俯仰角對鴨式布局飛機搖滾運動的影響與機理分析

魏德宸, 史志偉, 昂海松, 付軍泉, 朱佳晨

(南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

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俯仰角對鴨式布局飛機搖滾運動的影響與機理分析

魏德宸, 史志偉*, 昂海松, 付軍泉, 朱佳晨

(南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

為了研究鴨式布局飛機的搖滾運動，設計了一種包括鴨翼、脊型前體、邊條翼、主翼和垂尾的模型，進行滾轉(zhuǎn)自由度釋放、靜態(tài)測力、動導數(shù)試驗和煙線流場顯示多種技術手段相結(jié)合的風洞試驗。首先為了得到搖滾從發(fā)生到消失的全過程，進行了俯仰角范圍為12° ～52°、間隔1°測量的滾轉(zhuǎn)自由度釋放試驗；結(jié)果表明對應于不同的俯仰角，鴨翼布局飛機的搖滾運動也具有不同的性質(zhì)，其平衡點和運動形式均發(fā)生變化。接著靜態(tài)測力和動導數(shù)試驗證實：在翼體結(jié)構的多渦系影響下，搖滾可在零度平衡點和非零平衡點位置處發(fā)生；且運動可為極限環(huán)和非極限環(huán)形式。最后通過流場顯示，分析了在不同迎角時鴨式布局飛機形成翼體搖滾的可能的流動機理。

鴨翼；翼體搖滾；非零平衡點；非極限環(huán)；流場顯示

0 引 言

隨著人們對非線性渦升力認識的不斷深化和先進控制技術的應用，現(xiàn)代飛行器的可控迎角不斷增大。然而大迎角飛行時,常常會誘發(fā)非指令的自激運動，搖滾正是其中一種嚴重的動態(tài)表現(xiàn)形式。這種以繞體軸滾轉(zhuǎn)振蕩為主的自激運動不僅縮小了飛行包線，限制了戰(zhàn)斗機的機動性和敏捷性, 而且嚴重影響了安定性和操縱性, 甚至引起結(jié)構強度問題導致飛機解體。

Ericsson根據(jù)飛行器產(chǎn)生搖滾的機理對搖滾現(xiàn)象分為三類[1-4]: (1) 細長體搖滾; (2) 常規(guī)機翼搖滾; (3) 翼身組合體搖滾。翼身組合體搖滾是最接近真實飛行器搖滾的類型，然而由于問題的復雜性等原因，翼體搖滾相應研究開展的較少。隸屬于北約組織(NATO)的航空研究與發(fā)展顧問小組(AGARD)發(fā)起的一項針對解決飛行器高機動飛行的項目中，翼體搖滾的研究和預測作為其中重要組成部分，開展了針對編號為“WG16A”翼身組合體模型的風洞試驗研究[5]。Guglieri則通過前體形狀分別為圓柱和圓錐不同構型的80° 后掠三角翼的風洞試驗，研究前體渦的改變對搖滾特性的影響[6]。作為NASA和美國海軍聯(lián)合牽頭的翼突然失速(AWS)計劃的一部分[7-9]，自由搖滾(FTR)和測力試驗被應用在多種真實飛行器縮比模型的風洞試驗中。其中Owens等研究了前后緣襟翼角度變化、渦流發(fā)生器等對F-35戰(zhàn)斗機搖滾的影響[10]。Green等研究了F/A-18戰(zhàn)斗機的機翼厚度、彎度等參數(shù)對搖滾運動的影響[11-12]。類似的AV-8B和F-16C的縮比模型也通過風洞試驗來用于驗證和預測實際飛行中可能出現(xiàn)的搖滾現(xiàn)象[13]。近年國內(nèi)多家單位也開展了翼體搖滾的研究工作, 張涵信等針對翼體搖滾運動中的靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性進行了大量研究和分析，提出了靜態(tài)和動態(tài)穩(wěn)定性分析判據(jù)[14-16]。馬寶峰、榮臻等重點分析了前體渦在細長前體結(jié)構的翼身組合體搖滾中的誘導作用[17-18]。 張杰等針對一種先進作戰(zhàn)飛機進行了跨聲速的自由滾轉(zhuǎn)試驗，并對橫滾運動進行了量化的評估[19]。孫海生和姜裕標研究了一種戰(zhàn)斗機模型的搖滾風洞試驗，結(jié)果表明單獨前體和翼身組合體結(jié)構均可產(chǎn)生搖滾；且翼身組合體在不同迎角范圍，具有不同的搖滾特征[20]。王兵等開展了尖拱旋成體和小后掠梯形機翼組合體在人工轉(zhuǎn)捩條件下的搖滾研究，擴展了低速風洞中進行搖滾試驗的雷諾數(shù)范圍[21]。但目前國內(nèi)發(fā)表的翼體搖滾文獻多基于細長旋成體和機翼的簡單結(jié)構模型，國外公開文獻也缺乏針對復雜結(jié)構飛行器特別是鴨式布局飛機所引發(fā)的翼體搖滾的流場研究和機理分析。

1 試驗設備及模型

1.1 試驗風洞

試驗是在南京航空航天大學開口回流式風洞中

進行的，風洞實驗段長×寬×高：1.7 m×1.5 m×1.0 m，最大風速35 m/s，最小穩(wěn)定風速3 m/s。風洞流場品質(zhì)良好，俯仰方向氣流偏角|α|≤0.5°，偏航方向氣流偏角|β|≤0.5°，湍流度ε≤0.07%。

1.2 試驗模型

試驗所采用的為鴨式布局飛機模型，全長0.66 m，主翼展長0.5 m。前體為脊型截面；鴨翼具有-20° 的固定偏角(前緣向下)，在主翼迎角較大時，鴨翼的實際迎角較小；鴨翼與主翼前緣后掠角均為Λ=50°。具體參數(shù)如圖1所示。

圖1 試驗模型Fig.1 Test model

1.3 試驗設備

試驗系統(tǒng)臺為圖2所示的五自由度并聯(lián)機構，可實現(xiàn)模型俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)三個方向的運動，以及這三個方向上的組合運動[22]。本次試驗在此機構上進行了靜態(tài)測力與動導數(shù)測量，所用數(shù)據(jù)采集卡的分辨率為16位, 最大采樣速率250 kS/s。將天平支桿更換為自由搖滾裝置可進行自由搖滾試驗[23]。自由搖滾裝置如圖3所示，滾轉(zhuǎn)角測量精度為0.1°。

圖2 五自由度并聯(lián)機構Fig.2 The 5 DOF dynamic test mechanism

圖3 自由搖滾裝置[23]Fig.3 Free-to-roll test sting[23]

2 滾轉(zhuǎn)自由度釋放與穩(wěn)定性分析

2.1 翼身組合體自由度釋放

搖滾本質(zhì)上是多自由度耦合的運動，但其運動形式為以繞體軸滾轉(zhuǎn)振蕩為主的自維持動態(tài)運動，滾轉(zhuǎn)是最主要的自由度，有文獻[24-25]指出，一定情況下，可采用單滾轉(zhuǎn)自由度假設來研究飛行器的動態(tài)搖滾特性。為分析鴨式布局飛機翼體搖滾的特性，進行了θ=12°～52° 大俯仰角范圍的自由搖滾試驗，包括了搖滾從發(fā)生到消失的全過程。圖4給出了鴨式布局飛機不同俯仰角θ范圍內(nèi)典型的滾轉(zhuǎn)角φ時間歷程，試驗風速為V=25 m/s。

從搖滾運動的形式分析：如圖4(a)所示，θ=12° 時滾轉(zhuǎn)運動呈現(xiàn)微小抖動。原因可能為小迎角下翼體表面以附著流動為主，搖滾尚未發(fā)生，非均勻來流中小擾動的作用使得滾轉(zhuǎn)角發(fā)生變化[26]。圖4(b～d)所示，θ=23°、31° 和35° 時搖滾運動頻率和振幅存在明顯波動，伴有間歇、猝發(fā)等特征?？赡艿脑驗榍绑w渦、鴨翼前緣渦、邊條渦和主翼前緣渦的強弱變化和相互干擾[13]，使得搖滾運動不是規(guī)則的等幅振蕩(不同于常見的細長三角翼搖滾)，而是非極限環(huán)運動，其機理將在后續(xù)的流場測量中進行分析。在圖4(e)中，θ=45° 時搖滾呈現(xiàn)中小迎角范圍內(nèi)未出現(xiàn)的準極限環(huán)運動形式，這時的搖滾運動可能類似于細長體搖滾。此時對搖滾起主要作用的可能是脊型前體產(chǎn)生的前體渦，其他渦系基本完全破裂。這時的主機翼也許只是提供滾轉(zhuǎn)力矩所需力的作用面；或去除主機翼，機身相當于細長體模型，搖滾特征參數(shù)會發(fā)生變化，但極限環(huán)形式的搖滾現(xiàn)象仍可能發(fā)生[20,27]。而如圖4(f)所示，θ=52° 時滾轉(zhuǎn)運動再次呈現(xiàn)無規(guī)則地微小抖動，搖滾運動消失。此時的運動狀態(tài)和θ=12° 相似，但機理完全不同，可能的原因為此迎角下包括前體渦在內(nèi)的多個渦系已完全破裂，翼體表面被湍流覆蓋，不能產(chǎn)生較大的氣動力矩。搖滾運動形式隨俯仰角變化的機理分析具體見第3節(jié)。

(a) θ=12°

(c) θ=31°

(e) θ=45°

(b) θ=23°

(d) θ=35°

(f) θ=52°

圖4 鴨式布局飛機不同俯仰角下的典型搖滾時間歷程
Fig.4 Typical Roll angle time history for the canard-configuration aircraft model at different pitch angles

從平衡點位置分析，此鴨式布局飛機隨俯仰角變化，翼體搖滾從發(fā)生到消失的過程中滾轉(zhuǎn)中心角也隨之改變的。除了常規(guī)的φmean≈0°，在滾轉(zhuǎn)一側(cè)也具有多個非零平衡點。如圖4所示θ=12° 時，初始時平衡點為靜態(tài)平衡點，中心角φmean≈0°；θ=23° 時，模型處于翼體搖滾狀態(tài)(證明見2.3節(jié))，此時的搖滾平衡點為φmean≈-12°；隨著俯仰角的增加，如圖4(c)所示θ=31° 時,模型仍處于翼體搖滾狀態(tài)，但此時的平衡點回到φmean≈0°；θ=35° 時, 鴨式布局飛機圍繞更大的滾轉(zhuǎn)中心角φmean≈26° 做搖滾運動；俯仰角度增加，如圖4(e)所示θ=45° 時，搖滾平衡點再次回到φmean≈0°；俯仰角繼續(xù)增加，如圖4(f)所示θ=52° 時，搖滾現(xiàn)象逐漸消失，0° 搖滾平衡點變?yōu)?° 靜態(tài)平衡點。

2.2 滾轉(zhuǎn)中心角隨俯仰角變化規(guī)律分析

為了更好的分析搖滾發(fā)展規(guī)律，對自由搖滾試驗得到的滾轉(zhuǎn)角度序列進行數(shù)值分析。處理公式如下所示[28]，其中φmean為滾轉(zhuǎn)中心角;φi為時間歷程下的滾轉(zhuǎn)角。

如圖4(b)、(d)所示搖滾運動可在滾轉(zhuǎn)對稱兩側(cè)發(fā)生，為便于分析搖滾發(fā)展規(guī)律，將中心角取絕對值得到平衡點位置的絕對值隨俯仰角變化曲線，如圖5所示。

圖5 鴨式布局飛機滾轉(zhuǎn)中心角隨俯仰角變化曲線Fig.5 Mean roll angles change with increasing pitch angle for canard-configuration aircraft

如圖5所示，θ=12°～18° 時，初始時φmean≈0°為靜態(tài)平衡點；在θ=19°～26° 范圍，隨著俯仰角的增加，搖滾在這一階段產(chǎn)生，平衡點位置由φmean≈0° 逐漸變動到φmean≈16°；θ=27°～32° 時，搖滾平衡點再次回到φmean≈0°；θ=33°～39° 時，搖滾平衡點又一次位于非零位置；θ=40°～50° 范圍內(nèi)搖滾平衡點再次回到零度位置；θ≥51° 時，搖滾消失，模型在滾轉(zhuǎn)角零度位置附近穩(wěn)定。通過θ變化范圍40°、間隔Δ=1° 的滾轉(zhuǎn)自由度釋放試驗，可知在不同的俯仰角范圍，翼體搖滾的影響渦系可能也不同，具體分析見第3節(jié)。

2.3 翼體搖滾的穩(wěn)定性分析

翼體搖滾為單自由度滾轉(zhuǎn)運動時，其滾轉(zhuǎn)運動公式可寫為：

試驗風速仍為25m/s，通過兩側(cè)滾轉(zhuǎn)位置的靜態(tài)測力和動導數(shù)試驗，獲得了圖4中非極限環(huán)和極限環(huán)兩種搖滾運動形式典型俯仰角時的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl和滾轉(zhuǎn)阻尼導數(shù)Clp，見圖6和圖7。

圖6 不同俯仰角的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)ClFig.6 Static roll moment coefficients at different pitch angles

圖7 不同俯仰角的滾轉(zhuǎn)阻尼導數(shù)ClpFig.7 Dynamic damping derivatives at different pitch angles

首先對不同俯仰角時，φ=0° 的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)相對滾轉(zhuǎn)角的斜率進行總結(jié)。滾轉(zhuǎn)角φ=0°附近滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl均過零點，力矩是平衡的。如圖6所示，θ=23° 時斜率為正，說明模型在φ=0° 是靜態(tài)不穩(wěn)定的，搖滾不能在此中心角度發(fā)生；θ=31° 時斜率為負，說明模型在φ=0° 靜態(tài)穩(wěn)定，該滾轉(zhuǎn)角為翼體搖滾的一個靜態(tài)平衡點或者搖滾的平衡點；同理θ=35° 時零度滾轉(zhuǎn)角的Clp斜率再次變?yōu)檎?；?45° 時其斜率又為負值。Clp曲線斜率在φ=0° 時的正負變化和圖4的零度平衡點和非零平衡點的變化是一致的，理論分析結(jié)果和試驗結(jié)果重合。再觀測圖6中滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為零時對應的非零滾轉(zhuǎn)角，θ=23° 且φ≈±12°時斜率為負，θ=35° 且φ≈±26° 時斜率也為負。最后結(jié)合圖7動導數(shù)結(jié)果，當靜態(tài)力矩斜率為負且動導數(shù)為正值，對應滾轉(zhuǎn)角才為搖滾平衡點，可知φ≈±12°、0°、±26°、0° 依次為θ=23°、31°、35°、45° 時的搖滾平衡點。

3 流場顯示與機理分析

鴨式布局飛機表面的渦系分布如圖8所示。其中脊形前體渦與鴨翼前緣渦同向旋轉(zhuǎn)且位置較近，在鴨翼翼面上繞合在一起，形成前體與鴨翼前緣卷繞渦；邊條渦和主翼前緣渦繞合在一起，形成了邊條與主翼前緣卷繞渦。前體與鴨翼前緣卷繞渦位于內(nèi)側(cè)，且沿流向發(fā)展距離較長，故在主翼面的位置較高；邊條與主翼前緣卷繞渦受到同向旋轉(zhuǎn)的前體與鴨翼前緣卷繞渦的外推作用，位于主翼外側(cè)，且沿流向發(fā)展距離短，渦心位置也較低[31]。

圖8 鴨式布局飛機的渦系分布Fig.8 Vortex structures over canard-configuration aircraft

為了研究不同俯仰角時，鴨式布局飛機翼體搖滾具有不同性質(zhì)的原因，應用煙線和激光片光技術在如圖1截面S所示的主翼1/2弦線位置,φ=0° 時進行流場觀測。

如圖9(a)所示，距離鴨式布局飛機中軸線距離較近的渦為脊型前體和鴨翼前緣形成的前體與鴨翼前緣卷繞渦，在圖示中將其命名為“Vortex A”; 距離軸線更遠的渦則為邊條和主翼前緣形成的邊條與主翼前緣卷繞渦，在圖示中將其命名為“Vortex B”。

在θ=12° 時，前緣后掠角為50° 的下偏鴨翼和主翼產(chǎn)生的前緣渦強度較弱；而脊型前體和邊條均可產(chǎn)生穩(wěn)定的渦流；故此時翼身組合體兩側(cè)的渦流分布較為對稱，飛行器處于靜態(tài)平衡狀態(tài)。θ=23° 時，脊型前體渦仍然穩(wěn)定[32-33]，而此時鴨翼的實際迎角為23°-20°=3°，所產(chǎn)生的前緣渦強度弱，故前體與鴨翼前緣卷繞渦如圖9(b)所示仍較為對稱；主翼前緣渦變得不對稱，使得兩側(cè)的邊條與主翼前緣卷繞渦的對稱性遭到破壞，如圖9(b)所示機身左側(cè)遠離中軸線的渦位置較右側(cè)高，φ≈0° 時模型不再靜態(tài)穩(wěn)定。鴨式布局模型在如圖4(b)所示的φ≈-12° 中心角產(chǎn)生翼體搖滾的主要因素，可能為較弱的前體與鴨翼前緣卷繞渦和不對稱性的邊條與主翼前緣卷繞渦的共同影響。

(a) θ=12°

(b) θ=23°

(c) θ=31°

(d) θ=35°

(e) θ=45°

(f) θ=52°

θ=31° 時，如圖9(c)所示前體渦進一步增強使得前體與鴨翼前緣卷繞渦也較為穩(wěn)定；而此時由于主翼前緣渦的進一步失衡使得邊條與主翼前緣卷繞渦的不對稱性增加。在此迎角下?lián)u滾發(fā)生在如圖4(c)所示φ≈0° 的原因，可能為更強且較為對稱的前體與鴨翼前緣卷繞渦的約束[33]和不對稱的邊條與主翼前緣卷繞渦的擾動。

θ=35° 時，由于此時鴨翼前緣渦的不對稱性增加使得前體與鴨翼前緣卷繞渦也較為不對稱；同時兩側(cè)的邊條與主翼前緣卷繞渦如圖9(d)所示差異也較大。此時搖滾發(fā)生在如圖4(d)所示φ≈26° 的原因，可能為均失去對稱性的前體與鴨翼前緣卷繞渦和邊條與主翼前緣卷繞渦共同所致。類似的，在Gresham等的研究工作中，發(fā)現(xiàn)與鴨翼和主翼后掠角度相同的50° 后掠三角翼具有較大的非零平衡點[34]；且比較可知，對于本次試驗中采用的鴨式布局模型， 搖滾可在俯仰角更大時發(fā)生，可能的原因為脊型前體[32-33]，以及邊條翼帶來的穩(wěn)定性作用[35-36]。

θ=45° 時，此時的搖滾和細長體搖滾類似，如圖4(e)所示，不同之前俯仰角范圍下的非極限環(huán)，運動已表現(xiàn)為準極限環(huán)形式，且搖滾中心角為φ≈0°；可能的原因為如圖9(e)所示，此時對翼體搖滾起主要作用的是脊型前體產(chǎn)生的前體渦，其他的渦系均已完全破裂，而機身相當于細長體模型，主機翼也許只是提供滾轉(zhuǎn)力距的作用面，類似的情況在Ross等在只保留機身的搖滾試驗中也有發(fā)生[37]。θ=52° 時，隨著俯仰角的繼續(xù)增大，如圖9(f)所示脊型前體渦也已完全破裂，全機渦的破裂使得搖滾現(xiàn)象消失，θ=45° 時的零度搖滾平衡點變?yōu)槿鐖D4(f)所示的零度靜態(tài)平衡點。

4 結(jié) 論

1) 隨俯仰角變化，由于多渦系的影響，鴨式布局飛機搖滾具有不同的平衡點和運動形式，可為非零小角度平衡點的非極限環(huán)運動、零度平衡點非極限環(huán)運動、非零大角度平衡點的非極限環(huán)運動和零度平衡點準極限環(huán)運動。

2) 穩(wěn)定性分析表明，對于存在多渦結(jié)構的鴨式布局飛機，通過地面的測力和動導數(shù)試驗可以判斷和預測其搖滾運動。

3)θ=19°～26°范圍，鴨式布局飛機的不對稱性的邊條與主翼前緣卷繞渦可能是促發(fā)搖滾的主要渦系，前體與鴨翼前緣卷繞渦具有一定穩(wěn)定作用，但渦強較弱，共同的作用使得搖滾在較小中心滾轉(zhuǎn)角發(fā)生；θ=27°～32° 時，前體渦強度的增加使得搖滾中心回到零度位置；θ=33°～39° 時，前體與鴨翼前緣卷繞渦不對稱性的增加使得搖滾平衡點位于較大的非零位置；θ=40°～50° 范圍內(nèi)其他渦均已破裂，不對稱的前體渦可能是引起搖滾的主要原因。

4)隨著俯仰角的改變，一方面前體或主翼等結(jié)構所產(chǎn)生渦的相對強弱變化，形成了不同的搖滾促發(fā)流場；另一方面前緣渦、前體渦、邊條渦等渦系對于翼體搖滾或誘導或穩(wěn)定的不同作用，共同施加于翼身組合體。這兩方面因素的影響使得鴨式布局飛機在不同俯仰角具有不同性質(zhì)的搖滾運動。

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Effects of pitch angle on wing-body rock of canard-configuration aircraft

Wei Dechen, Shi Zhiwei*, Ang Haisong, Fu Junquan, Zhu Jiachen

(CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

To study wing-body rock of canard-configuration aircrafts, a model for wind tunnel test was designed having a chine forebody, canard wings, strake wings，main wings, and a vertical fin. This model was tested by different methods including free rolling motion, static force balance test, dynamic derivative test, and smoke wire technique. First, the complete rock process was studied by free-to-roll experiment in the range of pitch angelθ=12°～52° andΔ=1°. The results show that, rolling motions of the canard-configuration aircraft have several different mean roll angles and motion forms vary with different pitch angles. Second, the results of the static force balance test and dynamic derivative test confirm that the rolling motion can occur around zero or nonzero equilibrium roll angles with limit-cycle forms or nolimit cycle ones due to the influence of multi-vortex structures. Finally, the flow visualization tests show that the main vortices generate the wing-body rock at different stages. The possible mechanism for the wing-body rock was also analyzed for the canard-configuration aircraft.

canard wing; wing-body rock; nonzero equilibrium roll angle; non-limit cycle; flow visualization

0258-1825(2017)02-0198-07

2016-11-13;

2016-12-28

江蘇高校優(yōu)勢學科建設工程資助項目

魏德宸(1986-),男,江蘇徐州人,博士研究生,研究方向:飛行器大迎角氣動特性,非定?？諝鈩恿W. E-mail: weimoving@163.com

史志偉*(1972-),男,教授. E-mail: szwam@nuaa.edu.cn

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10.7638/kqdlxxb-2016.0162 Wei D C, Shi Z W, Ang H S, et al. Effects of pitch angle on wing-body rock of canard-configuration aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 198-204.

V211.7

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0162