趙忠良，楊海泳，馬上，蔣明華，劉維亮，李玉平，王曉冰，李乾

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

復(fù)雜的多自由度全方位高機動可控安全飛行是現(xiàn)代先進(jìn)飛行器研制不斷追求的基本戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)[1-3]，但飛行器在高機動飛行過程中，飛行特征、姿態(tài)角、角速度和角加速度等運動參數(shù)不僅隨時間劇烈變化，而且存在兩個自由度甚至多自由度的耦合飛行。此時，飛行器存在非常復(fù)雜的多渦系結(jié)構(gòu)、非對稱分離、渦破裂、激波/漩渦相互干擾等流動現(xiàn)象，導(dǎo)致氣動力呈現(xiàn)遲滯、突變與分叉的非線性動態(tài)特征，并嚴(yán)重依賴于運動的時間歷程、自由度、角速度、角加速度、振幅和頻率等參數(shù)，呈現(xiàn)出十分強烈的多自由度動態(tài)氣動力特性，這種復(fù)雜的動態(tài)氣動力特性可能會導(dǎo)致多自由度耦合的非指令運動[4]，威脅飛行安全，嚴(yán)重時造成飛行失敗或機毀人亡[5]。所以，為了實現(xiàn)飛行器高機動可控飛行的設(shè)計目標(biāo)，掌握其動態(tài)氣動力特性，尤其是多自由度耦合條件下的動態(tài)氣動力變化規(guī)律十分必要，從而達(dá)到有效評估飛行的動態(tài)品質(zhì)，建立精確描述飛行器氣動性能的數(shù)學(xué)模型的目的，開展動力學(xué)特性仿真分析和飛行控制律設(shè)計，充分發(fā)揮飛行器機動飛行的戰(zhàn)技指標(biāo)，推動飛行器研制的創(chuàng)新發(fā)展。

正是由于飛行器研制的迫切需求，自20世紀(jì)80年代以來，動態(tài)氣動力及其多自由度耦合的動態(tài)氣動力特性一直是關(guān)注的熱點、發(fā)展的重點和需要突破的關(guān)鍵技術(shù)之一，主要針對先進(jìn)飛機以及未來五代機飛翼布局的單自由度動態(tài)氣動力、兩自由度動態(tài)氣動力、機翼突然失速、自由滾轉(zhuǎn)等特性開展研究，建立了較為成熟的風(fēng)洞試驗技術(shù)和數(shù)值計算方法[6-17]，形成了較為全面系統(tǒng)的研究能力。美國在飛行器動態(tài)氣動力特性研究方面起步較早，并且采用70°三角翼、F-16、F-18HARV 驗證機為研究對象，開展了大量的單自由度、多自由度及其耦合的動態(tài)氣動力特性研究，形成較為完備的研究手段和能力，也實現(xiàn)了大迎角靜、動態(tài)氣動力與飛行力學(xué)的有機統(tǒng)一，為飛行試驗的順利進(jìn)行提供了準(zhǔn)確的飛行控制數(shù)據(jù)庫[8，18]；俄羅斯TsAGI建立的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三自由度動態(tài)試驗裝置[19]、德國在DNW風(fēng)洞建立的六自由度模型支撐裝置[20]、英國Bristol大學(xué)建立的五自由度動態(tài)裝置[21]都可以通過風(fēng)洞試驗來模擬飛行器多自由度運動，從而研究飛行器模型的多自由度動態(tài)氣動力特性。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、航空工業(yè)空氣動力研究院、中國航天空氣動力技術(shù)研究院和中國空氣動力研究與發(fā)展中心都具備了風(fēng)洞動態(tài)試驗研究能力[22-31]，但能夠查閱到公開發(fā)表資料的只有南京航空航天大學(xué)開展了三角翼模型和某飛機模型的兩自由度動態(tài)氣動力特性研究[32-33]，而有關(guān)高速部分的相關(guān)研究在國內(nèi)外幾乎都是一片空白。所以，面對未來先進(jìn)飛行器研制的多自由度動態(tài)氣動力數(shù)據(jù)的急迫需求，開展高速風(fēng)洞模型兩自由度動態(tài)氣動力特性研究十分必要。

本文主要針對某典型的四代機布局模型，利用中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所FL-26風(fēng)洞專用的俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動態(tài)試驗裝置，開展單自由度和兩自由度俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合運動的動態(tài)氣動力特性研究，綜合對比分析單/雙自由度動態(tài)氣動力特性的變化規(guī)律及其兩自由度的耦合特性，掌握其動態(tài)氣動力變化特征，為未來先進(jìn)飛行器研制的試驗需求、數(shù)據(jù)獲取、品質(zhì)分析等奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

1 研究模型與試驗設(shè)備

1.1 研究模型

研究模型選取某典型的四代機布局為原型，進(jìn)行局部修型處理，便于尾部支撐，模型縮比為1:21，全長約0.95 m，主翼展長約0.62 m。模型主要由脊形前體、鴨翼、邊條翼、主機翼、雙立尾、雙腹鰭和兩側(cè)進(jìn)氣道組成，采用7075鋁合金骨架與碳纖維復(fù)合材料制造，模型在風(fēng)洞的阻塞度約為0.4%(0°迎角)。

1.2 試驗風(fēng)洞

風(fēng)洞試驗是在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所FL-26風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞是試驗段橫截面為2.4 m×2.4 m的半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞，配備了全模、半模和張線支撐槽壁等試驗段，全模試驗段四壁開孔，綜合開孔率為4.3%，上下可調(diào)0～10%，左右固定4.3%。半模試驗段開孔率上下可調(diào)0～12%，左右固定3%。試驗馬赫數(shù)Ma范圍為0.3～1.2，1.43，迎角范圍為-22°～22°，側(cè)滑角范圍為-12°～12°。

1.3 試驗裝置

試驗采用FL-26風(fēng)洞專用的俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度動態(tài)試驗裝置進(jìn)行，該裝置通過支撐基礎(chǔ)集成安裝在風(fēng)洞張線試驗段頂部，使用三相異步電機實現(xiàn)俯仰振動驅(qū)動，頂部的偏心輪轉(zhuǎn)盤通過連桿機構(gòu)與快速拉起裝置的搖桿機構(gòu)連接，形成四連桿機構(gòu)，從而驅(qū)動搖臂帶動橫梁進(jìn)行俯仰振動運動，安裝在橫梁上的試驗裝置、天平和模型也實現(xiàn)俯仰振動，達(dá)到研究模型動態(tài)氣動力或俯仰/滾轉(zhuǎn)耦合的目的。同時，風(fēng)洞側(cè)壁兩側(cè)安裝快速拉起驅(qū)動裝置，使用兩臺伺服電機同步驅(qū)動實現(xiàn)靜態(tài)變迎角與快速拉起試驗研究，自由搖滾裝置和強迫滾轉(zhuǎn)裝置可以安裝在支撐橫梁上。所以，試驗系統(tǒng)具備了靜態(tài)變迎角、快速拉起、單自由度動態(tài)、俯仰振動(或快速拉起)/自由搖滾耦合、俯仰振動(或快速拉起)/強迫滾轉(zhuǎn)動態(tài)等試驗研究能力。圖1給出了試驗裝置結(jié)構(gòu)原理示意圖。

圖1 試驗裝置結(jié)構(gòu)原理示意圖Fig.1 Structure shematic of test device

1.4 俯仰/滾轉(zhuǎn)同步控制技術(shù)

為了實現(xiàn)俯仰振動與強迫滾轉(zhuǎn)同步控制，從而準(zhǔn)確獲取其同相位的動態(tài)氣動力特性，需要解決異步電機和伺服電機兩種類型電機的同步控制技術(shù)。采用主從軸按各自設(shè)定的參數(shù)進(jìn)行正弦曲線運動，先啟動俯仰快速拉起或俯仰振動機構(gòu)，待運行穩(wěn)定后，再啟動強迫滾轉(zhuǎn)機構(gòu)，通過聯(lián)動同步控制仿真算法實現(xiàn)與快速拉起或俯仰振動機構(gòu)的頻率相位同步控制。主要借助MATLAB，設(shè)計了基于運動規(guī)劃的任意時刻啟動、任意相位同步的強迫滾轉(zhuǎn)相位同步算法，實現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)規(guī)劃曲線與指令正弦曲線的平滑銜接與過渡，保證了相位同步的精度及穩(wěn)定性。

1.5 數(shù)據(jù)測量與處理方法

風(fēng)洞動態(tài)試驗使用專門研制的動態(tài)失速測控系統(tǒng)，以完成試驗?zāi)Ｐ偷恼駝涌刂?、采樣控制和各種試驗數(shù)據(jù)的測量、檢測和數(shù)據(jù)處理分析。為了保證天平模擬信號和編碼器數(shù)字信號的同步性，模擬采集設(shè)備和數(shù)字采集設(shè)備共享同一個采樣時鐘并同時觸發(fā)啟動，使模擬和數(shù)字信號對應(yīng)采樣點的時刻誤差小于0.1 μs。

由于大迎角時氣流分離、流場脈動、模型運動振動等因素,動態(tài)大振幅試驗的數(shù)據(jù)離散性較大，除了數(shù)據(jù)采集時采用低通濾波器外，還專門設(shè)計了采用Kaiser濾波器設(shè)計技術(shù)的FIR(Finite Impulse Response)數(shù)字濾波軟件,以抑制數(shù)據(jù)背景噪聲。該類型濾波器在不同的頻率上具有相同的群延遲，易于進(jìn)行濾波延遲校正。

在計算時使用“有風(fēng)”-“無風(fēng)”方式扣除系統(tǒng)慣性和阻尼影響，并扣除模型自重、天平校準(zhǔn)中心與力矩參考中心不重合等影響，求得各瞬時的氣動系數(shù)，同時，為了抑制單一周期內(nèi)隨機誤差導(dǎo)致的數(shù)據(jù)分散，試驗中采樣若干周期(采樣時間約為20 s)的氣動系數(shù)進(jìn)行總體平均，得出最終結(jié)果。該方法經(jīng)過長期深入研究，已經(jīng)成功應(yīng)用于多項動態(tài)試驗的數(shù)據(jù)處理，提供了合理可靠、重復(fù)性精度較高的試驗數(shù)據(jù)[29-31, 34-35]。

2 研究結(jié)果

2.1 單自由度動態(tài)試驗結(jié)果

2.1.1 自由滾轉(zhuǎn)試驗

圖2給出了研究模型自由滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果時間歷程曲線(圖中綠色代表模型迎角階梯，紅色代表滾轉(zhuǎn)運動結(jié)果)。圖中顯示，在試驗條件下，模型在迎角α=25°范圍內(nèi)保持滾轉(zhuǎn)水平的基本穩(wěn)定狀態(tài)，當(dāng)迎角達(dá)到30°時出現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)角γ約為18°～20°的側(cè)偏現(xiàn)象，并在迎角35°時既有側(cè)偏現(xiàn)象發(fā)生，又有振幅約為10°的極限環(huán)搖滾運動，但模型迎角40°時又回到了基本的滾轉(zhuǎn)水平穩(wěn)定狀態(tài)。研究結(jié)果不僅與文獻(xiàn)[23]鴨式布局結(jié)果基本一致，而且與常規(guī)測力結(jié)果體現(xiàn)的橫向靜不穩(wěn)定迎角范圍一致。

圖2 不同迎角時自由滾轉(zhuǎn)角時間歷程Fig.2 Time history of rolling angle at different angles of attack

2.1.2 動態(tài)氣動力特性

動態(tài)氣動力主要體現(xiàn)飛行器機動過程中繞流的非定常時間尺度效應(yīng)，對飛行器操縱控制設(shè)計的建模仿真分析十分必要。本文在采用70°三角翼模型充分驗證試驗系統(tǒng)可靠性的基礎(chǔ)上，開展了研究模型的動態(tài)氣動力特性試驗研究，試驗時，模型的俯仰振動運動規(guī)律為

α=αm+αA·sin(2πft)

(1)

式中:αm為模型振動的平均迎角;αA為模型的俯仰振動幅值;f為模型振動頻率。

圖3給出了Ma=0.40、αA=αm=30°試驗條件下，模型的單自由度動態(tài)氣動力試驗結(jié)果曲線(曲線中DOF代表模型的自由度，1DOF代表俯仰單自由度，后續(xù)曲線的2DOF代表俯仰和滾轉(zhuǎn)兩自由度，fp為模型俯仰振動頻率)。從圖中曲線可以看出，快速拉起和俯仰振動試驗結(jié)果包絡(luò)了靜態(tài)測力結(jié)果，呈現(xiàn)出典型的非定常增升現(xiàn)象，符合動態(tài)試驗氣動特性變化規(guī)律，也表明了試驗結(jié)果的可靠性，同時，當(dāng)模型迎角大約為0°～30°時，隨著模型迎角的增加，其法向力系數(shù)曲線近似線性變化(圖中曲線在遲滯環(huán)明顯的區(qū)域，法向力系數(shù)CN較大的部分所在的半條曲線對應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對應(yīng)著迎角減小階段)，迎角從30°增加到50°時，法向力系數(shù)CN增加的斜率逐漸減小，出現(xiàn)了非線性變化，并且在大約50°迎角時出現(xiàn)了失速(簡稱失速迎角為50°)，然后隨著模型迎角從50°增加到60°時，CN呈現(xiàn)迅速減小的趨勢，意味著模型的法向力效率隨迎角增加反而降低，揭示出典型的失速現(xiàn)象。當(dāng)模型由最大迎角下行時，其繞流形態(tài)則以上行的流動形態(tài)依次逆順序再現(xiàn)，且由于非定常的尺度效應(yīng)影響，前體的流動分離、非對稱和渦及其渦破裂的位置與高度范圍都與上行存在差異，而流動再附的迎角則由于遲滯影響會減小，所以，在模型迎角下行過程中，相同迎角時的法向力系數(shù)明顯小于上行狀態(tài)的試驗結(jié)果，并隨著振動頻率的增加遲滯環(huán)越大，體現(xiàn)出典型的動態(tài)氣動力遲滯現(xiàn)象和非定常尺度效應(yīng)[29]。

圖3 單自由度動態(tài)氣動力試驗結(jié)果(Ma=0.40)Fig.3 Results of dynamic test on one degree-of-freedom aerodynamics (Ma=0.40)

從俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角α變化曲線可以看出(由于Cm曲線存在多個遲滯環(huán)現(xiàn)象，圖中采用箭頭符號標(biāo)示了曲線的變化走向。以下各類曲線均采用箭頭符號標(biāo)示了其隨迎角的變化走向)，研究模型俯仰力矩系數(shù)與SDM標(biāo)模和Su-27飛機模型變化趨勢類似，在小迎角范圍都存在遲滯環(huán)現(xiàn)象[30]，但典型的四代機模型存在兩個明顯的遲滯環(huán)形態(tài)，并且在迎角約為0°～38°時，模型具有俯仰靜不穩(wěn)定性(簡稱為放寬靜穩(wěn)定設(shè)計)，這有利于飛行器實現(xiàn)快速的過失速機動控制，可以節(jié)省舵面的操縱控制力矩輸出。在迎角為38°～60°時，隨著模型迎角的增加，俯仰力矩系數(shù)呈現(xiàn)為俯仰靜穩(wěn)定狀態(tài)。同時，從圖中還可以看出，模型迎角約為32°～34°時是兩個遲滯環(huán)的交叉點，在交叉點的小迎角范圍，Cm值較小的部分所在的半條曲線對應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對應(yīng)著迎角減小階段，而在大迎角范圍，則Cm值對應(yīng)的迎角變化正好相反。

2.2 雙自由度動態(tài)試驗結(jié)果

2.2.1 俯仰振動/自由滾轉(zhuǎn)試驗

圖4給出了研究模型俯仰振動/自由滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合試驗結(jié)果時間歷程曲線。從時間歷程和局部放大的曲線圖可以看出，在試驗條件下，模型每個俯仰振動周期內(nèi)都存在與單自由度自由滾轉(zhuǎn)運動較為一致的滾轉(zhuǎn)振幅，但基本保持滾轉(zhuǎn)水平的穩(wěn)定狀態(tài)，與前面的單自由度自由滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果既存在側(cè)偏，又存在極限環(huán)搖滾現(xiàn)象不同，表明俯仰振動運動有利于抑制飛行器模型側(cè)偏運動現(xiàn)象的發(fā)生，主要是激發(fā)側(cè)偏的滾轉(zhuǎn)運動需要一定的能量積累過程，而在快速的俯仰振動過程中，模型的非對稱流動在翼面上所激發(fā)的滾轉(zhuǎn)力矩還來不及驅(qū)動其進(jìn)行側(cè)偏的滾轉(zhuǎn)運動所致。

圖4 俯仰振動/自由滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果(Ma=0.40)Fig.4 Results of pitch-oscillation / free-roll test (Ma=0.40)

2.2.2 俯仰振動/強迫滾轉(zhuǎn)試驗

雙自由度動態(tài)試驗時，模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角運動規(guī)律分別為

(2)

將模型的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)換到模型的實際迎角與側(cè)滑角為

(3)

式中:αM為模型俯仰振動角;γM為模型滾轉(zhuǎn)角;γm為模型中心滾轉(zhuǎn)角;γA為模型滾轉(zhuǎn)振動幅值;β為模型側(cè)滑角。

圖5給出了Ma=0.40、αA=αm=30°、γm=0°、γM=45°試驗條件下，模型俯仰振動/強迫滾轉(zhuǎn)兩自由度相同振動頻率與俯仰單自由度振動的動態(tài)氣動力試驗結(jié)果對比曲線，圖中R-Exp代表重復(fù)性試驗(Repeated Experiment)，fr為模型滾轉(zhuǎn)振動頻率。從圖中曲線可以看出，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度情況下，重復(fù)性試驗結(jié)果吻合較好，也進(jìn)一步表明了高速風(fēng)洞動態(tài)試驗系統(tǒng)測量結(jié)果的可靠性及其較高的重復(fù)性精度水平[30]。同時模型的法向力系數(shù)CN曲線隨振動角的變化與單自由度結(jié)果基本類似(圖中曲線在遲滯環(huán)明顯的區(qū)域，CN值較大的部分所在的半條曲線對應(yīng)著迎角增加階段，反之，另半條曲線則對應(yīng)著迎角減小階段)，但由于模型存在俯仰與滾轉(zhuǎn)耦合運動，所以模型在同樣的振動支撐機構(gòu)角度下，其實際運行過程中兩自由度的模型迎角要小于單自由度運動的模型迎角(見圖5(f))，從而使得模型的法向力系數(shù)要小于單自由度試驗結(jié)果，在迎角0°和60°時，模型處于滾轉(zhuǎn)零位狀態(tài)，沒有滾轉(zhuǎn)效應(yīng)的影響，兩自由度的法向力系數(shù)等于單自由度試驗結(jié)果。

試驗結(jié)果曲線顯示，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度試驗條件下，模型的俯仰力矩系數(shù)Cm與單自由度結(jié)果相比，其氣動遲滯特性出現(xiàn)明顯的差異，從單自由度的一個8字環(huán)變成了兩個8字環(huán)的遲滯特性，但這兩個8字環(huán)的中心交叉點角度與單自由度遲滯環(huán)的交叉點基本一致(基本上在支撐機構(gòu)的34°左右)。

從橫航向氣動力(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變化曲線來看，單自由度試驗條件下，模型在迎角超過40°以后才出現(xiàn)不同程度的橫向氣動力增量，且量值相對較小，但兩自由度耦合運動條件下，模型存在明顯的側(cè)滑角變化歷程(見圖5(f))，從而出現(xiàn)較大的橫向氣動力遲滯環(huán)現(xiàn)象。

圖6給出了模型在Ma=0.40、αm=30°、αA=15°、γm=0°、γM=45°試驗條件下俯仰振動/強迫滾轉(zhuǎn)兩自由度不同振動頻率與相同振動頻率的動態(tài)氣動力試驗結(jié)果對比曲線。從圖中曲線可以看出，在滾轉(zhuǎn)振動頻率是俯仰振動頻率兩倍的情況下，模型的法向力系數(shù)CN和俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角的遲滯環(huán)也增加了一倍，體現(xiàn)出更加復(fù)雜的氣動遲滯特性，容易引發(fā)耦合失穩(wěn)發(fā)散。

由于滾轉(zhuǎn)振動是俯仰振動的兩倍頻率，從而引起模型在一個俯仰振動周期內(nèi)出現(xiàn)兩個周期的側(cè)向振動(見圖6(f))，所以模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、側(cè)向力系數(shù)Cy隨αM變化由相同振動頻率的單個遲滯環(huán)變成了兩個或多個遲滯環(huán)結(jié)構(gòu)形態(tài)，而偏航力矩系數(shù)Cn隨αM變化由一組遲滯環(huán)基本上變成了兩組遲滯環(huán)特性。

綜上所述，在俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度條件下模型的動態(tài)氣動特性十分復(fù)雜，呈現(xiàn)出強烈的氣動/運動耦合現(xiàn)象，為飛行器的性能分析、建模仿真設(shè)計以及飛行控制提出了新的技術(shù)挑戰(zhàn)，需要在充分獲得靜態(tài)氣動力數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，深入開展其動態(tài)氣動力特性研究，才能更加有效發(fā)揮飛行器的技術(shù)和戰(zhàn)術(shù)性能。

圖5 俯仰/滾轉(zhuǎn)相同振動頻率試驗結(jié)果(Ma=0.40)Fig.5 Test results of pitch/roll at the same oscillation frequency (Ma=0.40)

圖6 俯仰/滾轉(zhuǎn)不同振動頻率試驗結(jié)果(Ma=0.40)Fig.6 Test results of pitch/roll at different oscillation frequency (Ma=0.40)

3 結(jié) 論

針對高機動飛行器的單自由度與俯仰/滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合的動態(tài)氣動特性問題，選用典型類四代機模型，通過風(fēng)洞的靜態(tài)搖滾試驗、單自由度動態(tài)試驗、俯仰振動/自由滾轉(zhuǎn)和俯仰振動/強迫滾轉(zhuǎn)試驗研究，對比分析了相關(guān)研究結(jié)果。

1) 研究模型在固定迎角30°左右會出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)單自由度的側(cè)偏，并在迎角35°時既有側(cè)偏現(xiàn)象發(fā)生，又有振幅約為10°的極限環(huán)搖滾運動，在迎角40°時又回到了基本的滾轉(zhuǎn)水平穩(wěn)定狀態(tài)。

2) 強迫俯仰/自由滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合運動情況下，模型的側(cè)偏運動幅值得到了一定的抑制，表明俯仰機動有利于延緩非定常流動。

3) 俯仰單自由度振動條件下，模型法向力和俯仰力矩會出現(xiàn)明顯的氣動遲滯特性，在強迫俯仰/強迫滾轉(zhuǎn)兩自由度耦合運動情況下，縱橫向氣動力都出現(xiàn)了氣動遲滯現(xiàn)象，甚至是多個氣動遲滯環(huán)結(jié)構(gòu)，容易引發(fā)耦合失穩(wěn)發(fā)散現(xiàn)象。