大迎角耦合運(yùn)動非定?？諝鈩恿μ匦?/h1>

2011-06-15 01:27:10楊勐，黃達(dá)

實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)訂閱 2011年6期 收藏

關(guān)鍵詞：迎角靜態(tài)力矩

楊 勐，黃 達(dá)

（1.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016；2.陸軍航空兵學(xué)院，北京 101123）

大迎角耦合運(yùn)動非定?？諝鈩恿μ匦?/p>

楊 勐1，2，黃 達(dá)1

（1.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016；2.陸軍航空兵學(xué)院，北京 101123）

采用某飛機(jī)大迎角大振幅運(yùn)動風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果，分析了大迎角非定常空氣動力的一些特性。結(jié)果表明，飛機(jī)機(jī)動飛行時(shí)多自由度運(yùn)動的氣動特性比單自由度運(yùn)動復(fù)雜，耦合運(yùn)動時(shí)的氣動特性和兩個(gè)單自由度運(yùn)動的氣動特性的疊加結(jié)果相比有一定差別。此外，旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)結(jié)果同本實(shí)驗(yàn)的結(jié)果相比差別較大。

大迎角；大振幅；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；耦合運(yùn)動；非定常空氣動力學(xué)

0 引 言

大迎角大機(jī)動飛機(jī)的設(shè)計(jì)研究需要空氣動力設(shè)計(jì)者提供大迎角狀態(tài)下飛機(jī)機(jī)動飛行時(shí)的非定?？諝鈩恿μ匦詳?shù)據(jù)。由于飛機(jī)機(jī)動飛行的運(yùn)動過程很復(fù)雜，在風(fēng)洞中準(zhǔn)確模擬飛機(jī)機(jī)動飛行、測量其非定常空氣動力并進(jìn)一步分析研究大迎角時(shí)機(jī)動飛行特性顯得十分重要。對于簡單的機(jī)動飛行，如眼鏡蛇機(jī)動［1］、機(jī)翼搖滾等，風(fēng)洞模擬比較容易，許多風(fēng)洞已經(jīng)設(shè)計(jì)了實(shí)驗(yàn)裝置并獲得了很多有意義的結(jié)果［2－5］。對于復(fù)雜的機(jī)動飛行，飛機(jī)是在大迎角狀態(tài)下有同時(shí)繞幾個(gè)軸的耦合運(yùn)動，模擬這類運(yùn)動的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果卻很少。Herbst機(jī)動［6］就是飛機(jī)在快速拉起到大迎角時(shí)進(jìn)行無側(cè)滑或小側(cè)滑狀態(tài)下的偏航與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動，這類機(jī)動飛行方式很有實(shí)戰(zhàn)意義。因此新一代飛機(jī)的設(shè)計(jì)，對實(shí)驗(yàn)空氣動力學(xué)研究者不論在實(shí)驗(yàn)方法還是在數(shù)據(jù)分析上都提出了新的研究要求。

筆者采用文獻(xiàn)［7］中的實(shí)驗(yàn)設(shè)備和實(shí)驗(yàn)方法，在3m低速風(fēng)洞中進(jìn)行某飛機(jī)模型的大迎角、大振幅運(yùn)動實(shí)驗(yàn)，其縮減頻率k為0.057，獲得了飛機(jī)模型在不同迎角下做單獨(dú)滾轉(zhuǎn)、單獨(dú)偏航和偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動的6分量動態(tài)氣動力，分析了非定常空氣動力的一些特性。為了抓住非定常空氣動力的本質(zhì)特性，將大量采用實(shí)驗(yàn)結(jié)果去掉其中的定常部分的動態(tài)數(shù)據(jù)來分析非定常特性。這里要特別說明的是，為符合飛機(jī)一般的運(yùn)動規(guī)律，實(shí)驗(yàn)中，飛機(jī)繞體軸的滾轉(zhuǎn)角速度（ωx）與偏航角速度（ωy）應(yīng)正負(fù)號相反。對于該實(shí)驗(yàn)的偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動，在模型支撐迎角為θ下，ωx和ωy滿足tanθ＝－ωy／ωx時(shí)，模型的耦合運(yùn)動規(guī)律為繞速度軸的無側(cè)滑或小側(cè)滑轉(zhuǎn)動［7］；此外，還對同一支撐迎角下，不同ωy／ωx的耦合運(yùn)動進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，目的在于研究模型轉(zhuǎn)動軸與速度軸有不同夾角時(shí)的非定常氣動特性。

1 非定?？諝鈩恿﹄Sα、β及耦合程度的基本規(guī)律

1.1 耦合運(yùn)動非定常俯仰力矩與迎角、側(cè)滑角速率的關(guān)系

由于單獨(dú)偏航、單獨(dú)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動可看作是偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動的特殊情況，因此這兩種運(yùn)動可以放在耦合運(yùn)動中討論。圖1分別給出了不同運(yùn)動規(guī)律時(shí)，非定常俯仰力矩遲滯環(huán)特性。由于模型在大迎角偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動過程中，會引起迎角（α）小幅度變化，相當(dāng)于產(chǎn)生俯仰角速度變化。同時(shí)由于模型大振幅運(yùn)動過程中，側(cè)滑角（β）也在變化，β變化也會產(chǎn)生俯仰力矩的遲滯特性。如圖1（d），該狀態(tài)α變化近似為0，但也存在非定常俯仰力矩遲滯，這個(gè)非定常俯仰力矩系數(shù)（ΔCm）可看作是β變化引起的。對圖1（c）所示狀態(tài)，由于運(yùn)動過程中β變化很小，可看作α變化引起的俯仰遲滯特性。其它狀態(tài)可看作上述兩種狀態(tài)互相迭加的結(jié)果。但由于不同運(yùn)動渦的破裂和再附的位置和時(shí)間均不同，導(dǎo)致耦合效應(yīng)不同，也會造成非定?？諝鈩恿Φ姆菍ΨQ性不同，因此其它狀態(tài)的俯仰遲滯特性與迭加結(jié)果不會完全一致，甚至有很大差別。例如，滿足中等ωy／ωx值的偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動，當(dāng)支撐迎角為35°時(shí)，實(shí)驗(yàn)獲得的非定常俯仰力矩的遲滯特性與上述兩種狀態(tài)的迭加結(jié)果剛好相反。

圖1 不同運(yùn)動規(guī)律時(shí)，俯仰力矩遲滯環(huán)特性Fig.1 The pitching moment loops as different motion laws

比較圖1（c）和1（d）可以看出，β變化引起的ΔCm比α變化引起的量值大。另外從圖1（e）看，該狀態(tài)的ΔCm比其它狀態(tài)的大。這是因?yàn)閳D1（a）～1（e）描述的5種狀態(tài)的ωy／ωx絕對值分別為0、∞、tanθ、tanθ－ε、tanθ＋δ，其中，0＜ε＜1，δ＞2，且在近似計(jì)算時(shí)認(rèn)為tanθ≈tanα。分別將它們代入僅考慮飛機(jī)的轉(zhuǎn)動而不考慮平動時(shí)的（指β對時(shí)間的導(dǎo)數(shù)）公式（1）可以得到這5種運(yùn)動的分別為ωxsinα、ωycosα、0、εωxcosα、－δωxcosα。而在該實(shí)驗(yàn)中，ωx與ωy的量級相當(dāng)，則由上可知，絕對值最大的運(yùn)動是滿足中等ωy／ωx值的偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動，所以與其它狀態(tài)相比，圖1（e）中的ΔCm較大。因此雖然耦合運(yùn)動引起的俯仰角速度ωz比單獨(dú)俯仰運(yùn)動的ωz小很多，但是耦合運(yùn)動可產(chǎn)生與單獨(dú)俯仰運(yùn)動相同量級的ΔCm。這說明，由于存在側(cè)滑角速率，放大了ΔCm。

1.2 耦合運(yùn)動橫向非定常氣動力矩與ωx和ωy的關(guān)系

圖2給出了迎角40°時(shí)不同運(yùn)動方式的非定常滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)ΔCl隨側(cè)滑角變化規(guī)律。為了便于比較，選取同一運(yùn)動方向的非定常氣動力進(jìn)行分析。圖2是以負(fù)ωx和正ωy作為同一運(yùn)動方向。對單獨(dú)滾轉(zhuǎn)負(fù)ωx狀態(tài)，以β等于0°為例，主要產(chǎn)生正ΔCl；對單獨(dú)偏航正ωy狀態(tài)，主要產(chǎn)生負(fù)ΔCl。因此，對耦合運(yùn)動狀態(tài)，其ΔCl處于兩者之間，圖2說明了這一點(diǎn)，即隨ωy／ωx絕對值增大，ΔCl從正變?yōu)樨?fù)，最終接近單獨(dú)偏航狀態(tài)。由于不同ωy／ωx表示了耦合效應(yīng)不同，因此，圖2表明橫向非定常空氣動力隨耦合程度不同而變化。圖3為迎角70°時(shí)不同運(yùn)動方式的ΔCl隨側(cè)滑角變化規(guī)律，結(jié)果與迎角40°時(shí)類似。對于非定常偏航力矩系數(shù)ΔCn，情況與ΔCl類似。

圖2 不同運(yùn)動規(guī)律的ΔCl隨側(cè)滑角變化曲線Fig.2 Variation ofΔClof different motion laws with the sideslip angle

圖3 迎角70°時(shí)ΔCl隨側(cè)滑角變化曲線Fig.3 Variation ofΔClwith the sideslip angle atα＝70°

以上情況表明，滾轉(zhuǎn)偏航耦合運(yùn)動會引起附加非定?？諝鈩恿Γ貀／ωx不同，表示其耦合效應(yīng)不同，對非定?？諝鈩恿Φ挠绊懞艽?。

2 與旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)比較

圖4 旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)結(jié)果與大振幅耦合運(yùn)動實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較Fig.4 Comparison of results between rotary balance testing and large－amplitude experiment

由于耦合運(yùn)動實(shí)驗(yàn)參數(shù)中包含了β角速率的影響，為了澄清˙β和ωa對非定常氣動力的影響，該實(shí)驗(yàn)研究中還設(shè)計(jì)了一種耦合運(yùn)動規(guī)律（滿足β為0°時(shí)角速度為0），使其在β等于0°處，滾轉(zhuǎn)和偏航角速度為0，也就是繞速度軸轉(zhuǎn)動的角速度“ωa＝0”，這可以理解為此時(shí)獲得的非定常空氣動力是由于側(cè)滑角變化所引起的，如圖4。從圖中可以看到，在相同的縮減頻率下，由側(cè)滑角變化引起的非定常滾轉(zhuǎn)和偏航力矩變化規(guī)律，與耦合運(yùn)動變化規(guī)律是一致的，其量級大小與旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)引起的非定常氣動力相當(dāng)。圖4還給出了旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)結(jié)果加上“ωa＝0”實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，量值與耦合運(yùn)動實(shí)驗(yàn)結(jié)果相一致。由于耦合運(yùn)動并不是簡單的迭加，因此還有些差別。

3 大迎角流動對靜態(tài)氣動特性的影響

由于大迎角流動的復(fù)雜性，即使靜態(tài)特性實(shí)驗(yàn)，流動也存在很多分叉點(diǎn)，也就是靜態(tài)實(shí)驗(yàn)時(shí)，以不同運(yùn)動方法到達(dá)某姿態(tài)位置時(shí)，其靜態(tài)空氣動力可能是不同的。因此造成了在大迎角動態(tài)實(shí)驗(yàn)所獲取的空氣動力遲滯特性曲線偏離靜態(tài)特性曲線，也就是動態(tài)遲滯特性曲線中間值偏離靜態(tài)實(shí)驗(yàn)曲線，如圖5所示。這種現(xiàn)象既發(fā)生在單自由度運(yùn)動中，也發(fā)生在耦合運(yùn)動中，這可能就是氣動力靜態(tài)遲滯現(xiàn)象。由于這一現(xiàn)象的出現(xiàn)，在以后仿真計(jì)算時(shí)如何使用大迎角靜態(tài)實(shí)驗(yàn)結(jié)果需要認(rèn)真分析研究。

圖5 大迎角靜態(tài)氣動力偏離動態(tài)遲滯環(huán)Fig.5 The static aerodynamics deviation from the dynamic loops at high angle of attack

上述現(xiàn)象也會造成大迎角時(shí)靜態(tài)實(shí)驗(yàn)結(jié)果有很大的“波動跳躍”現(xiàn)象，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)有很大的分散性，使靜態(tài)實(shí)驗(yàn)結(jié)果偏離動態(tài)遲滯環(huán)，如圖6所示。

圖6 大迎角靜態(tài)氣動力波動現(xiàn)象Fig.6 The fluctuation phenomenon of static aerodynamics at high angle of attack

4 結(jié)束語

偏航滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動非定常實(shí)驗(yàn)方法所模擬的飛機(jī)飛行動作更接近于真實(shí)機(jī)動飛行情況，獲得的非定?？諝鈩恿Ω欣诜治鲅芯匡w行器動態(tài)飛行特性。另外筆者也提醒設(shè)計(jì)人員在使用以往旋轉(zhuǎn)天平實(shí)驗(yàn)結(jié)果時(shí)應(yīng)認(rèn)真分析應(yīng)用條件，并且在以后仿真計(jì)算使用大迎角靜態(tài)實(shí)驗(yàn)結(jié)果時(shí)需認(rèn)真分析氣動力的靜態(tài)遲滯現(xiàn)象。

［1］ZBIGNIEW D，GRZEGOZ K，KRZYSZIOF S.Method of control of a straked wing aircraft for cobra maneuvers［R］.ICAS－96－3.7.4，1996.

［2］SOLTANI M R.Experimental measurements on an oscillating 70－degree delta wing in subsonic flow［R］.AIAA－88－2576，1988.

［3］JARRAH M A.Low speed wind tunnel investigation of flow about delta wings，oscillating in pitch to very high angle of attack［R］.AIAA－89－0295，1989.

［4］BRANDON J M，SHAH G H.Unsteady aerodynamic characteristics of fighter model undergoing large－amplitude pitching motions at high angles of attack［R］.AIAA－90－0309，1990.

［5］HANFF E S，JENKINS S B.Large－amplitude high－rate roll experiments on a delta and double delta wing［R］.AIAA－90－0224，1990.

［6］MICHAEL C，F(xiàn)RANCIS S.X－31enhanced fighter maneuver ability demonstrator：flight test achievements［R］.ICAS－94－7.2.2，1994.

［7］黃達(dá)，吳根興.飛機(jī)偏航－滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動非定?？諝鈩恿?shí)驗(yàn)［J］.南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2005，37（4）：408－411.

楊 勐（1987－），男，山東濟(jì)寧人，碩士研究生，實(shí)驗(yàn)空氣動力學(xué)專業(yè)。通訊地址：北京市通州區(qū)陸軍航空兵學(xué)院機(jī)械系；聯(lián)系電話：13552669916，15195988253；E－mail地址：yangmengniu＠163.com

The unsteady aerodynamic characteristics of coupled motion at high angle of attack

YANG Meng1，2，HUANG Da1
（1.College of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics，Nanjing 210016，China；2.Army Aviation Institute of PLA，Beijing 101123，China）

Some of the unsteady aerodynamic characteristics were analyzed using the wind tunnel test results for a fighter model couple motion at high angle of attack in this paper.The results showed that the aerodynamic characteristics of multi－degree of freedom motion were more complicated than that of single degree of freedom.There were some differences on the aerodynamic characteristics between the test results of coupled motion and the linear superposition results of two single degree of freedom motions.In addition，compared with rotary balance testing，the results of the test in the paper showed a greater difference.

high angle of attack；large amplitude；wind tunnel test；coupled motion；unsteady aerodynamics

V211.74

A

1672－9897（2011）06－0019－04

2011－01－01；

2011－03－04

國家自然科學(xué)基金（11072111）

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