楊 文，卜 忱，眭建軍

某復(fù)雜構(gòu)型飛機(jī)偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)非定常氣動(dòng)力特性實(shí)驗(yàn)研究

楊 文＊，卜 忱，眭建軍

（中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001）

摘要：在FL－8風(fēng)洞中設(shè)計(jì)并制造了一套雙自由度大幅振蕩實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，不僅能模擬飛機(jī)單自由度機(jī)動(dòng)歷程，還能實(shí)現(xiàn)模型繞體軸的偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)及俯仰－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)。本文通過(guò)適當(dāng)?shù)膶?shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)，基于運(yùn)動(dòng)時(shí)間歷程的影響分析，在振蕩平衡位置定量地研究耦合因素對(duì)偏航－滾轉(zhuǎn)耦合振蕩運(yùn)動(dòng)中非定常氣動(dòng)力特性的影響。結(jié)果表明，當(dāng)振蕩運(yùn)動(dòng)平衡位置迎角遠(yuǎn)小于失速迎角時(shí)，偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)力等于單自由度運(yùn)動(dòng)相應(yīng)氣動(dòng)力的線性疊加，平衡位置迎角在失速迎角附近時(shí)，非定常氣動(dòng)特性受耦合因素影響顯著，而平衡位置迎角在遠(yuǎn)大于失速迎角時(shí)，非定常氣動(dòng)特性受耦合因素影響變小，但仍然較大。
關(guān)鍵詞：FL－8風(fēng)洞；大振幅；非定常氣動(dòng)力；時(shí)間歷程；耦合振蕩
中圖分類號(hào)：V211.71文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

0 引 言

飛機(jī)大迎角下的高機(jī)動(dòng)性是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的一項(xiàng)重要戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)，這就要求飛機(jī)設(shè)計(jì)人員能夠提供足夠準(zhǔn)確的大迎角機(jī)動(dòng)飛行中的非定?？諝鈩?dòng)力數(shù)據(jù)。由于飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行的運(yùn)動(dòng)過(guò)程很復(fù)雜，在風(fēng)洞中準(zhǔn)確模擬飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行并測(cè)量其氣動(dòng)力顯得十分重要。對(duì)于簡(jiǎn)單的機(jī)動(dòng)飛行，如眼鏡蛇機(jī)動(dòng)［1－2］、機(jī)翼?yè)u滾［3－4］等，風(fēng)洞模擬相對(duì)容易，目前國(guó)內(nèi)外許多風(fēng)洞已經(jīng)設(shè)計(jì)了實(shí)驗(yàn)裝置并進(jìn)行了一系列的實(shí)驗(yàn)［5－8］。而對(duì)于復(fù)雜的機(jī)動(dòng)飛行，如Herbst機(jī)動(dòng)［9］等，飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下為同時(shí)繞幾個(gè)軸的耦合運(yùn)動(dòng)。實(shí)際上，Herbst機(jī)動(dòng)就是飛機(jī)在快速拉起到大迎角時(shí)進(jìn)行無(wú)側(cè)滑或小側(cè)滑狀態(tài)下的偏航與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，這類機(jī)動(dòng)飛行方式很有實(shí)戰(zhàn)意義。事實(shí)上，有些飛行力學(xué)的研究者也提出了同樣的研究課題，例如美國(guó)的Zhongjun W［10］等人在F－16XL飛機(jī)的飛行特性模擬計(jì)算與飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比時(shí)，提出了需要獲得橫航向耦合運(yùn)動(dòng)非定?？諝鈩?dòng)力參數(shù)的必要性。在國(guó)內(nèi)，南京航空航天大學(xué)的黃達(dá)［11－12］等人在偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的非定常氣動(dòng)力特性研究中做了大量卓有成效的工作，在這些文獻(xiàn)中主要定性地研究了耦合運(yùn)動(dòng)與單自由度運(yùn)動(dòng)的遲滯特性的異同。本文將在此研究的基礎(chǔ)上，從單自由度的氣動(dòng)力時(shí)間歷程效應(yīng)分析出發(fā)，通過(guò)適當(dāng)?shù)膶?shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，嘗試在耦合運(yùn)動(dòng)和單自由度運(yùn)動(dòng)的各狀態(tài)變量一致的情況下，定量地研究耦合特性的具體影響量，并得到更加可靠的結(jié)論，為耦合運(yùn)動(dòng)的非定常氣動(dòng)力建模提供依據(jù)。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1雙自由度大幅振蕩機(jī)構(gòu)

本次實(shí)驗(yàn)是在中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL－8回流式閉口低速風(fēng)洞中進(jìn)行的，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)5.5m，截面尺寸3.5m×2.5m，空風(fēng)洞最大風(fēng)速72m／s。動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)為新改造設(shè)計(jì)的雙自由度大幅振蕩實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。圖1為雙自由度振蕩系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，模型正裝時(shí)液壓馬達(dá)驅(qū)動(dòng)彎刀使模型做俯仰運(yùn)動(dòng)，而當(dāng)模型側(cè)裝時(shí)即可實(shí)現(xiàn)偏航振蕩運(yùn)動(dòng)，伺服電機(jī)能夠驅(qū)動(dòng)模型做滾轉(zhuǎn)振蕩，運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，模型的實(shí)際迎角和側(cè)滑角可以通過(guò)機(jī)構(gòu)角轉(zhuǎn)換得到。

式中：θ為平臺(tái)轉(zhuǎn)盤角，φ為大彎刀轉(zhuǎn)角，而是尾撐支桿滾轉(zhuǎn)角。圖2為某飛機(jī)大幅振蕩實(shí)驗(yàn)照片，模型采用尾撐。

圖1 雙自由度振蕩系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of coupling oscillation system

圖2 大幅振蕩實(shí)驗(yàn)照片F(xiàn)ig.2 Picture for large amplitude oscillation test

1.2測(cè)控系統(tǒng)及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)采用動(dòng)態(tài)專用六分量?jī)?nèi)式天平，天平測(cè)得的電信號(hào)由FL－8風(fēng)洞VXI采集系統(tǒng)采集，數(shù)字信號(hào)由工控機(jī)處理，實(shí)驗(yàn)原始數(shù)據(jù)由大幅振蕩實(shí)驗(yàn)處理程序處理成體軸六分量系數(shù)。動(dòng)態(tài)濾波采用傅里葉變換數(shù)字濾波器，實(shí)驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)可以實(shí)時(shí)顯示曲線。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果和分析

2.1時(shí)間歷程影響研究

考慮到模型在大振幅強(qiáng)迫振蕩時(shí)，其姿態(tài)角及角速率始終在變化中，為了獲得單純的時(shí)間歷程影響，需保證這些狀態(tài)變量都一致，而僅僅運(yùn)動(dòng)歷程不同?，F(xiàn)以單自由度滾轉(zhuǎn)振蕩的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為例加以說(shuō)明。為了研究時(shí)間歷程的影響，本文進(jìn)行了表1中所描述狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)，需要說(shuō)明的是表1中分別在10°、20°、30°及40°共4個(gè)振蕩平衡位置迎角處各自進(jìn)行4個(gè)不同振幅和頻率的振蕩實(shí)驗(yàn)，總共有16次實(shí)驗(yàn)。從表1可知，在每個(gè)振蕩平衡位置迎角處，不同振幅、頻率組合狀態(tài)下，迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角及滾轉(zhuǎn)角速度等位移和運(yùn)動(dòng)速度變量均相同，唯一不同的是其前一時(shí)間段位移和運(yùn)動(dòng)速度，即時(shí)間歷程不同，因而模型在振蕩平衡位置處的前一時(shí)刻氣動(dòng)力特性不同?；诖?，通過(guò)分析各振蕩平衡位置迎角處不同運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的氣動(dòng)力特性差異就可以研究在不同迎角范圍氣動(dòng)力的時(shí)間歷程影響。圖3～6給出了不同振蕩平衡位置迎角處的時(shí)間歷程影響實(shí)驗(yàn)結(jié)果。在圖3和4中，靜態(tài)氣動(dòng)力系數(shù)曲線基本在動(dòng)態(tài)遲滯環(huán)中間，且隨著位移向平衡位置靠近，非定常氣動(dòng)力增量逐漸變大，且各運(yùn)動(dòng)狀態(tài)在振蕩平衡位置處非定常氣動(dòng)力增量基本相等，又因?yàn)槠胶馕恢锰幐鬟\(yùn)動(dòng)狀態(tài)的位移和運(yùn)動(dòng)速度矢量相同，因此，在小迎角時(shí)滾轉(zhuǎn)振蕩運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程影響較小。這可能是因?yàn)樵谛∮窍?，雖然左右機(jī)翼翼面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化相對(duì)于翼面本身的運(yùn)動(dòng)仍然存在遲滯現(xiàn)象，但對(duì)于前機(jī)身帶邊條翼的戰(zhàn)斗機(jī)布局在較小迎角處流場(chǎng)始終是脫體渦結(jié)構(gòu)，沒(méi)有出現(xiàn)渦的破裂，因而非定常氣動(dòng)力增量?jī)H是角速度引起的，并不會(huì)出現(xiàn)非線性遲滯增量，所以在振蕩平衡位置處滾轉(zhuǎn)角速度相同時(shí)時(shí)間歷程的影響較小。然而，如圖5和6所示，振蕩平衡位置迎角在30°和40°時(shí)，靜態(tài)氣動(dòng)力曲線并不在動(dòng)態(tài)遲滯環(huán)中間，甚至跳出了遲滯環(huán)。且各運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，非定常氣動(dòng)力增量差值明顯，又因?yàn)槠胶馕恢锰幬灰坪瓦\(yùn)動(dòng)速度等變量相同，因而時(shí)間歷程對(duì)氣動(dòng)特性的影響顯著增大。原因可能是：30°迎角后，在大幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中，左右機(jī)翼的當(dāng)?shù)赜强缍容^大且經(jīng)過(guò)失速迎角區(qū)域，此時(shí)機(jī)翼表面流場(chǎng)不僅相對(duì)于翼表本身運(yùn)動(dòng)遲滯，而且流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也在發(fā)生變化，這種脫體渦的破裂與再附的遲滯將會(huì)引起極大的非線性非定常氣動(dòng)力增量。需要說(shuō)明的是，圖6中由于各狀態(tài)下的氣動(dòng)力遲滯環(huán)出現(xiàn)交叉，因而振蕩平衡位置處非定常氣動(dòng)力增量的差別沒(méi)有圖5中明顯，但由于各自交叉次數(shù)不同，在振蕩平衡位置處遲滯環(huán)方向就不同，即滾轉(zhuǎn)阻尼特性不同，說(shuō)明此時(shí)運(yùn)動(dòng)歷程的影響可能更復(fù)雜。

表1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)Table 1 Experimental parameters

圖3 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)在平衡位置為迎角10°時(shí)的時(shí)間歷程影響Fig.3 The time history influence at equilibrium position ofα＝10°for roll oscillation

圖4 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)在平衡位置為迎角20°時(shí)的時(shí)間歷程影響Fig.4 The time history influence at equilibrium position ofα＝20°for roll oscillation

圖5 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)在平衡位置為迎角30°時(shí)的時(shí)間歷程影響Fig.5 The time history influence at equilibrium position ofα＝30°for roll oscillation

圖6 滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)在平衡位置為迎角40°時(shí)的時(shí)間歷程影響Fig.6 The time history influence at equilibrium position ofα＝40°for roll oscillation

偏航振蕩運(yùn)動(dòng)和耦合運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程影響和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)類似，如圖7所示，給出了偏航振蕩運(yùn)動(dòng)在振蕩平衡位置迎角30°時(shí)的歷程影響曲線。

圖7 偏航振蕩運(yùn)動(dòng)在平衡位置為迎角30°時(shí)的時(shí)間歷程影響Fig.7 The time history influence at equilibrium position ofα＝30°for yaw oscillation

2.2雙自由度運(yùn)動(dòng)中耦合因素影響研究

本次實(shí)驗(yàn)在模型振蕩平衡迎角0°～90°范圍內(nèi)開(kāi)展研究，單自由度滾轉(zhuǎn)振蕩、偏航振蕩及偏航－滾轉(zhuǎn)耦合振蕩的振幅均為40°、頻率相同，這樣在振蕩平衡位置處耦合運(yùn)動(dòng)與相應(yīng)的單自由度運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)變量相同，不同的是時(shí)間歷程和耦合因素，表2給出了各振蕩模態(tài)的實(shí)驗(yàn)參數(shù)變量，2.1節(jié)已經(jīng)分析了各運(yùn)動(dòng)模態(tài)的時(shí)間歷程影響，現(xiàn)只需對(duì)比耦合運(yùn)動(dòng)與單自由度運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力，便可比較直觀地研究雙自由度運(yùn)動(dòng)中耦合因素的影響。

表2 實(shí)驗(yàn)參數(shù)Table 2 Experimental parameters

先引入幾個(gè)簡(jiǎn)單的氣動(dòng)力模型表達(dá)式并以滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為例加以說(shuō)明。忽略角加速度的影響，僅考慮迎角α、側(cè)滑角β、側(cè)滑角速率β·及滾轉(zhuǎn)角速度p和偏航角速度r的影響。單自由度滾轉(zhuǎn)振蕩時(shí)，將振蕩平衡位置的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)分解為靜態(tài)氣動(dòng)力矩及由滾轉(zhuǎn)角速度和側(cè)滑角速率β·引起的增量；而單自由度偏航振蕩時(shí)，相應(yīng)地分解為靜態(tài)氣動(dòng)力矩及由偏航角速度r和側(cè)滑角速率β·引起的增量。不論是單自由度滾轉(zhuǎn)振蕩，還是單自由度偏航振蕩，其β·不是獨(dú)立的，且分別和p、r相關(guān)，在振蕩運(yùn)動(dòng)的平衡位置處相關(guān)公式如下：

公式（6）中β·C表征耦合振蕩平衡位置處的側(cè)滑角速率，對(duì)公式（1）中的第2式求導(dǎo)可得：

在耦合振蕩運(yùn)動(dòng)的平衡位置處，β＝0、＝0且φ＝0，則公式（7）簡(jiǎn)化為：

從公式（8）中可知，在振蕩平衡位置處，耦合運(yùn)動(dòng)的側(cè)滑角速率等于各單自由度振蕩運(yùn)動(dòng)側(cè)滑角速率的線性疊加。在耦合運(yùn)動(dòng)的平衡位置處，繞體軸的角速度p、r及側(cè)滑角速率β·均等于單自由度相應(yīng)變量的線性疊加。

若耦合振蕩氣動(dòng)力特性也是線性疊加的，則振蕩平衡位置的滾轉(zhuǎn)力矩元表達(dá)式如下：

單自由度及耦合振蕩運(yùn)動(dòng)的平衡位置姿態(tài)角α和β相同，則Cl0（α，β）理論上應(yīng)該相等，這里令：

比較表達(dá)式（6）和（9）中該滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)差量ΔCl隨迎角α的變化規(guī)律。實(shí)驗(yàn)結(jié)果在圖8（a）中給出。

圖8 耦合運(yùn)動(dòng)與單自由度疊加氣動(dòng)力特性比較Fig.8 Comparison of unsteady aerodynamic between coupling movement and sum of single degree of freedom movements

圖8 （a）中對(duì)應(yīng)的各模態(tài)振蕩頻率均為0.6Hz且振幅為40°時(shí)，圖中橫坐標(biāo)的迎角是各振蕩運(yùn)動(dòng)平衡位置處的迎角。在20°迎角前，耦合運(yùn)動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)幾乎等于單自由度運(yùn)動(dòng)相應(yīng)系數(shù)的線性疊加，由前時(shí)間歷程的影響分析可知，在此迎角范圍內(nèi)，不同歷程的影響較小。因此，在小迎角時(shí)，對(duì)于偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，耦合因素并沒(méi)有帶來(lái)滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力系數(shù)的變化。這可能是因?yàn)椋涸谛∮邱詈线\(yùn)動(dòng)過(guò)程中，左右機(jī)翼的當(dāng)?shù)赜强缍炔淮?，翼面的脫體渦流雖然相對(duì)于運(yùn)動(dòng)本身有遲滯，但流場(chǎng)結(jié)構(gòu)并沒(méi)有發(fā)生變化，這時(shí)氣動(dòng)力動(dòng)態(tài)增量?jī)H僅與位移矢量和運(yùn)動(dòng)速度相關(guān)，在振蕩平衡位置處，耦合運(yùn)動(dòng)的位置矢量和速度矢量等于各單自由度運(yùn)動(dòng)的線性疊加，因而滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力模型完全可以分解成相應(yīng)的單自由度運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力模型的線性疊加。當(dāng)迎角達(dá)到20°后，隨著迎角的增加，耦合運(yùn)動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量與單自由度運(yùn)動(dòng)疊加的差值愈來(lái)愈大，在30°～35°迎角附近，耦合運(yùn)動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)態(tài)增量大小與相應(yīng)單自由度運(yùn)動(dòng)疊加相差最大。這可能是因?yàn)椋赫袷幤胶馕恢糜沁_(dá)到30°后，在耦合運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，左右機(jī)翼當(dāng)?shù)赜窃谑儆歉浇兓?，其表面渦流結(jié)構(gòu)在后緣處出現(xiàn)渦破裂，這種渦的破裂和再附的遲滯將帶來(lái)極大的非定常氣動(dòng)力增量，且該增量不僅與飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)位置矢量和速度矢量相關(guān)，還和時(shí)間歷程及耦合因素緊密相關(guān)，因而即使在振蕩平衡位置處耦合運(yùn)動(dòng)和各單自由度運(yùn)動(dòng)的位置矢量、速度矢量相等，其非定常氣動(dòng)力增量仍然存在較大差值。上述分析說(shuō)明，在失速迎角附近的中等迎角處，由于其時(shí)間歷程及耦合特性影響顯著，耦合運(yùn)動(dòng)已經(jīng)不能簡(jiǎn)單地分解成相應(yīng)的單自由度運(yùn)動(dòng)疊加。因此，此時(shí)在建立非定常氣動(dòng)力模型時(shí)不僅僅需要考慮各單自由度運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)力模型，還需要添加耦合項(xiàng)的綜合影響。迎角40°后，隨著迎角的增加，耦合運(yùn)動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)態(tài)增量大小與相應(yīng)單自由度運(yùn)動(dòng)疊加的差值雖有變小，但仍然較大，特別是當(dāng)迎角達(dá)到60°后趨于一個(gè)穩(wěn)定差值。這說(shuō)明在遠(yuǎn)超失速迎角的范圍，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程及耦合特性影響仍然較大。圖8（b）和（c）中描述的偏航力矩系數(shù)與側(cè)力系數(shù)的變化規(guī)律和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)類似。

3 結(jié) 論

本文的研究結(jié)論主要有以下2點(diǎn)：

（1）對(duì)于單自由度滾轉(zhuǎn)振蕩，小迎角時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩受時(shí)間歷程影響較小。因此，此時(shí)的氣動(dòng)力模型只需考慮飛機(jī)的瞬時(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變量；而在30°迎角后，其受時(shí)間歷程的影響顯著。單自由度偏航振蕩，其時(shí)間歷程的影響規(guī)律類似。

（2）在20°迎角前，耦合運(yùn)動(dòng)橫航向力矩模型完全可以分解成相應(yīng)的單自由度運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)力模型的線性疊加；在失速附近的中等迎角區(qū)域，運(yùn)動(dòng)耦合及時(shí)間歷程對(duì)力矩特性影響顯著；而在60°后的大迎角區(qū)域，耦合的影響雖然減小，但仍然很大。

本文雖然對(duì)偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)非定常氣動(dòng)力增量與各單自由度運(yùn)動(dòng)的增量線性疊加進(jìn)行了比較，并分析了可能的原因，但也僅僅是氣動(dòng)力結(jié)果，下一步工作還需對(duì)耦合運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)機(jī)理開(kāi)展研究，特別是渦破裂點(diǎn)的變化規(guī)律研究。

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Investigation of the unsteady aerodynamic characteristics of a fighter with complex configuration undergoing yaw－roll coupling oscillation motion

Yang Wen＊，Bu Chen，Sui Jianjun
（Aerodynamics Research Institute of Aviation Industry Corporation of China，Harbin 150001，China）

A new set of double degree of freedom in volatile test system is designed and constructed in FL－8wind tunnel.The test apparatus can not only simulate aircraft′s single degree of freedom maneuver，but also realize yaw－roll coupling movement and pitch－roll coupling movement around the body axis.This paper introduces the experimental project in detail and conducts research into the time history influence when the model is maneuvering.Afterwards the influence of the coupling factor on the unsteady aerodynamic characteristics undergoing yaw－roll coupling oscillation motion is analyzed quantitatively at the oscillation equilibrium position.The results indicate that the unsteady aerodynamic gained undergoing yaw－roll coupling oscillation motion is equal to the linear superposition of the unsteady aerodynamic gained in the test of single yaw and roll motions when the angle of attack at the equilibrium position is less than the stall angle of attack.The influence of the coupling factor on the unsteady aerodynamic is remarkable near the stall angle of attack.The influence of the coupling factor on the unsteady aerodynamic is weak when the angle of attack at the equilibrium position is much greater than the stall angle of attack.

FL－8wind tunnel；large amplitude；unsteady aerodynamic；time history；coupling oscillation

（編輯：張巧蕓）

1672－9897（2016）03－0061－05

10.11729／syltlx20150104

2015－07－30；

2015－12－18

＊通信作者E－mail：yangwen19860804＠163.com

Yang W，Bu C，Sui J J.Investigation of the unsteady aerodynamic characteristics of a fighter with complex configuration undergoing yawroll coupling oscillation motion.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：61－65.楊文，卜忱，眭建軍.某復(fù)雜構(gòu)型飛機(jī)偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)非定常氣動(dòng)力特性實(shí)驗(yàn)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（3）：61－65.

楊文（1986－），男，湖南常德人，碩士，工程師。研究方向：風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)及非定常氣動(dòng)力建模。通信地址：黑龍江省哈爾濱市88號(hào)信箱（150001）。E－mail：yangwen1986 0804＠163.com