80°／65°雙三角翼滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性預(yù)測研究

陶 洋，趙忠良，李 浩，楊海泳，李玉平

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)試驗(yàn)室，四川 綿陽 621000）

0 引 言

大后掠機(jī)翼在大迎角飛行時(shí)由于滾轉(zhuǎn)阻尼下降、飛行器前體渦、側(cè)緣渦誘導(dǎo)、氣動(dòng)力非線性、氣動(dòng)力滯后和激波誘導(dǎo)的分離等都會(huì)誘發(fā)機(jī)翼搖滾（wing rock）或其他非指令的自激運(yùn)動(dòng)，同時(shí)由于縱橫向自由度的耦合，嚴(yán)重影響了飛機(jī)的安全性和操縱性，大大限制了飛行器的機(jī)動(dòng)性和敏捷性發(fā)揮［1-3］。

本研究旨在加深現(xiàn)代飛機(jī)大迎角飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)特性及相應(yīng)的流動(dòng)機(jī)理的理解。用80°／65°雙三角翼模型作為現(xiàn)代飛機(jī)邊條翼加大后掠機(jī)翼構(gòu)型的簡化模型。探索通過飛行器的定常／準(zhǔn)定常氣動(dòng)力數(shù)據(jù)對飛行器阻尼振幅衰減、機(jī)翼搖滾、分叉等滾轉(zhuǎn)特性預(yù)測的方法判據(jù)。

分別通過靜態(tài)測力試驗(yàn)及動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)獲得了雙三角翼模型在大迎角條件下的滾轉(zhuǎn)力矩特性以及動(dòng)導(dǎo)數(shù)特性，從而對雙三角翼大迎角條件下的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)特性進(jìn)行了預(yù)測，最后通過自由搖滾試驗(yàn)對預(yù)測結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-23風(fēng)洞中完成。FL-23風(fēng)洞系試驗(yàn)段橫截面為0.6m×0.6m 的半回流暫沖式跨聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.3～4.5，馬赫數(shù)控制精度：±0.005。迎角范圍：-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

雙三角翼模型試驗(yàn)采用尾部支撐，利用中心體與天平連接，中心體外徑32mm。為了減輕結(jié)構(gòu)重量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，雙三角翼模型為鋁質(zhì)（LC4）材料加工，其底邊邊長200.88mm，厚度6mm。模型凈重0.807kg，體軸的搖滾主慣性矩為3.2×10-4kg·m2。具體模型參數(shù)見表1。

表1 雙三角翼模型主要參數(shù)Table 1 The key parameters of the double-delta wing models

1.3 其他設(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位絕對式軸角編碼器來測量模型的角位移，測量精度可達(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，試驗(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100K。模型在風(fēng)洞中的安裝情況見圖2。

圖1 80°／65°雙三角翼示意圖Fig.1 The schematic of 80°／65°double-delta wing

滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)裝置采用一臺(tái)110BC380B步進(jìn)電機(jī)作動(dòng)力，通過一個(gè)機(jī)械運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)，將電機(jī)的連續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為尾支桿的滾轉(zhuǎn)振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，其振動(dòng)角位移幅值為1.5°，電機(jī)轉(zhuǎn)速由計(jì)算機(jī)、STD 系統(tǒng)控制。動(dòng)導(dǎo)數(shù)測試系統(tǒng)主要包括放大器、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等，測試系統(tǒng)采用HP公司基于VXI總線結(jié)構(gòu)的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該系統(tǒng)是完全并行的具有16位分辨率的8通道數(shù)據(jù)采集模板，其相位誤差小于0.1°，能夠?yàn)楦鞣N動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)提供可靠的原始數(shù)據(jù)。

圖2 試驗(yàn)風(fēng)洞及模型Fig.2 The wind tunnel and the testing model

為了提高滾轉(zhuǎn)力矩測量精度，測力及動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)采用小滾轉(zhuǎn)力矩量程的五分量天平測量（天平編號(hào)2N5-21A），天平量程見表2。

表2 五分量天平Table 2 The nominal loads of 5-components internal force balance

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 測力試驗(yàn)結(jié)果

測力試驗(yàn)條件為馬赫數(shù)0.3，雷諾數(shù)為2.7×105，參考長度為中心體直徑。通過靜態(tài)測力試驗(yàn)獲得了不同迎角下的靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，具體情況見圖3。從圖示可見，在迎角20°和25°時(shí)，φ=0°附近滾轉(zhuǎn)力矩對滾轉(zhuǎn)角的斜率為負(fù)，說明在φ=0°附近模型靜態(tài)穩(wěn)定，該點(diǎn)為模型的一個(gè)靜態(tài)平衡點(diǎn)或者搖滾的平衡點(diǎn)，即為一點(diǎn)吸引子或者極限環(huán)吸引子。當(dāng)30°≤α≤35°時(shí)φ=0°附近滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)大于零，即靜導(dǎo)數(shù)大于零，所以在該滾轉(zhuǎn)角下模型不穩(wěn)定，在這些迎角條件下從滾轉(zhuǎn)力矩曲線上判斷，過零且斜率小于零的點(diǎn)為穩(wěn)定點(diǎn)，出現(xiàn)在φ=±15°附近，從而可以判斷在φ=±15°附近會(huì)出現(xiàn)側(cè)偏的平衡或者側(cè)滾。隨著迎角的增加，在38°≤α≤45°區(qū)間，整個(gè)滾轉(zhuǎn)角范圍內(nèi)，只出現(xiàn)了一個(gè)穩(wěn)定的過零點(diǎn)即φ=0°，所以判斷該點(diǎn)為點(diǎn)吸引子或者極限環(huán)吸引子。

圖3 靜態(tài)測力滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Fig.3 Static roll moment coefficients

2.2 動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果

圖4給出了雙三角翼的動(dòng)導(dǎo)數(shù)結(jié)果，從圖中可見，φ=0°時(shí)在迎角25°以下動(dòng)導(dǎo)數(shù)均小于零，同時(shí)從前面的靜態(tài)測力結(jié)果可知在φ=0°處斜率小于零，說明在該狀態(tài)下模型動(dòng)穩(wěn)定且靜穩(wěn)定，從而判斷模型在該處的穩(wěn)定形態(tài)為點(diǎn)吸引子。在迎角30°≤α≤35°附近，φ=0°時(shí)模型動(dòng)穩(wěn)定但靜不穩(wěn)定，說明該點(diǎn)不是一個(gè)穩(wěn)定的平衡點(diǎn)，模型不能穩(wěn)定在該點(diǎn)或圍繞該點(diǎn)做極限環(huán)振動(dòng)，α=40°時(shí)，φ=0°處的動(dòng)導(dǎo)數(shù)大于零，同時(shí)從測力結(jié)果可知φ=0°處的斜率小于零，從而可以判斷φ=0°為該迎角條件下的一個(gè)極限環(huán)吸引子，會(huì)出現(xiàn)搖滾運(yùn)動(dòng)。

圖4 雙三角翼動(dòng)導(dǎo)數(shù)（φ=0°）Fig.4 Dynamic stability derivative of double-delta wing

2.3 自由搖滾試驗(yàn)

馬赫數(shù)0.3時(shí)，三角翼的滾轉(zhuǎn)特性隨迎角的變化明顯分為幾個(gè)區(qū)域，圖5為馬赫數(shù)0.3時(shí)雙三角翼的滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化歷程。

在迎角小于30°之前，模型是靜穩(wěn)定的，在滾轉(zhuǎn)角0°附近小幅振蕩，引起振蕩的原因主要是氣流的不均勻。在迎角35°時(shí)形成具有兩個(gè)平衡位置的搖滾運(yùn)動(dòng)，平衡滾轉(zhuǎn)角位置分別位于±15°附近，在迎角40°形成繞0°平衡位置的搖滾運(yùn)動(dòng)，振幅在15°左右。這些狀態(tài)完全驗(yàn)證了前面通過靜態(tài)測力結(jié)果與動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果對運(yùn)動(dòng)形態(tài)的分析。驗(yàn)證了預(yù)測方法的正確性。

圖5 M=0.3時(shí)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程Fig.5 Time histories of rolling for M=0.3

圖6給出了M=0.3時(shí)的相圖，形成搖滾后兩個(gè)典型的狀態(tài)。35°迎角相圖呈現(xiàn)蝴蝶狀，40°相圖呈準(zhǔn)極限環(huán)振蕩。

圖6 M=0.3時(shí)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的相圖Fig.6 Phase planes for M=0.3

3 結(jié) 論

通過研究得出以下結(jié)論：

（1）80°／65°雙三角翼模型隨迎角的增加，搖滾運(yùn)動(dòng)形態(tài)為靜穩(wěn)定，多平衡點(diǎn)搖滾，單平衡點(diǎn)搖滾；

（2）通過靜態(tài)氣動(dòng)力及動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)結(jié)果可以對雙三角翼模型的滾轉(zhuǎn)動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行較好地預(yù)測，包括滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)形態(tài)及對應(yīng)的迎角范圍等，預(yù)測結(jié)果與自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

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