張杰，李王斌，王爭取，潘金柱，卜忱

1.航空工業(yè)空氣動力研究院，沈陽 110034

2.航空工業(yè)空氣動力研究院高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

在未來空戰(zhàn)的無人化、隱身化、智能化、精準化和輕量化發(fā)展趨勢下，飛翼布局應運而生[1]。該類飛行器隱身能力強，有效裝載大，氣動效率高，與常規(guī)布局飛機相比性能上有明顯的優(yōu)勢。國外針對飛翼布局開展了大量的研究[2-6]，以B-2為代表的大展弦比飛翼布局飛行器的研制成功是飛機設(shè)計理念的一場技術(shù)革命，隨著電傳控制技術(shù)及放寬穩(wěn)定性設(shè)計技術(shù)逐漸成熟，適用于亞、跨聲速的中等展弦比飛翼布局飛行器呈現(xiàn)井噴式發(fā)展，具有代表性的驗證型號有美國的X-45系列、歐洲的“神經(jīng)元”、英國的“雷神”、俄羅斯“鰩魚”等，為了更加突出高速隱身及機動作戰(zhàn)能力，提出了小展弦比飛翼布局，其不僅繼承了飛翼布局的優(yōu)良性能，還在續(xù)航能力、平飛加速、快速躍升等方面極為有效，使其成為了新一代戰(zhàn)斗機研制的重要平臺[7-11]。

然而，小展弦比飛翼布局飛行器的研制也存在巨大的挑戰(zhàn)，主要體現(xiàn)在操穩(wěn)特性及飛行控制等方面[12-13]。為提高氣動性能、改善隱身特性，飛翼布局飛行器取消了平尾和垂尾，使其失去了縱向和航向的主要安定面與偏轉(zhuǎn)控制操縱面，會引起穩(wěn)定性缺失和操縱性能不足的問題。如縱向受擾后可能會迅速上仰，甚至失速；橫向在低亞音速大迎角和跨聲速中小迎角飛行狀態(tài)下可能會由于分離渦非對稱破裂而誘發(fā)機翼搖滾運動；航向的靜不穩(wěn)定和非常小的偏航阻尼會導致開環(huán)荷蘭滾模態(tài)特性很差，以致于其閉環(huán)荷蘭滾模態(tài)特性嚴重依賴于飛控系統(tǒng)的調(diào)節(jié)效果；大迎角下，橫航向靜不穩(wěn)定性進一步增強，橫航向受擾后可能會迅速滾轉(zhuǎn)發(fā)散，甚至進入尾旋。

可見，小展弦比飛翼布局的穩(wěn)定性問題是尚需解決的重要環(huán)節(jié)，由于其與大后掠三角翼有著高度的幾何外形相似，在跨聲速時同樣面臨發(fā)生 以機翼下落和機翼搖滾為主要形式的動態(tài)失穩(wěn)現(xiàn)象[14-19]，而跨聲速流場的非定常性、激波/旋渦干擾使其橫向失穩(wěn)運動更為復雜。針對小展弦比飛翼標?？缏曀俚湫土鲃蛹皻鈩犹匦缘难芯勘砻鱗20]：小展弦比飛翼標模在小迎角下就出現(xiàn)渦升力，隨著迎角增加，前緣渦逐漸增強并向機翼內(nèi)側(cè)移動形成展向流動，同時激波也逐漸增強，當前緣渦與激波發(fā)生干擾而破裂時，升力突然下降而抬頭力矩增加，其對小擾動極為敏感，前緣渦易出現(xiàn)非對稱破裂，從而引發(fā)橫向失穩(wěn)運動。

在橫向失穩(wěn)運動控制方面，基于ICE(Innovative Control Effector)布局和三角翼的研究表明[21-26]：前緣不對稱噴流產(chǎn)生的力和不對稱流場共同作用可提供操縱需要的滾轉(zhuǎn)力矩；垂直來流安裝的導流片對渦流施加非對稱激勵，可以大大降低滾轉(zhuǎn)振幅；此外，副翼偏轉(zhuǎn)可平衡左右機翼不對稱分離渦產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩從而達到控制自由滾轉(zhuǎn)運動平衡位置的目的。這都為小展弦比飛翼標模橫向失穩(wěn)運動控制研究提供了依據(jù)。

介紹了航空工業(yè)空氣動力研究院(下文簡稱為“航空工業(yè)氣動院”)采用自由滾轉(zhuǎn)、壓力敏感涂料(Pressuse Senstitive Painting，PSP)和粒子圖像測速(Particle Image Velocimetry，PIV)等風洞試驗手段開展的小展弦比飛翼標模橫向失穩(wěn)運動研究。通過獲取其跨聲速條件下氣動、運動和流場數(shù)據(jù)，評估其可能存在失穩(wěn)運動的條件，最終在風洞中成功捕捉到了小展弦比飛翼標模機翼下落和機翼搖滾現(xiàn)象，并分析了其失穩(wěn)運動特性，掌握了典型規(guī)律。通過流動顯示、數(shù)值模擬綜合手段研究了產(chǎn)生橫向失穩(wěn)運動的流動機理。此外還探索了失穩(wěn)運動的控制手段，為飛行器研制提供技術(shù)支撐。

1 試驗模型

研究所采用的模型見圖1所示，其外形與“十二五”期間發(fā)布的小展弦比飛翼標模一致，前緣后掠角65°，后緣后掠角±47°，展弦比1.54，采用超臨界翼型、直前緣和鋸齒形尾緣。試驗模型的比例為1∶25，在主要研究動態(tài)氣動特性的本項目中，對小展弦比飛翼標模進行了放寬穩(wěn)定性設(shè)計，將重心位置O調(diào)整至45%平均氣動弦長(Mean Aerodynamic Chord, MAC)位置。此外，還設(shè)計了前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)升降副翼、上下翼面擾流板、翼尖舵等氣動控制舵面，用于穩(wěn)定性及控制特性研究。

圖1 小展弦比飛翼標模

2 風洞試驗

在小展弦比飛翼標?？缏曀贆M向失穩(wěn)運動特性研究中，首先開展靜態(tài)測力及模型表面、空間流場測量試驗，獲取標模在跨聲速條件下靜態(tài)氣動及流動數(shù)據(jù)，根據(jù)靜態(tài)氣動力及力矩的征兆[27]，結(jié)合流場數(shù)據(jù)，分析及甄別可能出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運動的區(qū)域，然后開展自由滾轉(zhuǎn)試驗，獲得其滾轉(zhuǎn)角歷程，評估橫向失穩(wěn)運動嚴重程度和運動特性，最后針對失穩(wěn)運動探索舵面組合偏轉(zhuǎn)對失穩(wěn)運動的控制效果。

2.1 試驗風洞

試驗在航空工業(yè)氣動院FL-3風洞中進行。該風洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞，試驗段截面尺寸為1.5 m×1.6 m(寬×高)，亞跨聲速槽壁試驗段長4.2 m，上下壁是開槽壁，北側(cè)壁及上下壁開有多個光學窗口，可進行PSP、PIV等光學試驗。試驗采用0#噴管和槽壁試驗段，0#噴管可調(diào)馬赫數(shù)范圍為0.3～1.2。

2.2 氣動/流動一體化測量試驗

采用靜態(tài)試驗結(jié)合PSP、PIV手段來實現(xiàn)氣動/流動一體化測量。靜態(tài)試驗即是常規(guī)測力試驗，通過連續(xù)變迎角獲得小展弦比飛翼標模不同狀態(tài)下的縱、橫向氣動力及力矩。同時在模型表面噴上壓力敏感涂料，以合適波長的激發(fā)光照射涂層，用濾鏡分離熒光，相機采集光強信息，最后通過標定換算得到模型表面壓力場。

由于迎角增大以后，模型前緣渦發(fā)展到機身后段時已離開表面變成脫體渦，在模型尾部采用PIV手段來捕捉尾流變化，在相同狀態(tài)下與PSP結(jié)合，實現(xiàn)模型表面和空間流場的測量。PIV試驗的原理見圖2，標模試驗照片見圖3。

圖2 PIV測量原理

圖3 小展弦比飛翼標模在FL-3風洞PIV試驗照片

PIV試驗是采用脈沖激光片光光源以極小的時間間隔連續(xù)2次照亮撒播在流場中的示蹤粒子，在粒子被照亮的同時用相機記錄粒子的圖像，采用互相關(guān)算法處理可獲得兩張圖像對應時刻的粒子空間位移場，結(jié)合圖像標定參數(shù)獲得對應的空間速度場。試驗中在距離模型尾緣0.15 m處布置0.3 m×0.9 m(長×寬)的片光區(qū)域，測量左右機翼前緣脫體渦的分布規(guī)律。

2.3 自由滾轉(zhuǎn)試驗

航空工業(yè)氣動院跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗技術(shù)日趨成熟[28]，針對小展弦比飛翼標模的特殊需求，基于已有的試驗裝置進行了改造提升，使其具備了常規(guī)測力、自由滾轉(zhuǎn)、大尺度滾轉(zhuǎn)角(滾轉(zhuǎn)角振幅±30°)強迫振蕩等風洞試驗功能，滾轉(zhuǎn)角測量精度達到0.1°。采用該套試驗設(shè)備進行自由滾轉(zhuǎn)試驗的照片見圖4。

圖4中，自由滾轉(zhuǎn)試驗的主要目的是在風洞中通過放開滾轉(zhuǎn)自由度來實時測量模型在氣動力激勵下滾轉(zhuǎn)角變化歷程，采用動態(tài)品質(zhì)因數(shù)pp-v評估其橫向失穩(wěn)運動的嚴重程度[29-31]；利用頻譜、軌跡相圖分析其運動特性[32]；最后選定前緣襟翼10°，內(nèi)外側(cè)副翼10°舵面組合偏轉(zhuǎn)進行自由滾轉(zhuǎn)對比試驗，驗證其對失穩(wěn)運動的抑制效果。

圖4 小展弦比飛翼標模在FL-3風洞自由滾轉(zhuǎn)試驗照片

3 試驗結(jié)果與分析

在本研究中，開展了小展弦比飛翼標模馬赫數(shù)Ma為0.6～0.95，迎角α為0°～24°，側(cè)滑角0°范圍內(nèi)的靜、動態(tài)氣動特性，流動特性及橫向失穩(wěn)運動特性研究，本文展示了Ma=0.8, 0.9的研究結(jié)果。

3.1 靜、動態(tài)氣動特性及流動特性

小展弦比飛翼標模基本外形(舵偏角均為0°)在Ma=0.8，0.9、α=0°～24°范圍內(nèi)，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)動導數(shù)試驗曲線見圖5和圖6所示，圖中還給出了“十二五”期間采用1∶19的大模型在國內(nèi)3座主力高速風洞(文中簡稱為風洞A、B、C)的靜態(tài)測力數(shù)據(jù)作為對比，可見，本文研究所用的1∶25模型D升力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與大模型規(guī)律一致，而俯仰力矩系數(shù)因重心改變有所不同，縱向是靜不穩(wěn)定的。

圖5 Ma=0.8基本外形參數(shù)曲線

圖6 Ma=0.9基本外形參數(shù)曲線

對研究模型，Ma=0.8、0.9時，在α=11°～16°范圍內(nèi)，升力系數(shù)曲線出現(xiàn)了斜率變小的拐折，且俯仰力矩系數(shù)曲線斜率變大；在α=10°～20°范圍內(nèi)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角變化不穩(wěn)定，這都符合橫向失穩(wěn)運動的征兆，通過靜態(tài)氣動特性分析，初步篩選得到Ma=0.8、0.9,α=10°～20°條件下出可能出現(xiàn)跨聲速橫向失穩(wěn)運動，但在該狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)阻尼仍為負值，具備滾轉(zhuǎn)動穩(wěn)定特性。

Ma=0.8、0.9,α=10°～20°范圍，小展弦比飛翼標模的PSP、PIV試驗結(jié)果如圖7和圖8所示。在α=10°時標模上表面就出現(xiàn)低壓區(qū)，這是前緣渦的主渦區(qū)域，隨著迎角的增加，模型上表面的低壓區(qū)位置向前移動，說明機翼后部主渦逐漸離開表面形成脫體渦。Ma=0.8,α=20°以前左右機翼前緣渦和尾流呈現(xiàn)對稱性；α=20°時，左右機翼的前緣渦和尾渦出現(xiàn)明顯的不對稱現(xiàn)象。Ma=0.9時，α=15°、18°時左右機翼的前緣渦和尾渦開始不對稱，但強度并不大，α=20°時左右機翼的前緣渦和尾渦不對稱現(xiàn)象變得明顯。前緣渦的不對稱分離會產(chǎn)生附加的滾轉(zhuǎn)力矩引起模型滾轉(zhuǎn)，流動顯示試驗數(shù)據(jù)同樣表明在Ma=0.8，0.9、α=10°～20°出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運動的可能性比較大。

圖7 Ma=0.8，α=10°～20°模型表面流動及尾流隨迎角變化

圖8 Ma=0.9，α=10°～20°模型表面流動及尾流隨迎角變化

3.2 橫向失穩(wěn)運動特性

3.2.1Ma=0.8試驗結(jié)果分析

Ma=0.8時，α=5°～20°的自由滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果如圖9和圖10所示。模型在α=5°釋放模型后迅速發(fā)生偏轉(zhuǎn)，建立動態(tài)平衡，其平衡滾轉(zhuǎn)角φ隨迎角增加絕對值增大，在-25°～-31.6°之間變化，這說明小展弦比飛翼標模對小擾動極為敏感，模型的幾何不對稱，小的氣流偏角等都可以引起模型的偏置。

圖9 Ma=0.8，α=5°～19°模型滾轉(zhuǎn)角隨時間變化

圖10 Ma=0.8，α=20°模型滾轉(zhuǎn)角隨時間變化

在迎角變化過程中，α=15°時出現(xiàn)了小幅度的機翼搖滾運動，滾轉(zhuǎn)角φ振幅在10°以內(nèi)，隨著迎角的增大運動被抑制，這與其滾轉(zhuǎn)阻尼增加有關(guān)。當α達到20°時，在-28.6°平衡滾轉(zhuǎn)角位置進行間歇性機翼搖滾振蕩，滾轉(zhuǎn)角φ振幅達到時27°，振蕩頻率在8～14 Hz范圍，為寬頻振蕩。圖11 和圖12為α=15°和α=20°模型運動軌跡相平面圖其中,ωx為滾轉(zhuǎn)角速度。可見，在α=15°的橫向失穩(wěn)運動屬于混沌，在α=20°的橫向失穩(wěn)運動屬于多周期。

圖11 Ma=0.8，α=15°的運動軌跡相平面圖

圖12 Ma=0.8，α=20°的運動軌跡相平面圖

從圖13的動態(tài)品質(zhì)因素Pp-v評估結(jié)果分析，α=15°的橫向品質(zhì)因素略超過臨界值0.002，飛行品質(zhì)未明顯變差，而α=20°時橫向飛行品質(zhì)明顯變差。由此可見，Ma=0.8，α=20°屬于以機翼大幅搖滾運動主要形式的橫向失穩(wěn)運動，并引起了飛行品質(zhì)的惡化。

圖13 Ma=0.8、0.9,α=5°～20°范圍Pp-v評估結(jié)果

3.2.2Ma=0.9試驗結(jié)果分析

在Ma=0.9，α=5°～20°的滾轉(zhuǎn)角變化歷程如圖14所示，在α=5°時釋放模型，在迎角10°前模型未出現(xiàn)明顯偏轉(zhuǎn)，平橫滾轉(zhuǎn)角在-10° 以內(nèi)，迎角增大至15°時，出現(xiàn)了機翼下落和小幅機翼搖滾振蕩，滾轉(zhuǎn)角φ振幅在8.5°以內(nèi)，因滾轉(zhuǎn)阻尼的作用在很短的時間內(nèi)被抑制，未進入振蕩模態(tài)。迎角10°～20°變化過程中，平衡滾轉(zhuǎn)角絕對值逐漸增大，α=18°，20°時，平衡滾轉(zhuǎn)角達到-45°左右，且出現(xiàn)了大幅度機翼搖滾運動，α=18°時滾轉(zhuǎn)角振幅在22.5°，α=20°時滾轉(zhuǎn)角振幅達到30°，振蕩頻率在8～14 Hz范圍，為寬頻振蕩，且隨著迎角增加，振蕩主頻逐漸增大。圖15 和圖16為α=18°和α=20°時模型運動軌跡相平面圖，可見，α=18°，20°的橫向失穩(wěn)運動均為多周期。

圖14 Ma=0.9，α=5°～20°模型滾轉(zhuǎn)角隨時間變化

圖15 Ma=0.9，α=18°的運動軌跡相平面圖

圖16 Ma=0.9，α=20°的運動軌跡相平面圖

從圖13的Pp-v評估結(jié)果分析，Ma=0.9，在α=15°～20°范圍內(nèi)，橫向品質(zhì)因素均超過0.002的臨界值，飛行品質(zhì)變差，其中α=15°是以機翼下落為主的橫向失穩(wěn)運動，α=18°，20°是以機翼搖滾為主的橫向失穩(wěn)運動。

3.3 舵面組合偏轉(zhuǎn)對失穩(wěn)運動控制效果研究

在跨聲速風洞試驗中，采用噴流、擾流片等主動流動控制方式來實現(xiàn)橫向失穩(wěn)運動的抑制較為困難，以組合舵面對模型穩(wěn)定性影響數(shù)據(jù)為依據(jù)，結(jié)合前緣襟翼和副翼下偏有抑制流動分離和減緩激波強度的理論基礎(chǔ)，分析選取了前襟偏轉(zhuǎn)10°、內(nèi)外側(cè)副翼同時偏轉(zhuǎn)10°組合，開展自由滾轉(zhuǎn)風洞試驗驗證其對失穩(wěn)運動的控制效果。

試驗選取橫向失穩(wěn)運動比較嚴重的狀態(tài)，即Ma=0.8、0.9,α=20°。自由滾轉(zhuǎn)試驗結(jié)果如圖17和圖18所示。Ma=0.8，α=20°時，前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)副翼組合偏轉(zhuǎn)時模型并未發(fā)生機翼搖滾運動，說明在該狀態(tài)下組合舵面偏轉(zhuǎn)起到了抑制搖滾運動的作用；而Ma=0.9，α=20°時，前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)副翼組合狀態(tài)仍然出現(xiàn)了機翼搖滾運動，其運動振幅與基本狀態(tài)基本一致，說明在該狀態(tài)下舵面組合偏轉(zhuǎn)未起到抑制機翼搖滾運動的作用。

圖17 Ma=0.8， α=20°舵面組合偏轉(zhuǎn)與基本狀態(tài)滾轉(zhuǎn)角隨時間變化

圖18 Ma=0.9，α=20°舵面組合偏轉(zhuǎn)與基本狀態(tài)滾轉(zhuǎn)角隨時間變化

通過不同馬赫數(shù)的對比試驗可知，舵面組合偏轉(zhuǎn)是可以起到改善橫向失穩(wěn)運動作用的，但并非所有的馬赫數(shù)都適用于同一種舵面組合偏度，可進一步探索不同馬赫數(shù)下不同舵面偏轉(zhuǎn)組合的影響，獲得一般規(guī)律。

4 跨聲速橫向失穩(wěn)流動機理研究

采用基于混合LES/RANS高階湍流(Detached Eddy Simulation, DES)模擬的數(shù)值方法對失穩(wěn)運動過程的流動開展機理研究。為了控制數(shù)值離散過程中的格式耗散和色散，提升分離區(qū)域的模擬精度，在空間離散方向采用高階插值的總變差減小格式(Total Variation Diminishing, TVD)，時間方向采用隱式非定常雙時間步格式。

流場變量存儲使用格點格式，網(wǎng)格表面單元為三角形，空間單元為四面體和三棱柱混合形式。物面為無滑移絕熱物面邊界，進出口使用遠場條件。

計算采用有限體積法對亞跨聲速流動進行數(shù)值模擬，三維Navier-Stokes (N-S)方程為

(1)

式中：Q為常數(shù)項；F1、F2、F3,G1、G2、G3分別為無黏和黏性通量矢量；S為源項矢量。

非定常計算時，初場使用定常場，模型姿態(tài)固定，非定常物理時間步長為0.000 05 s，計算時控制內(nèi)迭代步數(shù)使內(nèi)迭代殘差下降一個量級。計算網(wǎng)格見圖19，全?？偟目臻g網(wǎng)格數(shù)約4 000萬單元。

圖19 模型表面及對稱面網(wǎng)格分布

圖20給出了Ma=0.85，不同迎角下模型的空間渦結(jié)構(gòu)變化過程，圖21是采用DES方法計算的Ma=0.85，不同迎角下模型滾轉(zhuǎn)力矩隨時間變化。

圖20 Ma=0.85，α=10°～20°模型空間渦結(jié)構(gòu)變化

圖21 Ma=0.85，不同迎角下滾轉(zhuǎn)力矩隨時間變化

CFD的研究結(jié)果表明：跨聲速條件下出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運動時，小展弦比飛翼標模流動十分復雜，主要表現(xiàn)為機頭、機身部位多道激波形成復雜波系；機翼前緣形成的主渦隨迎角增加變化復雜，旋渦與激波的相互作用對渦破裂與分離產(chǎn)生影響，進入激波系統(tǒng)的渦是不穩(wěn)定和脈動的；大迎角時流場的不對稱性和非定常性明顯。模型的自激滾轉(zhuǎn)運動是由于機翼前緣渦的分離不對稱導致的。前緣渦在模型升力系數(shù)曲線出現(xiàn)拐折前呈現(xiàn)整體附著的細長渦，迎角增加后，前緣渦沿程渦核高度、渦寬度增加，能量增強，這時渦核靠近機身對稱面，但是沿渦核方向向下游的補充能量不足以維持渦的發(fā)展，在渦核速度降為0后，出現(xiàn)渦破裂。渦破裂后低頻渦之間又相互干擾并發(fā)展，低頻伴隨更高頻的振動使?jié)L轉(zhuǎn)力矩曲線高低頻共存，造成模型兩側(cè)滾轉(zhuǎn)力矩的不對稱，表現(xiàn)為正負振蕩的滾轉(zhuǎn)力矩，且能量較強。迎角繼續(xù)增加后，低頻渦脫落位置提前，頻率增加，使模型滾轉(zhuǎn)力矩變化頻率相應增加。跨聲速情況下，迎角增加后，背部激波強度增加，激波位置向前移動，渦破裂與激波相互干擾，導致左右機翼的渦破裂區(qū)域變大，不對稱性增強，非定常變化的滾轉(zhuǎn)力矩造成了模型滾轉(zhuǎn)周期性自激振蕩。

5 結(jié) 論

通過對小展弦比飛翼標?？缏曀贆M向失穩(wěn)運動的綜合研究，得到如下結(jié)論：

1) 綜合采用氣動/流動一體化測量、自由滾轉(zhuǎn)風洞試驗建立的系統(tǒng)評估手段對研究跨聲速橫向失穩(wěn)運動具備可靠性。

2) 可能出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運動的區(qū)域，在靜態(tài)氣動力上會出現(xiàn)征兆，可對研究范圍的篩選提供依據(jù)。

3) 在風洞中捕捉到的Ma=0.8，α=20°和Ma=0.9，α=15°、18°、20°條件下的橫向失穩(wěn)運動是以機翼下落和機翼搖滾為主要運動的形式，動態(tài)品質(zhì)因素分析表明失穩(wěn)運動直接導致了橫向飛行品質(zhì)變差。

4)Ma=0.8、0.9條件下，小展弦比飛翼標模的橫向失穩(wěn)運動特性是混沌或多周期的寬頻振蕩，且振蕩主頻隨著馬赫數(shù)和迎角的增大逐漸增大。

5) 舵面組合偏轉(zhuǎn)可以改善小展弦比飛翼標模的橫向失穩(wěn)運動特性，但不同的馬赫數(shù)對舵偏組合的要求不同，需進行系統(tǒng)研究，獲得一般規(guī)律。

6) 在跨聲速失穩(wěn)運動發(fā)生區(qū)域，流場的不對稱性和非定常性明顯，導致了左右機翼分離的不對稱，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩高低頻共存，造成了模型滾轉(zhuǎn)周期性自激振蕩。