李其暢，趙忠良，楊海泳，李玉平，馬 上，史曉軍

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

邊條翼和近距鴨翼布局模型動態(tài)氣動特性分析

李其暢＊，趙忠良，楊海泳，李玉平，馬 上，史曉軍

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

針對邊條翼與近距鴨翼這兩類典型戰(zhàn)斗機布局模型，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-24風洞進行了大振幅俯仰動態(tài)試驗與模型自由搖滾試驗，并對比分析了邊條翼與近距鴨翼布局模型高速大迎角的動態(tài)氣動特性。結果表明：邊條翼模型縱向動態(tài)特性明顯優(yōu)于近距鴨翼模型，尤其是俯仰力矩遲滯效應更強；近距鴨翼模型在攻角26°～45°區(qū)間出現了較大的滾轉力矩，容易誘發(fā)搖滾運動；最后，通過自由搖滾試驗驗證了俯仰動態(tài)試驗分析結論，即近距鴨翼模型在迎角大于30°后出現了極限環(huán)搖滾現象。

風洞試驗；邊條機翼；近距鴨翼；俯仰；非定常空氣動力

0 引 言

良好的大迎角機動性能已是現代戰(zhàn)斗機的基本要求。改善大迎角機動性主要從兩個方面努力：一是提高最大升力系數，減少誘導阻力和擴大抖振邊界；二是改善大迎角飛行品質，使飛機具有抗失速和抗尾旋性能?，F代戰(zhàn)斗機一般采用中等或大后掠角且相對厚度很小的機翼，而且機頭也很細長。這類飛機的特點是在不大的迎角時即發(fā)生分離，而且為旋渦流型。如何利用分離旋渦空氣動力特性已經是新一代戰(zhàn)斗機氣動布局設計的一項重要課題，并且得到了廣泛的應用，取得了很大的效果。邊條機翼和近距鴨式布局是典型代表［1-6］。

對于邊條機翼布局，大后掠的細長翼在很小的迎角時氣流就自前緣分離形成旋渦，這種分離旋渦是非常穩(wěn)定的，而且隨著迎角增大其強度不斷增加，產生較大的渦升力。但細長機翼的低速性能不好，阻力大，起飛、著陸性能差。著眼于利用細長機翼的旋渦流動，20世紀70年代出現邊條機翼的氣動布局。在機翼前方加一細長的邊條，邊條在大迎角時大幅度地提高全機的升力并減小了阻力，這是邊條渦本身的增升及與其后機翼流場有利干擾的結果。邊條機翼氣動布局是旋渦空氣動力學應用取得極大成就的典型例子。美國、前蘇聯和中國的戰(zhàn)機如F-16、F-18、米格-29、Su-27和J11等均采用邊條機翼的布局。就近距鴨式布局來說，在20世紀60年代，瑞典的SAAB-37戰(zhàn)斗機采用近距鴨式布局，成功地將旋渦空氣動力學應用在飛機設計上，這種布局的最大特點是大后掠角的鴨面渦與機翼的流動產生有利干擾，推遲機翼分離，增加大迎角升力，減小阻力，對提高機動性有明顯的好處。在此以后，世界各國都對近距鴨式布局進行了廣泛的研究，主要圍繞充分發(fā)揮旋渦型的優(yōu)點和抑制它的缺點，均取得巨大的成功。瑞典、法國、美國、以色列和中國的戰(zhàn)機如SAAB-37、JAS-39、幻影2000、Rafale、EAF、X-29、LAVI和J10等均采用近距鴨式機翼的布局。

“機翼搖滾”是自三代飛機氣動設計以來所面臨的又一個重要的非定常氣動力問題之一。由于繞流的非對稱所導致的機翼搖滾成為空氣動力學研究的重點問題之一。自20世紀80年代以來，國內外空氣動力學界對以三角翼為代表的動態(tài)氣動特性進行了研究，得到了一些認識，但主要集中在低速范圍［7-16］。關于高速條件下的飛機模型的動態(tài)試驗研究的結果見諸文獻報道的較少。高速條件下，邊條機翼布局、近距鴨式機翼布局飛機模型的俯仰、搖滾運動的動態(tài)氣動特性，也是人們關心的重要問題之一。

為了研究邊條翼和近距鴨翼布局的動態(tài)特性，探索其動態(tài)氣動特性之間的差異，分析其動態(tài)品質特性，并為改進優(yōu)化布局設計和操縱控制措施提供技術支撐，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）的FL-24風洞開展了邊條機翼布局、近距鴨式機翼布局飛機模型［17-18］的大迎角俯仰振蕩動態(tài)特性對比研究試驗，并對試驗結果進行了初步分析。

1 模型和試驗設備

1.1 模型

試驗研究所選取的模型為簡化的邊條翼布局模型（圖1）、鴨翼布局模型（圖2）和70°三角翼模型［19］（圖3）。其中邊條翼與鴨翼布局模型幾何參數相當，見圖4。70°三角翼模型用于試驗驗證，其下表面前緣均削尖，為25°楔角，并有一個鼓包，以便安裝測力天平。模型的投影面積與風洞橫截面積之比不超過1.2%。

圖1 邊條翼布局飛機模型示意圖Fig.1 Model of hinged strake-wing

圖2 鴨式布局飛機模型示意圖Fig.2 Model of close-coupled wing-canard

圖3 70°三角翼模型簡圖Fig.3 Model of 70-dge delta wing

圖4 邊條和鴨式布局對比模型簡圖Fig.4 Sketch of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard models

1.2 俯仰振蕩機構

為實現模型的大振幅快速俯仰振蕩運動，在CARDC的FL-24風洞研制了專用的動態(tài)失速機構和機構運動的控制系統(tǒng)。試驗裝置由變頻器控制電機驅動，通過皮帶輪帶動飛輪轉動。由偏心輪、推桿和轉窗組成四連桿運動系統(tǒng)，將飛輪轉動變?yōu)閮韧獯巴降耐嫡袷?。在內轉窗上的π形支架與轉窗同步運動。π形支架上安裝有天平并以尾支撐形式支撐模型，使模型進行純俯仰振蕩運動。機構運動精度在3%以內。FL-24風洞動態(tài)失速機構的主要技術參數為：平均迎角am分別為15°、30°和45°；振幅aa為1°、5°、10°、15°、20°、25°和30°；振蕩頻率：1～10Hz可調。

1.3 自由搖滾機構

模型迎角由大迎角單支臂尾撐裝置帶動，最大迎角可達43°。通過電磁離合器，模型的初始釋放滾轉角可任意給定，可以研究初始滾轉角對模型搖滾的影響。模型的滾轉角通過編碼器測量，得到不同條件下模型的滾轉運動形態(tài)。試驗方法為首先調節(jié)好模型滾轉角位置，然后鎖定電磁離合器，等風洞啟動后模型走到預定迎角、且流場穩(wěn)定后釋放電磁離合器，由編碼器記錄模型的搖滾運動的時間歷程。

1.4 測量控制與數據處理系統(tǒng)

俯仰振蕩試驗技術在使用風洞的測量控制處理系統(tǒng)的同時，還使用了專門研制的動態(tài)失速測控系統(tǒng)，以完成試驗中的振動控制、采樣控制和各種試驗數據的測量、檢測和數據處理。測得的全部電信號先經過多通道高精度放大器和低通濾波，再由采樣控制系統(tǒng)控制所有的通道，同步采樣和A/D轉換。根據數字濾波后的數字序列進行氣動載荷計算。在計算時使用“有風-無風”方式扣除慣性和阻尼影響，求得各瞬時的氣動系數，然后再用若干周期的氣動系數進行總體平均，得出最終結果。

1.5 標模驗證

為了考核試驗的可靠性，采用70°三角翼模型進行了驗證試驗，圖5給出了2003年3月、2009年7月、2010年8月和2014年5月的動態(tài)重復性對比試驗結果，試驗條件為M＝0.40、減縮頻率Str＝0.0133，αa＝αm＝30°。從圖5的CN和Cm曲線比較可以得到：在試驗條件下，不同期試驗結果具有較好的一致性，風洞及動態(tài)試驗系統(tǒng)工作正常。需要說明的是，2003年進行動態(tài)試驗的洞體條件為常規(guī)試驗段（上下壁板為開孔壁板）、2009年以后的洞體條件為上下開槽壁板驗段；2003年進行動態(tài)試驗所采用3N3-36動態(tài)天平測量模型氣動力，2009年以后試驗的模型動態(tài)氣動力采用的3N5-28A內式五分量動態(tài)天平測量。

圖5 70°三角翼重復性試驗結果Fig.5 Results repeatitive experiments of 70°delta wing

2 試驗結果與討論

2.1 邊條翼、近距鴨翼布局模型縱向動態(tài)氣動特性

圖6給出了試驗條件為M＝0.40、Str＝0.013 90、0.013 04和M＝0.60、Str＝0.009 17、0.017 18試驗條件下，αa＝30°和αm＝30°時邊條機翼模型、近距耦合鴨翼模型的縱向動態(tài)氣動特性試驗結果。CN～α曲線表明，邊條翼布局飛機模型在試驗迎角0°～60°范圍均表現為明顯的氣動力“遲滯”特性，且相應Cm～α曲線的“遲滯”特征較為明顯，即產生的動態(tài)響應較為強烈。相比較而言，近距耦合鴨翼模型的CN～α曲線只在迎角20°～60°范圍表現為法向力“遲滯”，而Cm～α曲線的“遲滯”特征不明顯，且呈縱向靜不穩(wěn)定或臨界穩(wěn)定。同時，邊條機翼模型在迎角約0°～10°范圍、40°～50°范圍表現為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，在迎角約10°～40°范圍表現為靜穩(wěn)定狀態(tài)。

邊條翼和近距鴨翼布局都是戰(zhàn)斗機在總體布局設計上成功利用旋渦空氣動力的典型例子，且在現役戰(zhàn)機上的應用取得了較大的成功。但是，在邊條翼與鴨翼兩者幾何參數相當且來流條件相同的情況下，邊條翼和近距鴨翼的作用和氣動效率還是存在一定的差異。就本項試驗研究模型而言，在試驗迎角范圍內，邊條翼布局由于邊條渦與機翼渦產生有利干擾得到加強，邊條與機身頭部向下，邊條的上洗作用更為明顯，表現為法向力曲線的斜率高，CNmax值較大，達到CNmax值的迎角也較大，表明邊條渦在機翼后緣破裂時的迎角較大。

2.2 邊條翼、近距鴨翼布局模型橫向動態(tài)氣動特性

在俯仰動態(tài)試驗過程中，采用了五分量天平獲得了模型的橫向氣動特性。圖7給出了邊條翼模型、近距耦合鴨翼模型的橫向動態(tài)氣動特性試驗結果。曲線表明在試驗條件下，近距鴨翼模型在迎角26°～45°區(qū)間出現較大滾轉力矩，可能誘發(fā)模型的搖滾運動，且Cl～α曲線、Cn～α曲線與Cy～α曲線均呈較為明顯的非線性變化特征。而邊條翼模型在30°迎角以后呈現非對稱的側向力，在40°迎角以后呈現非對稱的偏航力矩，其滾轉力矩的量值較近距鴨翼模型的要小，表明邊條翼對非對稱渦流的抑制作用要優(yōu)于近距鴨翼布局。

2.3 自由搖滾特性試驗結果

為了驗證俯仰動態(tài)特性試驗的結果，對邊條翼和近距鴨翼布局模型還進行了自由搖滾特性試驗研究。

圖8、圖9為M＝0.40時近距鴨翼布局模型與邊條翼布局模型的自由搖滾時間歷程曲線。需要說明的是，俯仰動態(tài)試驗與自由搖滾試驗所用模型相同，在進行模型自由搖滾試驗時，將兩個模型均進行配重，將模型的質心調整到模型的軸線上，搖滾試驗時模型軸線與支桿軸線是重合的。

圖8顯示近距鴨翼模型在迎角32°～45°出現較為明顯的等幅自由搖滾運動，其振蕩幅度大約近30°，即出現了振幅約為30°的準極限環(huán)振蕩。而圖9給出的邊條翼模型搖滾特性時間歷程在迎角范圍內無明顯的搖滾或者側偏、側滾發(fā)生，只是在個別迎角發(fā)生圍繞γ0≈0°的微震，說明邊條翼有效抑制了大攻角非對稱特性，沒有出現準極限環(huán)振蕩。

通過以上俯仰動態(tài)試驗和自由搖滾試驗結果的對比分析，表明兩種試驗結果是一致的。

圖6 模型縱向動態(tài)試驗結果Fig.6 Longitudinal dynamic results of models

圖7 模型橫向動態(tài)試驗結果Fig.7 Horizontal dynamic results of models

圖8 近距鴨翼模型自由搖滾特性時間歷程Fig.8 Time course on free-to-roll of close-coupled wing-canard model

圖9 邊條翼模型自由搖滾特性時間歷程Fig.9 Time course on free-to-roll of hinged strake-wing model

3 結 論

通過對比研究邊條翼與近距鴨翼布局模型大振幅俯仰動態(tài)試驗與模型自由搖滾試驗結果，在試驗條件下，可得出如下結論：

（1）邊條翼模型縱向動態(tài)特性明顯優(yōu)于近距鴨翼模型，尤其是俯仰力矩遲滯效應更強；

（2）近距鴨翼模型在迎角26°～45°區(qū)間出現了較大的滾轉力矩，容易誘發(fā)搖滾運動；

（3）自由搖滾試驗結果表明近距鴨翼模型在迎角大于30°后出現了極限環(huán)搖滾現象，驗證了俯仰動態(tài)試驗結果的分析結論。

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［17］李玉平.邊條翼布局飛機模型設計圖紙［R］.綿陽：中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2011，3.

［18］李玉平.近距鴨翼布局飛機模型設計圖紙［R］.綿陽：中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2011，4.

Dynamic characteristics of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard configuration fighter models

Li Qichang，Zhao Zhongliang，Yang Haiyong，Li Yuping，Ma Shang，Shi Xiaojun
（HighSpeedAerodynamicInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000，China）

The pitching oscillation with large amplitude dynamic test and free-to-roll test on two typical fighter configuration models of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard are conducted in FL-24wind tunnel of China Aerodynamic Research and Development Center（CARDC）.An analysis of the dynamic aerodynamic characteristics of hinged strake-wing model and close-coupled wing-canard configuration is made at high angles of attack.The results show that the longitudinal dynamic characteristic of hinged strake-wing model is obviously better than that of the close-coupled wing-canard model.Especially，the pitching moment hysteresis effect of hinged strake-wing model is stronger.Meanwhile，the roll moment of canard wing model is large at the range of attack angles from 26°to 45°.It means that close-coupled wing-canard model is induced rock more easily.Finally free-to-roll experiment is carried on.The experiment results show the limit cycle rock phenomenon of the canard model appears in the angle of attack greater than 30°degrees，so the analysis conclusions of the longitudinal dynamic test have been validated.

wind tunnel test；hinged strake-wing；close-coupled wing-canard；pitching；unsteady aerodynamic

V213.7

：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2015.0029

0258-1825（2015）02-0178-05

2015-02-11；

：2015-03-23

國家自然基金（91216203）

李其暢＊（1966-），男，湖北大悟人，副研究員，研究方向：試驗空氣動力學.E-mail：liqichangsc＠sohu.com

李其暢，趙忠良，楊海泳，等.邊條翼和近距鴨翼布局模型動態(tài)氣動特性分析［J］.空氣動力學學報，2015，33（2）：178-182.

10.7638/kqdlxxb-2015.0029 Li Q C，Zhao Z L，Yang H Y，et al.Dynamic characteristics of hinged strake-wing and closecoupled wing-canard configuration fighter models［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（2）：178-182.