longitudinal axis，different dynamic rolling motions were observed depending on the angle of attack of the model sting.Two dynamic regimes included damped oscillations，quasi－limit－cycle rock motion.The sweep－back angle of the wing－body configuration have significant influence on the dynamic behavior in roll.The amplitude of the wing rock is parabolic with the angle of attack，and with the increase of Mach number the biggest wing rock amplitude are restrained.

rock；wing－body configuration；high angle of attack；quasi－limit－cycle；high speed wind tunnel test

V211.3

A

1672－9897（2011）06－0045－04

2011－01－14；

2011－07－29

國家自然科學(xué)基金項目（10972233）