翼身組合體搖滾特性高速試驗(yàn)研究

陶 洋，趙忠良，楊海泳

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

翼身組合體搖滾特性高速試驗(yàn)研究

陶 洋，趙忠良，楊海泳

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

簡(jiǎn)要介紹了翼身組合體高速風(fēng)洞自由搖滾實(shí)驗(yàn)技術(shù)的實(shí)驗(yàn)裝置、實(shí)驗(yàn)方法、數(shù)據(jù)采集等。開展了翼身組合體大迎角下的搖滾特性研究，給出了典型的結(jié)果，研究結(jié)果表明隨著模型迎角的增加，翼身組合體呈現(xiàn)不同的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)形態(tài)，包括靜態(tài)穩(wěn)定、準(zhǔn)極限環(huán)搖滾等。所研究的參數(shù)范圍內(nèi)后掠角對(duì)搖滾有較大影響，隨著模型迎角的增加搖滾振幅呈現(xiàn)拋物線，馬赫數(shù)的增加對(duì)最大搖滾振幅起抑制作用。

搖滾；翼身組合體；大迎角；準(zhǔn)極限環(huán)；高速風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

大迎角下翼身組合體將會(huì)出現(xiàn)繞體軸搖滾的非線性運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象，人們稱之為機(jī)翼?yè)u滾（wing rock）。該現(xiàn)象的出現(xiàn)不僅限制了以翼身組合體為基本氣動(dòng)布局的現(xiàn)代飛行器的飛行包線，而且嚴(yán)重影響其大迎角飛行的機(jī)動(dòng)操縱性能。因此機(jī)翼?yè)u滾特性研究受到眾多空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)者的關(guān)注。

由于機(jī)翼?yè)u滾現(xiàn)象的發(fā)生和飛行器幾何外形密切相關(guān)，Ericsson基于大量的試驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果分析將機(jī)翼?yè)u滾分成3類，即：細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼?yè)u滾（Slender Wing Rock）、常規(guī)機(jī)翼?yè)u滾（Conventional－Wing Rock）和翼／體搖滾（Wing－body Rock）。

在研究方法上，由于搖滾主要以滾轉(zhuǎn)振動(dòng)為主（滾轉(zhuǎn)振幅遠(yuǎn)比其它方向振幅大得多），絕大部分文獻(xiàn)為避免復(fù)雜的全機(jī)外形干擾，重點(diǎn)探討流動(dòng)基本機(jī)理，以研究單自由度滾轉(zhuǎn)的搖滾運(yùn)動(dòng)為主。

細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼?yè)u滾是指：小展弦比、大后掠三角翼和部分翼身融合體上發(fā)生的搖滾現(xiàn)象。

常規(guī)機(jī)翼?yè)u滾是指：直機(jī)翼與中等后掠角機(jī)翼產(chǎn)生的極限環(huán)振動(dòng)形式的搖滾現(xiàn)象。這類搖滾和前面的細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼?yè)u滾物理機(jī)理不同，在某種程度上可以認(rèn)為其氣動(dòng)特性是由翼面上的二維流向運(yùn)動(dòng)所左右的，并和動(dòng)態(tài)失速密切相關(guān)。

翼體搖滾是指：機(jī)翼和機(jī)身（包括前體）組合外形所發(fā)生的搖滾現(xiàn)象。顯然，這一類外形更加接近真實(shí)飛行器，因此，其搖滾現(xiàn)象具有更加重要的實(shí)際意義。

試驗(yàn)結(jié)果表明：由前體渦誘導(dǎo)的翼／體搖滾往往比單獨(dú)機(jī)翼前緣渦誘導(dǎo)的搖滾更加強(qiáng)烈。某典型戰(zhàn)斗機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果顯示：只需要不到3個(gè)振動(dòng)周期，即可發(fā)展成振幅為30°～40°的極限環(huán)振動(dòng)（而對(duì)一個(gè)80°前緣后掠翼常常需要差不多10個(gè)周期）。在某種程度上，這是非常危險(xiǎn)的狀態(tài)，因?yàn)樗鼪]有足夠的時(shí)間留給飛行員操縱飛行器從極限環(huán)振動(dòng)中恢復(fù)到正常飛行狀態(tài)。

目前針對(duì)三角翼的研究開展得較多，研究也比較深入，針對(duì)翼體搖滾問題的研究，由于問題的復(fù)雜性等原因，相應(yīng)的研究開展得較少，本項(xiàng)研究主要針對(duì)翼體搖滾問題開展相關(guān)研究。

試驗(yàn)主要采用翼身組合體模型大迎角下的翼體搖滾特性進(jìn)行了研究，研究的參數(shù)包括：不同的機(jī)翼形狀，不同的翼位置，不同馬赫數(shù)，不同迎角，給出了典型的結(jié)果。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng) 洞

試驗(yàn)是在氣動(dòng)中心高速所的FL－23風(fēng)洞中完成的。FL－23風(fēng)洞系試驗(yàn)段橫截面為0.6m×0.6m的直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.3～4.5，馬赫數(shù)控制精度為±0.005。迎角范圍為－10°～50°，試驗(yàn)段上下壁面為開孔率4.2%的60°斜孔壁，兩側(cè)為實(shí)壁［4］。

1.2 模 型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐砩斫M合體模型。模型全長(zhǎng)：504mm；模型展長(zhǎng)：281.4mm；機(jī)身直徑：50mm。模型迎角為0°時(shí)在風(fēng)洞中的堵塞度約為0.6%，模型迎角為30°時(shí)在風(fēng)洞中的堵塞度約為3.2%。

模型示意圖以及其在風(fēng)洞中安裝情況見圖1。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Models of test

1.3 其它設(shè)備

自由搖滾裝置采用精密機(jī)械球軸承支撐，通過聯(lián)接裝置與單支臂大迎角機(jī)構(gòu)相聯(lián)，通過12位絕對(duì)式軸角編碼器來測(cè)量模型的角位移，測(cè)量精度可達(dá)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，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集由PXI－4472B動(dòng)態(tài)信號(hào)采集模塊完成，最高采樣頻率為100kHz。

數(shù)據(jù)處理公式如下：以平均滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角均方根、減縮頻率來表征自由搖滾運(yùn)動(dòng)的3個(gè)量，其具體處理公式如下：

滾轉(zhuǎn)角均方根：

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

試驗(yàn)中得到了包括不同的馬赫數(shù)、不同迎角、不同機(jī)翼位置、不同機(jī)翼形狀的翼身組合體模型滾轉(zhuǎn)特性。試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍0.3～0.7，迎角范圍20°～40°，相應(yīng)雷諾數(shù)范圍0.65×107／m～1.29×107／m。

圖2中給出了重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)條件為30°后掠三角翼，M＝0.4，翼尖距離模型頭部4D（D為模型直徑），從圖2可見試驗(yàn)結(jié)果的重復(fù)性精度較高，特別是在迎角35°和40°滾轉(zhuǎn)角的均方根基本重合，在小迎角條件下滾轉(zhuǎn)角的均方根存在一定差異。

圖2 試驗(yàn)重復(fù)性（30°后掠翼，M＝0.4，翼位置4 D）Fig.2 Repeatability of the test data

2.1 不同機(jī)翼外形對(duì)翼身組合體搖滾特性的影響

試驗(yàn)共加工5副機(jī)翼，分別為30°后掠角三角翼、50°后掠角三角翼、50°后掠角梯形翼、72°后掠角三角翼、30°帶邊條（72°）后掠翼。其中50°后掠角三角翼、50°后掠角梯形翼、72°后掠角三角翼三種機(jī)翼的翼身組合體在所研究范圍內(nèi)沒有明顯的搖滾現(xiàn)象發(fā)生，在所研究的參數(shù)范圍內(nèi)，對(duì)翼身組合體模型來說，較大的后掠角（大于50°）時(shí)無搖滾發(fā)生。30°后掠角機(jī)翼（鋼制翼）在所研究迎角及馬赫數(shù)范圍內(nèi)，具有較明顯的翼體搖滾現(xiàn)象發(fā)生，30°帶邊條（72°）后掠翼會(huì)發(fā)生不規(guī)則的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)（沒有固定的頻率），通過比較30°帶邊條（72°）后掠翼與30°后掠角機(jī)翼兩種模型的搖滾特性可以發(fā)現(xiàn)，邊條翼的引入對(duì)機(jī)翼?yè)u滾起抑制作用。其后對(duì)迎角及馬赫數(shù)的研究主要基于30°后掠翼，機(jī)翼頭部距離模型頭部4倍直徑的位置。

2.2 不同迎角對(duì)翼身組合體搖滾特性的影響

迎角的影響主要針對(duì)30°后掠翼4D位置模型開展。在較小的迎角條件下（M＝0.3及0.4時(shí)迎角小于25°）試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭怀霈F(xiàn)圍繞平衡滾轉(zhuǎn)角的微振，滾轉(zhuǎn)角的均方根在5°～10°之間，也沒有明顯的搖滾頻率，考慮其形成的原因可能主要是由于氣流的湍流脈動(dòng)所引起，在迎角30°、35°、40°三種條件下形成具有明顯周期的極限環(huán)搖滾，其中在迎角35°時(shí)其搖滾的滾轉(zhuǎn)角的均方根最大，并且搖滾振幅比較均勻。圖3給出了30°后掠翼迎角為35°時(shí)的一個(gè)典型的搖滾結(jié)果。

圖3 自由搖滾時(shí)間歷程Fig.3 History of free to roll

2.3 不同馬赫數(shù)對(duì)翼身組合體搖滾特性的影響

以30°后掠翼，翼位置4D模型狀態(tài)的翼身組合體為基礎(chǔ)開展馬赫數(shù)對(duì)翼身組合體搖滾特性影響的研究，圖4給出了模型在不同馬赫數(shù)條件下的搖滾特性，由圖可見，M＝0.3與M＝0.4情況下的搖滾特性類似，均在α＝35°附近出現(xiàn)峰值，而馬赫數(shù)M＝0.5與M＝0.6條件下的峰值發(fā)生在α＝30°附近，M＝0.6比M＝0.5時(shí)略大，并且搖滾幅值的均方根較小為σ＝16°左右，當(dāng)M＝0.7時(shí)，可能由于出現(xiàn)了激波的影響，其搖滾滾轉(zhuǎn)角的均方根隨迎角分布與前幾個(gè)狀態(tài)有所不同，在迎角20°～35°范圍內(nèi)呈現(xiàn)拋物線型分布。在同一馬赫數(shù)條件下，搖滾運(yùn)動(dòng)的頻率基本相同，從M＝0.3～0.7這一過程中，其搖滾頻率分別為4.3、6.0、8.0、9.2、10.3，總的來說搖滾頻率是隨著馬赫數(shù)的增加而增加的。圖5給出了搖滾頻率及搖滾減縮頻率隨馬赫數(shù)變化的示意圖。

圖4 不同馬赫數(shù)下的搖滾振幅（30°后掠翼，M＝0.4，翼位置4 D）Fig.4 Roll amplitude at different mach numbers

圖5 搖滾頻率及減縮頻率隨馬赫數(shù)變化曲線Fig.5 Frequency and reduced frequency at different Mach numbers

2.4 不同機(jī)翼位置對(duì)翼身組合體搖滾特性的影響

在30°后掠翼，M＝0.4，迎角35°條件下研究不同機(jī)翼位置對(duì)翼身組合體搖滾特性的影響，圖6給出了在該條件下不同機(jī)翼位置（3D、4D、5D）的滾轉(zhuǎn)角均方根，從圖示可見從3D位置開始隨著機(jī)翼位置的后移滾轉(zhuǎn)角的均方根開始減小，說明頭尖渦對(duì)機(jī)翼的影響逐漸減小。

2.5 翼體搖滾形成機(jī)理的空間流態(tài)分析

圖7給出了基于CFD的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，所給狀態(tài)為M＝0.4，γ＝20°，α＝35°，從翼面流動(dòng)來看，下沉一側(cè)的分離渦渦核更加靠近機(jī)翼表面，同時(shí)從機(jī)翼表面的壓力分布來看也是提供的回復(fù)力矩。也可以看成存在偏離一側(cè)機(jī)翼方向的側(cè)滑角，這也將導(dǎo)致下沉一側(cè)的分離渦渦核距離物面較近，提供模型的回復(fù)機(jī)制。

圖6 機(jī)翼位置對(duì)滾轉(zhuǎn)角均方根的影響Fig.6 Mean square root of roll amplitude with different wing positions

圖7 M＝0.4，γ＝20°，α＝35°空間流態(tài)Fig.7 Space flow at M＝0.4，γ＝20°，α＝35°

總的來說翼體搖滾形成需要的兩個(gè)條件為回復(fù)機(jī)制（主要存在于大滾轉(zhuǎn)角條件）與偏離機(jī)制（主要存在于平衡滾轉(zhuǎn)角附近），其中回復(fù)機(jī)制可以通過上面兩種流態(tài)的分析給出，而偏離機(jī)制與流動(dòng)相對(duì)于運(yùn)動(dòng)相對(duì)滯后有關(guān)，需要進(jìn)一步開展動(dòng)態(tài)的流態(tài)觀察來加以分析。

3 結(jié) 論

通過對(duì)翼身組合體自由搖滾試驗(yàn)研究可以得出以下結(jié)論：

（1）本次試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性較好，數(shù)據(jù)質(zhì)量較高，試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律合理；

（2）較大的后掠角對(duì)翼體搖滾起抑制作用，加裝邊條翼也可以部分抑制翼體搖滾現(xiàn)象發(fā)生；

（3）翼體搖滾隨迎角的增加幅值增加，達(dá)到峰值后開始減??；

（4）隨著馬赫數(shù)增加，搖滾振幅峰值對(duì)應(yīng)迎角減小，形成極限環(huán)搖滾后隨馬赫數(shù)增加頻率而增加，減縮頻率在M＝0.5時(shí)存在峰值。

［1］Alain Pelletier.Dynamic behavior of an 80／65doubledelta wing in roll［R］.AIAA－98－4353.

［2］ERISSON L E.Wing rock generated by forbody vorteces［J］.J.Aircraft，1989，26（2）.

［3］伍開元.面向先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì)的非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，1997，11（2）：14－18.

［4］樊開導(dǎo).0.6m×0.6m 跨超聲速風(fēng)洞性能與使用CARDC－2［R］.1990.

［5］TRICKEY C M，EDWARDS J A，SHAW S.Experimental and computational assessment of the dynamic stability of a supersonic square section missile［R］.AIAA 2004－5454.

［6］袁先旭.非定常流動(dòng)數(shù)值模擬及飛行器動(dòng)態(tài)特性分析研究［D］.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心博士學(xué)位論文，2002.

［7］陶洋，趙忠良，楊海泳，等.方形截面導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)搖滾特性研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2009，23（2）：50－53

［8］劉偉，張涵信.細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼?yè)u滾的數(shù)值模擬及物理特性分析［J］.力學(xué)學(xué)報(bào)，2005，37（4）：385－392.

陶 洋（1980－），男，湖北麻城人，博士。研究方向：非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)。通信地址：四川省綿陽(yáng)市中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000）

Investigation on wing rock of wing－body configuration at high speed wind tunnel

TAO Yang，ZHAO Zhong－liang，YANG Hai－yong
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

The free to roll test technique in high speed wind tunnel is presented in this paper，including test apparatus and test methods as well as data acquisition.A test investigation of the dynamic behavior of an wing－body configuration at high angle of attack was conducted.Dynamic motions were obtained on the wing－body configuration that was free to rotate about its longitudinal axis，different dynamic rolling motions were observed depending on the angle of attack of the model sting.Two dynamic regimes included damped oscillations，quasi－limit－cycle rock motion.The sweep－back angle of the wing－body configuration have significant influence on the dynamic behavior in roll.The amplitude of the wing rock is parabolic with the angle of attack，and with the increase of Mach number the biggest wing rock amplitude are restrained.

rock；wing－body configuration；high angle of attack；quasi－limit－cycle；high speed wind tunnel test

V211.3

A

1672－9897（2011）06－0045－04

2011－01－14；

2011－07－29

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（10972233）