模型大迎角高速動態特性與數據精度分析

李其暢， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰

中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所， 綿陽　621000

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模型大迎角高速動態特性與數據精度分析

李其暢*， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰

中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所， 綿陽621000

為滿足新一代高機動飛機氣動性能評估、控制系統精確設計與高機動作戰指標實現的需求，模型高速風洞大迎角俯仰動態特性探索及其試驗數據精度的確定勢在必行，且具有十分重要的工程意義。選取70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型，在FL-24風洞的大振幅俯仰動態試驗技術平臺上對動態氣動特性與試驗數據精度進行了研究，獲取了70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型動態氣動特性與重復性試驗結果。研究結果表明：試驗條件下,3種模型的動態數據精度較高，基本達到了高速風洞大迎角常規測力試驗數據的精度水平。

風洞試驗； 邊條機翼； 動態特性； 大迎角； 數據精度

飛行器大迎角高機動飛行時，其繞流的非對稱導致的非線性非定常動態氣動力時刻與之伴隨。隨著第四代、第五代戰斗機機動性能要求的不斷提升，大迎角機動特性已經成為評價現代戰斗機總體性能優劣不可或缺的關鍵指標。在戰斗機迎角不斷增加的機動過程中，機翼表面的漩渦流動經歷了復雜的漩渦延后、破碎直至發展為分離的演變過程，氣動力呈現高度的非對稱、非定常遲滯特性。因此要想實現過失速機動，其氣動力必須解決增大可用升力以及改善大迎角的飛行品質和附加升力再利用的問題。

模型大迎角動態氣動力一直是新一代飛行器研發關注的熱點[1-4]。當前，風洞試驗模擬仍然是開展飛行器動態氣動特性研究的主要手段。國內外低速、高速風洞已經開發了形式多樣的動態試驗技術平臺，飛行器模型大迎角非定常空氣動力風洞試驗方法和非定常氣動力研究均取得了重大進展[5-9]；從傳統的模型小振幅動導數試驗、旋轉天平試驗，發展到模型單自由度大振幅動態試驗，直至近十年來的模型多自由度大振幅試驗技術。在試驗數據的基礎上，建立數學模型進行仿真，開展飛行器的飛行性能評估與分析，發揮了重要作用[10-13]。近年來，為了滿足新一代戰斗機的高機動性、高敏捷性等性能開發的需求，開展戰斗機模型大迎角動態試驗數據精度研究成為關注的重點，也是將動態試驗技術推廣并應用到型號研制的必經之路。

本文高速風洞模型大迎角俯仰動態試驗氣動特性與數據精度研究，依托中國空氣動力研究與發展中心的FL-24風洞大迎角動態試驗技術平臺，對選取的模型較為系統地開展大迎角俯仰振蕩動態特性與數據精度研究。

1　模型和數據處理方法

1.1模型

試驗研究所選取的模型為70° 三角翼[14]模型、SDM(Standard Dynamics Model)標模(見圖1)和簡化的邊條翼布局模型[9]。70° 三角翼模型的動態氣動力結果在國內外均具有相應的數據，可作為基準模型驗證動態失速試驗系統的可靠性。SDM標模作為校驗模型，系北大西洋公約組織統一制定的高速風洞動態(動導數)試驗結果考核驗證模型，是F-16飛機的簡化模型。簡化的邊條翼布局動態試驗模型是根據Su-27飛機外形進行簡化設計，縮比為1∶33，由機身、邊條翼、機翼、雙立尾、進氣道(加堵錐)構成，為便于安裝，將簡化的Su-27飛機模型尾部進行適當放大。模型的最大投影面積與風洞橫截面積之比不超過1.2%。

圖1　SDM簡圖Fig.1　Sketch of standard dynamics model (SDM)

1.2數據處理方法

高速風洞大迎角俯仰振蕩試驗技術在使用風洞的測量控制處理系統時，還采用了專門研制的動態失速測控系統，以完成模型在風洞試驗中的振動運動控制、數據采樣控制和各種相關試驗數據的測量、檢測和數據處理。有關動態氣動力結果的數據處理方法可參考文獻[9]。

動態試驗數據精度計算方法如下：動態測力試驗精度以重復性測量所得氣動力系數的均方根誤差來表示[15]，即

(1)

應用式(1)計算并給出試驗數據精度時，對測值中的可疑值可按格拉布斯(Grubbs)準則予以剔除。格拉布斯準則規定：若測量值Xij對應的殘差Vi滿足：

(2)

則認為該測量值Xij含有過失誤差應舍去。go為重復測量次數ni和置信概率P的函數，其值在表1中列出，本標準取置信概率P=0.99。

表1　go的數值(P=0.99)

試驗模型在高速風洞中某一馬赫數下，作迎角為0°～60° 的往復俯仰運動動態模型測力試驗，重復測量8次，其氣動力系數測量誤差的計算步驟如下。

步驟1按式(3)計算相同迎角下各氣動力系數的均方根誤差。

步驟2根據重復測量次數為8，查表1得到go=2.22。

步驟3按式(2)將殘差Vi>2.10σXi的測量值舍去。

(3)

步驟4將剔除了過失誤差后所有迎角下的測量值，按式(1)計算出迎角0°～60° 范圍內各氣動力系數測量的均方根誤差。

步驟5給出試驗結果精度的條件為：針對SDM和邊條翼布局模型，給定減縮頻率、模型平均迎角、迎角振蕩幅度、來流馬赫數以及側滑角為0° 等。

2　試驗數據重復性與精度分析

2.170° 三角翼模型

定常條件下，對三角翼繞流特性的認知已經比較一致。即控制三角翼流動特性的是一對從前緣拖出的三維旋渦，當三角翼模型迎角由小到大發生變化時，其發生、發展及破裂過程，主導著三角翼繞流的流動和受力狀態。在低亞聲速條件下的動態試驗過程中，模型迎角上行(迎角增加過程)，在小迎角時，其繞流為附著流動形態；當迎角增加時，表現為從前緣卷起的對稱渦流動形態；迎角繼續增加時，從前緣卷起的對稱渦流出現不對稱狀況；當迎角進一步增加時，控制繞流的渦流將出現破裂、完全破裂的形態，直到呈現為完全分離的流動形態。當迎角由最大(60°)下行時，其繞流形態依次逆順序再現。但是下行時，對稱渦核到三角翼表面的高度與渦區的包絡范圍將會不同，流動分離、非對稱和渦及其渦破裂的迎角范圍更大，而流動再附的迎角則由于遲滯影響會減小。對于振蕩運動過程的三角翼而言，其繞流的附著、前緣渦發生、渦對稱形態、渦發展及破裂與俯仰振蕩運動的頻率直接相關。試驗過程中，70° 三角翼模型繞過根弦3/4處的軸線作俯仰振蕩。

圖2給出的是馬赫數Ma=0.40、斯特羅哈數St=0.011 9、αA=αm=30° 試驗條件下(αA為模型的振動幅值，αm為模型振動的平均迎角)，70° 三角翼模型的大迎角法向力系數CN與俯仰力矩系數Cm的8次重復性試驗曲線(圖中編號為試驗車次號)。從圖中曲線可以看出，當迎角大約為0°～38° 時，隨著模型迎角增加，70° 三角翼模型上行法向力系數曲線近似線性變化(圖中曲線在遲滯環明顯的區域，CN較大、Cm較小的部分所在的半條曲線對應著迎角增加階段；反之，另外半條曲線則對應著迎角減小階段，下同)；俯仰力矩系數基本呈現線性變化，模型呈現為靜穩定狀態；相應的擾流流動基本為附著流與對稱渦流形態。模型在大約38° 迎角出現失速(通常稱失速迎角為38°)。在迎角大約為38°～56° 時，隨著模型迎角增加，70° 三角翼模型上行CN隨α的變化呈迅速減小的趨勢，近似線性變化，這意味著模型的法向力效率降低；俯仰力矩系數曲線呈非線性變化，模型呈現為靜不穩定狀態。相應的擾流流動基本為非對稱渦流、渦破裂與分離尾跡流形態。當模型下行，迎角約為 18°～56°(稱再附迎角為18°)時，隨著模型迎角減小，70° 三角翼模型下行法向力系數曲線近似呈現“～”形變化，且波動的幅值相對較小；俯仰力矩曲線呈非現線性變化，模型相應呈現靜穩定、靜不穩定到靜穩定的變化過程。在迎角大約為0°～18° 時，其法向力系數曲線、俯仰力矩系數曲線與上行時的基本一致，表現為氣動力遲滯消失。

圖2　70° 三角翼模型縱向動態重復性試驗結果Fig.2　Longitudinal results of repeated dynamic test on 70° delta wing

圖3為70° 三角翼模型的滾轉力矩系數Cl、側向力系數Cy、偏航力矩系數Cn隨α變化的曲線。總體說來，大約在30°～60° 迎角范圍內，70° 三角翼模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現橫向氣動力增量，且量值相對較小。這主要是在大迎角條件下，70° 模型背風區出現了較為明顯的非對稱分離流動，表現為左右渦破裂的非同步性，甚至是尾跡流動的非對稱所引起。

圖3　70° 三角翼模型橫向動態重復性試驗結果Fig.3　Horizontal results of repeated dynamic test on 70° delta wing

2.2SDM

SDM的升力主要由機身、邊條翼、40° 后掠機翼及平尾提供，以邊條翼渦與40° 后掠機翼渦提供的升力占主導。在模型上行過程中，模型的擾流形態主要表現為：渦系的發生、渦系發展并增強、渦系的非對稱與破裂以及尾跡形態的過程。在由最大迎角(60°)模型下行過程中，模型的擾流形態逆順序發展。在與上行相同迎角時，其渦強以及渦核的高度等相關參數與上行時出現明顯的差異，這便是氣動力遲滯的由來。邊條渦與機翼渦構成的渦系相互干擾的流動過程較為復雜。

圖4　SDM縱向動態重復性試驗結果Fig.4　Longitudinal results of repeated dynamic test on SDM

圖4僅給出Ma=0.40、αA=αm=30°、St=0.022 3 試驗條件下，SDM 8次動態重復性試驗縱向氣動力(法向力系數與俯仰力矩系數)的結果。從圖中可以看出，在Ma=0.40，迎角大約為0°～18° 時，隨著模型迎角增加，SDM上行CN隨α變化的曲線近似線性；俯仰力矩系數呈現非線性變化、靜不穩定；在迎角大約為18°～48° 時，隨著模型迎角增加，SDM上行法向力系數曲線近似線性，但其曲線斜率減小，意味著模型擾流產生的法向力效率降低，在迎角18° 附近出現輕度失速，但其包絡面積增加，意味著遲滯加強；模型迎角上行與下行俯仰力矩系數Cm隨α曲線均呈“U”字形變化，在迎角30° 附近，俯仰力矩系數最小，呈現非線性變化；在迎角大約為48°～60° 時，隨著模型迎角增加，SDM的法向力明顯減小，在迎角48° 附近出現明顯失速，其遲滯效應明顯。

依據圖5的SDM動態重復性橫航向氣動力(滾轉力矩系數Cl、側向力系數Cy和偏航力矩系數Cn)隨α變化的曲線結果來看，Ma=0.40時，迎角大約為25°;Ma=0.80時，迎角大于20° 以后(文中未給出曲線)，SDM的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現橫向氣動力增量，且量值相對較小。值得注意的是，其滾轉力矩在迎角大約為25°～60°、側向力在迎角大約為35°～60°、偏航力矩在迎角大約為 25°～60° 出現一定程度的氣動力遲滯。這主要是在大迎角條件下，模型上行與下行時，其背風區出現的渦系及其非對稱分離流動，表現為渦破裂，甚至是尾跡流動所引起的。

圖5　SDM橫向動態重復性試驗結果Fig.5　Horizontal results of repeated dynamic test on SDM

2.3Su-27飛機模型

Su-27飛機模型的升力主要由邊條翼、55° 后掠機翼提供。其擾流形態與SDM類似，其氣動力的遲滯與非對稱特性由復雜的邊條渦與機翼渦組成渦系的相互干擾流動所主導。

圖6　Su-27飛機模型縱向動態重復性試驗結果Fig.6　Longitudinal results of repeated dynamic test on Su-27 fighter model

圖6給出的是Ma=0.40、αA=αm=30°、St=0.039 3試驗條件下，Su-27飛機模型8次動態重復性試驗的縱向氣動力曲線。結果顯示，在試驗條件下，Su-27飛機模型的法向力系數曲線和俯仰力矩系數曲線的遲滯效應較為明顯。

在試驗條件下，無論迎角上行還是下行，大約在迎角為0°～18°，法向力系數曲線基本呈線性變化趨勢；而在其余的試驗迎角(18°～60°)，法向力系數曲線則呈非線性變化趨勢。在迎角上行階段的0°～45°，法向力系數曲線基本呈單調上升變化，俯仰力矩系數曲線則基本呈非線性下降；隨著迎角的繼續增加，大約迎角為46° 時其法向力系數最大，CNmax=2.38，與相應迎角下的最小法向力系數的差量ΔCN=0.38(對應迎角為46°)。圖6 的曲線還顯示，在迎角減小的過程中(18°～60°)，法向力并不能恢復到原來的值，法向力曲線出現較為明顯的“滯回”現象。

由俯仰力矩系數曲線可以看出，在迎角大約為0°～18°，俯仰力矩系數曲線基本呈非線性變化趨勢，表現靜不穩定；在上行迎角大約為40°～55°，俯仰力矩系數曲線顯示為靜不穩定；其余迎角范圍，俯仰力矩系數曲線顯示為靜穩定，且存在非線性波動；與法向力類似，俯仰力矩也表現為明顯的動態氣動力遲滯現象。

圖7為Su-27飛機模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線，結果表明，大約在30°～60° 迎角范圍內，邊條翼布局飛機模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現橫向氣動力增量，且量值相對較小。值得注意的是，其滾轉力矩大約在25°～60° 迎角范圍內、側向力大約在 32°～60° 迎角范圍內出現氣動力遲滯。這主要是在大迎角條件下，模型上行與下行時背風區出現了非對稱分離流動，表現為渦破裂，甚至是尾跡流動所引起的。

總體而言，試驗條件下，模型動態試驗的縱向氣動力的重復性較好，而橫向氣動力結果具有較好重復性的曲線在大迎角范圍相對離散，這主要是橫向動態氣動力分量的量值較小所致。

式中：Id0為直流線路上電流的直流分量；Id2為直流線路上電流二倍頻分量；φid2為二倍頻分量的初始相角。

圖7　Su-27飛機模型橫向動態重復性試驗結果Fig.7　Horizontal results of repeated dynamic test on Su-27 fighter model

2.4動態試驗結果精度分析

基于上述70° 三角翼模型、SDM、Su-27飛機模型的大迎角俯仰動態氣動力特性及重復性試驗結果變化特性分析，可知模型的動態氣動力結果與模型的繞流特性直接相關。在分析動態試驗結果精度的過程中，在借鑒常規的高、低速風洞測力精度指標要求與方法[15]的同時，還需充分考慮模型大迎角俯仰機動過程中的流動條件、運動參數等關鍵因素的影響，尤其是失速迎角、壓縮性效應等。同時，由于飛行器氣動布局構形的差異，其氣動遲滯的變化特征也各不相同。為此，本項研究選取70° 三角翼模型、SDM、Su-27飛機模型開展大迎角動態氣動力數據精度研究。分別給出小迎角(氣動力遲滯沒有發生或較弱)、失速迎角、大迎角(氣動力遲滯顯著)條件下(并區分模型上行與下行)的數據精度，如表2～表4所示。

70° 三角翼模型給出迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55°時動態數據的精度，具體結果見表2。可以看出，當Ma=0.40時，70° 三角翼模型的法向力系數精度范圍為0.002 1～0.007 9(上行)、0.002 3～0.004 9(下行)，俯仰力矩系數的精度范圍為0.001 2～0.004 1(上行)、0.001 5～0.003 0(下行)，滾轉力矩系數的精度達到0.000 1，側向力系數的精度基本為0.001 2，偏航力矩系數的精度基本達到0.000 6。當Ma=0.60時，70° 三角翼模型的法向力系數精度范圍為0.000 6～0.007 3(上行)、0.000 6～0.003 0(下行)，俯仰力矩系數的精度范圍為0.000 4～0.002 5(上行)、0.004 0～0.001 3(下行)，滾轉力矩系數的精度達到0.000 1、側向力系數的精度基本為0.000 4，偏航力矩系數精度基本達到0.000 1。與70° 三角翼模型大迎角靜態測力精度指標相當[16]。

SDM給出迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55° 時動態數據的精度，具體結果見表3。在Ma=0.40時，SDM的法向力系數精度范圍為0.002 2～0.007 2(上行)、0.002 1～0.009 5(下行)，俯仰力矩系數的精度范圍為0.000 4～0.004 3(上行)、0.000 9～0.005 4(下行)，與模型大迎角靜態測力的精度指標相當[16]。3個橫航向氣動力分量的精度與常規測力試驗相當。在Ma=0.80的試驗條件下，SDM的法向力系數精度基本為0.002 0，俯仰力矩系數的精度為0.001 0，滾轉力矩系數的精度達到0.000 3、側向力系數精度基本為0.000 8，偏航力矩系數的精度基本達到0.000 3，與其大迎角靜態測力精度指標處于同一水平。

Su-27飛機模型給出模型迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55° 時動態數據的精度，具體結果見表4。可以看出，在Ma=0.40時，條翼布局飛機模型的法向力系數精度范圍為0.000 7～0.002 7(上行)、0.001 1～0.002 7(下行)，俯仰力矩系數的精度范圍為0.000 2～0.001 2(上行)、0.000 2～0.002 3(下行)，基本達到模型常規測力的精度水平；滾轉力矩系數的精度優于0.000 3、側向力精度基本為0.001 3，偏航力矩的精度基本達到0.000 6，3個橫航向氣動力分量的精度與常規測力試驗基本一致。

綜合表2～表4來看，3個模型的動態數據精度與其高速風洞大迎角靜態測力試驗數據的精度水平一致。

表270° 三角翼模型高速風洞動態測力試驗精度(Ma=0.40,β=0°,St=0.011 9,αA=αm=30°)

Table 2Dynamic test data precision of 70° delta wing model in high speed wind tunnel (Ma=0.40,β=0°,St=0.011 9,αA=αm=30°)

α/(°)CNCmClCyCnUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstream00.00260.00260.00170.0017000.00120.00120.00060.000650.00260.00290.00170.00190.000100.00040.00110.00030.0006100.00240.00330.00160.0021000.00120.00080.00060.0005150.00280.00230.00180.001500.00010.00110.00090.00060.0005200.00260.00280.00160.001800.00010.00060.00060.00040.0004250.00220.00310.00130.00210.00010.00010.00080.00080.00040.0005300.00210.00290.00120.001900.00040.00080.00100.00040.0005350.00260.00460.00150.00230.00010.00040.00080.00080.00040.0004400.00420.00470.00190.00220.00010.00010.00070.00060.00040.0004450.00720.00350.00360.00230.00020.00010.00080.00070.00040.0004500.00790.00490.00410.00300.00010.00010.00100.00100.00050.0005550.00620.00420.00370.00260.00010.00010.00070.00080.00040.0005

表3　SDM高速風洞動態測力試驗精度(Ma=0.40, β=0°, St=0.022 3, αA=αm=30°)

表4Su-27飛機模型高速風洞動態測力試驗精度(Ma=0.40,β=0°,St=0.039 3,αA=αm=30°)

Table 4Dynamic test data precision of Su-27 fighter model in high speed wind tunnel (Ma=0.40,β=0°,St=0.039 3,αA=αm=30°)

α/(°)CNCmClCyCnUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstream00.00070.00160.00040.00230.00010.00010.00050.00070.00010.000150.00160.00270.00060.00040.00010.00010.00070.00040.00010.0001100.00220.00220.00090.00100.00010.00010.00030.00080.00010.0001150.00110.00180.00090.00070.00020.00010.00080.00050.00010.0001200.00220.00260.00070.00120.00010.00010.00030.00100.00010.0002250.00190.00140.00040.00060.00020.00020.00050.00070.00010.0002300.00130.00190.00020.00040.00030.00020.00050.00090.00020.0002350.00270.00170.00040.00020.00020.00030.00030.00080.00010.0002400.00190.00260.00100.00110.00010.00020.00040.00050.00020.0003450.00130.00110.00120.00100.00010.00020.00070.00110.00020.0002500.00200.00230.00080.00080.00020.00010.00130.00100.00030.0003550.00250.00220.00090.00160.00010.00010.00090.00090.00030.0006

3　結　論

在FL-24風洞中成功獲取了70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型的大迎角俯仰動態失速試驗數據精度，可以作為模型大迎角俯仰動態試驗研究的基準。

1) 試驗條件下，70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型動態數據精度水平與高速風洞的大迎角靜態測力試驗數據精度水平基本一致。

2) 在俯仰振蕩過程中，試驗模型的法向力系數和俯仰力矩系數都不同程度地表現出氣動遲滯特性。其遲滯環回線的特性與模型的氣動外形、來流參數及運動參數密切相關，同時也是影響動態試驗數據精度的重要參數。

[1]ERICKSON G E. High angle-of-attack aerodynamic[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 1995, 27: 45-88.

[2]LAN C E. Experimental and analytical investigation of transonic limit-cycle oscillations of a flaperon[J]. Journal of Aircraft, 1995, 32(5): 905-910.

[3]BRANDON J M. Dynamic stall effects and application to high performance aircraft: AGARD Report No.776[R]. Paris: AGARD, 1991.

[4]JARRAH M A. Low speech wind tunnel investigation of flow about delta wings, oscillating in pitch to very high angle of attack: AIAA-1989-0295[R]. Reston: AIAA, 1989.

[5]HANFF E S, JENKINS S B. Large-amplitude high-rate roll experiments on a delta and double wing: AIAA-1990-0224[R]. Reston: AIAA, 1990.

[6]ERCSSON L E. Control of forebody flow asymmetry a critical review: AIAA-1990-2833[R]. Reston: AIAA, 1990.

[7]CARR L W, MCCROSKEY W J. Fluid dynamics of high angle of attack[C]//IUTAM Symposium Tokyo/Japan, 1992.

[8]MCCROSKEY M J. Unsteady airfoils[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 1982， 14: 285-311.

[9]李其暢, 趙忠良. 邊條翼和近距鴨翼布局模型動態特性分析[J]. 空氣動力學學報, 2015， 33(2): 178-182.

LI Q C， ZHAO Z L. Dynamic characteristics of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard configuration fighter models[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2015, 33(2): 178-182 (in Chinese).

[10]CHAMBERS J R, HALL R M. Historical review of uncommand lateral-directional motions at transonic condition[J]. Journal of Aircraft, 2004, 41(3): 436-447.

[11]SOLTANI M R, BRAGG M B, BRANDON J M. Measurements on an oscillating 70-deg delta wing in subsonic flow[J]. Journal of Aircraft, 1990, 27(3): 211-217.

[12]李其暢， 趙忠良， 伍開元, 等. 1.2 m×1.2 m高速風洞大振幅動態試驗系統及其初步應用[J]. 空氣動力學學報, 2005， 23(3): 378-382.

LI Q C， ZHAO Z L， WU K Y， et al. Introduction of dynamic experimental system with large amplitude in the 1.2 m×1.2 m sub-transonic wind tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2005, 23(3): 378-382 (in Chinese).

[13]方寶瑞. 飛機氣動布局設計[M]. 北京： 航空工業出版社， 1997.

FANG B R. Design on aerodynamic configuration of fighter[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 1997 (in Chinese).

[14]李其暢， 伍開元， 鄭世華， 等. 高速風洞大振幅俯仰動態試驗技術研究[J]. 流體力學實驗與測量， 2004(4): 67-71.

LI Q C， WU K Y， ZHENG S H， et al. Experimental investigation dynamic stall characteristics on 70° delta wing with high angle-of-attack in high speed[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004(4): 67-71 (in Chinese).

[15]國防科學技術工業委員會. 高速風洞和低速風洞測力實驗精度指標： GJB 1061—91[S]. 北京：國防科學技術工業委員會， 1991.

National Defense Science Technology Industry Committee. The force test data precision in high speed wind tunnel and low speed wind tunnel: GJB 1061—91[S]. Beijing: National Defense Science Technology Industry Committee, 1991 (in Chinese).

[16]賀中. 飛行器大攻角高速風洞測力試驗方法[R]. 綿陽: 中國空氣動力研究與發展中心, 2005.

HE Z. The test method on aircraft with high angle-of-attack in high speed wind tunnel[R]. Mianyang: China Aerodynamic Research and Development Center, 2005 (in Chinese).

李其暢男， 碩士， 副研究員。主要研究方向： 非定常試驗空氣動力學。

Tel: 0816-2462542

E-mail: liqichangsc@sohu.com

趙忠良男， 碩士， 研究員。主要研究方向： 非定常試驗空氣動力學。

Tel: 0816-2462296

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Analysis of dynamic performance and test data precision ofmodels with high angle of attack

LI Qichang*, ZHAO Zhongliang, YANG Haiyong, MA Shang, LI Yuping, LIU Weiliang, SHI Xiaojun, WANG Xiaobing

High Speed Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

It is important to determine pitching dynamic aerodynamic performance and test data precision of models with high angle of attack in high speed wind tunnel to meet the needs of evaluating aerodynamic performance, designing control system with precision and achieving maneuverability fight of aircraft. The dynamic performance and repeated test data precision of 70° delta wing model, SDM and Su-27 fighter model with high angle of attack in the dynamic experimental system with large amplitude of FL-24 wind tunnel have been obtained, which can be used as a standard for investigations on dynamic test of models. The obtained results under the test conditions basically meet the standards of those with steady force test of models with high angle of attack in high speed wind tunnel.

wind tunnel test; hinged strake-wing; dynamic performance; high angle of attack; data precision

2016-01-13； Revised： 2016-03-07； Accepted： 2016-04-18； Published online： 2016-05-1116:45

National Natural Science Foundation of China (91216203)

. Tel.： 0816-2462542E-mail: liqichangsc@sohu.com

2016-01-13； 退修日期： 2016-03-07； 錄用日期： 2016-04-18；

時間： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.002.html

國家自然科學基金(91216203)

.Tel.： 0816-2462542E-mail: liqichangsc@sohu.com

10.7527/S1000-6893.2016.0123

V211.7

A

1000-6893(2016)08-2594-09

引用格式： 李其暢， 趙忠良， 楊海泳， 等. 模型大迎角高速動態特性與數據精度分析[J]. 航空學報， 2016， 37(8)： 2594-2602. LI Q C， ZHAO Z L， YANG H Y， et al. Analysis of dynamic performance and test data precision of models with high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2594-2602.

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

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.002.html