鴨式布局飛行器的翼體搖滾特性風洞試驗

魏德宸， 史志偉， 耿璽， 劉超， 昂海松

南京航空航天大學 航空宇航學院， 南京 210016

鴨式布局飛行器的翼體搖滾特性風洞試驗

魏德宸， 史志偉*， 耿璽， 劉超， 昂海松

南京航空航天大學 航空宇航學院， 南京 210016

為研究鴨式布局飛行器搖滾特性，設計了一種包括鴨翼、脊型前體、邊條翼、主翼和垂尾的模型，進行了自由滾轉、擾動滾轉、靜動態測力和煙線流場顯示多種技術手段相結合的風洞試驗。通過自由滾轉和擾動滾轉試驗得到了該模型翼體搖滾的時間歷程，靜態測力和動導數測定驗證了非極限環運動形式搖滾的發生。結果表明該鴨式布局模型搖滾不僅同側存在多個搖滾平衡點，而且在臨界俯仰角，搖滾過程中可能出現從一搖滾平衡點跳動至同側另一搖滾平衡點的突變。通過流場顯示技術得到該鴨式布局模型復雜流場的基本形態分布，并對滾轉角為0° 時的全機渦系干擾和搖滾形成機理進行了簡要分析。

鴨翼； 翼體搖滾； 非極限環； 動導數； 流場顯示

飛行器在大迎角飛行時,常常會誘發非指令的自激運動，翼體搖滾正是其中一種嚴重的動態表現形式[1]。翼身組合體搖滾相比細長體搖滾和常規機翼搖滾，其特性更為復雜，表現在:①影響搖滾的機體部件較多，不只是機翼，如前體、邊條等也均對搖滾特性產生較大影響；②多渦流場結構的相互誘導和干擾，以及非定常渦流及渦破裂對不同部件的氣動擾動。

由于問題的復雜性等原因，相關研究工作也較其他兩種搖滾少。Katz分析了飛機上的渦流分布以及大迎角時的非線性特征[2]。在NASA蘭利研究中心和美國海軍聯合牽頭的翼突然失速(AWS)計劃的資助下，Green和Ott研究了機翼厚度和彎度等參數對F/A-18戰斗機的搖滾影響[3-4]。Owens等通過地面試驗證了F/A-18和F-35等多種戰機飛行中的搖滾現象[5-8]。同時數值模擬也應用于飛行器復雜流場的研究，有助于與試驗相結合，進一步促進翼體搖滾研究[9-11]。國內多家單位也開展了翼體搖滾的研究工作, 孫海生研究了一種翼體模型的搖滾風洞試驗，并對搖滾的機理進行了分析[12]。王兵等研究了尖拱旋成體和小后掠梯形機翼組合體搖滾的人工轉捩技術[13]。馬寶峰等通過自由搖滾與強迫運動中的壓力和流場測量相結合的方式，分析細長體與30° 后掠機翼組合體的搖滾機理[14]。陶洋等針對不同馬赫數、不同迎角、不同機翼形狀和位置的翼身組合體模型進行了搖滾風洞試驗，并分析了各因素對搖滾的影響[15]。榮臻等對小后掠機翼和細長旋成體組合體進行了搖滾粒子圖像測速(PIV)/壓力同步測量，分析了前體渦誘導翼-身組合體雙極限環搖滾的流動機理[16]。韓冰等采用計算的方式研究了雙三角翼及其翼身組合體搖滾特性[17]。但目前國內發表的翼身組合體文獻多基于細長旋成體和機翼的簡單結構模型，對于多部件如非圓截面前體、鴨翼、邊條翼和主翼產生的多渦系復雜流場下的搖滾現象研究工作尚未看到。

1 試驗設備及模型

1.1 試驗風洞

試驗是在南京航空航天大學開口回流式風洞中進行的，試驗段俯仰方向氣流偏角|α|≤0.5°，偏航方向氣流偏角|β|≤0.5°，最大風速為35 m/s，最小穩定風速為3 m/s,紊流度ε≤0.07%。

1.2 試驗模型

所研究的氣動布局外形如圖1所示，全長0.66 m，主翼展長0.5 m。主要布局特點為：脊形前體、鴨翼、邊條翼、主翼和垂尾。其中鴨翼具有20° 的固定偏角；主翼與鴨翼前緣后掠角均為50°。

圖1 試驗模型Fig.1 Test model

1.3 試驗設備

試驗系統臺為圖2所示的五自由度并聯機構，可實現模型俯仰、偏航和滾轉3個方向的運動，以及這3個方向上的組合運動。本次試驗在此機構上進行了靜態測力與動導數測量，更換支桿可進行自由搖滾試驗[18]。自由搖滾裝置采用一對小型的航空軸承，滾轉角度由2對磁極的旋轉變壓器測量，測量精度可達0.1°。

圖2 五自由度動態機構Fig.2 Dynamic mechanism with 5 degrees of freedom

測力及動導數試驗采用高精度微型六分量桿式天平。天平靜態測量精度小于0.2%,7次重復性試驗均方根誤差為1.5%。動導數測量方法為頻率1.2 Hz、振幅5° 的單自由度滾轉運動；7次重復性試驗均方根誤差為2%。天平具體參數見表1，其中：X、Y和Z分別代表軸向阻力、法向升力和側向力；MX、MY和MZ分別代表滾轉力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

表1 天平參數Table 1 Parameter of balance

2 試驗結果與分析

2.1 自由搖滾試驗

由于翼身組合體氣動布局的復雜性，其搖滾運動形式也與細長體搖滾和常規機翼搖滾存在顯著差異。圖3給出了全機模型不同俯仰角θ范圍內典型的搖滾角φ時間歷程，試驗風速為V=25 m/s。

從圖3中可以看出，搖滾運動不是規則的等幅振蕩(如單三角翼搖滾)，振幅和頻率均存在明顯波動，伴有間歇、猝發等特征[19]。

為了進一步分析搖滾運動形式[20-21]，選取θ=38° 的時域信號進行頻譜分析。如圖3(d)所示，搖滾由初始釋放位置φ=0° 發展至一側平衡點約需5 s，對15 s后搖滾穩定的數據進行快速傅里葉變換(FFT)，得到相圖4和頻譜圖5，圖中ω為角速度，f為頻率。

由圖4和圖5可知，相圖角速度ω變化較大，同時頻譜區域較寬，未有單一峰值，進一步說明了翼體搖滾運動形式的復雜性。

圖3 鴨翼飛機不同俯仰角下的典型搖滾角時間歷程Fig.3 Typical rock angle time history for canard-configuration aircraft at different pitching angles

圖4 θ=38° 時的相圖Fig.4 Phase diagram at θ=38°

圖5 θ=38° 時的頻譜圖Fig.5 Frequency spectrum at θ=38°

本次試驗發現了獨特的翼體搖滾運動特征，表現在：

1) 不同俯仰角范圍內，翼體搖滾同側可存在多個搖滾平衡點。如圖3(a)和圖3(b)所示,θ=34° 時搖滾中心角約為φ=-13°，而θ=36° 時則變為φ=-27° 附近。這可能與全機多部件如前體、鴨翼、邊條翼、主翼等，所產生的多渦流場的相互誘導與干擾有關。

2) 某些俯仰角區域，上下范圍內搖滾運動的平衡點不同，則該臨界俯仰角區域搖滾可能會發生運動中同側搖滾平衡點自主突變的現象。如圖3 所示，本次試驗所用翼身組合體θ=36° 時搖滾平衡點位于φ=-27° 附近，而θ=38° 時搖滾平衡點位于φ=-13° 附近，處于臨界俯仰角θ=37° 時搖滾在中心角φ=-13° 處進行約26 s后，搖滾平衡點突然跳動至同側φ=-27° 附近。類似地，Takashi等在研究圓前緣45° 后掠角三角機翼搖滾時發現搖滾運動中有突然收斂至靜態平衡點的跳動[22-23]。分析認為可能是部分俯仰角下多渦流的相互誘導和干擾并不穩定，非定常流場中小擾動的作用使得突發性的同側搖滾平衡點跳動。這種臨界態的運動形式無疑是極其危險的，對動態氣動載荷有強烈影響，給飛行安全也帶來巨大隱患[24]。

2.2 翼身組合體施加擾動搖滾試驗

為了模擬真實環境下的飛行，對臨界俯仰角進行了流動擾動以確定搖滾運動同側不同平衡點跳動現象的普遍存在性，如圖6所示。在θ=36° 和θ=38° 時,通過施加擾動的方式，搖滾可在同側不同平衡點位置間跳動，說明了臨界俯仰角范圍內搖滾平衡點跳動現象的普遍存在性。

圖6 臨界俯仰角擾動下的自由搖滾現象 Fig.6 Applying disturbance to free rolling motion at critical pitching angle

對自由釋放后的滾轉角度序列進行均值計算以得到平衡點數值，給出平衡點位置的絕對值隨俯仰角變化曲線，如圖7所示。其中塊狀標記為無擾動情況下滾轉運動中心角，三角標記為自主或施加流場擾動后的同側另一搖滾平衡點。

圖7 自由搖滾中心角隨俯仰角變化曲線Fig.7 Central angles of free rolling motion vs different pitching angles

2.3 翼身組合體靜態測力與動導數試驗

靜態滾轉力矩測力結果可確定翼身組合體的平衡位置，滾轉阻尼導數可分辨搖滾運動是否發生，兩者結合即可判別搖滾平衡點。

圖8 θ=34° 與θ=37° 靜態測力滾轉力矩系數 Fig.8 Static rock moment coefficients at θ=34° and θ=37°

圖9 θ=34° 與θ=37° 時的動導數Fig.9 Dynamic derivatives at θ=34° and θ=37°

從圖8可見，θ=34° 和θ=37° 的滾轉力矩系數有較大差異。表現為θ=34° 時在φ=±13° 附近滾轉力矩過零點且滾轉力矩對滾轉角的斜率為負，而在θ=37° 時φ=±13° 和φ=±27° 兩處附近力矩均過零點且滾轉力矩對滾轉角的斜率為負，是靜態穩定的。結合圖9動導數結果可知，θ=34° 時φ=±13° 附近均動導數大于零，且由前述分析可知此處模型靜態穩定，可知φ=±13° 為該俯仰角下的搖滾平衡點；而θ=37° 時φ=±13° 和φ=±27° 附近均動導數大于零，且由前述分析可知在此兩處翼身組合體均靜態穩定，從而可以判斷φ=±13° 和φ=±27° 均為該俯仰角下的搖滾平衡點。

3 流動顯示測量結果

為得到翼身組合體的流場結構分布，選取4個截面位置做了流場顯示,如圖1中S1、S2、S3和S4所示。截面1為1/2鴨翼根弦處，截面2為鴨翼后方，截面3為主翼1/4根弦處，截面4在主翼1/2根弦位置。由于模型展長較大，故采用4根煙線組成的煙線組進行工作；同時采用激光片光技術顯示所需截面。

在各渦系發展充分的θ=30° 時對試驗模型進行了滾轉角φ=0° 的煙線流場顯示，如圖10所示。

θ=30° 時，模型截面1處脊形前體渦與鴨翼前緣渦同向旋轉且位置較近，2個不同渦系在鴨翼翼面上繞合在一起，形成強度較大的前體與鴨翼前緣卷繞渦。截面2位于鴨翼后方，鴨翼翼尖渦隨之產生。截面3處主翼前的邊條翼產生了邊條渦；前體與鴨翼前緣卷繞渦得到進一步發展；而鴨翼翼尖渦隨著軸向距離的增大逐漸擴散，同時由于前體與鴨翼前緣卷繞渦的同向旋轉作用，使得渦心向上向外發展，對全機的影響減弱。截面4處邊條渦和主翼前緣渦繞合在一起，形成了邊條與主翼前緣卷繞渦，渦心位置較低，位于前體與鴨翼前緣卷繞渦的下外側。至此，得到此鴨式布局飛行器的基本流場分布。

由圖3(b)可知，θ=36° 時翼體搖滾的平衡點約為φ=-27°。而初始位置φ=0° 時的截面流場如圖11所示。

θ=36° 時，如圖11(a)所示，截面1處右側的前體與鴨翼前緣卷繞渦已有明顯擴散產生，渦核不清晰，渦強較低；兩側渦系的強度和位置已有較大差異。圖11(b)中也可看到沿飛機軸向發展，截面2處的右側前體與鴨翼前緣卷繞渦強度明顯較左側小，但由于脊形前體渦較強而穩定[25]，故右側卷繞渦仍可有一定強度；同時由于前體與鴨翼前緣卷繞渦的干擾作用，兩側鴨翼翼尖渦分布也不對稱。圖11(c)中截面3兩側的前體與鴨翼前緣卷繞渦不對稱較為顯著，右側的渦強更小，渦心距離翼面較近；鴨翼翼尖渦已經破碎，同時由于前體與鴨翼前體卷繞渦的同向旋轉，位置向外向上發展，對翼面影響進一步減弱；新出現的邊條渦尚未與主翼前緣渦卷繞在一起，強度較強，也較為對稱。由圖11(d)可見，截面4處同時出現前體與鴨翼前緣卷繞渦、鴨翼翼尖渦和邊條與主翼前緣卷繞渦，兩側渦系的不對稱性更加顯著，原有的氣動力平衡將被打破，模型轉動至平衡點位置，搖滾隨之發生。

圖10 鴨式布局模型不同截面位置煙線流場顯示(θ=30°,φ=0°)Fig.10 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=30°， φ=0°)

圖11 鴨式布局模型不同截面位置煙線流場顯示 (θ=36°，φ=0°)Fig.11 Smoke wire flow visualization in different cross-sections of canard-configuration model (θ=36°, φ=0°)

4 結 論

1) 此鴨翼模型翼體搖滾運動頻率和振幅隨時間變化存在明顯波動，伴有間歇、猝發等特征，呈現自由混沌搖滾；通過靜態滾轉力矩測量和動導數試驗結果，確定了非極限環運動形式搖滾平衡點的存在。

2) 不同的俯仰角范圍內搖滾平衡點位置不同，且存在俯仰角不變時同側具有多個搖滾平衡點的情況。這可能與全機多部件如前體、鴨翼、邊條、主翼等所產生的多渦流場的相互誘導與干擾有關。

3) 臨界俯仰角下，此鴨翼模型翼體搖滾運動過程中可能會自主或通過擾動的方式發生平衡點的突變。原因可能為同側多個平衡點使得搖滾運動處于臨界狀態，非定常流場中的小擾動可產生突發性的搖滾平衡點跳動。

4) 運用煙線組和激光片光技術得到鴨式布局飛行器的基本流場分布，表明渦系間存在明顯的卷繞和干擾作用。

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魏德宸男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器大迎角氣動特性， 非定常空氣動力學。

Tel.: 025-84896464

E-mail: weimoving@163.com

史志偉男， 博士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 實驗空氣動力學， 非定常空氣動力學， 流動控制。

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；錄用日期2016-02-16； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-02-221027

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

江蘇高校優勢學科建設工程資助項目

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

魏德宸， 史志偉， 耿璽， 等． 鴨式布局飛行器的翼體搖滾特性風洞試驗J． 航空學報,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