陶 洋，趙忠良，李 浩，楊海泳，李玉平

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點試驗室，四川 綿陽 621000）

0 引 言

大后掠機翼在大迎角飛行時由于滾轉阻尼下降、飛行器前體渦、側緣渦誘導、氣動力非線性、氣動力滯后和激波誘導的分離等都會誘發(fā)機翼搖滾（wing rock）或其他非指令的自激運動，同時由于縱橫向自由度的耦合，嚴重影響了飛機的安全性和操縱性，大大限制了飛行器的機動性和敏捷性發(fā)揮［1-3］。

本研究旨在加深現(xiàn)代飛機大迎角飛行時的滾轉特性及相應的流動機理的理解。用80°／65°雙三角翼模型作為現(xiàn)代飛機邊條翼加大后掠機翼構型的簡化模型。探索通過飛行器的定常／準定常氣動力數(shù)據(jù)對飛行器阻尼振幅衰減、機翼搖滾、分叉等滾轉特性預測的方法判據(jù)。

分別通過靜態(tài)測力試驗及動導數(shù)試驗獲得了雙三角翼模型在大迎角條件下的滾轉力矩特性以及動導數(shù)特性，從而對雙三角翼大迎角條件下的滾轉運動特性進行了預測，最后通過自由搖滾試驗對預測結果進行了驗證。

1 試驗設備和模型

1.1 風洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-23風洞中完成。FL-23風洞系試驗段橫截面為0.6m×0.6m 的半回流暫沖式跨聲速風洞。試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～4.5，馬赫數(shù)控制精度：±0.005。迎角范圍：-10°～50°，試驗段上下壁面為開孔率4.2%的60°斜孔壁，兩側為實壁［4］。

1.2 模型

雙三角翼模型試驗采用尾部支撐，利用中心體與天平連接，中心體外徑32mm。為了減輕結構重量及轉動慣量，雙三角翼模型為鋁質（LC4）材料加工，其底邊邊長200.88mm，厚度6mm。模型凈重0.807kg，體軸的搖滾主慣性矩為3.2×10-4kg·m2。具體模型參數(shù)見表1。

表1 雙三角翼模型主要參數(shù)Table 1 The key parameters of the double-delta wing models

1.3 其他設備

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，試驗數(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100K。模型在風洞中的安裝情況見圖2。

圖1 80°／65°雙三角翼示意圖Fig.1 The schematic of 80°／65°double-delta wing

滾轉動導數(shù)試驗裝置采用一臺110BC380B步進電機作動力，通過一個機械運動轉換機構，將電機的連續(xù)轉動轉換為尾支桿的滾轉振動運動，其振動角位移幅值為1.5°，電機轉速由計算機、STD 系統(tǒng)控制。動導數(shù)測試系統(tǒng)主要包括放大器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等，測試系統(tǒng)采用HP公司基于VXI總線結構的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該系統(tǒng)是完全并行的具有16位分辨率的8通道數(shù)據(jù)采集模板，其相位誤差小于0.1°，能夠為各種動導數(shù)試驗提供可靠的原始數(shù)據(jù)。

圖2 試驗風洞及模型Fig.2 The wind tunnel and the testing model

為了提高滾轉力矩測量精度，測力及動導數(shù)試驗采用小滾轉力矩量程的五分量天平測量（天平編號2N5-21A），天平量程見表2。

表2 五分量天平Table 2 The nominal loads of 5-components internal force balance

2 試驗結果與討論

2.1 測力試驗結果

測力試驗條件為馬赫數(shù)0.3，雷諾數(shù)為2.7×105，參考長度為中心體直徑。通過靜態(tài)測力試驗獲得了不同迎角下的靜態(tài)滾轉力矩系數(shù)，具體情況見圖3。從圖示可見，在迎角20°和25°時，φ=0°附近滾轉力矩對滾轉角的斜率為負，說明在φ=0°附近模型靜態(tài)穩(wěn)定，該點為模型的一個靜態(tài)平衡點或者搖滾的平衡點，即為一點吸引子或者極限環(huán)吸引子。當30°≤α≤35°時φ=0°附近滾轉力矩導數(shù)大于零，即靜導數(shù)大于零，所以在該滾轉角下模型不穩(wěn)定，在這些迎角條件下從滾轉力矩曲線上判斷，過零且斜率小于零的點為穩(wěn)定點，出現(xiàn)在φ=±15°附近，從而可以判斷在φ=±15°附近會出現(xiàn)側偏的平衡或者側滾。隨著迎角的增加，在38°≤α≤45°區(qū)間，整個滾轉角范圍內，只出現(xiàn)了一個穩(wěn)定的過零點即φ=0°，所以判斷該點為點吸引子或者極限環(huán)吸引子。

圖3 靜態(tài)測力滾轉力矩系數(shù)Fig.3 Static roll moment coefficients

2.2 動導數(shù)試驗結果

圖4給出了雙三角翼的動導數(shù)結果，從圖中可見，φ=0°時在迎角25°以下動導數(shù)均小于零，同時從前面的靜態(tài)測力結果可知在φ=0°處斜率小于零，說明在該狀態(tài)下模型動穩(wěn)定且靜穩(wěn)定，從而判斷模型在該處的穩(wěn)定形態(tài)為點吸引子。在迎角30°≤α≤35°附近，φ=0°時模型動穩(wěn)定但靜不穩(wěn)定，說明該點不是一個穩(wěn)定的平衡點，模型不能穩(wěn)定在該點或圍繞該點做極限環(huán)振動，α=40°時，φ=0°處的動導數(shù)大于零，同時從測力結果可知φ=0°處的斜率小于零，從而可以判斷φ=0°為該迎角條件下的一個極限環(huán)吸引子，會出現(xiàn)搖滾運動。

圖4 雙三角翼動導數(shù)（φ=0°）Fig.4 Dynamic stability derivative of double-delta wing

2.3 自由搖滾試驗

馬赫數(shù)0.3時，三角翼的滾轉特性隨迎角的變化明顯分為幾個區(qū)域，圖5為馬赫數(shù)0.3時雙三角翼的滾轉角隨時間的變化歷程。

在迎角小于30°之前，模型是靜穩(wěn)定的，在滾轉角0°附近小幅振蕩，引起振蕩的原因主要是氣流的不均勻。在迎角35°時形成具有兩個平衡位置的搖滾運動，平衡滾轉角位置分別位于±15°附近，在迎角40°形成繞0°平衡位置的搖滾運動，振幅在15°左右。這些狀態(tài)完全驗證了前面通過靜態(tài)測力結果與動導數(shù)試驗結果對運動形態(tài)的分析。驗證了預測方法的正確性。

圖5 M=0.3時滾轉運動的時間歷程Fig.5 Time histories of rolling for M=0.3

圖6給出了M=0.3時的相圖，形成搖滾后兩個典型的狀態(tài)。35°迎角相圖呈現(xiàn)蝴蝶狀，40°相圖呈準極限環(huán)振蕩。

圖6 M=0.3時滾轉運動的相圖Fig.6 Phase planes for M=0.3

3 結 論

通過研究得出以下結論：

（1）80°／65°雙三角翼模型隨迎角的增加，搖滾運動形態(tài)為靜穩(wěn)定，多平衡點搖滾，單平衡點搖滾；

（2）通過靜態(tài)氣動力及動導數(shù)試驗結果可以對雙三角翼模型的滾轉動態(tài)特性進行較好地預測，包括滾轉運動形態(tài)及對應的迎角范圍等，預測結果與自由滾轉試驗結果吻合良好。

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