魏德宸， 史志偉， 耿璽， 劉超， 昂海松

南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京 210016

鴨式布局飛行器的翼體搖滾特性風(fēng)洞試驗(yàn)

魏德宸， 史志偉*， 耿璽， 劉超， 昂海松

南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京 210016

為研究鴨式布局飛行器搖滾特性，設(shè)計(jì)了一種包括鴨翼、脊型前體、邊條翼、主翼和垂尾的模型，進(jìn)行了自由滾轉(zhuǎn)、擾動(dòng)滾轉(zhuǎn)、靜動(dòng)態(tài)測力和煙線流場顯示多種技術(shù)手段相結(jié)合的風(fēng)洞試驗(yàn)。通過自由滾轉(zhuǎn)和擾動(dòng)滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)得到了該模型翼體搖滾的時(shí)間歷程，靜態(tài)測力和動(dòng)導(dǎo)數(shù)測定驗(yàn)證了非極限環(huán)運(yùn)動(dòng)形式搖滾的發(fā)生。結(jié)果表明該鴨式布局模型搖滾不僅同側(cè)存在多個(gè)搖滾平衡點(diǎn)，而且在臨界俯仰角，搖滾過程中可能出現(xiàn)從一搖滾平衡點(diǎn)跳動(dòng)至同側(cè)另一搖滾平衡點(diǎn)的突變。通過流場顯示技術(shù)得到該鴨式布局模型復(fù)雜流場的基本形態(tài)分布，并對滾轉(zhuǎn)角為0° 時(shí)的全機(jī)渦系干擾和搖滾形成機(jī)理進(jìn)行了簡要分析。

鴨翼； 翼體搖滾； 非極限環(huán)； 動(dòng)導(dǎo)數(shù)； 流場顯示

飛行器在大迎角飛行時(shí),常常會(huì)誘發(fā)非指令的自激運(yùn)動(dòng)，翼體搖滾正是其中一種嚴(yán)重的動(dòng)態(tài)表現(xiàn)形式[1]。翼身組合體搖滾相比細(xì)長體搖滾和常規(guī)機(jī)翼搖滾，其特性更為復(fù)雜，表現(xiàn)在:①影響搖滾的機(jī)體部件較多，不只是機(jī)翼，如前體、邊條等也均對搖滾特性產(chǎn)生較大影響；②多渦流場結(jié)構(gòu)的相互誘導(dǎo)和干擾，以及非定常渦流及渦破裂對不同部件的氣動(dòng)擾動(dòng)。

由于問題的復(fù)雜性等原因，相關(guān)研究工作也較其他兩種搖滾少。Katz分析了飛機(jī)上的渦流分布以及大迎角時(shí)的非線性特征[2]。在NASA蘭利研究中心和美國海軍聯(lián)合牽頭的翼突然失速(AWS)計(jì)劃的資助下，Green和Ott研究了機(jī)翼厚度和彎度等參數(shù)對F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)的搖滾影響[3-4]。Owens等通過地面試驗(yàn)證了F/A-18和F-35等多種戰(zhàn)機(jī)飛行中的搖滾現(xiàn)象[5-8]。同時(shí)數(shù)值模擬也應(yīng)用于飛行器復(fù)雜流場的研究，有助于與試驗(yàn)相結(jié)合，進(jìn)一步促進(jìn)翼體搖滾研究[9-11]。國內(nèi)多家單位也開展了翼體搖滾的研究工作, 孫海生研究了一種翼體模型的搖滾風(fēng)洞試驗(yàn)，并對搖滾的機(jī)理進(jìn)行了分析[12]。王兵等研究了尖拱旋成體和小后掠梯形機(jī)翼組合體搖滾的人工轉(zhuǎn)捩技術(shù)[13]。馬寶峰等通過自由搖滾與強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)中的壓力和流場測量相結(jié)合的方式，分析細(xì)長體與30° 后掠機(jī)翼組合體的搖滾機(jī)理[14]。陶洋等針對不同馬赫數(shù)、不同迎角、不同機(jī)翼形狀和位置的翼身組合體模型進(jìn)行了搖滾風(fēng)洞試驗(yàn)，并分析了各因素對搖滾的影響[15]。榮臻等對小后掠機(jī)翼和細(xì)長旋成體組合體進(jìn)行了搖滾粒子圖像測速(PIV)/壓力同步測量，分析了前體渦誘導(dǎo)翼-身組合體雙極限環(huán)搖滾的流動(dòng)機(jī)理[16]。韓冰等采用計(jì)算的方式研究了雙三角翼及其翼身組合體搖滾特性[17]。但目前國內(nèi)發(fā)表的翼身組合體文獻(xiàn)多基于細(xì)長旋成體和機(jī)翼的簡單結(jié)構(gòu)模型，對于多部件如非圓截面前體、鴨翼、邊條翼和主翼產(chǎn)生的多渦系復(fù)雜流場下的搖滾現(xiàn)象研究工作尚未看到。

1 試驗(yàn)設(shè)備及模型

1.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

試驗(yàn)是在南京航空航天大學(xué)開口回流式風(fēng)洞中進(jìn)行的，試驗(yàn)段俯仰方向氣流偏角|α|≤0.5°，偏航方向氣流偏角|β|≤0.5°，最大風(fēng)速為35 m/s，最小穩(wěn)定風(fēng)速為3 m/s,紊流度ε≤0.07%。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

所研究的氣動(dòng)布局外形如圖1所示，全長0.66 m，主翼展長0.5 m。主要布局特點(diǎn)為：脊形前體、鴨翼、邊條翼、主翼和垂尾。其中鴨翼具有20° 的固定偏角；主翼與鴨翼前緣后掠角均為50°。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

1.3 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)系統(tǒng)臺(tái)為圖2所示的五自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)模型俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)3個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)，以及這3個(gè)方向上的組合運(yùn)動(dòng)。本次試驗(yàn)在此機(jī)構(gòu)上進(jìn)行了靜態(tài)測力與動(dòng)導(dǎo)數(shù)測量，更換支桿可進(jìn)行自由搖滾試驗(yàn)[18]。自由搖滾裝置采用一對小型的航空軸承，滾轉(zhuǎn)角度由2對磁極的旋轉(zhuǎn)變壓器測量，測量精度可達(dá)0.1°。

圖2 五自由度動(dòng)態(tài)機(jī)構(gòu)Fig.2 Dynamic mechanism with 5 degrees of freedom

測力及動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)采用高精度微型六分量桿式天平。天平靜態(tài)測量精度小于0.2%,7次重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差為1.5%。動(dòng)導(dǎo)數(shù)測量方法為頻率1.2 Hz、振幅5° 的單自由度滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；7次重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差為2%。天平具體參數(shù)見表1，其中：X、Y和Z分別代表軸向阻力、法向升力和側(cè)向力；MX、MY和MZ分別代表滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

表1 天平參數(shù)Table 1 Parameter of balance

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 自由搖滾試驗(yàn)

由于翼身組合體氣動(dòng)布局的復(fù)雜性，其搖滾運(yùn)動(dòng)形式也與細(xì)長體搖滾和常規(guī)機(jī)翼搖滾存在顯著差異。圖3給出了全機(jī)模型不同俯仰角θ范圍內(nèi)典型的搖滾角φ時(shí)間歷程，試驗(yàn)風(fēng)速為V=25 m/s。

從圖3中可以看出，搖滾運(yùn)動(dòng)不是規(guī)則的等幅振蕩(如單三角翼搖滾)，振幅和頻率均存在明顯波動(dòng)，伴有間歇、猝發(fā)等特征[19]。

為了進(jìn)一步分析搖滾運(yùn)動(dòng)形式[20-21]，選取θ=38° 的時(shí)域信號(hào)進(jìn)行頻譜分析。如圖3(d)所示，搖滾由初始釋放位置φ=0° 發(fā)展至一側(cè)平衡點(diǎn)約需5 s，對15 s后搖滾穩(wěn)定的數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換(FFT)，得到相圖4和頻譜圖5，圖中ω為角速度，f為頻率。

由圖4和圖5可知，相圖角速度ω變化較大，同時(shí)頻譜區(qū)域較寬，未有單一峰值，進(jìn)一步說明了翼體搖滾運(yùn)動(dòng)形式的復(fù)雜性。

圖3 鴨翼飛機(jī)不同俯仰角下的典型搖滾角時(shí)間歷程Fig.3 Typical rock angle time history for canard-configuration aircraft at different pitching angles

圖4 θ=38° 時(shí)的相圖Fig.4 Phase diagram at θ=38°

圖5 θ=38° 時(shí)的頻譜圖Fig.5 Frequency spectrum at θ=38°

本次試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了獨(dú)特的翼體搖滾運(yùn)動(dòng)特征，表現(xiàn)在：

1) 不同俯仰角范圍內(nèi)，翼體搖滾同側(cè)可存在多個(gè)搖滾平衡點(diǎn)。如圖3(a)和圖3(b)所示,θ=34° 時(shí)搖滾中心角約為φ=-13°，而θ=36° 時(shí)則變?yōu)棣?-27° 附近。這可能與全機(jī)多部件如前體、鴨翼、邊條翼、主翼等，所產(chǎn)生的多渦流場的相互誘導(dǎo)與干擾有關(guān)。

2) 某些俯仰角區(qū)域，上下范圍內(nèi)搖滾運(yùn)動(dòng)的平衡點(diǎn)不同，則該臨界俯仰角區(qū)域搖滾可能會(huì)發(fā)生運(yùn)動(dòng)中同側(cè)搖滾平衡點(diǎn)自主突變的現(xiàn)象。如圖3 所示，本次試驗(yàn)所用翼身組合體θ=36° 時(shí)搖滾平衡點(diǎn)位于φ=-27° 附近，而θ=38° 時(shí)搖滾平衡點(diǎn)位于φ=-13° 附近，處于臨界俯仰角θ=37° 時(shí)搖滾在中心角φ=-13° 處進(jìn)行約26 s后，搖滾平衡點(diǎn)突然跳動(dòng)至同側(cè)φ=-27° 附近。類似地，Takashi等在研究圓前緣45° 后掠角三角機(jī)翼搖滾時(shí)發(fā)現(xiàn)搖滾運(yùn)動(dòng)中有突然收斂至靜態(tài)平衡點(diǎn)的跳動(dòng)[22-23]。分析認(rèn)為可能是部分俯仰角下多渦流的相互誘導(dǎo)和干擾并不穩(wěn)定，非定常流場中小擾動(dòng)的作用使得突發(fā)性的同側(cè)搖滾平衡點(diǎn)跳動(dòng)。這種臨界態(tài)的運(yùn)動(dòng)形式無疑是極其危險(xiǎn)的，對動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷有強(qiáng)烈影響，給飛行安全也帶來巨大隱患[24]。

2.2 翼身組合體施加擾動(dòng)搖滾試驗(yàn)

為了模擬真實(shí)環(huán)境下的飛行，對臨界俯仰角進(jìn)行了流動(dòng)擾動(dòng)以確定搖滾運(yùn)動(dòng)同側(cè)不同平衡點(diǎn)跳動(dòng)現(xiàn)象的普遍存在性，如圖6所示。在θ=36° 和θ=38° 時(shí),通過施加擾動(dòng)的方式，搖滾可在同側(cè)不同平衡點(diǎn)位置間跳動(dòng)，說明了臨界俯仰角范圍內(nèi)搖滾平衡點(diǎn)跳動(dòng)現(xiàn)象的普遍存在性。

圖6 臨界俯仰角擾動(dòng)下的自由搖滾現(xiàn)象 Fig.6 Applying disturbance to free rolling motion at critical pitching angle

對自由釋放后的滾轉(zhuǎn)角度序列進(jìn)行均值計(jì)算以得到平衡點(diǎn)數(shù)值，給出平衡點(diǎn)位置的絕對值隨俯仰角變化曲線，如圖7所示。其中塊狀標(biāo)記為無擾動(dòng)情況下滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中心角，三角標(biāo)記為自主或施加流場擾動(dòng)后的同側(cè)另一搖滾平衡點(diǎn)。

圖7 自由搖滾中心角隨俯仰角變化曲線Fig.7 Central angles of free rolling motion vs different pitching angles

2.3 翼身組合體靜態(tài)測力與動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)

靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩測力結(jié)果可確定翼身組合體的平衡位置，滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)可分辨搖滾運(yùn)動(dòng)是否發(fā)生，兩者結(jié)合即可判別搖滾平衡點(diǎn)。

圖8 θ=34° 與θ=37° 靜態(tài)測力滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù) Fig.8 Static rock moment coefficients at θ=34° and θ=37°

圖9 θ=34° 與θ=37° 時(shí)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)Fig.9 Dynamic derivatives at θ=34° and θ=37°

從圖8可見，θ=34° 和θ=37° 的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)有較大差異。表現(xiàn)為θ=34° 時(shí)在φ=±13° 附近滾轉(zhuǎn)力矩過零點(diǎn)且滾轉(zhuǎn)力矩對滾轉(zhuǎn)角的斜率為負(fù)，而在θ=37° 時(shí)φ=±13° 和φ=±27° 兩處附近力矩均過零點(diǎn)且滾轉(zhuǎn)力矩對滾轉(zhuǎn)角的斜率為負(fù)，是靜態(tài)穩(wěn)定的。結(jié)合圖9動(dòng)導(dǎo)數(shù)結(jié)果可知，θ=34° 時(shí)φ=±13° 附近均動(dòng)導(dǎo)數(shù)大于零，且由前述分析可知此處模型靜態(tài)穩(wěn)定，可知φ=±13° 為該俯仰角下的搖滾平衡點(diǎn)；而θ=37° 時(shí)φ=±13° 和φ=±27° 附近均動(dòng)導(dǎo)數(shù)大于零，且由前述分析可知在此兩處翼身組合體均靜態(tài)穩(wěn)定，從而可以判斷φ=±13° 和φ=±27° 均為該俯仰角下的搖滾平衡點(diǎn)。

3 流動(dòng)顯示測量結(jié)果

為得到翼身組合體的流場結(jié)構(gòu)分布，選取4個(gè)截面位置做了流場顯示,如圖1中S1、S2、S3和S4所示。截面1為1/2鴨翼根弦處，截面2為鴨翼后方，截面3為主翼1/4根弦處，截面4在主翼1/2根弦位置。由于模型展長較大，故采用4根煙線組成的煙線組進(jìn)行工作；同時(shí)采用激光片光技術(shù)顯示所需截面。

在各渦系發(fā)展充分的θ=30° 時(shí)對試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了滾轉(zhuǎn)角φ=0° 的煙線流場顯示，如圖10所示。

θ=30° 時(shí)，模型截面1處脊形前體渦與鴨翼前緣渦同向旋轉(zhuǎn)且位置較近，2個(gè)不同渦系在鴨翼翼面上繞合在一起，形成強(qiáng)度較大的前體與鴨翼前緣卷繞渦。截面2位于鴨翼后方，鴨翼翼尖渦隨之產(chǎn)生。截面3處主翼前的邊條翼產(chǎn)生了邊條渦；前體與鴨翼前緣卷繞渦得到進(jìn)一步發(fā)展；而鴨翼翼尖渦隨著軸向距離的增大逐漸擴(kuò)散，同時(shí)由于前體與鴨翼前緣卷繞渦的同向旋轉(zhuǎn)作用，使得渦心向上向外發(fā)展，對全機(jī)的影響減弱。截面4處邊條渦和主翼前緣渦繞合在一起，形成了邊條與主翼前緣卷繞渦，渦心位置較低，位于前體與鴨翼前緣卷繞渦的下外側(cè)。至此，得到此鴨式布局飛行器的基本流場分布。

由圖3(b)可知，θ=36° 時(shí)翼體搖滾的平衡點(diǎn)約為φ=-27°。而初始位置φ=0° 時(shí)的截面流場如圖11所示。

θ=36° 時(shí)，如圖11(a)所示，截面1處右側(cè)的前體與鴨翼前緣卷繞渦已有明顯擴(kuò)散產(chǎn)生，渦核不清晰，渦強(qiáng)較低；兩側(cè)渦系的強(qiáng)度和位置已有較大差異。圖11(b)中也可看到沿飛機(jī)軸向發(fā)展，截面2處的右側(cè)前體與鴨翼前緣卷繞渦強(qiáng)度明顯較左側(cè)小，但由于脊形前體渦較強(qiáng)而穩(wěn)定[25]，故右側(cè)卷繞渦仍可有一定強(qiáng)度；同時(shí)由于前體與鴨翼前緣卷繞渦的干擾作用，兩側(cè)鴨翼翼尖渦分布也不對稱。圖11(c)中截面3兩側(cè)的前體與鴨翼前緣卷繞渦不對稱較為顯著，右側(cè)的渦強(qiáng)更小，渦心距離翼面較近；鴨翼翼尖渦已經(jīng)破碎，同時(shí)由于前體與鴨翼前體卷繞渦的同向旋轉(zhuǎn)，位置向外向上發(fā)展，對翼面影響進(jìn)一步減弱；新出現(xiàn)的邊條渦尚未與主翼前緣渦卷繞在一起，強(qiáng)度較強(qiáng)，也較為對稱。由圖11(d)可見，截面4處同時(shí)出現(xiàn)前體與鴨翼前緣卷繞渦、鴨翼翼尖渦和邊條與主翼前緣卷繞渦，兩側(cè)渦系的不對稱性更加顯著，原有的氣動(dòng)力平衡將被打破，模型轉(zhuǎn)動(dòng)至平衡點(diǎn)位置，搖滾隨之發(fā)生。

圖10 鴨式布局模型不同截面位置煙線流場顯示(θ=30°,φ=0°)Fig.10 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=30°， φ=0°)

圖11 鴨式布局模型不同截面位置煙線流場顯示 (θ=36°，φ=0°)Fig.11 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=36°, φ=0°)

4 結(jié) 論

1) 此鴨翼模型翼體搖滾運(yùn)動(dòng)頻率和振幅隨時(shí)間變化存在明顯波動(dòng)，伴有間歇、猝發(fā)等特征，呈現(xiàn)自由混沌搖滾；通過靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩測量和動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果，確定了非極限環(huán)運(yùn)動(dòng)形式搖滾平衡點(diǎn)的存在。

2) 不同的俯仰角范圍內(nèi)搖滾平衡點(diǎn)位置不同，且存在俯仰角不變時(shí)同側(cè)具有多個(gè)搖滾平衡點(diǎn)的情況。這可能與全機(jī)多部件如前體、鴨翼、邊條、主翼等所產(chǎn)生的多渦流場的相互誘導(dǎo)與干擾有關(guān)。

3) 臨界俯仰角下，此鴨翼模型翼體搖滾運(yùn)動(dòng)過程中可能會(huì)自主或通過擾動(dòng)的方式發(fā)生平衡點(diǎn)的突變。原因可能為同側(cè)多個(gè)平衡點(diǎn)使得搖滾運(yùn)動(dòng)處于臨界狀態(tài)，非定常流場中的小擾動(dòng)可產(chǎn)生突發(fā)性的搖滾平衡點(diǎn)跳動(dòng)。

4) 運(yùn)用煙線組和激光片光技術(shù)得到鴨式布局飛行器的基本流場分布，表明渦系間存在明顯的卷繞和干擾作用。

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魏德宸男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器大迎角氣動(dòng)特性， 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)。

Tel.: 025-84896464

E-mail: weimoving@163.com

史志偉男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)， 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)， 流動(dòng)控制。

Tel.: 025-84896464

E-mail: szwam@nuaa.edu.cn

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1027.002.html

Windtunneltestforwing-bodyrockofcanard-configurationaircraft

WEIDechen,SHIZhiwei*,GENGXi,LIUChao,ANGHaisong

CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Inordertostudywing-bodyrockofthecanard-configurationaircraft,differentmethodsincludingfreerollingmotion,applyingdisturbancetofreerollingmotion,staticforcebalancetest,dynamicderivativetestandsmokewiretechniqueareusedforthemodelwhichhascanardwing,chineforebody,strakewings，mainwingsandaverticalfininthewindtunnel.Therollangletimehistoryisobtainedbyfreerollingmotionanddisturbedmotion,andthennon-limitcyclemotionisverifiedbystaticforcebalancetestanddynamicderivativetest.Theresultsshowthatrollingmotionsofthecanard-configurationaircraftmodelhaveseveraldifferentcentralanglesinthesameside,andonecentercanjumptotheotheratthecriticalpitchangles.Finally,thebasicflowfielddistributionofthecanard-configurationaircraftmodelisdescribedbyflowvisualizationtechnique.Thevortexsysteminteractionmechanismandcauseofwing-bodyrockofmodelarebrieflyanalyzedat0°rockangle.

canardwing;wing-bodyrock;non-limitcycle;dynamicderivative;flowvisualization

2015-12-31；Revised2016-01-11；Accepted2016-02-16；Publishedonline2016-02-221027

ProjectFundedbythePriorityAcademicProgramDevelopmentofJiangsuHigherEducationInstitutions

.Tel.：025-84896464E-mailszwam@nuaa.edu.cn

2015-12-31；退修日期2016-01-11；錄用日期2016-02-16； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-02-221027

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1027.002.html

江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項(xiàng)目

.Tel.：025-84896464E-mailszwam@nuaa.edu.cn

魏德宸， 史志偉， 耿璽， 等． 鴨式布局飛行器的翼體搖滾特性風(fēng)洞試驗(yàn)J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(10):3003-3010.WEIDC,SHIZW,GENGX,etal.Windtunneltestforwing-bodyrockofcanard-configurationaircraftJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):3003-3010.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0042

V211.7

A

1000-6893(2016)10-3003-08