低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

刘春明， 赵志军， 卜忱， 王建锋， 牟伟强

1.中国航空工业空气动力研究院， 哈尔滨　150001 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳　621000



低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

刘春明1,*， 赵志军2， 卜忱1， 王建锋1， 牟伟强1

1.中国航空工业空气动力研究院， 哈尔滨150001 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳621000

为满足国内战斗机型号研制对大迎角过失速机动过程中非定常气动力问题研究的需求，中国航空工业空气动力研究院在FL-8风洞开发了一套基于电液伺服马达和电机耦合驱动的双自由度大幅振荡试验技术。简单介绍了该系统的基本组成和试验原理，给出了FL-8风洞动态标准模型双自由度大幅振荡试验的典型结果，分析表明：该系统运行性能稳定，试验数据可靠，重复性精度较高，可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究。

大迎角； 大振幅； 双自由度； 非定常气动力； 风洞试验

高机动性、高敏捷性和过失速机动能力已经成为现代及下一代战斗机的战术性能和作战效能的重要指标。过失速机动可有效规避敌方攻击，具有很高的战术价值。一些先进战斗机已经具有大迎角、过失速可控飞行能力，能够完成各种高难度的机动飞行，如苏-27的眼镜蛇机动、X-31与F-22的Herbst机动等[1-4]。复杂的机动飞行过程中，飞机的飞行包线已经扩大到大迎角、高速率和大振幅区域；在大迎角、过失速飞行时产生的三维分离流动、旋涡的相互干扰、涡的破裂、流动滞后及流动再附等使得在该区域内气动力呈现出高度的非线性特性和非定常特性[5-9]。精确地获知非线性、非定常气动力载荷对于飞机大迎角、过失速区域的气动力特性的研究、飞行力学特性的分析和飞行控制系统的设计极为重要。

为了开展大迎角非定常气动力问题研究，世界各航空发达国家都开发了相应的风洞动态试验技术，用来进行飞机各种运动模态的模拟及机动飞行时间历程的模拟，开展针对飞行器机动性、敏捷性，特别是大迎角、过失速机动和可控飞行能力的研究，为新机研制提供了有效的动态试验手段[10]。试验技术从一些比较简单的模型姿态变化和流速变化，如等速俯仰、俯仰角正弦振荡、加减流速或流速正弦波动等，到一些比较复杂的动态试验装置和技术，如多轴试验系统(Multi-Axis Test Rig)、模型定位系统(Model Positioning Mechanism)、振荡圆锥运动试验技术、机翼摇滚试验技术、气动力模型风洞验证技术、大迎角大振幅多自由度耦合试验技术以及旋转与振荡的耦合运动试验技术[11-18]等。

本文介绍了中国航空工业空气动力研究院研发的一种新型的低速风洞双自由度大幅振荡试验技术，包括系统组成、试验原理及动态标准模型验证试验典型结果分析。

1　双自由度大幅振荡试验系统

FL-8风洞双自由度大幅振荡试验系统可驱动模型进行谐波振荡或任意给定轨迹的运动，包括大幅振荡试验、动导数试验和典型机动历程模拟试验等。系统适用于1 m量级模型，试验风速范围为20～45 m/s。主要运动指标见表1。

表1双自由度大幅振荡试验系统运动指标

Table 1Motion indexs of double degree-of-freedom large amplitude oscillation test system

ModelMotionindexInnerframefrequencyresponse/(Hz,(°))2,45Outerframefrequencyresponse/(Hz,(°))1,45Innerframeangularvelocity/((°)·s-1)560Outerframeangularvelocity/((°)·s-1)280Innerframeangularacceleration/((°)·s-2)3500Outerframeangularacceleration/((°)·s-2)1700

1.1系统组成

FL-8风洞双自由度大幅振荡试验系统由运动系统和测控系统组成。

双自由度大幅振荡试验系统如图1所示。机械系统整体结构采用内、外框结构，内框为滚转轴，外框为俯仰轴/偏航轴的框架结构，两框均为单支撑形式，外框液压马达固定在支撑架上。内框由电机驱动滚转支杆带动模型运动。当模型采用尾撑形式时，内框机构带动模型绕模型纵轴滚转运动。外框由液压马达驱动碳纤维弯刀带动模型运动。当模型正装时(如图1所示状态)，外框机构带动模型绕模型横轴俯仰运动。当模型侧装时(图1中模型绕机体纵轴旋转90°)，外框机构带动模型绕模型竖轴偏航运动。在设定好的运动轨迹下，同步驱动内、外框，可实现模型绕体轴的双自由度运动，包括俯仰与滚转耦合运动、偏航与滚转耦合运动。

测控系统包括运动控制子系统和辅助信号子系统，测控系统的结构组成如图2所示。控制系统由外框俯仰(或偏航)运动控制和内框滚转运动控制两部分组成，分别模拟飞机在飞行过程中的滚动、俯仰(或偏航)运动姿态角的变化。

图1　双自由度大幅振荡试验系统示意图Fig.1　Schematic diagram of double degree-of-freedom large amplitude oscillation test system

图2　测控系统的组成Fig.2　Components of measurement and control system

1.2系统双轴同步控制原理与策略

滚转轴和俯仰轴(或偏航轴)分别闭环控制，实现模型双自由度运动的模拟。该控制系统具有较高的响应速度和定时精度，能够定时触发采集系统采集天平数据，并且同步输出运动位移信号, 图3给出了双轴同步运动控制策略框图。

图3　双轴同步运动控制策略Fig.3　Control strategy for dual axis synchronizingmotion

为保证两轴同步运动，采用实时系统同步驱动液压轴及电机轴，二者循环周期均为0.4 ms，在循环周期内二者同时独立读取编码器信息，计算实时位置输入及输出；将液压轴的位置输出作为电机轴的位置输入，即电机轴跟踪液压轴运动。通过对采集回来的两轴运动位置信息进行曲线拟合，得到两轴运动相位差值在0.03° 左右。

1.3大幅振荡试验数据采集与处理方法

为了提高测量精度，每一个试验状态的天平测量值都取若干周期运动的平均值。一般每个试验点采集10个振荡周期的数据，每一个周期等时间间隔采集240个数据，取10个周期对应点的平均值作为一个试验状态的数据。吹风试验前需在无风状态下测取模型的重力、惯性力和力矩，将吹风试验所得的原始数据减去无风时的数据，然后转换成气动系数。试验数据处理过程中进行了落差系数修正、天平弹性角修正和两心距修正。

为了有效消除试验过程中设备振动以及电磁干扰带来的高频噪声，数据处理过程中采用了傅里叶变换数字滤波方法对试验数据进行消噪处理。将一个周期中气动力和力矩系数变换成试验振荡频率的傅里叶级数，取6倍试验频率为截止频率，即前6项级数之和为最终试验结果。以偏航与滚转耦合振荡试验中的偏航力矩系数Cn为例，图4给出了运动频率f为0.2、0.4、0.6、0.8 Hz下偏航力矩的频谱特性曲线。图中：不同颜色圆圈代表不同频率的6倍值所在位置。可以看出，6倍运动频率之后偏航力矩已经衰减至很小，说明能量主要集中在模型运动频率的前6阶整数倍上。因此，将滤波截止频率取为模型运动频率的6倍是基本合理的[19-20]。

图4　偏航力矩频谱分析Fig.4　Spectrum analysis of yawing moment

1.4机构角度与模型姿态角转换关系

1) 设转盘角为θ1，规定从风洞上方俯视时逆时针方向为正。

2) 设液压控制外框碳纤维弯刀摆角为φ1，规定下摆为正。

3) 设伺服电机控制内框滚转支杆滚转角为φ1，规定迎着来流方向，顺时针为正。

4) 模型迎角为α，侧滑角为β。

模型机体轴坐标系定义见图5。

图5　机体轴坐标系示意图Fig.5　Schematic diagram of body axis coordinate system

以俯仰/滚转耦合运动为例，如图1所示，此时各机构角为零，模型正装时，模型机体轴坐标系与洞体轴坐标系重合。通过将速度矢量在机体轴坐标系上分解，可推导出俯仰/滚转耦合运动的机构角转换关系为

(1)

sin β= -sin θ1cos φ1-cos θ1sin φ1sin φ1

(2)

令φ1=φ1+90°，代入式(1)、式(2)便可得到偏航/滚转耦合运动的机构角转换关系为

(3)

sin β= -sin θ1sin φ1+cos θ1sin φ1cos φ1

(4)

验证试验过程中，各轴运动均采用正弦运动。

2　验证试验方案

采用动态标准模型在FL-8风洞对双自由度大幅振荡试验系统进行验证试验。

2.1试验模型

试验模型为动态标准模型B4-05，模型结构见图6。该模型气动外形为四代机典型布局，采用翼身融合体、双发双垂尾，综合优化曲面外形，截尖菱形上单翼，V形倾斜双垂尾，全动平尾，具有较好的大迎角气动特性。模型全长为1.182 5 m，展长为0.847 5 m，机翼参考面积为0.304 688 m2，平均气动弦长为0.426 9 m。模型质量为8 kg。

图6　动态标准模型三维效果图Fig.6　3D picture of standard dynamic model

2.2试验内容

采用B4-05动态标准模型在FL-8风洞中进行了双自由度大幅振荡重复性试验(见图7)，包括俯仰/滚转耦合振荡、偏航/滚转耦合振荡两种运动的重复性试验以及振幅、频率影响试验。试验条件为：试验风速为25 m/s；迎角范围为-10°～90°；侧滑角范围为-40°～40°；频率范围为0.2～0.8 Hz；振幅为20°和40°。

图7　动态标准模型试验照片Fig.7　Photo of standard dynamic model test

3　试验结果及分析

3.1偏航/滚转耦合振荡试验

试验中进行了7次重复性试验(平衡角θ0=30°，振幅A=40°，频率f=0.4 Hz，两种运动的相位差Δψ为0° 和180°)。

偏航/滚转耦合运动的相位差定义为：相位差为0° 时，偏航轴处于负的最大偏航角处，滚转轴处于正的最大滚转角处，即模型机头向右指向运动的同时向左滚转；相位差为180° 时，偏航轴处于负的最大偏航角处，滚转轴处于负的最大滚转角处，即模型机头向右指向运动的同时向右滚转。

Yawingangle/(°)σClσCn-360.000500.00034-300.000460.00033-240.000320.00026-180.000170.00029-120.000140.00036-60.000170.0004100.000190.0004160.000210.00038120.000220.00034180.000220.00030240.000230.00025300.000280.00023360.000350.00031

在偏航/滚转耦合振荡试验中，偏航、滚转振荡振幅均为40°，相位差有0° 和180° 两种，平衡角θ0有10°、30°及50° 三种。由于篇幅所限，下文仅对平衡角θ0=30°、频率f=0.4 Hz试验条件下的结果进行分析。

图8为偏航/滚转耦合振荡Cl-φ、Cn-φ频率影响。可见，在30° 平衡角下，从大滚转角向小滚转角运动过程中，迟滞现象不明显，从小滚转角向大滚转角运动过程中，迟滞现象比较明显，初步分析这种现象与运动过程中涡的再附过程有关。整个运动周期形成的耦合运动迟滞环面积随着频率的增大而增加，整体表现出的非定常效应增强。

图8　偏航/滚转耦合振荡Cl- φ、Cn- φ频率影响(Δψ =0°)Fig.8　Effect of frequency on Cl- φ， Cn- φ in yaw/rollcoupled oscillation test (Δψ=0°)

图9　偏航/滚转耦合振荡Cl- φ、Cn- φ相位影响Fig.9　Effect of phase on Cl- φ， Cn- φ in yaw/roll coupled oscillation test

图9为偏航/滚转耦合振荡Cl-φ、Cn-φ相位影响。可见，相位差对动态迟滞环的形态和面积影响明显。相比0° 相位差试验结果，180° 相位差的结果符号相反，量值增大，迟滞环方向相反。滚转力矩元的迟滞环变得更饱满，偏航力矩元的迟滞环则变窄。相位差给横航向气动特性带来的这些差异，主要是因为在两种运动过程中，模型侧滑角不同导致的。

3.2俯仰/滚转耦合振荡试验

试验中进行了7次重复性试验(平衡角θ0=40°，振幅A=40°，频率f=0.4 Hz，两种运动的相位差Δψ为0° 和180°)。

俯仰/滚转耦合运动相位差定义为：相位差为0° 时，俯仰轴处于最低点，滚转轴处于正的最大滚转角处，即模型上仰运动的同时向左滚转；相位差为180° 时，俯仰轴处于最低点，滚转轴处于负的最大滚转角处，即模型上仰运动的同时向右滚转。

Rollingangle/(°)σCNσCmσClσCn-360.004260.002090.000460.00066-300.005310.002400.000480.00049-240.005170.001600.000410.00020-180.004120.001170.000360.00051-120.003120.002060.000450.00079-60.002910.003040.000650.0009300.003560.003550.000840.0008960.004190.003440.000950.00071120.004300.002770.000940.00049180.003830.001800.000810.00039240.002890.000720.000530.00043300.002220.000410.000180.00039360.002290.000470.000130.00015

在俯仰/滚转耦合振荡试验中，俯仰、滚转振荡振幅均为40°，相位差有0° 和180° 两种。下文给出频率及相位差的影响，并进行简要分析。

图10为俯仰/滚转耦合振荡CN-θ、Cm-θ、Cl-φ和Cn-φ频率影响。图中：θ为俯仰角。可以看出，对于法向力元，上仰过程中，32° 迎角后，非定常气动力增量受频率影响明显增大，而在下俯过程中，60° 迎角以下，非定常气动力增量受频率影响才显现。显然在上仰过程中，流场结构从附着涡流向完全涡破裂状态过渡时，频率的变化强烈地影响到气动力的非线性变化，而下俯过程中，同样是涡破裂流动向附着涡流过渡时气动力非线性变化更显著，这一现象本质上就是源于流动结构的转换效应。

对于俯仰力矩元，随着频率的增大，迟滞环面积增大，但“8”字环几乎在同一点相交，即阻尼特性区域没有随频率发生变化。

对于滚转力矩元和偏航力矩元，由于其迟滞环面积受迎角变化显著，大迎角时，模型处于负滚转位置，所以对于正负滚转位置，其力矩曲线严重不对称，但其环的面积仍符合随频率增加而增大的规律。

图10　俯仰/滚转耦合振荡CN- θ、Cm- θ、Cl- φ和Cn- φ频率影响(Δψ =0°)Fig.10　Effect of frequency on CN- θ， Cm- θ， Cl- φ and Cn- φ in pitch/roll coupled oscillation test (Δψ =0°)

图11为俯仰/滚转耦合振荡CN-θ、Cm-θ、Cl-φ和Cn-φ相位影响。可以看出，同一频率下，不同相位差的俯仰/滚转耦合振荡，其纵向气动力特性变化不明显，主要是因为相对于机身对称面来说，两种耦合运动是对称的，绕机身流动对飞机的纵向气动特性影响基本是相同的；由于侧滑角相反，不同相位差的俯仰/滚转耦合振荡横航向气动力矩系数刚好相反，但阻尼发散特性不变[5]。

图11　俯仰/滚转耦合振荡CN- θ、Cm- θ、Cl- φ和Cn- φ相位影响Fig.11　Effect of phase on CN- θ， Cm- θ， Cl- φ and Cn- φ in pitch/roll coupled oscillation test

4　结　论

1) 中国航空工业空气动力研究院研制的低速风洞双自由度大幅振荡试验系统采用电机和液压伺服控制方式与实时操作系统，保证了系统控制与数据采集的精度；采用液压驱动方式，保证了系统运动稳定，结构间隙大幅减小，试验重复性精度较高。

2) 验证试验结果显示，模型进行耦合振荡时，由于模型绕流流态变化复杂，气动力呈现明显的非定常特性与非线性。随振荡频率增大，各元气动力系数或气动力矩系数的迟滞环面积增加；不同元“8”字环的交点位置变化特性也有所不同。两轴运动相位差改变180°对耦合运动试验结果影响明显，对于偏航/滚转耦合振荡来说，迟滞环的形状、面积和方向均有较大变化；对于俯仰/滚转耦合振荡来说，横航向力矩系数曲线关于原点对称，法向力系数和俯仰力矩系数没有变化。

5　展　望

双自由度大幅振荡试验技术为获取飞行器非定常气动力特性提供了试验手段，在此基础上，可将模型表面测压技术与之结合起来，用以获取双自由度大幅运动过程中模型表面非定常压力分布，为开展飞行器表面复杂流动机理研究和飞行器结构设计提供依据。

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刘春明男， 硕士， 高级工程师。主要研究方向： 风洞动态试验技术。

Tel.: 0451-87570255

E-mail: lcmqdy@163.com

赵志军男， 硕士， 高级工程师。主要研究方向： 空气动力学试验。

Tel.: 010-62654599

E-mail: 1943223664@qq.com

Double degree-of-freedom large amplitude oscillation test technology in low speed wind tunnel

LIU Chunming1, *, ZHAO Zhijun2, BU Chen1, WANG Jianfeng1, MU Weiqiang1

1. AVIC Aerodynamics Research Institute, Harbin150001, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

AVIC Aerodynamics Research Institute developed a double degree-of-freedom large amplitude oscillation testing technique based on driving technology coupled hydraulic motor and servo motor in FL-8 wind tunnel in order to study the aircraft unsteady aerodynamics during post maneuver at high angle-of-attack. This paper presents the basic components and test principle, as well as the FL-8 wind tunnel test results of the standard model test. It is indicated that the system has high stability, reliability and repeatability precision. The technology can be effectively applied to studying and predicting the aerodynamic characteristics of double degree-of-freedom coupled motion.

high angle-of-attack; large amplitude oscillation; double degree-of-freedom; unsteady aerodynamics; wind tunnel test

2016-01-25； Revised： 2016-02-15； Accepted： 2016-05-23； Published online： 2016-06-1214:16

Aeronautical Science Foundation of China (20143203002)

. Tel.： 0451-87570255E-mail: lcmqdy@163.com

2016-01-25； 退修日期： 2016-02-15； 录用日期： 2016-05-23；

时间： 2016-06-1214：16

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160612.1416.008.html

航空科学基金 (20143203002)

.Tel.： 0451-87570255E-mail: lcmqdy@163.com

10.7527/S1000-6893.2016.0154

V212.1

A

1000-6893(2016)08-2417-09

引用格式： 刘春明， 赵志军， 卜忱， 等． 低速风洞双自由度大幅振荡试验技术[J]． 航空学报, 2016, 37(8): 2417-2425. LIU C M, ZHAO Z J, BU C, et al. Double degree-of-freedom large amplitude oscillation test technology in low speed wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2417-2425.

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

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160612.1416.008.html