跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)研究

張杰，才義，吳佳莉，潘金柱，卜忱

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽110034)

跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)研究

張杰，才義，吳佳莉，潘金柱，卜忱*

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽110034)

采用中等展弦比、薄翼型、邊條、鋸齒、折疊翼等設(shè)計(jì)的先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)在跨聲速易出現(xiàn)機(jī)翼突然失速現(xiàn)象，從而引起非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)。為研究該問題，在FL-3風(fēng)洞中研制了一套跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，設(shè)計(jì)某驗(yàn)證性模型，選取馬赫數(shù)范圍0.8～0.95的典型飛行狀態(tài)進(jìn)行了靜態(tài)測(cè)力和自由滾轉(zhuǎn)驗(yàn)證性試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果預(yù)測(cè)了某模型不同構(gòu)型的機(jī)翼突然失速敏感范圍，并評(píng)估了非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)的嚴(yán)重程度，從而驗(yàn)證了試驗(yàn)機(jī)構(gòu)的可靠性，建立了評(píng)估方法，實(shí)現(xiàn)了跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)。

跨聲速;機(jī)翼突然失速;非指令性橫滾運(yùn)動(dòng);自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn);

0 引言

自由搖滾試驗(yàn)技術(shù)用于研究飛行器低速大迎角的搖滾特性由來已久［1］，但直至20世紀(jì)末，F(xiàn)/A-18E/F飛機(jī)遭遇跨聲速機(jī)翼突然失速引起飛行事故后［2］，美國(guó)NASA蘭利中心在16英尺風(fēng)洞研制了一套跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)系統(tǒng)，才將自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)用于飛機(jī)跨聲速機(jī)翼突然失速引起的非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)特性研究中［3］。

一些采用中等展弦比、中等后掠角、薄翼型、折疊翼、鋸齒、翼刀、邊條等設(shè)計(jì)的高性能飛機(jī)發(fā)生機(jī)翼突然失速的現(xiàn)象非常普遍［4］，由此引起的非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)分為沉機(jī)翼、機(jī)翼下落和機(jī)翼搖滾三種類型，出現(xiàn)這種運(yùn)動(dòng)時(shí)飛控系統(tǒng)無法補(bǔ)償，且反方向拉桿操縱濟(jì)于事，嚴(yán)重影響飛機(jī)的橫向操穩(wěn)性和安全性。

機(jī)翼突然失速(Abrupt Wing Stall，AWS)又稱為“掉翼尖”現(xiàn)象，不同于傳統(tǒng)的失速概念，是指飛機(jī)機(jī)翼處于局部失速迎角邊界，上表面開始出現(xiàn)分離泡，迎角的小范圍變化，分離泡迅速向前緣發(fā)展且分離區(qū)域增大，導(dǎo)致升力急劇減小，但隨著迎角的繼續(xù)增大，機(jī)翼的升力仍然增加，即在機(jī)翼突然失速迎角附近，升力會(huì)急劇損失，若左右機(jī)翼失速不一致，左右機(jī)翼不對(duì)稱的升力會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，造成飛機(jī)非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)。

當(dāng)F/A-18E/F飛機(jī)在跨聲速、中等迎角范圍出現(xiàn)“掉翼尖”現(xiàn)象后，美國(guó)軍方高度重視并成立聯(lián)合攻關(guān)小組，針對(duì)該問題采用理論分析、數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和地面模擬等手段進(jìn)行了系統(tǒng)的研究［5-11］，建立比較完善了CFD、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)等綜合評(píng)估手段。風(fēng)洞試驗(yàn)評(píng)估方面，在驗(yàn)證了非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)表現(xiàn)為純滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)后，開發(fā)了更經(jīng)濟(jì)、更直接評(píng)估機(jī)翼突然失速現(xiàn)象的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)，研制了試驗(yàn)機(jī)構(gòu)、試驗(yàn)方法和品質(zhì)因素后，采用幾個(gè)對(duì)機(jī)翼突然失速敏感和不敏感的模型進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究，確定了評(píng)估非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)的靜態(tài)品質(zhì)因數(shù)和自由滾轉(zhuǎn)品質(zhì)因數(shù)，建立了風(fēng)洞試驗(yàn)評(píng)估手段，并成功應(yīng)用于F-35飛機(jī)的研制中［12］。

國(guó)內(nèi)對(duì)跨聲速機(jī)翼突然失速特性的研究起步較晚，2006年，倪亞琴發(fā)表了題為“F/A-18E/F機(jī)翼突然失速研究”一文［2］后，國(guó)內(nèi)才開始重視該問題，近年來飛機(jī)設(shè)計(jì)單位也開始關(guān)注［13］。

“十二五”期間，中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院系統(tǒng)地研究了跨聲速機(jī)翼突然失速特性，為研究該問題提供試驗(yàn)技術(shù)支持，在FL-3風(fēng)洞中研制了一套跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，設(shè)計(jì)了某驗(yàn)證性模型，選取典型飛行狀態(tài)，進(jìn)行了靜態(tài)測(cè)力和自由滾轉(zhuǎn)驗(yàn)證性試驗(yàn)，預(yù)測(cè)了某模型不同構(gòu)型的機(jī)翼突然失速敏感范圍，評(píng)估了非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)的嚴(yán)重程度，驗(yàn)證了試驗(yàn)機(jī)構(gòu)和試驗(yàn)方法的可靠性。

1 試驗(yàn)設(shè)備和方法

1.1 風(fēng)洞

本研究在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-3風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸為1.5 m×1.6 m(寬×高)，閉口試驗(yàn)段長(zhǎng)度4.2 m，本次試驗(yàn)采用0#噴管，該噴管可調(diào)馬赫數(shù)范圍為0.3～1.2。

1.2 試驗(yàn)裝置

在FL-3風(fēng)洞中研制的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置如圖1所示。該裝置由天平、支桿、旋轉(zhuǎn)接頭、軸承、電磁制動(dòng)器、角度傳感器等幾部分組成。旋轉(zhuǎn)軸通過球軸承與滾針軸承進(jìn)行支撐，旋轉(zhuǎn)接頭帶動(dòng)支桿和模型在外力作用下可做滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。角度傳感器通過聯(lián)軸器安裝于旋轉(zhuǎn)軸尾部，用于滾轉(zhuǎn)角度測(cè)量，天平位于支桿前端用于模型氣動(dòng)力測(cè)量。機(jī)構(gòu)內(nèi)安裝有機(jī)械限位和電磁制動(dòng)器，機(jī)械限位能把模型限制在±135°內(nèi)，在風(fēng)洞試驗(yàn)中，電磁制動(dòng)器能把模型鎖定在該范圍內(nèi)的任意滾轉(zhuǎn)角釋放。制動(dòng)器的另一個(gè)作用是起保護(hù)作用，防止機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)失控而遭到損壞，制動(dòng)扭矩達(dá)到60N·m。

圖1 FL-3風(fēng)洞自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置Fig.1 Free-to-roll test capability in FL-3 W ind Tunnel

模型做自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)過程中，計(jì)算機(jī)對(duì)模型滾轉(zhuǎn)角信號(hào)進(jìn)行計(jì)算與實(shí)時(shí)顯示，并進(jìn)行判斷。當(dāng)模型的滾轉(zhuǎn)角大于設(shè)定的角度限制(±90°)時(shí)向制動(dòng)器發(fā)送制動(dòng)命令，制動(dòng)器開始制動(dòng)，阻止模型繼續(xù)旋轉(zhuǎn)。控制流程如圖2所示。

圖2 制動(dòng)器控制流程Fig.2 Control process of brake

本試驗(yàn)裝置可針對(duì)同一模型做常規(guī)靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)和繞體軸自由滾轉(zhuǎn)的動(dòng)態(tài)測(cè)力試驗(yàn)。

1.3 試驗(yàn)天平和模型

試驗(yàn)天平采用中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院研制的Φ28mm五元天平，設(shè)計(jì)載荷見表1。

表1 自由滾轉(zhuǎn)天平設(shè)計(jì)載荷Table 1 Design load of balance

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎弥袊?guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院設(shè)計(jì)的類F/A-18E/F模型，小展弦比、機(jī)身邊條、機(jī)翼前緣鋸齒設(shè)計(jì)。鋁質(zhì)模型，質(zhì)量輕達(dá)2.36 kg，滾轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量0.005 kg·m2，機(jī)身全長(zhǎng)0.5m，機(jī)翼展長(zhǎng)0.38m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.12m，參考面積0.04m2。

1.4 試驗(yàn)方法

首先鎖死自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置滾轉(zhuǎn)方向的自由度，通過階梯變迎角方式(迎角最小間隔0.5°)，進(jìn)行靜態(tài)常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)。通過升力系數(shù)隨迎角變化曲線并結(jié)合滾轉(zhuǎn)力矩隨迎角變化曲線摸底機(jī)翼突然失速敏感的迎角范圍。

然后在選定的迎角范圍內(nèi)進(jìn)行自由滾轉(zhuǎn)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)，先通過電磁制動(dòng)器鎖緊旋轉(zhuǎn)軸，達(dá)到試驗(yàn)條件后釋放旋轉(zhuǎn)軸，模型做自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，測(cè)量模型自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力及滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化歷程。

2 數(shù)據(jù)采集與處理

靜態(tài)試驗(yàn)天平數(shù)據(jù)采用VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，數(shù)據(jù)處理如同常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)。自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)時(shí)，天平、角度傳感器及流場(chǎng)信息數(shù)據(jù)采用PXI動(dòng)態(tài)采集系統(tǒng)，低通濾波截止頻率20Hz，采樣率5點(diǎn)/秒。

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)處理是對(duì)每個(gè)采樣點(diǎn)進(jìn)行天平公式迭代、彈性角修正，最后進(jìn)行無量綱化，角度信號(hào)處理成滾轉(zhuǎn)角，建立模型氣動(dòng)力(力矩)系數(shù)、滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間和迎角的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

在獲得滾轉(zhuǎn)角度的時(shí)間歷程后，可以計(jì)算自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)品質(zhì)因數(shù)。具體的方法是在滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化曲線上找出波峰和波谷，幅值變化為，波峰到波谷時(shí)間間隔為Δt，計(jì)算幅值變化的最大值(見圖3)。

圖3 自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)品質(zhì)因數(shù)Fig.3 Figure of merit in free-to-roll test

Pp-v是綜合考慮滾轉(zhuǎn)角幅值和角速度影響下，研制的評(píng)估系數(shù)，它建立了風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)的聯(lián)系，能可靠的預(yù)示橫向非指令性滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的嚴(yán)重程度。其數(shù)值的取樣點(diǎn)是飛機(jī)進(jìn)行自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，滾轉(zhuǎn)角速率的絕對(duì)值最大的若干個(gè)點(diǎn)的集合，數(shù)值的大小和飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角速率的絕對(duì)值和翼展長(zhǎng)成正比，與來流速度成反比，是一個(gè)無量綱量。以0.002為臨界點(diǎn)，Pp-v值越小，表明戰(zhàn)斗機(jī)的橫向飛行品質(zhì)越好，反之橫向飛行品質(zhì)越差［8］。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1 靜態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)

試驗(yàn)Ma范圍0.8～0.95，迎角范圍0°～16°，在5°～9°之間迎角進(jìn)行了加密，模型狀態(tài)選取了跨聲速典型飛行狀態(tài)，靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果見圖4、圖5，其中構(gòu)型說明見表2。

表2 試驗(yàn)構(gòu)型說明Table 2 Test configuration of model

圖4 干凈構(gòu)型不同Ma數(shù)的升力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)試驗(yàn)曲線Fig.4 Lift coefficient and rolling moment coefficient test result of base configuration w ith different Ma number

圖5 構(gòu)型2不同Ma數(shù)的升力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)試驗(yàn)曲線Fig.5 Lift coefficient and rolling moment coefficient test result of configuration two w ith different Ma number

從靜態(tài)測(cè)力曲線中可以看出干凈構(gòu)型在Ma范圍0.8～0.9、迎角范圍5°～9°之間出現(xiàn)了機(jī)翼突然失速的征兆:升力系數(shù)隨迎角變化曲線出現(xiàn)拐折，但隨著迎角的增大，整體升力仍然增大，只是斜率變小，且滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角變化出現(xiàn)不穩(wěn)定的現(xiàn)象。CFD針對(duì)干凈構(gòu)型的計(jì)算結(jié)果［14-15］顯示(圖6)，出現(xiàn)機(jī)翼突然失速的迎角范圍為6.25°～6.5°之間，這說明靜態(tài)測(cè)力預(yù)測(cè)的機(jī)翼突然失速迎角與CFD預(yù)測(cè)結(jié)果具有一致性。然而干凈構(gòu)型在Ma=0.95時(shí)對(duì)機(jī)翼突然失速并不敏感。

在得到實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)后要通過現(xiàn)場(chǎng)咨詢的方式進(jìn)行對(duì)比，對(duì)無法進(jìn)行實(shí)地測(cè)量的井采取結(jié)合區(qū)域地下水埋深等值線圖、向機(jī)電井管理人員詢問并根據(jù)水泵額定揚(yáng)程等估算的方式取得數(shù)據(jù)。

圖6 Ma=0.8，干凈構(gòu)型升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果Fig.6 Com pution result w ith lift coefficient of base configuration at Ma=0.8

構(gòu)型2在Ma=0.8、0.85，迎角5°～9°范圍內(nèi)升力系數(shù)隨迎角變化曲線出現(xiàn)小的拐折，但滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角變化波動(dòng)較大，也是出現(xiàn)機(jī)翼突然失速的征兆。

通過靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果，預(yù)測(cè)了出現(xiàn)機(jī)翼突然失速的敏感狀態(tài)，選定該狀態(tài)進(jìn)行自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)，試驗(yàn)狀態(tài)如下:

干凈構(gòu)型:Ma=0.8～0.9，迎角范圍5°～9°;

構(gòu)型2:Ma=0.8、085，迎角范圍5°～9°。

3.2 自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)

3.2.1 不同初始滾轉(zhuǎn)角釋放試驗(yàn)

為了研究初始滾轉(zhuǎn)角對(duì)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的影響，開展了不同初始滾轉(zhuǎn)角釋放試驗(yàn)。選擇Ma=0.8，迎角6°，構(gòu)型2在不同初始滾轉(zhuǎn)角(0°和50°)釋放，滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化見圖7。從圖中可以看出初始滾轉(zhuǎn)角50°釋放以后，經(jīng)過一段穩(wěn)定時(shí)間最終和初始滾轉(zhuǎn)角0°釋放的平衡位置很相近，可以認(rèn)為初始滾轉(zhuǎn)角對(duì)模型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)沒有影響。

圖7 不同初始滾轉(zhuǎn)角釋放后滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化Fig.7 Changing of roll angle w ith time after model releasing

3.2.2 干凈構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果

Ma=0.8～0.9，干凈構(gòu)型自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)的滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化及Pp-v評(píng)估結(jié)果見圖8～圖11。

Ma=0.8，在迎角6°～8°的變化過程中(圖8)，模型在滾轉(zhuǎn)角-5°附近保持動(dòng)態(tài)平衡狀態(tài)，滾轉(zhuǎn)角振幅在6°以內(nèi)，未出現(xiàn)機(jī)翼下落或機(jī)翼搖滾的現(xiàn)象。Ma=0.85，迎角5°釋放時(shí)動(dòng)態(tài)平衡位置在滾轉(zhuǎn)角0°附近(圖9)，迎角5.5°至6°的變化過程中出現(xiàn)了機(jī)翼下落現(xiàn)象，滾轉(zhuǎn)角變化較小，在10°以內(nèi)。迎角6.5°時(shí)，有機(jī)翼搖滾現(xiàn)象，滾轉(zhuǎn)角變化最大15°，不過在很短的時(shí)間內(nèi)振幅衰減。從圖中10可以看出，Ma= 0.9，迎角4°釋放時(shí)動(dòng)態(tài)平衡位置在滾轉(zhuǎn)角0°附近，迎角5.5°至6°的變化過程中出現(xiàn)了機(jī)翼下落現(xiàn)象，滾轉(zhuǎn)角變化22.5°。迎角7°時(shí)，在滾轉(zhuǎn)角0°附近重新建立了新的動(dòng)態(tài)平衡。

圖8 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.8，干凈構(gòu)型，迎角6°～8°)Fig.8 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.8，α=6°～8°，Base configuration

圖9 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.85，干凈構(gòu)型，迎角5.5°～8°)Fig.9 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.85，α=5.5°～8°，Base configuration

圖10 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.9，干凈構(gòu)型，迎角4°～7°)Fig.10 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.9，α=4°～7°，Base configuration

圖11 干凈構(gòu)型不同Ma數(shù)Pp-v評(píng)估結(jié)果Fig.11 Assessment result of Pp-vw ith different Ma number，Base configuration

從Pp-v的評(píng)估結(jié)果(圖11)可以看出干凈構(gòu)型在Ma=0.8、0.9，迎角5°～9°范圍內(nèi)未出現(xiàn)橫向飛行品質(zhì)下降的現(xiàn)象，而Ma=0.85、迎角6.5°時(shí)，橫向飛行品質(zhì)下降，但并不嚴(yán)重。

3.2.3 構(gòu)型2試驗(yàn)結(jié)果

Ma=0.8、0.85，構(gòu)型2自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)的滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間的變化及Pp-v評(píng)估結(jié)果見圖12～圖16。

圖12 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.8，構(gòu)型2，迎角5.5°～8.5°)Fig.12 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.8，α=5.5°～8.5°，Configuration two

圖13 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.8，構(gòu)型2，迎角2°～6°)Fig.13 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.8，α=2°～6°，Configuration two

圖14 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.85，構(gòu)型2，迎角5°～8°)Fig.14 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.85，α=5°～8°，Configuration two

Ma=0.8，在迎角5.5°釋放模型時(shí)，動(dòng)態(tài)平衡建立在滾轉(zhuǎn)角－30°附近(圖12)，迎角6°和6.5°時(shí)，在動(dòng)態(tài)平衡位置出現(xiàn)了機(jī)翼搖滾現(xiàn)象，滾轉(zhuǎn)角變化達(dá)到3 0°，迎角6.5°以后，滾轉(zhuǎn)角變化在5°以內(nèi)，機(jī)翼搖滾現(xiàn)象消失。對(duì)于迎角5.5°釋放出現(xiàn)的現(xiàn)象進(jìn)行了重復(fù)性試驗(yàn)，如圖13所示，當(dāng)釋放迎角降低到2°時(shí)，模型建立的動(dòng)態(tài)平衡點(diǎn)仍在滾轉(zhuǎn)角－30°附近，說明迎角5.5°的現(xiàn)象不屬于由于機(jī)翼的突然失速引起機(jī)翼下落的范疇，同時(shí)也驗(yàn)證了迎角6°時(shí)機(jī)翼搖滾的存在。

Ma=0.85，在迎角5°釋放模型時(shí)，動(dòng)態(tài)平衡建立在滾轉(zhuǎn)角－60°附近(圖14)，未出現(xiàn)明顯的機(jī)翼搖滾現(xiàn)象，迎角6°以后，由于靜穩(wěn)定性的作用，模型的動(dòng)態(tài)平衡位置發(fā)生變化，迎角8°開始，機(jī)翼開始出現(xiàn)明顯的搖滾運(yùn)動(dòng)(圖15)。

從Pp-v的評(píng)估結(jié)果(圖16)可以看出，構(gòu)型2在Ma=0.8，迎角6°和6.5°出現(xiàn)了明顯的橫向飛行品質(zhì)下降問題，Ma=0.85，橫向飛行品質(zhì)從迎角8°開始下降，到迎角9°時(shí)比較嚴(yán)重。

可見，靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)預(yù)測(cè)的對(duì)機(jī)翼突然失速敏感的狀態(tài)，在自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)中并未都出現(xiàn)非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)，這與飛機(jī)的靜、動(dòng)穩(wěn)定性有一定關(guān)系，但對(duì)于評(píng)估由跨聲速機(jī)翼突然失速引起的非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)的嚴(yán)重與否，自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)是最直接、有效的手段。

圖15 滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化(Ma=0.85，構(gòu)型2，迎角8°～9°)Fig.15 Changing of roll angle w ith time at Ma=0.85，α=8°～9°，Configuration two

圖16 構(gòu)型2不同Ma數(shù)Pp-v評(píng)估結(jié)果Fig.16 Assessm ent result of Pp-vw ith different Ma num ber，Configuration two

4 結(jié)論

本文研制了自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)設(shè)備，在FL-3風(fēng)洞中完成了某驗(yàn)證性模型不同構(gòu)型的自由滾轉(zhuǎn)評(píng)估試驗(yàn)，驗(yàn)證了該設(shè)備的可靠性。自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果很好地描述了飛機(jī)跨聲速機(jī)翼突然失速的非定常特性，其中馬赫數(shù)、迎角、舵面偏度均會(huì)影響非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)的發(fā)生。采用品質(zhì)因數(shù)作為自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)的評(píng)估指標(biāo)，可以有效地對(duì)某飛機(jī)模型跨聲速非指令性橫滾運(yùn)動(dòng)進(jìn)行量化評(píng)估。該跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)的開發(fā)將會(huì)為先進(jìn)布局戰(zhàn)斗機(jī)跨聲速非定常氣動(dòng)特性及飛行性能研究提供技術(shù)支持。

［1］Pelletiera.Dynamic behavior of an 80/65 double-delta wing in roll.AIAA-98-4353［R］.Reston:AIAA，1998.

［2］Ni Yaqin.Research program of abrupt-wing-stall on F/A-18E/F［J］.International aviation，2006，(10).倪亞琴.F/A-18E/F機(jī)翼突然失速研究［J］.國(guó)際航空，2006，(10).(in Chinese)

［2］Caponef J，Owens D B.Development of a free-to-roll transonic test capability.AIAA 2003-749［R］.Reston:AIAA，2003.

［3］Chambers J R，Hall R M.Historical review of uncommanded lateral-directional motions at transonic conditions.AIAA 2003-590［R］.Reston:AIAA，2003.

［4］Hallr M，Woodson S H.Introuduction to the abrupt wing stall program AIAA 2003-589［R］.Reston:AIAA，2003.

［5］Owensd B，Capone F J.Free-to-roll analysis of abrupt wing stall on military aircraft at transonic speeds.AIAA 2003-750［R］.Reston: AIAA，2003.

［6］Mcmilin S N，Hall R M.Transonic experimental observations of abrupt wing stall on an F/A-18E Model.AIAA 2003-591［R］.Reston:AIAA，2003.

［7］Schusterd M，Byrd J E.Transonic unsteady aerodynamics of the F/A-18E at conditions promoting abrupt wing tall.AIAA 2003-593［R］.Reston:AIAA，2003.

［8］Lamar J，Capone F，Hall R.AWS figure of merit(FOM) developed parameters from static transonic，model tests.AIAA 2003-745［R］.Reston:AIAA，2003.

［9］Capone F J，Hall R M.Recommended experimental procedures for evaluation of abrupt wing stall characteristics.AIAA 2003-922［R］.Reston:AIAA，2003.

［10］Owensd B，Mcconnell J K.Transonic free-to-roll analysis of the F/ A-18E and F-35 configuration.AIAA 2004-5053［R］.Reston: AIAA，2004.

［11］Qian Kun.Unstable transonic aerodynamics of the F-35C［J］.International aviation，2009，(11).(in Chinese)錢錕.美國(guó)對(duì)F-35C跨聲速非定常氣動(dòng)特性的研究［J］.國(guó)際航空，工程與技術(shù)，2009，(11).

［12］Wang Faliang，Yang Zheng，et al.Introduction and inspiration of F/A-18E abrupt wing stall program［C］//Unsteady Aerodynamics Conference In Aviation Field，2015.(in Chinese)汪發(fā)亮，楊錚，等.F/A-18E/F飛機(jī)失速問題攻關(guān)及啟示［C］//航空領(lǐng)域動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特研討會(huì)，2015.

［13］Wu Jiali，Ma Hai，Bu Chen，et al.Discussion of abrupt wing stall with computational fluid dynamics［C］//Proceedings of the Unsteady Aerodynamics Conference，2013.(in Chinese)吳佳莉，馬海，卜忱，等.關(guān)于機(jī)翼突然失速現(xiàn)象CFD研究的探討［C］//第一屆全國(guó)非定常空氣動(dòng)力學(xué)研討會(huì)論文集，2013.

［14］Wu Jiali.CFD predictions of abrupt wing stall at transonic Speeds［C］//8th International Conference on Computational Fluid Dynamics，2014.

［15］Wu Jiali.Transonic CFD analysis and improvement of moderately swept wing stall progress［C］//7th Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology，2015.

Research on a free-to-roll transonic test capability

Zhang Jie，Cai Yi，Wu Jiali，Pan Jinzhu，Bu Chen*
(Aerodynamic Research Institute of Aviation Industry Corporation of China，Shenyang 110034，China)

Some advanced aircrafts，especially those designed with using moderate aspect ratio，thin airfoil，trim，serrated，folding wings etc，are prone to encounter transonic abrupt-wing-stall，and furthermore bring out uncommanded lateral motion.To study the problem，due to the transonic abrupt wing stall，the free-to-roll test system was developed in the FL-3 Wind Tunnel.The static and free-to-roll wind tunnel tests for some aircraft models were conducted，including different configurations and different Mach number(0.8～0.95).The analysis used both the static and the dynamic wind test data to predict the abrupt wing stall sensitive range for the different configurations，and assess the corresponding severity of the uncommanded Lateral Motion.The characteristics of the uncommanded lateral motion caused by abrupt wing stall are predicted effectively at AVIC Aerodynamic Research Institute.The present study verifies the reliability of the testing facilities，establishes evaluation methods，and achieves transonic free-toroll test technique.

transonic;abrupt wing stall;uncommanded lateral motion;free-to-roll test

V211.7

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2015.0111

0258-1825(2016)05-0611-06

2015-07-01;

2015-12-10

張杰(1987-)，男，湖北潛江人，工程師，碩士，研究方向:高速非定常試驗(yàn)技術(shù).E-mail:zhangjie_xgd@163.com

卜忱*(1975-)，男，碩士，研究員，E-mail:buchen_1975@126.com

張杰，才義，吳佳莉，等.跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(5):611-616.

10.7638/kqdlxxb-2015.0111 Zhang J，Cai Y，Wu J L，et al.Research on a free-to-roll transonic test capability［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):611-616.