大迎角耦合运动非定常空气动力特性

杨 勐，黄 达

（1.南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016；2.陆军航空兵学院，北京 101123）

大迎角耦合运动非定常空气动力特性

杨 勐1，2，黄 达1

（1.南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016；2.陆军航空兵学院，北京 101123）

采用某飞机大迎角大振幅运动风洞实验结果，分析了大迎角非定常空气动力的一些特性。结果表明，飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动复杂，耦合运动时的气动特性和两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有一定差别。此外，旋转天平实验结果同本实验的结果相比差别较大。

大迎角；大振幅；风洞实验；耦合运动；非定常空气动力学

0 引 言

大迎角大机动飞机的设计研究需要空气动力设计者提供大迎角状态下飞机机动飞行时的非定常空气动力特性数据。由于飞机机动飞行的运动过程很复杂，在风洞中准确模拟飞机机动飞行、测量其非定常空气动力并进一步分析研究大迎角时机动飞行特性显得十分重要。对于简单的机动飞行，如眼镜蛇机动［1］、机翼摇滚等，风洞模拟比较容易，许多风洞已经设计了实验装置并获得了很多有意义的结果［2－5］。对于复杂的机动飞行，飞机是在大迎角状态下有同时绕几个轴的耦合运动，模拟这类运动的风洞实验结果却很少。Herbst机动［6］就是飞机在快速拉起到大迎角时进行无侧滑或小侧滑状态下的偏航与滚转耦合运动，这类机动飞行方式很有实战意义。因此新一代飞机的设计，对实验空气动力学研究者不论在实验方法还是在数据分析上都提出了新的研究要求。

笔者采用文献［7］中的实验设备和实验方法，在3m低速风洞中进行某飞机模型的大迎角、大振幅运动实验，其缩减频率k为0.057，获得了飞机模型在不同迎角下做单独滚转、单独偏航和偏航滚转耦合运动的6分量动态气动力，分析了非定常空气动力的一些特性。为了抓住非定常空气动力的本质特性，将大量采用实验结果去掉其中的定常部分的动态数据来分析非定常特性。这里要特别说明的是，为符合飞机一般的运动规律，实验中，飞机绕体轴的滚转角速度（ωx）与偏航角速度（ωy）应正负号相反。对于该实验的偏航滚转耦合运动，在模型支撑迎角为θ下，ωx和ωy满足tanθ＝－ωy／ωx时，模型的耦合运动规律为绕速度轴的无侧滑或小侧滑转动［7］；此外，还对同一支撑迎角下，不同ωy／ωx的耦合运动进行了实验，目的在于研究模型转动轴与速度轴有不同夹角时的非定常气动特性。

1 非定常空气动力随α、β及耦合程度的基本规律

1.1 耦合运动非定常俯仰力矩与迎角、侧滑角速率的关系

由于单独偏航、单独滚转运动可看作是偏航滚转耦合运动的特殊情况，因此这两种运动可以放在耦合运动中讨论。图1分别给出了不同运动规律时，非定常俯仰力矩迟滞环特性。由于模型在大迎角偏航滚转耦合运动过程中，会引起迎角（α）小幅度变化，相当于产生俯仰角速度变化。同时由于模型大振幅运动过程中，侧滑角（β）也在变化，β变化也会产生俯仰力矩的迟滞特性。如图1（d），该状态α变化近似为0，但也存在非定常俯仰力矩迟滞，这个非定常俯仰力矩系数（ΔCm）可看作是β变化引起的。对图1（c）所示状态，由于运动过程中β变化很小，可看作α变化引起的俯仰迟滞特性。其它状态可看作上述两种状态互相迭加的结果。但由于不同运动涡的破裂和再附的位置和时间均不同，导致耦合效应不同，也会造成非定常空气动力的非对称性不同，因此其它状态的俯仰迟滞特性与迭加结果不会完全一致，甚至有很大差别。例如，满足中等ωy／ωx值的偏航滚转耦合运动，当支撑迎角为35°时，实验获得的非定常俯仰力矩的迟滞特性与上述两种状态的迭加结果刚好相反。

图1 不同运动规律时，俯仰力矩迟滞环特性Fig.1 The pitching moment loops as different motion laws

比较图1（c）和1（d）可以看出，β变化引起的ΔCm比α变化引起的量值大。另外从图1（e）看，该状态的ΔCm比其它状态的大。这是因为图1（a）～1（e）描述的5种状态的ωy／ωx绝对值分别为0、∞、tanθ、tanθ－ε、tanθ＋δ，其中，0＜ε＜1，δ＞2，且在近似计算时认为tanθ≈tanα。分别将它们代入仅考虑飞机的转动而不考虑平动时的（指β对时间的导数）公式（1）可以得到这5种运动的分别为ωxsinα、ωycosα、0、εωxcosα、－δωxcosα。而在该实验中，ωx与ωy的量级相当，则由上可知，绝对值最大的运动是满足中等ωy／ωx值的偏航滚转耦合运动，所以与其它状态相比，图1（e）中的ΔCm较大。因此虽然耦合运动引起的俯仰角速度ωz比单独俯仰运动的ωz小很多，但是耦合运动可产生与单独俯仰运动相同量级的ΔCm。这说明，由于存在侧滑角速率，放大了ΔCm。

1.2 耦合运动横向非定常气动力矩与ωx和ωy的关系

图2给出了迎角40°时不同运动方式的非定常滚转力矩系数ΔCl随侧滑角变化规律。为了便于比较，选取同一运动方向的非定常气动力进行分析。图2是以负ωx和正ωy作为同一运动方向。对单独滚转负ωx状态，以β等于0°为例，主要产生正ΔCl；对单独偏航正ωy状态，主要产生负ΔCl。因此，对耦合运动状态，其ΔCl处于两者之间，图2说明了这一点，即随ωy／ωx绝对值增大，ΔCl从正变为负，最终接近单独偏航状态。由于不同ωy／ωx表示了耦合效应不同，因此，图2表明横向非定常空气动力随耦合程度不同而变化。图3为迎角70°时不同运动方式的ΔCl随侧滑角变化规律，结果与迎角40°时类似。对于非定常偏航力矩系数ΔCn，情况与ΔCl类似。

图2 不同运动规律的ΔCl随侧滑角变化曲线Fig.2 Variation ofΔClof different motion laws with the sideslip angle

图3 迎角70°时ΔCl随侧滑角变化曲线Fig.3 Variation ofΔClwith the sideslip angle atα＝70°

以上情况表明，滚转偏航耦合运动会引起附加非定常空气动力，ωy／ωx不同，表示其耦合效应不同，对非定常空气动力的影响很大。

2 与旋转天平实验比较

图4 旋转天平实验结果与大振幅耦合运动实验结果比较Fig.4 Comparison of results between rotary balance testing and large－amplitude experiment

由于耦合运动实验参数中包含了β角速率的影响，为了澄清˙β和ωa对非定常气动力的影响，该实验研究中还设计了一种耦合运动规律（满足β为0°时角速度为0），使其在β等于0°处，滚转和偏航角速度为0，也就是绕速度轴转动的角速度“ωa＝0”，这可以理解为此时获得的非定常空气动力是由于侧滑角变化所引起的，如图4。从图中可以看到，在相同的缩减频率下，由侧滑角变化引起的非定常滚转和偏航力矩变化规律，与耦合运动变化规律是一致的，其量级大小与旋转天平实验引起的非定常气动力相当。图4还给出了旋转天平实验结果加上“ωa＝0”实验的结果，量值与耦合运动实验结果相一致。由于耦合运动并不是简单的迭加，因此还有些差别。

3 大迎角流动对静态气动特性的影响

由于大迎角流动的复杂性，即使静态特性实验，流动也存在很多分叉点，也就是静态实验时，以不同运动方法到达某姿态位置时，其静态空气动力可能是不同的。因此造成了在大迎角动态实验所获取的空气动力迟滞特性曲线偏离静态特性曲线，也就是动态迟滞特性曲线中间值偏离静态实验曲线，如图5所示。这种现象既发生在单自由度运动中，也发生在耦合运动中，这可能就是气动力静态迟滞现象。由于这一现象的出现，在以后仿真计算时如何使用大迎角静态实验结果需要认真分析研究。

图5 大迎角静态气动力偏离动态迟滞环Fig.5 The static aerodynamics deviation from the dynamic loops at high angle of attack

上述现象也会造成大迎角时静态实验结果有很大的“波动跳跃”现象，实验数据有很大的分散性，使静态实验结果偏离动态迟滞环，如图6所示。

图6 大迎角静态气动力波动现象Fig.6 The fluctuation phenomenon of static aerodynamics at high angle of attack

4 结束语

偏航滚转耦合运动非定常实验方法所模拟的飞机飞行动作更接近于真实机动飞行情况，获得的非定常空气动力更有利于分析研究飞行器动态飞行特性。另外笔者也提醒设计人员在使用以往旋转天平实验结果时应认真分析应用条件，并且在以后仿真计算使用大迎角静态实验结果时需认真分析气动力的静态迟滞现象。

［1］ZBIGNIEW D，GRZEGOZ K，KRZYSZIOF S.Method of control of a straked wing aircraft for cobra maneuvers［R］.ICAS－96－3.7.4，1996.

［2］SOLTANI M R.Experimental measurements on an oscillating 70－degree delta wing in subsonic flow［R］.AIAA－88－2576，1988.

［3］JARRAH M A.Low speed wind tunnel investigation of flow about delta wings，oscillating in pitch to very high angle of attack［R］.AIAA－89－0295，1989.

［4］BRANDON J M，SHAH G H.Unsteady aerodynamic characteristics of fighter model undergoing large－amplitude pitching motions at high angles of attack［R］.AIAA－90－0309，1990.

［5］HANFF E S，JENKINS S B.Large－amplitude high－rate roll experiments on a delta and double delta wing［R］.AIAA－90－0224，1990.

［6］MICHAEL C，FRANCIS S.X－31enhanced fighter maneuver ability demonstrator：flight test achievements［R］.ICAS－94－7.2.2，1994.

［7］黄达，吴根兴.飞机偏航－滚转耦合运动非定常空气动力实验［J］.南京航空航天大学学报，2005，37（4）：408－411.

杨 勐（1987－），男，山东济宁人，硕士研究生，实验空气动力学专业。通讯地址：北京市通州区陆军航空兵学院机械系；联系电话：13552669916，15195988253；E－mail地址：yangmengniu＠163.com

The unsteady aerodynamic characteristics of coupled motion at high angle of attack

YANG Meng1，2，HUANG Da1
（1.College of Aerospace Engineering，Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics，Nanjing 210016，China；2.Army Aviation Institute of PLA，Beijing 101123，China）

Some of the unsteady aerodynamic characteristics were analyzed using the wind tunnel test results for a fighter model couple motion at high angle of attack in this paper.The results showed that the aerodynamic characteristics of multi－degree of freedom motion were more complicated than that of single degree of freedom.There were some differences on the aerodynamic characteristics between the test results of coupled motion and the linear superposition results of two single degree of freedom motions.In addition，compared with rotary balance testing，the results of the test in the paper showed a greater difference.

high angle of attack；large amplitude；wind tunnel test；coupled motion；unsteady aerodynamics

V211.74

A

1672－9897（2011）06－0019－04

2011－01－01；

2011－03－04

国家自然科学基金（11072111）