鸭式布局飞行器的翼体摇滚特性风洞试验

魏德宸， 史志伟， 耿玺， 刘超， 昂海松

南京航空航天大学 航空宇航学院， 南京 210016

鸭式布局飞行器的翼体摇滚特性风洞试验

魏德宸， 史志伟*， 耿玺， 刘超， 昂海松

南京航空航天大学 航空宇航学院， 南京 210016

为研究鸭式布局飞行器摇滚特性，设计了一种包括鸭翼、脊型前体、边条翼、主翼和垂尾的模型，进行了自由滚转、扰动滚转、静动态测力和烟线流场显示多种技术手段相结合的风洞试验。通过自由滚转和扰动滚转试验得到了该模型翼体摇滚的时间历程，静态测力和动导数测定验证了非极限环运动形式摇滚的发生。结果表明该鸭式布局模型摇滚不仅同侧存在多个摇滚平衡点，而且在临界俯仰角，摇滚过程中可能出现从一摇滚平衡点跳动至同侧另一摇滚平衡点的突变。通过流场显示技术得到该鸭式布局模型复杂流场的基本形态分布，并对滚转角为0° 时的全机涡系干扰和摇滚形成机理进行了简要分析。

鸭翼； 翼体摇滚； 非极限环； 动导数； 流场显示

飞行器在大迎角飞行时,常常会诱发非指令的自激运动，翼体摇滚正是其中一种严重的动态表现形式[1]。翼身组合体摇滚相比细长体摇滚和常规机翼摇滚，其特性更为复杂，表现在:①影响摇滚的机体部件较多，不只是机翼，如前体、边条等也均对摇滚特性产生较大影响；②多涡流场结构的相互诱导和干扰，以及非定常涡流及涡破裂对不同部件的气动扰动。

由于问题的复杂性等原因，相关研究工作也较其他两种摇滚少。Katz分析了飞机上的涡流分布以及大迎角时的非线性特征[2]。在NASA兰利研究中心和美国海军联合牵头的翼突然失速(AWS)计划的资助下，Green和Ott研究了机翼厚度和弯度等参数对F/A-18战斗机的摇滚影响[3-4]。Owens等通过地面试验证了F/A-18和F-35等多种战机飞行中的摇滚现象[5-8]。同时数值模拟也应用于飞行器复杂流场的研究，有助于与试验相结合，进一步促进翼体摇滚研究[9-11]。国内多家单位也开展了翼体摇滚的研究工作, 孙海生研究了一种翼体模型的摇滚风洞试验，并对摇滚的机理进行了分析[12]。王兵等研究了尖拱旋成体和小后掠梯形机翼组合体摇滚的人工转捩技术[13]。马宝峰等通过自由摇滚与强迫运动中的压力和流场测量相结合的方式，分析细长体与30° 后掠机翼组合体的摇滚机理[14]。陶洋等针对不同马赫数、不同迎角、不同机翼形状和位置的翼身组合体模型进行了摇滚风洞试验，并分析了各因素对摇滚的影响[15]。荣臻等对小后掠机翼和细长旋成体组合体进行了摇滚粒子图像测速(PIV)/压力同步测量，分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理[16]。韩冰等采用计算的方式研究了双三角翼及其翼身组合体摇滚特性[17]。但目前国内发表的翼身组合体文献多基于细长旋成体和机翼的简单结构模型，对于多部件如非圆截面前体、鸭翼、边条翼和主翼产生的多涡系复杂流场下的摇滚现象研究工作尚未看到。

1 试验设备及模型

1.1 试验风洞

试验是在南京航空航天大学开口回流式风洞中进行的，试验段俯仰方向气流偏角|α|≤0.5°，偏航方向气流偏角|β|≤0.5°，最大风速为35 m/s，最小稳定风速为3 m/s,紊流度ε≤0.07%。

1.2 试验模型

所研究的气动布局外形如图1所示，全长0.66 m，主翼展长0.5 m。主要布局特点为：脊形前体、鸭翼、边条翼、主翼和垂尾。其中鸭翼具有20° 的固定偏角；主翼与鸭翼前缘后掠角均为50°。

图1 试验模型Fig.1 Test model

1.3 试验设备

试验系统台为图2所示的五自由度并联机构，可实现模型俯仰、偏航和滚转3个方向的运动，以及这3个方向上的组合运动。本次试验在此机构上进行了静态测力与动导数测量，更换支杆可进行自由摇滚试验[18]。自由摇滚装置采用一对小型的航空轴承，滚转角度由2对磁极的旋转变压器测量，测量精度可达0.1°。

图2 五自由度动态机构Fig.2 Dynamic mechanism with 5 degrees of freedom

测力及动导数试验采用高精度微型六分量杆式天平。天平静态测量精度小于0.2%,7次重复性试验均方根误差为1.5%。动导数测量方法为频率1.2 Hz、振幅5° 的单自由度滚转运动；7次重复性试验均方根误差为2%。天平具体参数见表1，其中：X、Y和Z分别代表轴向阻力、法向升力和侧向力；MX、MY和MZ分别代表滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

表1 天平参数Table 1 Parameter of balance

2 试验结果与分析

2.1 自由摇滚试验

由于翼身组合体气动布局的复杂性，其摇滚运动形式也与细长体摇滚和常规机翼摇滚存在显著差异。图3给出了全机模型不同俯仰角θ范围内典型的摇滚角φ时间历程，试验风速为V=25 m/s。

从图3中可以看出，摇滚运动不是规则的等幅振荡(如单三角翼摇滚)，振幅和频率均存在明显波动，伴有间歇、猝发等特征[19]。

为了进一步分析摇滚运动形式[20-21]，选取θ=38° 的时域信号进行频谱分析。如图3(d)所示，摇滚由初始释放位置φ=0° 发展至一侧平衡点约需5 s，对15 s后摇滚稳定的数据进行快速傅里叶变换(FFT)，得到相图4和频谱图5，图中ω为角速度，f为频率。

由图4和图5可知，相图角速度ω变化较大，同时频谱区域较宽，未有单一峰值，进一步说明了翼体摇滚运动形式的复杂性。

图3 鸭翼飞机不同俯仰角下的典型摇滚角时间历程Fig.3 Typical rock angle time history for canard-configuration aircraft at different pitching angles

图4 θ=38° 时的相图Fig.4 Phase diagram at θ=38°

图5 θ=38° 时的频谱图Fig.5 Frequency spectrum at θ=38°

本次试验发现了独特的翼体摇滚运动特征，表现在：

1) 不同俯仰角范围内，翼体摇滚同侧可存在多个摇滚平衡点。如图3(a)和图3(b)所示,θ=34° 时摇滚中心角约为φ=-13°，而θ=36° 时则变为φ=-27° 附近。这可能与全机多部件如前体、鸭翼、边条翼、主翼等，所产生的多涡流场的相互诱导与干扰有关。

2) 某些俯仰角区域，上下范围内摇滚运动的平衡点不同，则该临界俯仰角区域摇滚可能会发生运动中同侧摇滚平衡点自主突变的现象。如图3 所示，本次试验所用翼身组合体θ=36° 时摇滚平衡点位于φ=-27° 附近，而θ=38° 时摇滚平衡点位于φ=-13° 附近，处于临界俯仰角θ=37° 时摇滚在中心角φ=-13° 处进行约26 s后，摇滚平衡点突然跳动至同侧φ=-27° 附近。类似地，Takashi等在研究圆前缘45° 后掠角三角机翼摇滚时发现摇滚运动中有突然收敛至静态平衡点的跳动[22-23]。分析认为可能是部分俯仰角下多涡流的相互诱导和干扰并不稳定，非定常流场中小扰动的作用使得突发性的同侧摇滚平衡点跳动。这种临界态的运动形式无疑是极其危险的，对动态气动载荷有强烈影响，给飞行安全也带来巨大隐患[24]。

2.2 翼身组合体施加扰动摇滚试验

为了模拟真实环境下的飞行，对临界俯仰角进行了流动扰动以确定摇滚运动同侧不同平衡点跳动现象的普遍存在性，如图6所示。在θ=36° 和θ=38° 时,通过施加扰动的方式，摇滚可在同侧不同平衡点位置间跳动，说明了临界俯仰角范围内摇滚平衡点跳动现象的普遍存在性。

图6 临界俯仰角扰动下的自由摇滚现象 Fig.6 Applying disturbance to free rolling motion at critical pitching angle

对自由释放后的滚转角度序列进行均值计算以得到平衡点数值，给出平衡点位置的绝对值随俯仰角变化曲线，如图7所示。其中块状标记为无扰动情况下滚转运动中心角，三角标记为自主或施加流场扰动后的同侧另一摇滚平衡点。

图7 自由摇滚中心角随俯仰角变化曲线Fig.7 Central angles of free rolling motion vs different pitching angles

2.3 翼身组合体静态测力与动导数试验

静态滚转力矩测力结果可确定翼身组合体的平衡位置，滚转阻尼导数可分辨摇滚运动是否发生，两者结合即可判别摇滚平衡点。

图8 θ=34° 与θ=37° 静态测力滚转力矩系数 Fig.8 Static rock moment coefficients at θ=34° and θ=37°

图9 θ=34° 与θ=37° 时的动导数Fig.9 Dynamic derivatives at θ=34° and θ=37°

从图8可见，θ=34° 和θ=37° 的滚转力矩系数有较大差异。表现为θ=34° 时在φ=±13° 附近滚转力矩过零点且滚转力矩对滚转角的斜率为负，而在θ=37° 时φ=±13° 和φ=±27° 两处附近力矩均过零点且滚转力矩对滚转角的斜率为负，是静态稳定的。结合图9动导数结果可知，θ=34° 时φ=±13° 附近均动导数大于零，且由前述分析可知此处模型静态稳定，可知φ=±13° 为该俯仰角下的摇滚平衡点；而θ=37° 时φ=±13° 和φ=±27° 附近均动导数大于零，且由前述分析可知在此两处翼身组合体均静态稳定，从而可以判断φ=±13° 和φ=±27° 均为该俯仰角下的摇滚平衡点。

3 流动显示测量结果

为得到翼身组合体的流场结构分布，选取4个截面位置做了流场显示,如图1中S1、S2、S3和S4所示。截面1为1/2鸭翼根弦处，截面2为鸭翼后方，截面3为主翼1/4根弦处，截面4在主翼1/2根弦位置。由于模型展长较大，故采用4根烟线组成的烟线组进行工作；同时采用激光片光技术显示所需截面。

在各涡系发展充分的θ=30° 时对试验模型进行了滚转角φ=0° 的烟线流场显示，如图10所示。

θ=30° 时，模型截面1处脊形前体涡与鸭翼前缘涡同向旋转且位置较近，2个不同涡系在鸭翼翼面上绕合在一起，形成强度较大的前体与鸭翼前缘卷绕涡。截面2位于鸭翼后方，鸭翼翼尖涡随之产生。截面3处主翼前的边条翼产生了边条涡；前体与鸭翼前缘卷绕涡得到进一步发展；而鸭翼翼尖涡随着轴向距离的增大逐渐扩散，同时由于前体与鸭翼前缘卷绕涡的同向旋转作用，使得涡心向上向外发展，对全机的影响减弱。截面4处边条涡和主翼前缘涡绕合在一起，形成了边条与主翼前缘卷绕涡，涡心位置较低，位于前体与鸭翼前缘卷绕涡的下外侧。至此，得到此鸭式布局飞行器的基本流场分布。

由图3(b)可知，θ=36° 时翼体摇滚的平衡点约为φ=-27°。而初始位置φ=0° 时的截面流场如图11所示。

θ=36° 时，如图11(a)所示，截面1处右侧的前体与鸭翼前缘卷绕涡已有明显扩散产生，涡核不清晰，涡强较低；两侧涡系的强度和位置已有较大差异。图11(b)中也可看到沿飞机轴向发展，截面2处的右侧前体与鸭翼前缘卷绕涡强度明显较左侧小，但由于脊形前体涡较强而稳定[25]，故右侧卷绕涡仍可有一定强度；同时由于前体与鸭翼前缘卷绕涡的干扰作用，两侧鸭翼翼尖涡分布也不对称。图11(c)中截面3两侧的前体与鸭翼前缘卷绕涡不对称较为显著，右侧的涡强更小，涡心距离翼面较近；鸭翼翼尖涡已经破碎，同时由于前体与鸭翼前体卷绕涡的同向旋转，位置向外向上发展，对翼面影响进一步减弱；新出现的边条涡尚未与主翼前缘涡卷绕在一起，强度较强，也较为对称。由图11(d)可见，截面4处同时出现前体与鸭翼前缘卷绕涡、鸭翼翼尖涡和边条与主翼前缘卷绕涡，两侧涡系的不对称性更加显著，原有的气动力平衡将被打破，模型转动至平衡点位置，摇滚随之发生。

图10 鸭式布局模型不同截面位置烟线流场显示(θ=30°,φ=0°)Fig.10 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=30°， φ=0°)

图11 鸭式布局模型不同截面位置烟线流场显示 (θ=36°，φ=0°)Fig.11 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=36°, φ=0°)

4 结 论

1) 此鸭翼模型翼体摇滚运动频率和振幅随时间变化存在明显波动，伴有间歇、猝发等特征，呈现自由混沌摇滚；通过静态滚转力矩测量和动导数试验结果，确定了非极限环运动形式摇滚平衡点的存在。

2) 不同的俯仰角范围内摇滚平衡点位置不同，且存在俯仰角不变时同侧具有多个摇滚平衡点的情况。这可能与全机多部件如前体、鸭翼、边条、主翼等所产生的多涡流场的相互诱导与干扰有关。

3) 临界俯仰角下，此鸭翼模型翼体摇滚运动过程中可能会自主或通过扰动的方式发生平衡点的突变。原因可能为同侧多个平衡点使得摇滚运动处于临界状态，非定常流场中的小扰动可产生突发性的摇滚平衡点跳动。

4) 运用烟线组和激光片光技术得到鸭式布局飞行器的基本流场分布，表明涡系间存在明显的卷绕和干扰作用。

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魏德宸男， 博士研究生。主要研究方向： 飞行器大迎角气动特性， 非定常空气动力学。

Tel.: 025-84896464

E-mail: weimoving@163.com

史志伟男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 实验空气动力学， 非定常空气动力学， 流动控制。

Tel.: 025-84896464

E-mail: szwam@nuaa.edu.cn

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1027.002.html

Windtunneltestforwing-bodyrockofcanard-configurationaircraft

WEIDechen,SHIZhiwei*,GENGXi,LIUChao,ANGHaisong

CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Inordertostudywing-bodyrockofthecanard-configurationaircraft,differentmethodsincludingfreerollingmotion,applyingdisturbancetofreerollingmotion,staticforcebalancetest,dynamicderivativetestandsmokewiretechniqueareusedforthemodelwhichhascanardwing,chineforebody,strakewings，mainwingsandaverticalfininthewindtunnel.Therollangletimehistoryisobtainedbyfreerollingmotionanddisturbedmotion,andthennon-limitcyclemotionisverifiedbystaticforcebalancetestanddynamicderivativetest.Theresultsshowthatrollingmotionsofthecanard-configurationaircraftmodelhaveseveraldifferentcentralanglesinthesameside,andonecentercanjumptotheotheratthecriticalpitchangles.Finally,thebasicflowfielddistributionofthecanard-configurationaircraftmodelisdescribedbyflowvisualizationtechnique.Thevortexsysteminteractionmechanismandcauseofwing-bodyrockofmodelarebrieflyanalyzedat0°rockangle.

canardwing;wing-bodyrock;non-limitcycle;dynamicderivative;flowvisualization

2015-12-31；Revised2016-01-11；Accepted2016-02-16；Publishedonline2016-02-221027

ProjectFundedbythePriorityAcademicProgramDevelopmentofJiangsuHigherEducationInstitutions

.Tel.：025-84896464E-mailszwam@nuaa.edu.cn

2015-12-31；退修日期2016-01-11；录用日期2016-02-16； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-02-221027

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1027.002.html

江苏高校优势学科建设工程资助项目

.Tel.：025-84896464E-mailszwam@nuaa.edu.cn

魏德宸， 史志伟， 耿玺， 等． 鸭式布局飞行器的翼体摇滚特性风洞试验J． 航空学报,2016,37(10):3003-3010.WEIDC,SHIZW,GENGX,etal.Windtunneltestforwing-bodyrockofcanard-configurationaircraftJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):3003-3010.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0042

V211.7

A

1000-6893(2016)10-3003-08