低速風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)

劉春明， 趙志軍， 卜忱， 王建鋒， 牟偉強(qiáng)

1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院， 哈爾濱　150001 2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽　621000

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低速風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)

劉春明1,*， 趙志軍2， 卜忱1， 王建鋒1， 牟偉強(qiáng)1

1.中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院， 哈爾濱150001 2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽621000

為滿足國內(nèi)戰(zhàn)斗機(jī)型號(hào)研制對(duì)大迎角過失速機(jī)動(dòng)過程中非定常氣動(dòng)力問題研究的需求，中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院在FL-8風(fēng)洞開發(fā)了一套基于電液伺服馬達(dá)和電機(jī)耦合驅(qū)動(dòng)的雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)。簡單介紹了該系統(tǒng)的基本組成和試驗(yàn)原理，給出了FL-8風(fēng)洞動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)的典型結(jié)果，分析表明：該系統(tǒng)運(yùn)行性能穩(wěn)定，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可靠，重復(fù)性精度較高，可以有效應(yīng)用于飛行器雙自由度耦合運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)特性研究。

大迎角； 大振幅； 雙自由度； 非定常氣動(dòng)力； 風(fēng)洞試驗(yàn)

高機(jī)動(dòng)性、高敏捷性和過失速機(jī)動(dòng)能力已經(jīng)成為現(xiàn)代及下一代戰(zhàn)斗機(jī)的戰(zhàn)術(shù)性能和作戰(zhàn)效能的重要指標(biāo)。過失速機(jī)動(dòng)可有效規(guī)避敵方攻擊，具有很高的戰(zhàn)術(shù)價(jià)值。一些先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)已經(jīng)具有大迎角、過失速可控飛行能力，能夠完成各種高難度的機(jī)動(dòng)飛行，如蘇-27的眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、X-31與F-22的Herbst機(jī)動(dòng)等[1-4]。復(fù)雜的機(jī)動(dòng)飛行過程中，飛機(jī)的飛行包線已經(jīng)擴(kuò)大到大迎角、高速率和大振幅區(qū)域；在大迎角、過失速飛行時(shí)產(chǎn)生的三維分離流動(dòng)、旋渦的相互干擾、渦的破裂、流動(dòng)滯后及流動(dòng)再附等使得在該區(qū)域內(nèi)氣動(dòng)力呈現(xiàn)出高度的非線性特性和非定常特性[5-9]。精確地獲知非線性、非定常氣動(dòng)力載荷對(duì)于飛機(jī)大迎角、過失速區(qū)域的氣動(dòng)力特性的研究、飛行力學(xué)特性的分析和飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)極為重要。

為了開展大迎角非定常氣動(dòng)力問題研究，世界各航空發(fā)達(dá)國家都開發(fā)了相應(yīng)的風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)，用來進(jìn)行飛機(jī)各種運(yùn)動(dòng)模態(tài)的模擬及機(jī)動(dòng)飛行時(shí)間歷程的模擬，開展針對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)性、敏捷性，特別是大迎角、過失速機(jī)動(dòng)和可控飛行能力的研究，為新機(jī)研制提供了有效的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)手段[10]。試驗(yàn)技術(shù)從一些比較簡單的模型姿態(tài)變化和流速變化，如等速俯仰、俯仰角正弦振蕩、加減流速或流速正弦波動(dòng)等，到一些比較復(fù)雜的動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置和技術(shù)，如多軸試驗(yàn)系統(tǒng)(Multi-Axis Test Rig)、模型定位系統(tǒng)(Model Positioning Mechanism)、振蕩圓錐運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)、機(jī)翼搖滾試驗(yàn)技術(shù)、氣動(dòng)力模型風(fēng)洞驗(yàn)證技術(shù)、大迎角大振幅多自由度耦合試驗(yàn)技術(shù)以及旋轉(zhuǎn)與振蕩的耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)[11-18]等。

本文介紹了中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院研發(fā)的一種新型的低速風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)，包括系統(tǒng)組成、試驗(yàn)原理及動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型驗(yàn)證試驗(yàn)典型結(jié)果分析。

1　雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)

FL-8風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)可驅(qū)動(dòng)模型進(jìn)行諧波振蕩或任意給定軌跡的運(yùn)動(dòng)，包括大幅振蕩試驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)和典型機(jī)動(dòng)歷程模擬試驗(yàn)等。系統(tǒng)適用于1 m量級(jí)模型，試驗(yàn)風(fēng)速范圍為20～45 m/s。主要運(yùn)動(dòng)指標(biāo)見表1。

表1雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)指標(biāo)

Table 1Motion indexs of double degree-of-freedom large amplitude oscillation test system

ModelMotionindexInnerframefrequencyresponse/(Hz,(°))2,45Outerframefrequencyresponse/(Hz,(°))1,45Innerframeangularvelocity/((°)·s-1)560Outerframeangularvelocity/((°)·s-1)280Innerframeangularacceleration/((°)·s-2)3500Outerframeangularacceleration/((°)·s-2)1700

1.1系統(tǒng)組成

FL-8風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)由運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)和測(cè)控系統(tǒng)組成。

雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。機(jī)械系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)采用內(nèi)、外框結(jié)構(gòu)，內(nèi)框?yàn)闈L轉(zhuǎn)軸，外框?yàn)楦┭鲚S/偏航軸的框架結(jié)構(gòu)，兩框均為單支撐形式，外框液壓馬達(dá)固定在支撐架上。內(nèi)框由電機(jī)驅(qū)動(dòng)滾轉(zhuǎn)支桿帶動(dòng)模型運(yùn)動(dòng)。當(dāng)模型采用尾撐形式時(shí)，內(nèi)框機(jī)構(gòu)帶動(dòng)模型繞模型縱軸滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。外框由液壓馬達(dá)驅(qū)動(dòng)碳纖維彎刀帶動(dòng)模型運(yùn)動(dòng)。當(dāng)模型正裝時(shí)(如圖1所示狀態(tài))，外框機(jī)構(gòu)帶動(dòng)模型繞模型橫軸俯仰運(yùn)動(dòng)。當(dāng)模型側(cè)裝時(shí)(圖1中模型繞機(jī)體縱軸旋轉(zhuǎn)90°)，外框機(jī)構(gòu)帶動(dòng)模型繞模型豎軸偏航運(yùn)動(dòng)。在設(shè)定好的運(yùn)動(dòng)軌跡下，同步驅(qū)動(dòng)內(nèi)、外框，可實(shí)現(xiàn)模型繞體軸的雙自由度運(yùn)動(dòng)，包括俯仰與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)、偏航與滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)。

測(cè)控系統(tǒng)包括運(yùn)動(dòng)控制子系統(tǒng)和輔助信號(hào)子系統(tǒng)，測(cè)控系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)組成如圖2所示?？刂葡到y(tǒng)由外框俯仰(或偏航)運(yùn)動(dòng)控制和內(nèi)框滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)控制兩部分組成，分別模擬飛機(jī)在飛行過程中的滾動(dòng)、俯仰(或偏航)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)角的變化。

圖1　雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.1　Schematic diagram of double degree-of-freedom large amplitude oscillation test system

圖2　測(cè)控系統(tǒng)的組成Fig.2　Components of measurement and control system

1.2系統(tǒng)雙軸同步控制原理與策略

滾轉(zhuǎn)軸和俯仰軸(或偏航軸)分別閉環(huán)控制，實(shí)現(xiàn)模型雙自由度運(yùn)動(dòng)的模擬。該控制系統(tǒng)具有較高的響應(yīng)速度和定時(shí)精度，能夠定時(shí)觸發(fā)采集系統(tǒng)采集天平數(shù)據(jù)，并且同步輸出運(yùn)動(dòng)位移信號(hào), 圖3給出了雙軸同步運(yùn)動(dòng)控制策略框圖。

圖3　雙軸同步運(yùn)動(dòng)控制策略Fig.3　Control strategy for dual axis synchronizingmotion

為保證兩軸同步運(yùn)動(dòng)，采用實(shí)時(shí)系統(tǒng)同步驅(qū)動(dòng)液壓軸及電機(jī)軸，二者循環(huán)周期均為0.4 ms，在循環(huán)周期內(nèi)二者同時(shí)獨(dú)立讀取編碼器信息，計(jì)算實(shí)時(shí)位置輸入及輸出；將液壓軸的位置輸出作為電機(jī)軸的位置輸入，即電機(jī)軸跟蹤液壓軸運(yùn)動(dòng)。通過對(duì)采集回來的兩軸運(yùn)動(dòng)位置信息進(jìn)行曲線擬合，得到兩軸運(yùn)動(dòng)相位差值在0.03° 左右。

1.3大幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集與處理方法

為了提高測(cè)量精度，每一個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的天平測(cè)量值都取若干周期運(yùn)動(dòng)的平均值。一般每個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)采集10個(gè)振蕩周期的數(shù)據(jù)，每一個(gè)周期等時(shí)間間隔采集240個(gè)數(shù)據(jù)，取10個(gè)周期對(duì)應(yīng)點(diǎn)的平均值作為一個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)的數(shù)據(jù)。吹風(fēng)試驗(yàn)前需在無風(fēng)狀態(tài)下測(cè)取模型的重力、慣性力和力矩，將吹風(fēng)試驗(yàn)所得的原始數(shù)據(jù)減去無風(fēng)時(shí)的數(shù)據(jù)，然后轉(zhuǎn)換成氣動(dòng)系數(shù)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理過程中進(jìn)行了落差系數(shù)修正、天平彈性角修正和兩心距修正。

為了有效消除試驗(yàn)過程中設(shè)備振動(dòng)以及電磁干擾帶來的高頻噪聲，數(shù)據(jù)處理過程中采用了傅里葉變換數(shù)字濾波方法對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行消噪處理。將一個(gè)周期中氣動(dòng)力和力矩系數(shù)變換成試驗(yàn)振蕩頻率的傅里葉級(jí)數(shù)，取6倍試驗(yàn)頻率為截止頻率，即前6項(xiàng)級(jí)數(shù)之和為最終試驗(yàn)結(jié)果。以偏航與滾轉(zhuǎn)耦合振蕩試驗(yàn)中的偏航力矩系數(shù)Cn為例，圖4給出了運(yùn)動(dòng)頻率f為0.2、0.4、0.6、0.8 Hz下偏航力矩的頻譜特性曲線。圖中：不同顏色圓圈代表不同頻率的6倍值所在位置?？梢钥闯?，6倍運(yùn)動(dòng)頻率之后偏航力矩已經(jīng)衰減至很小，說明能量主要集中在模型運(yùn)動(dòng)頻率的前6階整數(shù)倍上。因此，將濾波截止頻率取為模型運(yùn)動(dòng)頻率的6倍是基本合理的[19-20]。

圖4　偏航力矩頻譜分析Fig.4　Spectrum analysis of yawing moment

1.4機(jī)構(gòu)角度與模型姿態(tài)角轉(zhuǎn)換關(guān)系

1) 設(shè)轉(zhuǎn)盤角為θ1，規(guī)定從風(fēng)洞上方俯視時(shí)逆時(shí)針方向?yàn)檎?/p>

2) 設(shè)液壓控制外框碳纖維彎刀擺角為φ1，規(guī)定下擺為正。

3) 設(shè)伺服電機(jī)控制內(nèi)框滾轉(zhuǎn)支桿滾轉(zhuǎn)角為φ1，規(guī)定迎著來流方向，順時(shí)針為正。

4) 模型迎角為α，側(cè)滑角為β。

模型機(jī)體軸坐標(biāo)系定義見圖5。

圖5　機(jī)體軸坐標(biāo)系示意圖Fig.5　Schematic diagram of body axis coordinate system

以俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)為例，如圖1所示，此時(shí)各機(jī)構(gòu)角為零，模型正裝時(shí)，模型機(jī)體軸坐標(biāo)系與洞體軸坐標(biāo)系重合。通過將速度矢量在機(jī)體軸坐標(biāo)系上分解，可推導(dǎo)出俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)角轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(1)

sin β= -sin θ1cos φ1-cos θ1sin φ1sin φ1

(2)

令φ1=φ1+90°，代入式(1)、式(2)便可得到偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)角轉(zhuǎn)換關(guān)系為

(3)

sin β= -sin θ1sin φ1+cos θ1sin φ1cos φ1

(4)

驗(yàn)證試驗(yàn)過程中，各軸運(yùn)動(dòng)均采用正弦運(yùn)動(dòng)。

2　驗(yàn)證試驗(yàn)方案

采用動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型在FL-8風(fēng)洞對(duì)雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)。

2.1試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閯?dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型B4-05，模型結(jié)構(gòu)見圖6。該模型氣動(dòng)外形為四代機(jī)典型布局，采用翼身融合體、雙發(fā)雙垂尾，綜合優(yōu)化曲面外形，截尖菱形上單翼，V形傾斜雙垂尾，全動(dòng)平尾，具有較好的大迎角氣動(dòng)特性。模型全長為1.182 5 m，展長為0.847 5 m，機(jī)翼參考面積為0.304 688 m2，平均氣動(dòng)弦長為0.426 9 m。模型質(zhì)量為8 kg。

圖6　動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型三維效果圖Fig.6　3D picture of standard dynamic model

2.2試驗(yàn)內(nèi)容

采用B4-05動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型在FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行了雙自由度大幅振蕩重復(fù)性試驗(yàn)(見圖7)，包括俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩、偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩兩種運(yùn)動(dòng)的重復(fù)性試驗(yàn)以及振幅、頻率影響試驗(yàn)。試驗(yàn)條件為：試驗(yàn)風(fēng)速為25 m/s；迎角范圍為-10°～90°；側(cè)滑角范圍為-40°～40°；頻率范圍為0.2～0.8 Hz；振幅為20°和40°。

圖7　動(dòng)態(tài)標(biāo)準(zhǔn)模型試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.7　Photo of standard dynamic model test

3　試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩試驗(yàn)

試驗(yàn)中進(jìn)行了7次重復(fù)性試驗(yàn)(平衡角θ0=30°，振幅A=40°，頻率f=0.4 Hz，兩種運(yùn)動(dòng)的相位差Δψ為0° 和180°)。

偏航/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)的相位差定義為：相位差為0° 時(shí)，偏航軸處于負(fù)的最大偏航角處，滾轉(zhuǎn)軸處于正的最大滾轉(zhuǎn)角處，即模型機(jī)頭向右指向運(yùn)動(dòng)的同時(shí)向左滾轉(zhuǎn)；相位差為180° 時(shí)，偏航軸處于負(fù)的最大偏航角處，滾轉(zhuǎn)軸處于負(fù)的最大滾轉(zhuǎn)角處，即模型機(jī)頭向右指向運(yùn)動(dòng)的同時(shí)向右滾轉(zhuǎn)。

Yawingangle/(°)σClσCn-360.000500.00034-300.000460.00033-240.000320.00026-180.000170.00029-120.000140.00036-60.000170.0004100.000190.0004160.000210.00038120.000220.00034180.000220.00030240.000230.00025300.000280.00023360.000350.00031

在偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩試驗(yàn)中，偏航、滾轉(zhuǎn)振蕩振幅均為40°，相位差有0° 和180° 兩種，平衡角θ0有10°、30°及50° 三種。由于篇幅所限，下文僅對(duì)平衡角θ0=30°、頻率f=0.4 Hz試驗(yàn)條件下的結(jié)果進(jìn)行分析。

圖8為偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩Cl-φ、Cn-φ頻率影響。可見，在30° 平衡角下，從大滾轉(zhuǎn)角向小滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)過程中，遲滯現(xiàn)象不明顯，從小滾轉(zhuǎn)角向大滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)過程中，遲滯現(xiàn)象比較明顯，初步分析這種現(xiàn)象與運(yùn)動(dòng)過程中渦的再附過程有關(guān)。整個(gè)運(yùn)動(dòng)周期形成的耦合運(yùn)動(dòng)遲滯環(huán)面積隨著頻率的增大而增加，整體表現(xiàn)出的非定常效應(yīng)增強(qiáng)。

圖8　偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩Cl- φ、Cn- φ頻率影響(Δψ =0°)Fig.8　Effect of frequency on Cl- φ， Cn- φ in yaw/rollcoupled oscillation test (Δψ=0°)

圖9　偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩Cl- φ、Cn- φ相位影響Fig.9　Effect of phase on Cl- φ， Cn- φ in yaw/roll coupled oscillation test

圖9為偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩Cl-φ、Cn-φ相位影響。可見，相位差對(duì)動(dòng)態(tài)遲滯環(huán)的形態(tài)和面積影響明顯。相比0° 相位差試驗(yàn)結(jié)果，180° 相位差的結(jié)果符號(hào)相反，量值增大，遲滯環(huán)方向相反。滾轉(zhuǎn)力矩元的遲滯環(huán)變得更飽滿，偏航力矩元的遲滯環(huán)則變窄。相位差給橫航向氣動(dòng)特性帶來的這些差異，主要是因?yàn)樵趦煞N運(yùn)動(dòng)過程中，模型側(cè)滑角不同導(dǎo)致的。

3.2俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩試驗(yàn)

試驗(yàn)中進(jìn)行了7次重復(fù)性試驗(yàn)(平衡角θ0=40°，振幅A=40°，頻率f=0.4 Hz，兩種運(yùn)動(dòng)的相位差Δψ為0° 和180°)。

俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運(yùn)動(dòng)相位差定義為：相位差為0° 時(shí)，俯仰軸處于最低點(diǎn)，滾轉(zhuǎn)軸處于正的最大滾轉(zhuǎn)角處，即模型上仰運(yùn)動(dòng)的同時(shí)向左滾轉(zhuǎn)；相位差為180° 時(shí)，俯仰軸處于最低點(diǎn)，滾轉(zhuǎn)軸處于負(fù)的最大滾轉(zhuǎn)角處，即模型上仰運(yùn)動(dòng)的同時(shí)向右滾轉(zhuǎn)。

Rollingangle/(°)σCNσCmσClσCn-360.004260.002090.000460.00066-300.005310.002400.000480.00049-240.005170.001600.000410.00020-180.004120.001170.000360.00051-120.003120.002060.000450.00079-60.002910.003040.000650.0009300.003560.003550.000840.0008960.004190.003440.000950.00071120.004300.002770.000940.00049180.003830.001800.000810.00039240.002890.000720.000530.00043300.002220.000410.000180.00039360.002290.000470.000130.00015

在俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩試驗(yàn)中，俯仰、滾轉(zhuǎn)振蕩振幅均為40°，相位差有0° 和180° 兩種。下文給出頻率及相位差的影響，并進(jìn)行簡要分析。

圖10為俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩CN-θ、Cm-θ、Cl-φ和Cn-φ頻率影響。圖中：θ為俯仰角?？梢钥闯觯瑢?duì)于法向力元，上仰過程中，32° 迎角后，非定常氣動(dòng)力增量受頻率影響明顯增大，而在下俯過程中，60° 迎角以下，非定常氣動(dòng)力增量受頻率影響才顯現(xiàn)。顯然在上仰過程中，流場結(jié)構(gòu)從附著渦流向完全渦破裂狀態(tài)過渡時(shí)，頻率的變化強(qiáng)烈地影響到氣動(dòng)力的非線性變化，而下俯過程中，同樣是渦破裂流動(dòng)向附著渦流過渡時(shí)氣動(dòng)力非線性變化更顯著，這一現(xiàn)象本質(zhì)上就是源于流動(dòng)結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)換效應(yīng)。

對(duì)于俯仰力矩元，隨著頻率的增大，遲滯環(huán)面積增大，但“8”字環(huán)幾乎在同一點(diǎn)相交，即阻尼特性區(qū)域沒有隨頻率發(fā)生變化。

對(duì)于滾轉(zhuǎn)力矩元和偏航力矩元，由于其遲滯環(huán)面積受迎角變化顯著，大迎角時(shí)，模型處于負(fù)滾轉(zhuǎn)位置，所以對(duì)于正負(fù)滾轉(zhuǎn)位置，其力矩曲線嚴(yán)重不對(duì)稱，但其環(huán)的面積仍符合隨頻率增加而增大的規(guī)律。

圖10　俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩CN- θ、Cm- θ、Cl- φ和Cn- φ頻率影響(Δψ =0°)Fig.10　Effect of frequency on CN- θ， Cm- θ， Cl- φ and Cn- φ in pitch/roll coupled oscillation test (Δψ =0°)

圖11為俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩CN-θ、Cm-θ、Cl-φ和Cn-φ相位影響。可以看出，同一頻率下，不同相位差的俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩，其縱向氣動(dòng)力特性變化不明顯，主要是因?yàn)橄鄬?duì)于機(jī)身對(duì)稱面來說，兩種耦合運(yùn)動(dòng)是對(duì)稱的，繞機(jī)身流動(dòng)對(duì)飛機(jī)的縱向氣動(dòng)特性影響基本是相同的；由于側(cè)滑角相反，不同相位差的俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩橫航向氣動(dòng)力矩系數(shù)剛好相反，但阻尼發(fā)散特性不變[5]。

圖11　俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩CN- θ、Cm- θ、Cl- φ和Cn- φ相位影響Fig.11　Effect of phase on CN- θ， Cm- θ， Cl- φ and Cn- φ in pitch/roll coupled oscillation test

4　結(jié)　論

1) 中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院研制的低速風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)采用電機(jī)和液壓伺服控制方式與實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，保證了系統(tǒng)控制與數(shù)據(jù)采集的精度；采用液壓驅(qū)動(dòng)方式，保證了系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定，結(jié)構(gòu)間隙大幅減小，試驗(yàn)重復(fù)性精度較高。

2) 驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果顯示，模型進(jìn)行耦合振蕩時(shí)，由于模型繞流流態(tài)變化復(fù)雜，氣動(dòng)力呈現(xiàn)明顯的非定常特性與非線性。隨振蕩頻率增大，各元?dú)鈩?dòng)力系數(shù)或氣動(dòng)力矩系數(shù)的遲滯環(huán)面積增加；不同元“8”字環(huán)的交點(diǎn)位置變化特性也有所不同。兩軸運(yùn)動(dòng)相位差改變180°對(duì)耦合運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果影響明顯，對(duì)于偏航/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩來說，遲滯環(huán)的形狀、面積和方向均有較大變化；對(duì)于俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合振蕩來說，橫航向力矩系數(shù)曲線關(guān)于原點(diǎn)對(duì)稱，法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)沒有變化。

5　展　望

雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)為獲取飛行器非定常氣動(dòng)力特性提供了試驗(yàn)手段，在此基礎(chǔ)上，可將模型表面測(cè)壓技術(shù)與之結(jié)合起來，用以獲取雙自由度大幅運(yùn)動(dòng)過程中模型表面非定常壓力分布，為開展飛行器表面復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理研究和飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

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劉春明男， 碩士， 高級(jí)工程師。主要研究方向： 風(fēng)洞動(dòng)態(tài)試驗(yàn)技術(shù)。

Tel.: 0451-87570255

E-mail: lcmqdy@163.com

趙志軍男， 碩士， 高級(jí)工程師。主要研究方向： 空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)。

Tel.: 010-62654599

E-mail: 1943223664@qq.com

Double degree-of-freedom large amplitude oscillation test technology in low speed wind tunnel

LIU Chunming1, *, ZHAO Zhijun2, BU Chen1, WANG Jianfeng1, MU Weiqiang1

1. AVIC Aerodynamics Research Institute, Harbin150001, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

AVIC Aerodynamics Research Institute developed a double degree-of-freedom large amplitude oscillation testing technique based on driving technology coupled hydraulic motor and servo motor in FL-8 wind tunnel in order to study the aircraft unsteady aerodynamics during post maneuver at high angle-of-attack. This paper presents the basic components and test principle, as well as the FL-8 wind tunnel test results of the standard model test. It is indicated that the system has high stability, reliability and repeatability precision. The technology can be effectively applied to studying and predicting the aerodynamic characteristics of double degree-of-freedom coupled motion.

high angle-of-attack; large amplitude oscillation; double degree-of-freedom; unsteady aerodynamics; wind tunnel test

2016-01-25； Revised： 2016-02-15； Accepted： 2016-05-23； Published online： 2016-06-1214:16

Aeronautical Science Foundation of China (20143203002)

. Tel.： 0451-87570255E-mail: lcmqdy@163.com

2016-01-25； 退修日期： 2016-02-15； 錄用日期： 2016-05-23；

時(shí)間： 2016-06-1214：16

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160612.1416.008.html

航空科學(xué)基金 (20143203002)

.Tel.： 0451-87570255E-mail: lcmqdy@163.com

10.7527/S1000-6893.2016.0154

V212.1

A

1000-6893(2016)08-2417-09

引用格式： 劉春明， 趙志軍， 卜忱， 等． 低速風(fēng)洞雙自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 2417-2425. LIU C M, ZHAO Z J, BU C, et al. Double degree-of-freedom large amplitude oscillation test technology in low speed wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2417-2425.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160612.1416.008.html