某典型飛行器模型俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性

趙忠良，楊海泳，馬上，蔣明華，劉維亮，李玉平，王曉冰，李乾

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，綿陽(yáng) 621000

復(fù)雜的多自由度全方位高機(jī)動(dòng)可控安全飛行是現(xiàn)代先進(jìn)飛行器研制不斷追求的基本戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)[1-3]，但飛行器在高機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中，飛行特征、姿態(tài)角、角速度和角加速度等運(yùn)動(dòng)參數(shù)不僅隨時(shí)間劇烈變化，而且存在兩個(gè)自由度甚至多自由度的耦合飛行。此時(shí)，飛行器存在非常復(fù)雜的多渦系結(jié)構(gòu)、非對(duì)稱分離、渦破裂、激波/漩渦相互干擾等流動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致氣動(dòng)力呈現(xiàn)遲滯、突變與分叉的非線性動(dòng)態(tài)特征，并嚴(yán)重依賴于運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程、自由度、角速度、角加速度、振幅和頻率等參數(shù)，呈現(xiàn)出十分強(qiáng)烈的多自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性，這種復(fù)雜的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性可能會(huì)導(dǎo)致多自由度耦合的非指令運(yùn)動(dòng)[4]，威脅飛行安全，嚴(yán)重時(shí)造成飛行失敗或機(jī)毀人亡[5]。所以，為了實(shí)現(xiàn)飛行器高機(jī)動(dòng)可控飛行的設(shè)計(jì)目標(biāo)，掌握其動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性，尤其是多自由度耦合條件下的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力變化規(guī)律十分必要，從而達(dá)到有效評(píng)估飛行的動(dòng)態(tài)品質(zhì)，建立精確描述飛行器氣動(dòng)性能的數(shù)學(xué)模型的目的，開展動(dòng)力學(xué)特性仿真分析和飛行控制律設(shè)計(jì)，充分發(fā)揮飛行器機(jī)動(dòng)飛行的戰(zhàn)技指標(biāo)，推動(dòng)飛行器研制的創(chuàng)新發(fā)展。

正是由于飛行器研制的迫切需求，自20世紀(jì)80年代以來(lái)，動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力及其多自由度耦合的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性一直是關(guān)注的熱點(diǎn)、發(fā)展的重點(diǎn)和需要突破的關(guān)鍵技術(shù)之一，主要針對(duì)先進(jìn)飛機(jī)以及未來(lái)五代機(jī)飛翼布局的單自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、兩自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力、機(jī)翼突然失速、自由滾轉(zhuǎn)等特性開展研究，建立了較為成熟的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)值計(jì)算方法[6-17]，形成了較為全面系統(tǒng)的研究能力。美國(guó)在飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究方面起步較早，并且采用70°三角翼、F-16、F-18HARV 驗(yàn)證機(jī)為研究對(duì)象，開展了大量的單自由度、多自由度及其耦合的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究，形成較為完備的研究手段和能力，也實(shí)現(xiàn)了大迎角靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力與飛行力學(xué)的有機(jī)統(tǒng)一，為飛行試驗(yàn)的順利進(jìn)行提供了準(zhǔn)確的飛行控制數(shù)據(jù)庫(kù)[8，18]；俄羅斯TsAGI建立的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置[19]、德國(guó)在DNW風(fēng)洞建立的六自由度模型支撐裝置[20]、英國(guó)Bristol大學(xué)建立的五自由度動(dòng)態(tài)裝置[21]都可以通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)模擬飛行器多自由度運(yùn)動(dòng)，從而研究飛行器模型的多自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性。國(guó)內(nèi)南京航空航天大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院和中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心都具備了風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究能力[22-31]，但能夠查閱到公開發(fā)表資料的只有南京航空航天大學(xué)開展了三角翼模型和某飛機(jī)模型的兩自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究[32-33]，而有關(guān)高速部分的相關(guān)研究在國(guó)內(nèi)外幾乎都是一片空白。所以，面對(duì)未來(lái)先進(jìn)飛行器研制的多自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的急迫需求，開展高速風(fēng)洞模型兩自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究十分必要。

本文主要針對(duì)某典型的四代機(jī)布局模型，利用中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所FL-26風(fēng)洞專用的俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置，開展單自由度和兩自由度俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究，綜合對(duì)比分析單/雙自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性的變化規(guī)律及其兩自由度的耦合特性，掌握其動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力變化特征，為未來(lái)先進(jìn)飛行器研制的試驗(yàn)需求、數(shù)據(jù)獲取、品質(zhì)分析等奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

1 研究模型與試驗(yàn)設(shè)備

1.1 研究模型

研究模型選取某典型的四代機(jī)布局為原型，進(jìn)行局部修型處理，便于尾部支撐，模型縮比為1:21，全長(zhǎng)約0.95 m，主翼展長(zhǎng)約0.62 m。模型主要由脊形前體、鴨翼、邊條翼、主機(jī)翼、雙立尾、雙腹鰭和兩側(cè)進(jìn)氣道組成，采用7075鋁合金骨架與碳纖維復(fù)合材料制造，模型在風(fēng)洞的阻塞度約為0.4%(0°迎角)。

1.2 試驗(yàn)風(fēng)洞

風(fēng)洞試驗(yàn)是在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所FL-26風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞是試驗(yàn)段橫截面為2.4 m×2.4 m的半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞，配備了全模、半模和張線支撐槽壁等試驗(yàn)段，全模試驗(yàn)段四壁開孔，綜合開孔率為4.3%，上下可調(diào)0～10%，左右固定4.3%。半模試驗(yàn)段開孔率上下可調(diào)0～12%，左右固定3%。試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma范圍為0.3～1.2，1.43，迎角范圍為-22°～22°，側(cè)滑角范圍為-12°～12°。

1.3 試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)采用FL-26風(fēng)洞專用的俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置進(jìn)行，該裝置通過(guò)支撐基礎(chǔ)集成安裝在風(fēng)洞張線試驗(yàn)段頂部，使用三相異步電機(jī)實(shí)現(xiàn)俯仰振動(dòng)驅(qū)動(dòng)，頂部的偏心輪轉(zhuǎn)盤通過(guò)連桿機(jī)構(gòu)與快速拉起裝置的搖桿機(jī)構(gòu)連接，形成四連桿機(jī)構(gòu)，從而驅(qū)動(dòng)搖臂帶動(dòng)橫梁進(jìn)行俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，安裝在橫梁上的試驗(yàn)裝置、天平和模型也實(shí)現(xiàn)俯仰振動(dòng)，達(dá)到研究模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力或俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合的目的。同時(shí)，風(fēng)洞側(cè)壁兩側(cè)安裝快速拉起驅(qū)動(dòng)裝置，使用兩臺(tái)伺服電機(jī)同步驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)靜態(tài)變迎角與快速拉起試驗(yàn)研究，自由搖滾裝置和強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)裝置可以安裝在支撐橫梁上。所以，試驗(yàn)系統(tǒng)具備了靜態(tài)變迎角、快速拉起、單自由度動(dòng)態(tài)、俯仰振動(dòng)(或快速拉起)/自由搖滾耦合、俯仰振動(dòng)(或快速拉起)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)動(dòng)態(tài)等試驗(yàn)研究能力。圖1給出了試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)原理示意圖。

圖1 試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)原理示意圖Fig.1 Structure shematic of test device

1.4 俯仰/滾轉(zhuǎn)同步控制技術(shù)

為了實(shí)現(xiàn)俯仰振動(dòng)與強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)同步控制，從而準(zhǔn)確獲取其同相位的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性，需要解決異步電機(jī)和伺服電機(jī)兩種類型電機(jī)的同步控制技術(shù)。采用主從軸按各自設(shè)定的參數(shù)進(jìn)行正弦曲線運(yùn)動(dòng)，先啟動(dòng)俯仰快速拉起或俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)，待運(yùn)行穩(wěn)定后，再啟動(dòng)強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，通過(guò)聯(lián)動(dòng)同步控制仿真算法實(shí)現(xiàn)與快速拉起或俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)的頻率相位同步控制。主要借助MATLAB，設(shè)計(jì)了基于運(yùn)動(dòng)規(guī)劃的任意時(shí)刻啟動(dòng)、任意相位同步的強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)相位同步算法，實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)規(guī)劃曲線與指令正弦曲線的平滑銜接與過(guò)渡，保證了相位同步的精度及穩(wěn)定性。

1.5 數(shù)據(jù)測(cè)量與處理方法

風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)使用專門研制的動(dòng)態(tài)失速測(cè)控系統(tǒng)，以完成試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?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)處理分析。為了保證天平模擬信號(hào)和編碼器數(shù)字信號(hào)的同步性，模擬采集設(shè)備和數(shù)字采集設(shè)備共享同一個(gè)采樣時(shí)鐘并同時(shí)觸發(fā)啟動(dòng)，使模擬和數(shù)字信號(hào)對(duì)應(yīng)采樣點(diǎn)的時(shí)刻誤差小于0.1 μs。

由于大迎角時(shí)氣流分離、流場(chǎng)脈動(dòng)、模型運(yùn)動(dòng)振動(dòng)等因素,動(dòng)態(tài)大振幅試驗(yàn)的數(shù)據(jù)離散性較大，除了數(shù)據(jù)采集時(shí)采用低通濾波器外，還專門設(shè)計(jì)了采用Kaiser濾波器設(shè)計(jì)技術(shù)的FIR(Finite Impulse Response)數(shù)字濾波軟件,以抑制數(shù)據(jù)背景噪聲。該類型濾波器在不同的頻率上具有相同的群延遲，易于進(jìn)行濾波延遲校正。

在計(jì)算時(shí)使用“有風(fēng)”-“無(wú)風(fēng)”方式扣除系統(tǒng)慣性和阻尼影響，并扣除模型自重、天平校準(zhǔn)中心與力矩參考中心不重合等影響，求得各瞬時(shí)的氣動(dòng)系數(shù)，同時(shí)，為了抑制單一周期內(nèi)隨機(jī)誤差導(dǎo)致的數(shù)據(jù)分散，試驗(yàn)中采樣若干周期(采樣時(shí)間約為20 s)的氣動(dòng)系數(shù)進(jìn)行總體平均，得出最終結(jié)果。該方法經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期深入研究，已經(jīng)成功應(yīng)用于多項(xiàng)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的數(shù)據(jù)處理，提供了合理可靠、重復(fù)性精度較高的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[29-31, 34-35]。

2 研究結(jié)果

2.1 單自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

2.1.1 自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)

圖2給出了研究模型自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果時(shí)間歷程曲線(圖中綠色代表模型迎角階梯，紅色代表滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)結(jié)果)。圖中顯示，在試驗(yàn)條件下，模型在迎角α=25°范圍內(nèi)保持滾轉(zhuǎn)水平的基本穩(wěn)定狀態(tài)，當(dāng)迎角達(dá)到30°時(shí)出現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)角γ約為18°～20°的側(cè)偏現(xiàn)象，并在迎角35°時(shí)既有側(cè)偏現(xiàn)象發(fā)生，又有振幅約為10°的極限環(huán)搖滾運(yùn)動(dòng)，但模型迎角40°時(shí)又回到了基本的滾轉(zhuǎn)水平穩(wěn)定狀態(tài)。研究結(jié)果不僅與文獻(xiàn)[23]鴨式布局結(jié)果基本一致，而且與常規(guī)測(cè)力結(jié)果體現(xiàn)的橫向靜不穩(wěn)定迎角范圍一致。

圖2 不同迎角時(shí)自由滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程Fig.2 Time history of rolling angle at different angles of attack

2.1.2 動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性

動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力主要體現(xiàn)飛行器機(jī)動(dòng)過(guò)程中繞流的非定常時(shí)間尺度效應(yīng)，對(duì)飛行器操縱控制設(shè)計(jì)的建模仿真分析十分必要。本文在采用70°三角翼模型充分驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)可靠性的基礎(chǔ)上，開展了研究模型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性試驗(yàn)研究，試驗(yàn)時(shí)，模型的俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)規(guī)律為

α=αm+αA·sin(2πft)

(1)

式中:αm為模型振動(dòng)的平均迎角;αA為模型的俯仰振動(dòng)幅值;f為模型振動(dòng)頻率。

圖3給出了Ma=0.40、αA=αm=30°試驗(yàn)條件下，模型的單自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果曲線(曲線中DOF代表模型的自由度，1DOF代表俯仰單自由度，后續(xù)曲線的2DOF代表俯仰和滾轉(zhuǎn)兩自由度，fp為模型俯仰振動(dòng)頻率)。從圖中曲線可以看出，快速拉起和俯仰振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果包絡(luò)了靜態(tài)測(cè)力結(jié)果，呈現(xiàn)出典型的非定常增升現(xiàn)象，符合動(dòng)態(tài)試驗(yàn)氣動(dòng)特性變化規(guī)律，也表明了試驗(yàn)結(jié)果的可靠性，同時(shí)，當(dāng)模型迎角大約為0°～30°時(shí)，隨著模型迎角的增加，其法向力系數(shù)曲線近似線性變化(圖中曲線在遲滯環(huán)明顯的區(qū)域，法向力系數(shù)CN較大的部分所在的半條曲線對(duì)應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對(duì)應(yīng)著迎角減小階段)，迎角從30°增加到50°時(shí)，法向力系數(shù)CN增加的斜率逐漸減小，出現(xiàn)了非線性變化，并且在大約50°迎角時(shí)出現(xiàn)了失速(簡(jiǎn)稱失速迎角為50°)，然后隨著模型迎角從50°增加到60°時(shí)，CN呈現(xiàn)迅速減小的趨勢(shì)，意味著模型的法向力效率隨迎角增加反而降低，揭示出典型的失速現(xiàn)象。當(dāng)模型由最大迎角下行時(shí)，其繞流形態(tài)則以上行的流動(dòng)形態(tài)依次逆順序再現(xiàn)，且由于非定常的尺度效應(yīng)影響，前體的流動(dòng)分離、非對(duì)稱和渦及其渦破裂的位置與高度范圍都與上行存在差異，而流動(dòng)再附的迎角則由于遲滯影響會(huì)減小，所以，在模型迎角下行過(guò)程中，相同迎角時(shí)的法向力系數(shù)明顯小于上行狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果，并隨著振動(dòng)頻率的增加遲滯環(huán)越大，體現(xiàn)出典型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力遲滯現(xiàn)象和非定常尺度效應(yīng)[29]。

圖3 單自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.40)Fig.3 Results of dynamic test on one degree-of-freedom aerodynamics (Ma=0.40)

從俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角α變化曲線可以看出(由于Cm曲線存在多個(gè)遲滯環(huán)現(xiàn)象，圖中采用箭頭符號(hào)標(biāo)示了曲線的變化走向。以下各類曲線均采用箭頭符號(hào)標(biāo)示了其隨迎角的變化走向)，研究模型俯仰力矩系數(shù)與SDM標(biāo)模和Su-27飛機(jī)模型變化趨勢(shì)類似，在小迎角范圍都存在遲滯環(huán)現(xiàn)象[30]，但典型的四代機(jī)模型存在兩個(gè)明顯的遲滯環(huán)形態(tài)，并且在迎角約為0°～38°時(shí)，模型具有俯仰靜不穩(wěn)定性(簡(jiǎn)稱為放寬靜穩(wěn)定設(shè)計(jì))，這有利于飛行器實(shí)現(xiàn)快速的過(guò)失速機(jī)動(dòng)控制，可以節(jié)省舵面的操縱控制力矩輸出。在迎角為38°～60°時(shí)，隨著模型迎角的增加，俯仰力矩系數(shù)呈現(xiàn)為俯仰靜穩(wěn)定狀態(tài)。同時(shí)，從圖中還可以看出，模型迎角約為32°～34°時(shí)是兩個(gè)遲滯環(huán)的交叉點(diǎn)，在交叉點(diǎn)的小迎角范圍，Cm值較小的部分所在的半條曲線對(duì)應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對(duì)應(yīng)著迎角減小階段，而在大迎角范圍，則Cm值對(duì)應(yīng)的迎角變化正好相反。

2.2 雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

2.2.1 俯仰振動(dòng)/自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)

圖4給出了研究模型俯仰振動(dòng)/自由滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合試驗(yàn)結(jié)果時(shí)間歷程曲線。從時(shí)間歷程和局部放大的曲線圖可以看出，在試驗(yàn)條件下，模型每個(gè)俯仰振動(dòng)周期內(nèi)都存在與單自由度自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)較為一致的滾轉(zhuǎn)振幅，但基本保持滾轉(zhuǎn)水平的穩(wěn)定狀態(tài)，與前面的單自由度自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果既存在側(cè)偏，又存在極限環(huán)搖滾現(xiàn)象不同，表明俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)有利于抑制飛行器模型側(cè)偏運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象的發(fā)生，主要是激發(fā)側(cè)偏的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)需要一定的能量積累過(guò)程，而在快速的俯仰振動(dòng)過(guò)程中，模型的非對(duì)稱流動(dòng)在翼面上所激發(fā)的滾轉(zhuǎn)力矩還來(lái)不及驅(qū)動(dòng)其進(jìn)行側(cè)偏的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所致。

圖4 俯仰振動(dòng)/自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.40)Fig.4 Results of pitch-oscillation / free-roll test (Ma=0.40)

2.2.2 俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)

雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)，模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)規(guī)律分別為

(2)

將模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)換到模型的實(shí)際迎角與側(cè)滑角為

(3)

式中:αM為模型俯仰振動(dòng)角;γM為模型滾轉(zhuǎn)角;γm為模型中心滾轉(zhuǎn)角;γA為模型滾轉(zhuǎn)振動(dòng)幅值;β為模型側(cè)滑角。

圖5給出了Ma=0.40、αA=αm=30°、γm=0°、γM=45°試驗(yàn)條件下，模型俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)兩自由度相同振動(dòng)頻率與俯仰單自由度振動(dòng)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線，圖中R-Exp代表重復(fù)性試驗(yàn)(Repeated Experiment)，fr為模型滾轉(zhuǎn)振動(dòng)頻率。從圖中曲線可以看出，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度情況下，重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，也進(jìn)一步表明了高速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)量結(jié)果的可靠性及其較高的重復(fù)性精度水平[30]。同時(shí)模型的法向力系數(shù)CN曲線隨振動(dòng)角的變化與單自由度結(jié)果基本類似(圖中曲線在遲滯環(huán)明顯的區(qū)域，CN值較大的部分所在的半條曲線對(duì)應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對(duì)應(yīng)著迎角減小階段)，但由于模型存在俯仰與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)，所以模型在同樣的振動(dòng)支撐機(jī)構(gòu)角度下，其實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中兩自由度的模型迎角要小于單自由度運(yùn)動(dòng)的模型迎角(見圖5(f))，從而使得模型的法向力系數(shù)要小于單自由度試驗(yàn)結(jié)果，在迎角0°和60°時(shí)，模型處于滾轉(zhuǎn)零位狀態(tài)，沒(méi)有滾轉(zhuǎn)效應(yīng)的影響，兩自由度的法向力系數(shù)等于單自由度試驗(yàn)結(jié)果。

試驗(yàn)結(jié)果曲線顯示，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度試驗(yàn)條件下，模型的俯仰力矩系數(shù)Cm與單自由度結(jié)果相比，其氣動(dòng)遲滯特性出現(xiàn)明顯的差異，從單自由度的一個(gè)8字環(huán)變成了兩個(gè)8字環(huán)的遲滯特性，但這兩個(gè)8字環(huán)的中心交叉點(diǎn)角度與單自由度遲滯環(huán)的交叉點(diǎn)基本一致(基本上在支撐機(jī)構(gòu)的34°左右)。

從橫航向氣動(dòng)力(滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、側(cè)向力系數(shù)Cy、偏航力矩系數(shù)Cn)隨αM變化曲線來(lái)看，單自由度試驗(yàn)條件下，模型在迎角超過(guò)40°以后才出現(xiàn)不同程度的橫向氣動(dòng)力增量，且量值相對(duì)較小，但兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)條件下，模型存在明顯的側(cè)滑角變化歷程(見圖5(f))，從而出現(xiàn)較大的橫向氣動(dòng)力遲滯環(huán)現(xiàn)象。

圖6給出了模型在Ma=0.40、αm=30°、αA=15°、γm=0°、γM=45°試驗(yàn)條件下俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)兩自由度不同振動(dòng)頻率與相同振動(dòng)頻率的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線。從圖中曲線可以看出，在滾轉(zhuǎn)振動(dòng)頻率是俯仰振動(dòng)頻率兩倍的情況下，模型的法向力系數(shù)CN和俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角的遲滯環(huán)也增加了一倍，體現(xiàn)出更加復(fù)雜的氣動(dòng)遲滯特性，容易引發(fā)耦合失穩(wěn)發(fā)散。

由于滾轉(zhuǎn)振動(dòng)是俯仰振動(dòng)的兩倍頻率，從而引起模型在一個(gè)俯仰振動(dòng)周期內(nèi)出現(xiàn)兩個(gè)周期的側(cè)向振動(dòng)(見圖6(f))，所以模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、側(cè)向力系數(shù)Cy隨αM變化由相同振動(dòng)頻率的單個(gè)遲滯環(huán)變成了兩個(gè)或多個(gè)遲滯環(huán)結(jié)構(gòu)形態(tài)，而偏航力矩系數(shù)Cn隨αM變化由一組遲滯環(huán)基本上變成了兩組遲滯環(huán)特性。

綜上所述，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度條件下模型的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性十分復(fù)雜，呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合現(xiàn)象，為飛行器的性能分析、建模仿真設(shè)計(jì)以及飛行控制提出了新的技術(shù)挑戰(zhàn)，需要在充分獲得靜態(tài)氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，深入開展其動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究，才能更加有效發(fā)揮飛行器的技術(shù)和戰(zhàn)術(shù)性能。

圖5 俯仰/滾轉(zhuǎn)相同振動(dòng)頻率試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.40)Fig.5 Test results of pitch/roll at the same oscillation frequency (Ma=0.40)

圖6 俯仰/滾轉(zhuǎn)不同振動(dòng)頻率試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.40)Fig.6 Test results of pitch/roll at different oscillation frequency (Ma=0.40)

3 結(jié) 論

針對(duì)高機(jī)動(dòng)飛行器的單自由度與俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性問(wèn)題，選用典型類四代機(jī)模型，通過(guò)風(fēng)洞的靜態(tài)搖滾試驗(yàn)、單自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)、俯仰振動(dòng)/自由滾轉(zhuǎn)和俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)研究，對(duì)比分析了相關(guān)研究結(jié)果。

1) 研究模型在固定迎角30°左右會(huì)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)單自由度的側(cè)偏，并在迎角35°時(shí)既有側(cè)偏現(xiàn)象發(fā)生，又有振幅約為10°的極限環(huán)搖滾運(yùn)動(dòng)，在迎角40°時(shí)又回到了基本的滾轉(zhuǎn)水平穩(wěn)定狀態(tài)。

2) 強(qiáng)迫俯仰/自由滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)情況下，模型的側(cè)偏運(yùn)動(dòng)幅值得到了一定的抑制，表明俯仰機(jī)動(dòng)有利于延緩非定常流動(dòng)。

3) 俯仰單自由度振動(dòng)條件下，模型法向力和俯仰力矩會(huì)出現(xiàn)明顯的氣動(dòng)遲滯特性，在強(qiáng)迫俯仰/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)情況下，縱橫向氣動(dòng)力都出現(xiàn)了氣動(dòng)遲滯現(xiàn)象，甚至是多個(gè)氣動(dòng)遲滯環(huán)結(jié)構(gòu)，容易引發(fā)耦合失穩(wěn)發(fā)散現(xiàn)象。