飞行器跨声速横侧向运动试验预测方法

解 克，沈 清，王 强

(中国航天空气动力技术研究院， 北京 100074)

飞行器跨声速流场会产生非对称流动结构，引起飞行器的非指令横侧向运动。Schuster[1]利用非定常压力传感器对F/A-18E原型机跨声速流场结构开展了研究，发现了在跨声速下两侧翼面上存在激波宽频振荡，当两侧翼面上的激波位置不同时，会产生非对称流场结构，飞行器产生非指令横侧向运动。Forsythe[2]采用非定常CFD方法对F/A-18E原型机跨声速流场结构开展了研究，同样得出了在跨声速下由于两侧翼面上激波的宽频振荡，流场结构不对称的结论。Owens[3]通过对F-35C跨声速风洞试验数据的分析，得出了两侧翼面上激波位置不稳定，激波可能出现在翼面上若干离散的地点，这导致了流场结构不对称，引起了滚转力矩出现极值、升力线斜率发生较大变化、数据重复性差等气动力特性。由此可见，跨声速下局部超声速区的出现以及两侧激波的不对称干扰所引起的非对称流动是导致跨声速非指令横侧向运动的主要因素，这一问题是非线性问题，依然为研究者所关注。

跨声速非指令横侧向运动，有多种类型。Chambers[4]给出了跨声速非指令横侧向运动特点，将其分为3类：重翼、翼下冲和机翼摇滚。Owens[5]也对跨声速非指令横侧向运动进行了较为详细的分类：极限环机翼摇滚；变频率、变幅值的机翼摇滚；偶尔阻尼的翼下冲或机翼摇滚；频繁阻尼的翼下冲或机翼摇滚；发散的翼下冲或机翼摇滚；初始运动引起的翼下冲或机翼摇滚。由于失稳运动形式的复杂性，为认识此类运动的规律带来了困难。如果要进一步对这些非线性失稳运动的动力学特性取得认识，还需要开展对非线性失稳运动的细节与全过程进行进一步的分析。

对跨声速非指令横侧向运动的研究方法主要包括连续侧滑角扫掠试验技术和自由滚转试验技术。McConnell[6]将跨声速非指令横侧向运动的非线性气动力分为3种：迟滞、非定常、不连续(Hysteresis,Unsteadiness & Discontinuities，HUD)，并且发现了F-35C在跨声速下的多个流场结构。Owens[5]利用自由滚转试验发现了AV-8B、F/A-18C、F/A-18E在跨声速下的非指令横侧向运动，这些工作为取得跨声速非指令横侧向运动类型多样性的认识提供了非常好的基础。借鉴该运动的试验方法，拟在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中建立相应的连续侧滑角扫掠和自由滚转两种试验装置，为进一步开展跨声速非指令横侧向运动研究建立研究手段。

本文对飞行器跨声速非指令横侧向运动建立了试验模拟装置，并将其用于飞行器跨声速非线性动态失稳的研究。为了获得更为精确和详细的气动和运动特性，选取了高采样率、侧滑角小数据间隔的测试方法。由此，将试图捕捉标准动态模型跨声速非线性动态失稳的现象，并探讨失稳过程的非线性特性。

1 跨声速非指令横侧向运动测试方法与试验方案设计

1.1 试验方法

为了在飞行器设计过程中准确预测跨声速非指令横侧向运动，本研究在更高采样率、更小数据间隔的条件下对攻角和侧滑角进行正反方向扫掠，可以尝试捕捉气动力出现非线性的区域；在放开横向自由度的条件下，捕捉模型大幅值的横向失稳运动。本文拟采用连续侧滑角扫掠试验技术、自由滚转动态试验技术相结合，对这一问题开展深入研究。流程见图1。

1) 初始筛选。初始筛选是捕捉纵向和横航向静态气动力出现非线性的区域。初始筛选共分为两步。第1步是在固定侧滑角下进行俯仰正反方向扫掠，得到气动力随攻角的变化趋势。α扫掠中攻角间隔要小，一般为1°，侧滑角通常选为β=0°、±5°、±10°；第2步是在固定攻角下的连续侧滑角扫掠，用来捕捉横航向气动力非线性的区域。扫掠的攻角间隔通常为5°。初始筛选可以大致地确定出现气动力非线性的范围。

2) 聚焦筛选。聚焦筛选用来精确限定出现HUD气动力非线性的Ma、α、β范围。通常情况下，α、β间隔为1°或0.5°，Ma数间隔为0.01。采用连续侧滑角扫掠试验技术来进行聚焦筛选，捕捉HUD非线性气动力。聚焦筛选为进行自由滚转试验提供精确的实验条件。

3) 自由滚转试验。自由滚转试验技术是一种单自由度动态试验技术，用来研究非定常、非线性气动力所引起的飞行器横向失稳运动[7]。跨声速下，HUD气动力非线性主要引起飞行器发生横向失稳运动[8-9]。当通过聚焦筛选精确限定出现HUD气动力非线性的Ma、α、β范围后，可以通过自由滚转试验来研究飞行器的失稳运动形态。

1.2 试验模拟装置与风洞试验方案设计

为了实现对气动力的侧滑角小间隔、大密度采样，给出描述气动力随侧滑角连续变化的测量数值，本研究在更高采样率、更小数据间隔的条件下对侧滑角进行正反方向扫掠，采取在风洞中将模型侧立，通过改变风洞支杆攻角来达到改变模型侧滑角的目的。此机构可实现的扫掠角速度范围为0.25(°)/s～0.5(°)/s，侧滑角范围为-15°～15°，可达到的数据间隔为0.1°。

采用自由滚转试验机构实现对跨声速非指令横侧向运动的高保真度模拟。设计自由滚转试验机构的难度在于降低轴承、测量装置的摩擦阻力和减小模型转动时由于振动而导致的测量误差。因此，在设计中采用了低摩阻轴承技术和非接触测量技术，可以大大降低摩擦阻力，提高角度测量精度。该机构可达到的测量精度为0.01°，可以得到更为精确的相轨曲线，为飞行器跨声速非线性动态失稳的准确分析提供数据基础。该试验机构见图2。

2 试验结果与分析

为了捕捉标准动态模型在跨声速的大幅值横向运动，在初始筛选中选择了两个Ma数：0.88、0.92。其中，在Ma=0.88下证实气动力为线性；在Ma=0.92下，纵向和横航向气动力均出现非线性，并且在自由滚转试验中出现大幅值横向运动，下面对Ma=0.88、Ma=0.92下的气动/运动测量结果作具体分析。

2.1 标准动态模型Ma=0.88气动/运动测量结果

在Ma=0.88下，标准动态模型气动力测量结果为线性，模型横向运动为小幅值振动。这表明模型未发生横向失稳运动。Ma=0.88下标准动态模型气动力特性曲线见图3，运动特性曲线见图4，下面对其气动/运动特性做出分析。

图3示出，在α=0°～4.5°范围内升力大体呈现线性变化；在α=4.5°～6°范围内，升力曲线出现非线性变化；在α=6°～8°范围内，升力线斜率发生了轻微的减小，气动力非线性不明显，可近似为线性；在α=8°～10°区域，升力再次线性增长，只是升力线斜率有所下降。图4示出，在α=6°、α=7°下，模型仅仅存在振幅为3°的小幅值振荡，未发生大幅值的横向失稳运动。

2.2 标准动态模型Ma=0.92气动/运动测量结果

1) 静态测力试验测量结果

在Ma=0.92下，本研究对标准动态模型进行了静态测力试验，目的是捕捉气动力出现非线性特征的区域。其中，图5(a)是升力曲线，图5(b)是滚转力矩曲线。

图5(a)示出，在α=0°～3°范围内升力大体呈现线性变化；α=3°～6°范围内，升力曲线出现非线性变化；在α=6.5°时，升力曲线开始出现较大的斜率变化；在α=6.5°～7.5°区域，升力线斜率出现了严重的减小；在α=7.5°～10°区域，升力曲线再次呈现线性增长。图5(b)示出，在α=6.5°时，滚转力矩出现极值；在其他攻角区域，滚转力矩没有为零值，这可能是由模型安装滚转角不等于0°所致。由McMillin[10]在2003年开展的研究可知，在α=6.5°～7.5°区域，气动力出现了严重的非线性，该区域为AWS区域。

2) 侧滑角扫掠试验测量结果

为了精确限定初始筛选中发现的气动力非线性区域，又专门对α=6°、7°进行了连续侧滑角扫掠试验。试验曲线见图6，其中，“+”表示从β=-10°→β=10°，“-”表示从β=10°→β=-10°。

图6(a)示出，在α=6°下，尽管在β=±3°处，横向静稳定性发生了轻微的变化，但在整个侧滑角范围内，几乎没有出现横航向气动力对侧滑角的非线性；图6(b)示出，在β=-5°～5°内没有出现横航向气动力对侧滑角的非线性，但在β=-10°～-5°和β=5°～10°区域内，横航向气动力对侧滑角出现了波动、迟滞等非线性。

3) 自由滚转试验测量结果

在静态测力试验和侧滑角扫掠试验中，气动力均出现非线性。为了研究气动力非线性所引起的横向失稳运动，本文采用自由滚转动态试验技术对失稳运动形式开展研究。虽然未扣除模型惯性力，但是通过自由滚转试验，定性地得到了模型的横向失稳运动。滚转角时间历程见图7。

图7(a)给出了在α=6°下模型滚转角随时间的变化历程，模型由初始滚转角φ0=0°释放，然后维持小幅值振动。图7(b)为α=6.5°下模型滚转角随时间的变化历程，模型由初始滚转角φ0=0°释放，迅速进入大幅值横向运动并维持该运动。图7(c)曲线并非由φ0=0°释放得来，而是在α=6.5°下通过增加攻角获得。可以看出，模型维持大幅值横向运动。图7(d)为α=7.5°下的滚转角时间历程曲线，可以看出，模型进入了一个较大幅值的横向运动，然后很快衰减。图7(e)示出，模型仅仅存在振幅为5°的小幅值振荡，未发生大幅值的横向失稳运动。

4)Ma=0.92标准动态模型复杂运动形态分析

进一步分析了标准动态模型运动的特性，给出了标准动态模型在α=6.5°、7°、7.5°下的相平面轨迹，见图8。图8(a)为α=6.5°下的相平面轨迹，可看到这是一个典型的双周期极限环运动。当制动释放时，标准动态模型由静止状态立刻进入横向失稳运动，振幅快速增加，并在第一个周期模态下运动。我们还看到，标准动态模型又进入到另一个周期运动，形成了双周期运动。此时，在风洞试验中我们增加攻角至7°，并得到此刻的相轨迹图，见图8(b)。此时，标准动态模型运动模态呈现出某一特定周期运动的极限环状态。另外，在图8(b)中，还发现了主周期之外的周期运动，我们推测这可能是在数据采集后期模型又进入了另一个周期运动。继续增加攻角至7.5°，发现标准动态模型进入到了无明显周期运动，也看不到极限环，其运动特征为混沌，见图8(c)。

3 结论

1) 本研究所发展的试验方法可行，能够完成飞行器跨声速非指令横侧向运动的预测和模拟。

2) 在Ma=0.88、0°≤α≤10°与Ma=0.92、α<6.5°和α>7.5°下，即在AWS区域外，气动力为线性或非线性程度较弱，模型不会发生跨声速非指令横侧向运动；而在Ma=0.92、6.5°≤α≤7.5°下，即在AWS区域内，气动力出现强非线性，模型会发生跨声速非指令横侧向运动。

3) 三角翼翼身组合体标准动态模型在Ma=0.92、6.5°≤α≤7.5°区域发生的非线性动态失稳运动分别为双周期、极限环和混沌运动。