2.4 m跨聲速風(fēng)洞大振幅動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)

馬 上, 趙忠良, 蔣明華, 楊海泳, 劉維亮, 李玉平, 王曉冰

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

0 引 言

現(xiàn)代高機(jī)動(dòng)飛行器在大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，飛行姿態(tài)劇烈變化，機(jī)體繞流會(huì)出現(xiàn)流動(dòng)分離、非對(duì)稱渦及渦破裂、多渦系耦合干擾等復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，從而導(dǎo)致復(fù)雜的流動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合問題，誘發(fā)非指令自激運(yùn)動(dòng)，給飛行控制和飛行安全帶來極大風(fēng)險(xiǎn)。此時(shí)氣動(dòng)力不僅取決于當(dāng)時(shí)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，而且與運(yùn)動(dòng)的時(shí)間歷程密切相關(guān)，具有強(qiáng)烈的非線性、非定常、強(qiáng)耦合特征，呈現(xiàn)出多自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性[1-15]。因此建立大迎角動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，尤其是能夠模擬飛行器多自由度耦合運(yùn)動(dòng)的試驗(yàn)技術(shù)具有十分重要的工程意義及研究與應(yīng)用價(jià)值。為此，國內(nèi)外首先在低速風(fēng)洞建立了較為成熟的單雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，形成較強(qiáng)的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究能力[16-23]，而有關(guān)高速風(fēng)洞的兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)研究成果發(fā)表較少，但飛行器的發(fā)展需求逐步追求高速高機(jī)動(dòng)能力，急需建立高速風(fēng)洞多自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)。為此，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所在2.4 m×2.4 m跨聲速風(fēng)洞(以下簡稱2.4 m跨聲速風(fēng)洞)建立了大迎角大振幅俯仰、滾轉(zhuǎn)雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，可以開展大迎角俯仰振動(dòng)、快速拉起、俯仰振動(dòng)/自由滾轉(zhuǎn)及俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)雙自由度耦合振動(dòng)等試驗(yàn)，還能夠在相同支撐條件下開展靜態(tài)大迎角和動(dòng)態(tài)大迎角的對(duì)比試驗(yàn)研究。

本文介紹了2.4 m跨聲速風(fēng)洞的大迎角俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，包括試驗(yàn)振動(dòng)裝置設(shè)計(jì)、驅(qū)動(dòng)控制和測量與數(shù)據(jù)處理。并利用典型的70°三角翼模型開展了驗(yàn)證試驗(yàn)，研究結(jié)果表明試驗(yàn)系統(tǒng)運(yùn)行可靠，試驗(yàn)結(jié)果合理，變化規(guī)律正確，能夠準(zhǔn)確反映模型在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)情況下的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，可以為飛行器的試驗(yàn)鑒定評(píng)估提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 俯仰/滾轉(zhuǎn)振動(dòng)裝置設(shè)計(jì)

建立俯仰/滾轉(zhuǎn)振動(dòng)裝置是開展風(fēng)洞多自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性試驗(yàn)研究的核心之一，尤其是設(shè)計(jì)能夠滿足平穩(wěn)運(yùn)動(dòng)、配平配重、慣性載荷、運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換、機(jī)構(gòu)間隙控制、操縱安裝調(diào)試、驅(qū)動(dòng)控制技術(shù)、能量管理技術(shù)等風(fēng)洞試驗(yàn)段要求的試驗(yàn)系統(tǒng)十分關(guān)鍵。2.4 m跨聲速風(fēng)洞雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置采用整體支撐平臺(tái)安裝在2.4 m跨聲速風(fēng)洞槽壁試驗(yàn)段頂部，采用三相異步電動(dòng)機(jī)通過減速器放大轉(zhuǎn)矩驅(qū)動(dòng)主軸轉(zhuǎn)動(dòng)。為確保存在氣動(dòng)力時(shí)模型支撐橫梁不發(fā)生左右大跨度扭曲，主軸和俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)軸通過左右對(duì)稱的雙齒輪傳動(dòng)，包括俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)軸在內(nèi)的下游轉(zhuǎn)動(dòng)部件均為相對(duì)槽壁試驗(yàn)段縱剖面左右對(duì)稱設(shè)計(jì)。為保證較大氣動(dòng)力作用時(shí)機(jī)構(gòu)大振幅俯仰振動(dòng)能夠平穩(wěn)運(yùn)行，在俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)軸上設(shè)計(jì)了質(zhì)量可調(diào)的儲(chǔ)能飛輪，在兩端設(shè)計(jì)偏心距可調(diào)的偏心飛輪盤代替曲柄，左右對(duì)稱的連桿分別與試驗(yàn)段兩側(cè)的滾筒搖臂裝置相連，構(gòu)成左右對(duì)稱同步驅(qū)動(dòng)的曲柄搖臂四連桿運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，滾筒上還設(shè)計(jì)了可調(diào)配重以減少質(zhì)量偏心帶來的慣性力矩。滾筒深入試驗(yàn)段內(nèi)部，連接擺臂和支撐橫梁(π型支架)，天平或滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置安裝在支撐橫梁上實(shí)現(xiàn)大振幅俯仰簡諧振動(dòng)，達(dá)到模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性測量或俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)特性測量的目的。

快速拉起與階梯變迎角裝置采用左右對(duì)稱布局設(shè)計(jì)，采用兩臺(tái)伺服電機(jī)利用齒輪組減速放大轉(zhuǎn)矩驅(qū)動(dòng)，通過可分離的整體移動(dòng)平臺(tái)與大振幅俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)共用滾筒搖臂裝置，實(shí)現(xiàn)橫梁的快速拉起運(yùn)動(dòng)或者設(shè)定迎角的階梯運(yùn)動(dòng)。圖1給出了俯仰(簡諧振動(dòng)、快速拉起和靜態(tài)變迎角)/滾轉(zhuǎn)兩自由度振動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)示意圖(圖中只畫出了一個(gè)伺服電機(jī))。

圖1 俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度振動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)示意圖

為了實(shí)現(xiàn)俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)試驗(yàn)研究需求，在俯仰振動(dòng)裝置的基礎(chǔ)上集成設(shè)計(jì)了強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)振動(dòng)裝置，該裝置由電機(jī)支撐支桿、減速器支撐支桿、轉(zhuǎn)動(dòng)軸、聯(lián)軸節(jié)、支撐支桿等組成。電機(jī)支撐支桿用于安裝電機(jī)，并與支撐橫梁連接，通過控制伺服電機(jī)的運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)模型所需的各種運(yùn)動(dòng)形態(tài)。支撐支桿用于承受模型的氣動(dòng)載荷。轉(zhuǎn)動(dòng)軸用于安裝天平，實(shí)現(xiàn)模型運(yùn)行形態(tài)的氣動(dòng)力測量。采用電機(jī)編碼器反饋測量模型滾轉(zhuǎn)角位移。圖2給出了強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)示意圖。

建立的2.4 m跨聲速風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)模型不同俯仰角振幅和平均俯仰角的俯仰振動(dòng)、俯仰/自由滾轉(zhuǎn)以及俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度強(qiáng)迫運(yùn)動(dòng)功能，也可以實(shí)現(xiàn)靜態(tài)變迎角和快速拉起及與強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)的組合試驗(yàn)，從而獲得模型的單雙自由度靜/動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性和耦合運(yùn)動(dòng)特性及氣動(dòng)變化規(guī)律。

1.2 裝置動(dòng)力學(xué)特性分析

由于2.4 m風(fēng)洞試驗(yàn)裝置的旋轉(zhuǎn)半徑較大，驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)軸、橫梁和搖臂以及配重的結(jié)構(gòu)重量較大，因而在俯仰振動(dòng)和快速拉起時(shí)系統(tǒng)的慣性載荷較大，加上模型的氣動(dòng)載荷也較大，容易引起支撐系統(tǒng)變形，甚至引起風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)振動(dòng)。所以對(duì)試驗(yàn)裝置進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)特性分析，分析的俯仰振動(dòng)狀態(tài)為：配平仰角15°，振幅30°，振動(dòng)頻率2 Hz，快速拉起運(yùn)動(dòng)時(shí)的勻速段最大拉起角速度80～90°/s。表1給出了前6階模態(tài)分析結(jié)果。模態(tài)分析結(jié)果表明：橫梁前6階的固有頻率和振型均避開了試驗(yàn)設(shè)備的工作頻率，因此不會(huì)產(chǎn)生共振(1階固有頻率達(dá)到了23 Hz以上)。通過應(yīng)力應(yīng)變分析，計(jì)算了橫梁在氣動(dòng)載荷、最大角速度工況及最大角加速度工況下，模型為10 kg時(shí)，π型支架的最大等效應(yīng)力，及最大形變的大小及發(fā)生位置。分析顯示在兩種最惡劣工況下，π型支架的最大等效應(yīng)力值為113.01 MPa，變形量為2.5675 mm，π型支架(搖臂和支撐橫梁組成“π型”支架)的最大等效應(yīng)力遠(yuǎn)小于材料的屈服強(qiáng)度，最大形變引起的變形角度也較小，可以滿足動(dòng)態(tài)試驗(yàn)要求。

圖2 強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)示意圖

表1 試驗(yàn)裝置模態(tài)分析結(jié)果

1.3 驅(qū)動(dòng)控制設(shè)計(jì)

為了實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)裝置的俯仰振動(dòng)、快速拉起、強(qiáng)迫搖滾等運(yùn)動(dòng)的驅(qū)動(dòng)控制，尤其是俯仰振動(dòng)與強(qiáng)迫搖滾的同步控制，專門研制了2.4 m跨聲速風(fēng)洞大迎角俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)控制系統(tǒng)，主要由主控平臺(tái)、控制機(jī)柜、執(zhí)行機(jī)構(gòu)三大部分組成。

主控平臺(tái)主要由琴臺(tái)式操作平臺(tái)、雙顯示輸出的主控計(jì)算機(jī)、I/O控制面板、狀態(tài)指示/報(bào)警等組成，是控制系統(tǒng)的人機(jī)交互終端；控制機(jī)柜為控制系統(tǒng)的核心組成部分，實(shí)現(xiàn)對(duì)電源模塊、控制器、驅(qū)動(dòng)模塊、制動(dòng)模塊等的集成；執(zhí)行機(jī)構(gòu)為一臺(tái)30 kW三相異步電機(jī)(執(zhí)行俯仰振動(dòng))，兩臺(tái)45.5 kW伺服電機(jī)(執(zhí)行快速拉起)和一臺(tái)0.82 kW伺服電機(jī)(執(zhí)行強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn))。各執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有獨(dú)立運(yùn)行功能，亦具備復(fù)合聯(lián)動(dòng)功能。復(fù)合聯(lián)動(dòng)時(shí)俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)或快速拉起機(jī)構(gòu)與強(qiáng)迫搖滾機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)相位同步聯(lián)動(dòng)，且相位可控，從而實(shí)現(xiàn)俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性研究。

為了實(shí)現(xiàn)復(fù)合聯(lián)動(dòng)時(shí)相位同步且相位可控，采用基于延時(shí)的位置耦合運(yùn)動(dòng)同步模式。聯(lián)動(dòng)相位同步前，將強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)回零。在快速拉起機(jī)構(gòu)或俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)過程中，任意時(shí)刻起動(dòng)強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，并根據(jù)快速拉起機(jī)構(gòu)或俯仰振動(dòng)機(jī)構(gòu)角度編碼器反饋俯仰運(yùn)動(dòng)當(dāng)前相位值，求解出距離到達(dá)零位的時(shí)間t，滾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)等待時(shí)間t后起動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)位置關(guān)系同步，即相位同步。聯(lián)動(dòng)相位同步控制流程如圖3所示。

圖3 基于延時(shí)的聯(lián)動(dòng)相位同步流程

1.4 測量與數(shù)據(jù)處理

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)測量設(shè)備采用PXI總線同步采集天平信號(hào)、風(fēng)洞流場穩(wěn)定信號(hào)(模擬信號(hào))和12位絕對(duì)式軸角編碼器數(shù)字信號(hào)。天平模擬信號(hào)和編碼器數(shù)字信號(hào)采用同一個(gè)采樣時(shí)鐘并同時(shí)觸發(fā)起動(dòng)，兩者對(duì)應(yīng)采樣點(diǎn)時(shí)間誤差小于0.1 μs。對(duì)于有天平的試驗(yàn)狀態(tài)，首先測試模型與天平支撐系統(tǒng)的固有頻率，確定截止頻率，依此頻率進(jìn)行采集設(shè)備的低通濾波，同時(shí)設(shè)計(jì)了采用Kaiser濾波器技術(shù)的FIR數(shù)字濾波軟件，以抑制數(shù)據(jù)背景噪聲。試驗(yàn)中對(duì)確定的試驗(yàn)狀態(tài)先進(jìn)行無風(fēng)狀態(tài)試驗(yàn)(風(fēng)洞不起動(dòng))，得到模型慣性和系統(tǒng)阻尼的影響量，再對(duì)同樣試驗(yàn)狀態(tài)開展有風(fēng)狀態(tài)試驗(yàn)(風(fēng)洞起動(dòng))。計(jì)算中采用在相同機(jī)構(gòu)相位角(編碼器測值)時(shí)“有風(fēng)天平測值減去無風(fēng)天平測值”的方式扣除慣性和阻尼影響，得到各瞬時(shí)的氣動(dòng)系數(shù)，再分別對(duì)幾個(gè)周期的氣動(dòng)系數(shù)平均從而求得最終結(jié)果。該方法經(jīng)過長期深入研究與改進(jìn)，形成了較為成熟的數(shù)據(jù)處理方法，并成功應(yīng)用于多項(xiàng)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)[24-28]。

2 典型模型試驗(yàn)結(jié)果與分析

為了檢驗(yàn)2.4 m跨聲速風(fēng)洞大迎角俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)的可靠性，選取典型的70°三角翼模型進(jìn)行了靜態(tài)測力、快速拉起、俯仰單自由度振動(dòng)和俯仰振動(dòng)/強(qiáng)迫滾轉(zhuǎn)的兩自由度耦合動(dòng)態(tài)驗(yàn)證試驗(yàn)，考核了試驗(yàn)系統(tǒng)的運(yùn)行平穩(wěn)性、結(jié)構(gòu)與風(fēng)洞安裝的相容性、振動(dòng)載荷對(duì)試驗(yàn)段的影響和試驗(yàn)結(jié)果的合理性，試驗(yàn)結(jié)果表明2.4 m跨聲速風(fēng)洞俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)獲得了成功。

三角翼外形簡圖如圖4所示，模型為70°后掠翼，模型下表面前緣均削尖為25°楔角，其中安裝天平的錐柱鼓包一側(cè)為下表面。60°迎角時(shí)模型在風(fēng)洞中的阻塞度約為0.2%。

圖4 70°三角翼標(biāo)模

機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)模型靜態(tài)變迎角范圍：-15°～75°，迎角控制精度為±0.1°。

模型俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)振動(dòng)運(yùn)動(dòng)規(guī)律為典型的正弦振動(dòng)運(yùn)動(dòng)。

圖5給出了Ma=0.40試驗(yàn)條件下、70°三角翼模型典型狀態(tài)驗(yàn)證性試驗(yàn)結(jié)果(圖中fp代表俯仰振動(dòng)頻率)?？梢钥闯?，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)氣動(dòng)遲滯回線能夠包含靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，符合飛行器模型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性變化規(guī)律(圖中箭頭表示模型氣動(dòng)力/力矩隨振動(dòng)姿態(tài)角的變化走向，下同)。在氣動(dòng)力/力矩線性段，即迎角小于流動(dòng)分離(迎角增大階段)或流動(dòng)再附(迎角減小階段)迎角，動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力/力矩與靜態(tài)氣動(dòng)力/力矩基本一致，并沒有出現(xiàn)明顯的動(dòng)態(tài)遲滯現(xiàn)象，而氣動(dòng)力/力矩線性段以后，動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)模型出現(xiàn)了非常強(qiáng)烈的氣動(dòng)力/力矩遲滯現(xiàn)象。這說明模型做動(dòng)態(tài)俯仰運(yùn)動(dòng)或快速拉起對(duì)模型表面的附著流動(dòng)影響很小(或上下表面影響量抵消)，而主要是對(duì)迎角增大階段流動(dòng)分離與渦破裂以及迎角減小階段渦流回歸與流動(dòng)再附有明顯的遲滯作用，并且對(duì)分離后的流動(dòng)和模型表面壓力有明顯影響。模型快速拉起與俯仰振動(dòng)雖然運(yùn)動(dòng)曲線不同，但對(duì)模型上下表面壓力分布的影響規(guī)律一致，因此氣動(dòng)力/力矩變化規(guī)律也基本一致，同樣存在明顯的遲滯環(huán)現(xiàn)象。

(a)CN～α

(b)Cm～α

雙自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)時(shí)，模型的俯仰起始角和滾轉(zhuǎn)起始角均為基準(zhǔn)水平狀態(tài)，即模型俯仰角為0°時(shí)滾轉(zhuǎn)角也為0°，或者是模型進(jìn)行俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)的起始時(shí)刻其滾轉(zhuǎn)角為0°。

圖6給出了Ma=0.40、俯仰角振幅αa=15°、平均俯仰角αm=30°、平均滾轉(zhuǎn)角γm=0°、滾轉(zhuǎn)角振幅γa=45°試驗(yàn)條件下，模型雙自由度強(qiáng)迫振動(dòng)和單自由度俯仰振動(dòng)的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性對(duì)比曲線(曲線中αM為模型的俯仰角，fr代表滾轉(zhuǎn)振動(dòng)頻率，箭頭指向代表氣動(dòng)系數(shù)隨姿態(tài)角的變化方向)?？梢钥闯?，三角翼模型兩自由度與單自由度的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果相比，CN曲線和Cm曲線無論是遲滯環(huán)大小，還是遲滯環(huán)個(gè)數(shù)都存在明顯差異，且與某典型飛行器模型的試驗(yàn)結(jié)果也存在一定的差異[29]。一方面，由于兩自由度耦合振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，模型的姿態(tài)角除了在最大和最小俯仰角處與單自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)相同外，兩自由度狀態(tài)下模型的實(shí)際迎角均小于單自由度狀態(tài)的迎角，所以，模型的法向力系數(shù)CN和俯仰力矩系數(shù)Cm要小于單自由度在相同機(jī)構(gòu)支桿角度的試驗(yàn)結(jié)果，同時(shí)兩自由度狀態(tài)下模型還存在等效側(cè)滑角運(yùn)動(dòng)；另一方面，兩自由度狀態(tài)，CN曲線表現(xiàn)出明顯的“8”字環(huán)氣動(dòng)遲滯現(xiàn)象，說明模型在相同迎角下絕對(duì)值相等的正負(fù)側(cè)滑角運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，模型具有明顯不同的法向力(除了“8”字環(huán)交點(diǎn))，這表明模型兩自由度動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)縱橫向存在明顯的氣動(dòng)耦合遲滯現(xiàn)象。模型俯仰力矩系數(shù)Cm曲線同樣反應(yīng)了縱橫向的氣動(dòng)力耦合遲滯現(xiàn)象，其遲滯環(huán)交點(diǎn)與CN曲線基本一致，即從單一的氣動(dòng)遲滯變成了類似“8”字環(huán)結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)遲滯特性。同時(shí)，結(jié)果曲線還顯示，模型在最大俯仰角和最小俯仰角時(shí)，雖然沒有滾轉(zhuǎn)角位移，但由于滾轉(zhuǎn)效應(yīng)與模型初始狀態(tài)的影響，兩自由度的法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)與單自由度試驗(yàn)結(jié)果依然存在一定的差異。

(a)CN～αM

(b)Cm～αM

(c)Cl～αM

(d)Cy～αM

(e)Cn～αM

圖6 三角翼模型單雙自由度對(duì)比曲線(Ma=0.4)

Fig.6 Contrasting resultsof single and double degrees of freedom for delta wing(Ma=0.4)

由于模型同時(shí)存在滾轉(zhuǎn)振動(dòng)運(yùn)動(dòng)和俯仰振動(dòng)運(yùn)動(dòng)，可以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：

式中：αM為模型俯仰角；γM為模型滾轉(zhuǎn)角；α為模型迎角；β為模型側(cè)滑角。

所以，從橫航向氣動(dòng)系數(shù)(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變化曲線可以看出，俯仰單自由度試驗(yàn)條件下，三角翼模型的橫向氣動(dòng)力/力矩和氣動(dòng)遲滯現(xiàn)象非常弱，只是在大迎角前緣渦非對(duì)稱破裂和流動(dòng)分離情況下出現(xiàn)波動(dòng)的側(cè)向力，但俯仰與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)時(shí)，產(chǎn)生了周期性變化的等效側(cè)滑角，因此出現(xiàn)了較大的橫向氣動(dòng)力/力矩遲滯現(xiàn)象。

3 結(jié) 論

2.4 m跨聲速風(fēng)洞大迎角動(dòng)態(tài)試驗(yàn)機(jī)構(gòu)和試驗(yàn)技術(shù)的建成，使該風(fēng)洞具備了先進(jìn)飛行器動(dòng)態(tài)和氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合特性試驗(yàn)?zāi)芰?。在設(shè)備地面調(diào)試及風(fēng)洞調(diào)試試驗(yàn)中，機(jī)構(gòu)運(yùn)行穩(wěn)定可靠，試驗(yàn)結(jié)果合理。建成后的系統(tǒng)可以為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈等型號(hào)研制的動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析和飛控設(shè)計(jì)開展風(fēng)洞試驗(yàn)來提供必需的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)。