邊條翼和近距鴨翼布局模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性分析

李其暢，趙忠良，楊海泳，李玉平，馬 上，史曉軍

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

邊條翼和近距鴨翼布局模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性分析

李其暢＊，趙忠良，楊海泳，李玉平，馬 上，史曉軍

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

針對(duì)邊條翼與近距鴨翼這兩類(lèi)典型戰(zhàn)斗機(jī)布局模型，在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-24風(fēng)洞進(jìn)行了大振幅俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與模型自由搖滾試驗(yàn)，并對(duì)比分析了邊條翼與近距鴨翼布局模型高速大迎角的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性。結(jié)果表明：邊條翼模型縱向動(dòng)態(tài)特性明顯優(yōu)于近距鴨翼模型，尤其是俯仰力矩遲滯效應(yīng)更強(qiáng)；近距鴨翼模型在攻角26°～45°區(qū)間出現(xiàn)了較大的滾轉(zhuǎn)力矩，容易誘發(fā)搖滾運(yùn)動(dòng)；最后，通過(guò)自由搖滾試驗(yàn)驗(yàn)證了俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)分析結(jié)論，即近距鴨翼模型在迎角大于30°后出現(xiàn)了極限環(huán)搖滾現(xiàn)象。

風(fēng)洞試驗(yàn)；邊條機(jī)翼；近距鴨翼；俯仰；非定常空氣動(dòng)力

0 引 言

良好的大迎角機(jī)動(dòng)性能已是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的基本要求。改善大迎角機(jī)動(dòng)性主要從兩個(gè)方面努力：一是提高最大升力系數(shù)，減少誘導(dǎo)阻力和擴(kuò)大抖振邊界；二是改善大迎角飛行品質(zhì)，使飛機(jī)具有抗失速和抗尾旋性能?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)一般采用中等或大后掠角且相對(duì)厚度很小的機(jī)翼，而且機(jī)頭也很細(xì)長(zhǎng)。這類(lèi)飛機(jī)的特點(diǎn)是在不大的迎角時(shí)即發(fā)生分離，而且為旋渦流型。如何利用分離旋渦空氣動(dòng)力特性已經(jīng)是新一代戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要課題，并且得到了廣泛的應(yīng)用，取得了很大的效果。邊條機(jī)翼和近距鴨式布局是典型代表［1-6］。

對(duì)于邊條機(jī)翼布局，大后掠的細(xì)長(zhǎng)翼在很小的迎角時(shí)氣流就自前緣分離形成旋渦，這種分離旋渦是非常穩(wěn)定的，而且隨著迎角增大其強(qiáng)度不斷增加，產(chǎn)生較大的渦升力。但細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼的低速性能不好，阻力大，起飛、著陸性能差。著眼于利用細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼的旋渦流動(dòng)，20世紀(jì)70年代出現(xiàn)邊條機(jī)翼的氣動(dòng)布局。在機(jī)翼前方加一細(xì)長(zhǎng)的邊條，邊條在大迎角時(shí)大幅度地提高全機(jī)的升力并減小了阻力，這是邊條渦本身的增升及與其后機(jī)翼流場(chǎng)有利干擾的結(jié)果。邊條機(jī)翼氣動(dòng)布局是旋渦空氣動(dòng)力學(xué)應(yīng)用取得極大成就的典型例子。美國(guó)、前蘇聯(lián)和中國(guó)的戰(zhàn)機(jī)如F-16、F-18、米格-29、Su-27和J11等均采用邊條機(jī)翼的布局。就近距鴨式布局來(lái)說(shuō)，在20世紀(jì)60年代，瑞典的SAAB-37戰(zhàn)斗機(jī)采用近距鴨式布局，成功地將旋渦空氣動(dòng)力學(xué)應(yīng)用在飛機(jī)設(shè)計(jì)上，這種布局的最大特點(diǎn)是大后掠角的鴨面渦與機(jī)翼的流動(dòng)產(chǎn)生有利干擾，推遲機(jī)翼分離，增加大迎角升力，減小阻力，對(duì)提高機(jī)動(dòng)性有明顯的好處。在此以后，世界各國(guó)都對(duì)近距鴨式布局進(jìn)行了廣泛的研究，主要圍繞充分發(fā)揮旋渦型的優(yōu)點(diǎn)和抑制它的缺點(diǎn)，均取得巨大的成功。瑞典、法國(guó)、美國(guó)、以色列和中國(guó)的戰(zhàn)機(jī)如SAAB-37、JAS-39、幻影2000、Rafale、EAF、X-29、LAVI和J10等均采用近距鴨式機(jī)翼的布局。

“機(jī)翼?yè)u滾”是自三代飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)以來(lái)所面臨的又一個(gè)重要的非定常氣動(dòng)力問(wèn)題之一。由于繞流的非對(duì)稱(chēng)所導(dǎo)致的機(jī)翼?yè)u滾成為空氣動(dòng)力學(xué)研究的重點(diǎn)問(wèn)題之一。自20世紀(jì)80年代以來(lái)，國(guó)內(nèi)外空氣動(dòng)力學(xué)界對(duì)以三角翼為代表的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，得到了一些認(rèn)識(shí)，但主要集中在低速范圍［7-16］。關(guān)于高速條件下的飛機(jī)模型的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究的結(jié)果見(jiàn)諸文獻(xiàn)報(bào)道的較少。高速條件下，邊條機(jī)翼布局、近距鴨式機(jī)翼布局飛機(jī)模型的俯仰、搖滾運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，也是人們關(guān)心的重要問(wèn)題之一。

為了研究邊條翼和近距鴨翼布局的動(dòng)態(tài)特性，探索其動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性之間的差異，分析其動(dòng)態(tài)品質(zhì)特性，并為改進(jìn)優(yōu)化布局設(shè)計(jì)和操縱控制措施提供技術(shù)支撐，在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）的FL-24風(fēng)洞開(kāi)展了邊條機(jī)翼布局、近距鴨式機(jī)翼布局飛機(jī)模型［17-18］的大迎角俯仰振蕩動(dòng)態(tài)特性對(duì)比研究試驗(yàn)，并對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了初步分析。

1 模型和試驗(yàn)設(shè)備

1.1 模型

試驗(yàn)研究所選取的模型為簡(jiǎn)化的邊條翼布局模型（圖1）、鴨翼布局模型（圖2）和70°三角翼模型［19］（圖3）。其中邊條翼與鴨翼布局模型幾何參數(shù)相當(dāng)，見(jiàn)圖4。70°三角翼模型用于試驗(yàn)驗(yàn)證，其下表面前緣均削尖，為25°楔角，并有一個(gè)鼓包，以便安裝測(cè)力天平。模型的投影面積與風(fēng)洞橫截面積之比不超過(guò)1.2%。

圖1 邊條翼布局飛機(jī)模型示意圖Fig.1 Model of hinged strake-wing

圖2 鴨式布局飛機(jī)模型示意圖Fig.2 Model of close-coupled wing-canard

圖3 70°三角翼模型簡(jiǎn)圖Fig.3 Model of 70-dge delta wing

圖4 邊條和鴨式布局對(duì)比模型簡(jiǎn)圖Fig.4 Sketch of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard models

1.2 俯仰振蕩機(jī)構(gòu)

為實(shí)現(xiàn)模型的大振幅快速俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)，在CARDC的FL-24風(fēng)洞研制了專(zhuān)用的動(dòng)態(tài)失速機(jī)構(gòu)和機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的控制系統(tǒng)。試驗(yàn)裝置由變頻器控制電機(jī)驅(qū)動(dòng)，通過(guò)皮帶輪帶動(dòng)飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)。由偏心輪、推桿和轉(zhuǎn)窗組成四連桿運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，將飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)變?yōu)閮?nèi)外窗同步的往返振蕩。在內(nèi)轉(zhuǎn)窗上的π形支架與轉(zhuǎn)窗同步運(yùn)動(dòng)。π形支架上安裝有天平并以尾支撐形式支撐模型，使模型進(jìn)行純俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)。機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)精度在3%以?xún)?nèi)。FL-24風(fēng)洞動(dòng)態(tài)失速機(jī)構(gòu)的主要技術(shù)參數(shù)為：平均迎角am分別為15°、30°和45°；振幅aa為1°、5°、10°、15°、20°、25°和30°；振蕩頻率：1～10Hz可調(diào)。

1.3 自由搖滾機(jī)構(gòu)

模型迎角由大迎角單支臂尾撐裝置帶動(dòng)，最大迎角可達(dá)43°。通過(guò)電磁離合器，模型的初始釋放滾轉(zhuǎn)角可任意給定，可以研究初始滾轉(zhuǎn)角對(duì)模型搖滾的影響。模型的滾轉(zhuǎn)角通過(guò)編碼器測(cè)量，得到不同條件下模型的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)形態(tài)。試驗(yàn)方法為首先調(diào)節(jié)好模型滾轉(zhuǎn)角位置，然后鎖定電磁離合器，等風(fēng)洞啟動(dòng)后模型走到預(yù)定迎角、且流場(chǎng)穩(wěn)定后釋放電磁離合器，由編碼器記錄模型的搖滾運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程。

1.4 測(cè)量控制與數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)

俯仰振蕩試驗(yàn)技術(shù)在使用風(fēng)洞的測(cè)量控制處理系統(tǒng)的同時(shí)，還使用了專(zhuān)門(mén)研制的動(dòng)態(tài)失速測(cè)控系統(tǒng)，以完成試驗(yàn)中的振動(dòng)控制、采樣控制和各種試驗(yàn)數(shù)據(jù)的測(cè)量、檢測(cè)和數(shù)據(jù)處理。測(cè)得的全部電信號(hào)先經(jīng)過(guò)多通道高精度放大器和低通濾波，再由采樣控制系統(tǒng)控制所有的通道，同步采樣和A/D轉(zhuǎn)換。根據(jù)數(shù)字濾波后的數(shù)字序列進(jìn)行氣動(dòng)載荷計(jì)算。在計(jì)算時(shí)使用“有風(fēng)-無(wú)風(fēng)”方式扣除慣性和阻尼影響，求得各瞬時(shí)的氣動(dòng)系數(shù)，然后再用若干周期的氣動(dòng)系數(shù)進(jìn)行總體平均，得出最終結(jié)果。

1.5 標(biāo)模驗(yàn)證

為了考核試驗(yàn)的可靠性，采用70°三角翼模型進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)，圖5給出了2003年3月、2009年7月、2010年8月和2014年5月的動(dòng)態(tài)重復(fù)性對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)條件為M＝0.40、減縮頻率Str＝0.0133，αa＝αm＝30°。從圖5的CN和Cm曲線(xiàn)比較可以得到：在試驗(yàn)條件下，不同期試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性，風(fēng)洞及動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)工作正常。需要說(shuō)明的是，2003年進(jìn)行動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的洞體條件為常規(guī)試驗(yàn)段（上下壁板為開(kāi)孔壁板）、2009年以后的洞體條件為上下開(kāi)槽壁板驗(yàn)段；2003年進(jìn)行動(dòng)態(tài)試驗(yàn)所采用3N3-36動(dòng)態(tài)天平測(cè)量模型氣動(dòng)力，2009年以后試驗(yàn)的模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力采用的3N5-28A內(nèi)式五分量動(dòng)態(tài)天平測(cè)量。

圖5 70°三角翼重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Results repeatitive experiments of 70°delta wing

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 邊條翼、近距鴨翼布局模型縱向動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性

圖6給出了試驗(yàn)條件為M＝0.40、Str＝0.013 90、0.013 04和M＝0.60、Str＝0.009 17、0.017 18試驗(yàn)條件下，αa＝30°和αm＝30°時(shí)邊條機(jī)翼模型、近距耦合鴨翼模型的縱向動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果。CN～α曲線(xiàn)表明，邊條翼布局飛機(jī)模型在試驗(yàn)迎角0°～60°范圍均表現(xiàn)為明顯的氣動(dòng)力“遲滯”特性，且相應(yīng)Cm～α曲線(xiàn)的“遲滯”特征較為明顯，即產(chǎn)生的動(dòng)態(tài)響應(yīng)較為強(qiáng)烈。相比較而言，近距耦合鴨翼模型的CN～α曲線(xiàn)只在迎角20°～60°范圍表現(xiàn)為法向力“遲滯”，而Cm～α曲線(xiàn)的“遲滯”特征不明顯，且呈縱向靜不穩(wěn)定或臨界穩(wěn)定。同時(shí)，邊條機(jī)翼模型在迎角約0°～10°范圍、40°～50°范圍表現(xiàn)為靜不穩(wěn)定狀態(tài)，在迎角約10°～40°范圍表現(xiàn)為靜穩(wěn)定狀態(tài)。

邊條翼和近距鴨翼布局都是戰(zhàn)斗機(jī)在總體布局設(shè)計(jì)上成功利用旋渦空氣動(dòng)力的典型例子，且在現(xiàn)役戰(zhàn)機(jī)上的應(yīng)用取得了較大的成功。但是，在邊條翼與鴨翼兩者幾何參數(shù)相當(dāng)且來(lái)流條件相同的情況下，邊條翼和近距鴨翼的作用和氣動(dòng)效率還是存在一定的差異。就本項(xiàng)試驗(yàn)研究模型而言，在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，邊條翼布局由于邊條渦與機(jī)翼渦產(chǎn)生有利干擾得到加強(qiáng)，邊條與機(jī)身頭部向下，邊條的上洗作用更為明顯，表現(xiàn)為法向力曲線(xiàn)的斜率高，CNmax值較大，達(dá)到CNmax值的迎角也較大，表明邊條渦在機(jī)翼后緣破裂時(shí)的迎角較大。

2.2 邊條翼、近距鴨翼布局模型橫向動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性

在俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)過(guò)程中，采用了五分量天平獲得了模型的橫向氣動(dòng)特性。圖7給出了邊條翼模型、近距耦合鴨翼模型的橫向動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果。曲線(xiàn)表明在試驗(yàn)條件下，近距鴨翼模型在迎角26°～45°區(qū)間出現(xiàn)較大滾轉(zhuǎn)力矩，可能誘發(fā)模型的搖滾運(yùn)動(dòng)，且Cl～α曲線(xiàn)、Cn～α曲線(xiàn)與Cy～α曲線(xiàn)均呈較為明顯的非線(xiàn)性變化特征。而邊條翼模型在30°迎角以后呈現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)的側(cè)向力，在40°迎角以后呈現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)的偏航力矩，其滾轉(zhuǎn)力矩的量值較近距鴨翼模型的要小，表明邊條翼對(duì)非對(duì)稱(chēng)渦流的抑制作用要優(yōu)于近距鴨翼布局。

2.3 自由搖滾特性試驗(yàn)結(jié)果

為了驗(yàn)證俯仰動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)的結(jié)果，對(duì)邊條翼和近距鴨翼布局模型還進(jìn)行了自由搖滾特性試驗(yàn)研究。

圖8、圖9為M＝0.40時(shí)近距鴨翼布局模型與邊條翼布局模型的自由搖滾時(shí)間歷程曲線(xiàn)。需要說(shuō)明的是，俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與自由搖滾試驗(yàn)所用模型相同，在進(jìn)行模型自由搖滾試驗(yàn)時(shí)，將兩個(gè)模型均進(jìn)行配重，將模型的質(zhì)心調(diào)整到模型的軸線(xiàn)上，搖滾試驗(yàn)時(shí)模型軸線(xiàn)與支桿軸線(xiàn)是重合的。

圖8顯示近距鴨翼模型在迎角32°～45°出現(xiàn)較為明顯的等幅自由搖滾運(yùn)動(dòng)，其振蕩幅度大約近30°，即出現(xiàn)了振幅約為30°的準(zhǔn)極限環(huán)振蕩。而圖9給出的邊條翼模型搖滾特性時(shí)間歷程在迎角范圍內(nèi)無(wú)明顯的搖滾或者側(cè)偏、側(cè)滾發(fā)生，只是在個(gè)別迎角發(fā)生圍繞γ0≈0°的微震，說(shuō)明邊條翼有效抑制了大攻角非對(duì)稱(chēng)特性，沒(méi)有出現(xiàn)準(zhǔn)極限環(huán)振蕩。

通過(guò)以上俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)和自由搖滾試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比分析，表明兩種試驗(yàn)結(jié)果是一致的。

圖6 模型縱向動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Longitudinal dynamic results of models

圖7 模型橫向動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Horizontal dynamic results of models

圖8 近距鴨翼模型自由搖滾特性時(shí)間歷程Fig.8 Time course on free-to-roll of close-coupled wing-canard model

圖9 邊條翼模型自由搖滾特性時(shí)間歷程Fig.9 Time course on free-to-roll of hinged strake-wing model

3 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)比研究邊條翼與近距鴨翼布局模型大振幅俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)與模型自由搖滾試驗(yàn)結(jié)果，在試驗(yàn)條件下，可得出如下結(jié)論：

（1）邊條翼模型縱向動(dòng)態(tài)特性明顯優(yōu)于近距鴨翼模型，尤其是俯仰力矩遲滯效應(yīng)更強(qiáng)；

（2）近距鴨翼模型在迎角26°～45°區(qū)間出現(xiàn)了較大的滾轉(zhuǎn)力矩，容易誘發(fā)搖滾運(yùn)動(dòng)；

（3）自由搖滾試驗(yàn)結(jié)果表明近距鴨翼模型在迎角大于30°后出現(xiàn)了極限環(huán)搖滾現(xiàn)象，驗(yàn)證了俯仰動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果的分析結(jié)論。

［1］ 方寶瑞.飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)［M］.航空工業(yè)出版社，1997.

［2］ Weeks T M，Nagaraja K S.Unsteady aerodynamics for air force needs［R］.AIAA-93-3622，1993.

［3］ Kraus H J W.High angle-of-attack characteristics of different configurations［R］.MBB-UFE 1443（），1978.

［4］ Chambers J R，Hall R M.Historical review of uncommanded lateral-directional motions at transonic conditions［J］.Journal of Aircraft，2004，41（3）：436-447.doi：10.2514/1.4470

［5］ Carr L W，McCroskey W J.A review of recent advances in computation and experimental analysis of dynamic stall［C］.International Union of Theoretical and Applied Mechanics on Fluid Dynamics at High Angle of Attack.Tokyo，Japan，1992.

［6］ Hall R M，Woodson S H.Introduction to the Abrupt Wing Stall（AWS）program［J］.Journal of Aircraft，2003，（03）：425-435.doi：10.2514/1.3630

［7］ Alain Pelletier.Dynamic behavior of 80/65double delta wing in roll［R］.AIAA-98-4353，1998.

［8］ Erisson L E.Wing rock generated by forebodyvortices［J］.J.Aircraft，1989.26（2）：110-116.

［9］ Brandon J M.Dynamic stalleffects and application to high performance aircraft［R］.AGARD Report No.776，1991.

［10］Soltani M R，Bragg M B，Brandon J M.Measurements on an oscillating 70-deg delta wing in subsonic flow［J］.Journal of Aircraft，1990，27（3）：211-217.

［11］Jordan F L Jr，et al.High angle-of-attack stability and control improvements for the EA-6Bprowlers［R］.AIAA-87-2361，1987.

［12］Ericsson L E.Control of forebodyflow asymmetry，a critical review［R］.AIAA-90-2833，1990.

［13］Ericsson L E.Critical issues in high-alpha vehicle dynamic［R］.AIAA-91-3221，1991.

［14］Owens D B，Capone F J，Hall R M，et al.Transonic free-to-roll analysis of abrupt wing stall on military aircraft［J］.Journal of Aircraft，2004，41（3）：474-484.

［15］Cobleigh B R.High-angle-of-attack yawing moment asymmetry of the X-31aircraft from flight test［R］.NASA Contractor Report 186030.

［16］Li qichang，Wu Kaiyuan，Zhao Zhongliang，et al.Introduction of dynamic experimental system with large amplitude in the 1.2m×1.2msub-transonic wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2005，23（3）：378-382.（in Chinese）李其暢，伍開(kāi)元，趙忠良，等.1.2m×1.2m高速風(fēng)洞大振幅動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)及其初步應(yīng)用［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2005，23（3）：378-382.

［17］李玉平.邊條翼布局飛機(jī)模型設(shè)計(jì)圖紙［R］.綿陽(yáng)：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，2011，3.

［18］李玉平.近距鴨翼布局飛機(jī)模型設(shè)計(jì)圖紙［R］.綿陽(yáng)：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，2011，4.

Dynamic characteristics of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard configuration fighter models

Li Qichang，Zhao Zhongliang，Yang Haiyong，Li Yuping，Ma Shang，Shi Xiaojun
（HighSpeedAerodynamicInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter，Mianyang621000，China）

The pitching oscillation with large amplitude dynamic test and free-to-roll test on two typical fighter configuration models of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard are conducted in FL-24wind tunnel of China Aerodynamic Research and Development Center（CARDC）.An analysis of the dynamic aerodynamic characteristics of hinged strake-wing model and close-coupled wing-canard configuration is made at high angles of attack.The results show that the longitudinal dynamic characteristic of hinged strake-wing model is obviously better than that of the close-coupled wing-canard model.Especially，the pitching moment hysteresis effect of hinged strake-wing model is stronger.Meanwhile，the roll moment of canard wing model is large at the range of attack angles from 26°to 45°.It means that close-coupled wing-canard model is induced rock more easily.Finally free-to-roll experiment is carried on.The experiment results show the limit cycle rock phenomenon of the canard model appears in the angle of attack greater than 30°degrees，so the analysis conclusions of the longitudinal dynamic test have been validated.

wind tunnel test；hinged strake-wing；close-coupled wing-canard；pitching；unsteady aerodynamic

V213.7

：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2015.0029

0258-1825（2015）02-0178-05

2015-02-11；

：2015-03-23

國(guó)家自然基金（91216203）

李其暢＊（1966-），男，湖北大悟人，副研究員，研究方向：試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué).E-mail：liqichangsc＠sohu.com

李其暢，趙忠良，楊海泳，等.邊條翼和近距鴨翼布局模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性分析［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（2）：178-182.

10.7638/kqdlxxb-2015.0029 Li Q C，Zhao Z L，Yang H Y，et al.Dynamic characteristics of hinged strake-wing and closecoupled wing-canard configuration fighter models［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（2）：178-182.