模型大迎角高速動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析

李其暢， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰

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

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模型大迎角高速動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析

李其暢*， 趙忠良， 楊海泳， 馬上， 李玉平， 劉維亮， 史曉軍， 王曉冰

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

為滿足新一代高機動飛機氣動性能評估、控制系統(tǒng)精確設(shè)計與高機動作戰(zhàn)指標(biāo)實現(xiàn)的需求，模型高速風(fēng)洞大迎角俯仰動態(tài)特性探索及其試驗數(shù)據(jù)精度的確定勢在必行，且具有十分重要的工程意義。選取70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型，在FL-24風(fēng)洞的大振幅俯仰動態(tài)試驗技術(shù)平臺上對動態(tài)氣動特性與試驗數(shù)據(jù)精度進(jìn)行了研究，獲取了70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型動態(tài)氣動特性與重復(fù)性試驗結(jié)果。研究結(jié)果表明：試驗條件下,3種模型的動態(tài)數(shù)據(jù)精度較高，基本達(dá)到了高速風(fēng)洞大迎角常規(guī)測力試驗數(shù)據(jù)的精度水平。

風(fēng)洞試驗； 邊條機翼； 動態(tài)特性； 大迎角； 數(shù)據(jù)精度

飛行器大迎角高機動飛行時，其繞流的非對稱導(dǎo)致的非線性非定常動態(tài)氣動力時刻與之伴隨。隨著第四代、第五代戰(zhàn)斗機機動性能要求的不斷提升，大迎角機動特性已經(jīng)成為評價現(xiàn)代戰(zhàn)斗機總體性能優(yōu)劣不可或缺的關(guān)鍵指標(biāo)。在戰(zhàn)斗機迎角不斷增加的機動過程中，機翼表面的漩渦流動經(jīng)歷了復(fù)雜的漩渦延后、破碎直至發(fā)展為分離的演變過程，氣動力呈現(xiàn)高度的非對稱、非定常遲滯特性。因此要想實現(xiàn)過失速機動，其氣動力必須解決增大可用升力以及改善大迎角的飛行品質(zhì)和附加升力再利用的問題。

模型大迎角動態(tài)氣動力一直是新一代飛行器研發(fā)關(guān)注的熱點[1-4]。當(dāng)前，風(fēng)洞試驗?zāi)M仍然是開展飛行器動態(tài)氣動特性研究的主要手段。國內(nèi)外低速、高速風(fēng)洞已經(jīng)開發(fā)了形式多樣的動態(tài)試驗技術(shù)平臺，飛行器模型大迎角非定?？諝鈩恿︼L(fēng)洞試驗方法和非定常氣動力研究均取得了重大進(jìn)展[5-9]；從傳統(tǒng)的模型小振幅動導(dǎo)數(shù)試驗、旋轉(zhuǎn)天平試驗，發(fā)展到模型單自由度大振幅動態(tài)試驗，直至近十年來的模型多自由度大振幅試驗技術(shù)。在試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，建立數(shù)學(xué)模型進(jìn)行仿真，開展飛行器的飛行性能評估與分析，發(fā)揮了重要作用[10-13]。近年來，為了滿足新一代戰(zhàn)斗機的高機動性、高敏捷性等性能開發(fā)的需求，開展戰(zhàn)斗機模型大迎角動態(tài)試驗數(shù)據(jù)精度研究成為關(guān)注的重點，也是將動態(tài)試驗技術(shù)推廣并應(yīng)用到型號研制的必經(jīng)之路。

本文高速風(fēng)洞模型大迎角俯仰動態(tài)試驗氣動特性與數(shù)據(jù)精度研究，依托中國空氣動力研究與發(fā)展中心的FL-24風(fēng)洞大迎角動態(tài)試驗技術(shù)平臺，對選取的模型較為系統(tǒng)地開展大迎角俯仰振蕩動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度研究。

1　模型和數(shù)據(jù)處理方法

1.1模型

試驗研究所選取的模型為70° 三角翼[14]模型、SDM(Standard Dynamics Model)標(biāo)模(見圖1)和簡化的邊條翼布局模型[9]。70° 三角翼模型的動態(tài)氣動力結(jié)果在國內(nèi)外均具有相應(yīng)的數(shù)據(jù)，可作為基準(zhǔn)模型驗證動態(tài)失速試驗系統(tǒng)的可靠性。SDM標(biāo)模作為校驗?zāi)Ｐ?，系北大西洋公約組織統(tǒng)一制定的高速風(fēng)洞動態(tài)(動導(dǎo)數(shù))試驗結(jié)果考核驗證模型，是F-16飛機的簡化模型。簡化的邊條翼布局動態(tài)試驗?zāi)Ｐ褪歉鶕?jù)Su-27飛機外形進(jìn)行簡化設(shè)計，縮比為1∶33，由機身、邊條翼、機翼、雙立尾、進(jìn)氣道(加堵錐)構(gòu)成，為便于安裝，將簡化的Su-27飛機模型尾部進(jìn)行適當(dāng)放大。模型的最大投影面積與風(fēng)洞橫截面積之比不超過1.2%。

圖1　SDM簡圖Fig.1　Sketch of standard dynamics model (SDM)

1.2數(shù)據(jù)處理方法

高速風(fēng)洞大迎角俯仰振蕩試驗技術(shù)在使用風(fēng)洞的測量控制處理系統(tǒng)時，還采用了專門研制的動態(tài)失速測控系統(tǒng)，以完成模型在風(fēng)洞試驗中的振動運動控制、數(shù)據(jù)采樣控制和各種相關(guān)試驗數(shù)據(jù)的測量、檢測和數(shù)據(jù)處理。有關(guān)動態(tài)氣動力結(jié)果的數(shù)據(jù)處理方法可參考文獻(xiàn)[9]。

動態(tài)試驗數(shù)據(jù)精度計算方法如下：動態(tài)測力試驗精度以重復(fù)性測量所得氣動力系數(shù)的均方根誤差來表示[15]，即

(1)

應(yīng)用式(1)計算并給出試驗數(shù)據(jù)精度時，對測值中的可疑值可按格拉布斯(Grubbs)準(zhǔn)則予以剔除。格拉布斯準(zhǔn)則規(guī)定：若測量值Xij對應(yīng)的殘差Vi滿足：

(2)

則認(rèn)為該測量值Xij含有過失誤差應(yīng)舍去。go為重復(fù)測量次數(shù)ni和置信概率P的函數(shù)，其值在表1中列出，本標(biāo)準(zhǔn)取置信概率P=0.99。

表1　go的數(shù)值(P=0.99)

試驗?zāi)Ｐ驮诟咚亠L(fēng)洞中某一馬赫數(shù)下，作迎角為0°～60° 的往復(fù)俯仰運動動態(tài)模型測力試驗，重復(fù)測量8次，其氣動力系數(shù)測量誤差的計算步驟如下。

步驟1按式(3)計算相同迎角下各氣動力系數(shù)的均方根誤差。

步驟2根據(jù)重復(fù)測量次數(shù)為8，查表1得到go=2.22。

步驟3按式(2)將殘差Vi>2.10σXi的測量值舍去。

(3)

步驟4將剔除了過失誤差后所有迎角下的測量值，按式(1)計算出迎角0°～60° 范圍內(nèi)各氣動力系數(shù)測量的均方根誤差。

步驟5給出試驗結(jié)果精度的條件為：針對SDM和邊條翼布局模型，給定減縮頻率、模型平均迎角、迎角振蕩幅度、來流馬赫數(shù)以及側(cè)滑角為0° 等。

2　試驗數(shù)據(jù)重復(fù)性與精度分析

2.170° 三角翼模型

定常條件下，對三角翼繞流特性的認(rèn)知已經(jīng)比較一致。即控制三角翼流動特性的是一對從前緣拖出的三維旋渦，當(dāng)三角翼模型迎角由小到大發(fā)生變化時，其發(fā)生、發(fā)展及破裂過程，主導(dǎo)著三角翼繞流的流動和受力狀態(tài)。在低亞聲速條件下的動態(tài)試驗過程中，模型迎角上行(迎角增加過程)，在小迎角時，其繞流為附著流動形態(tài)；當(dāng)迎角增加時，表現(xiàn)為從前緣卷起的對稱渦流動形態(tài)；迎角繼續(xù)增加時，從前緣卷起的對稱渦流出現(xiàn)不對稱狀況；當(dāng)迎角進(jìn)一步增加時，控制繞流的渦流將出現(xiàn)破裂、完全破裂的形態(tài)，直到呈現(xiàn)為完全分離的流動形態(tài)。當(dāng)迎角由最大(60°)下行時，其繞流形態(tài)依次逆順序再現(xiàn)。但是下行時，對稱渦核到三角翼表面的高度與渦區(qū)的包絡(luò)范圍將會不同，流動分離、非對稱和渦及其渦破裂的迎角范圍更大，而流動再附的迎角則由于遲滯影響會減小。對于振蕩運動過程的三角翼而言，其繞流的附著、前緣渦發(fā)生、渦對稱形態(tài)、渦發(fā)展及破裂與俯仰振蕩運動的頻率直接相關(guān)。試驗過程中，70° 三角翼模型繞過根弦3/4處的軸線作俯仰振蕩。

圖2給出的是馬赫數(shù)Ma=0.40、斯特羅哈數(shù)St=0.011 9、αA=αm=30° 試驗條件下(αA為模型的振動幅值，αm為模型振動的平均迎角)，70° 三角翼模型的大迎角法向力系數(shù)CN與俯仰力矩系數(shù)Cm的8次重復(fù)性試驗曲線(圖中編號為試驗車次號)。從圖中曲線可以看出，當(dāng)迎角大約為0°～38° 時，隨著模型迎角增加，70° 三角翼模型上行法向力系數(shù)曲線近似線性變化(圖中曲線在遲滯環(huán)明顯的區(qū)域，CN較大、Cm較小的部分所在的半條曲線對應(yīng)著迎角增加階段；反之，另外半條曲線則對應(yīng)著迎角減小階段，下同)；俯仰力矩系數(shù)基本呈現(xiàn)線性變化，模型呈現(xiàn)為靜穩(wěn)定狀態(tài)；相應(yīng)的擾流流動基本為附著流與對稱渦流形態(tài)。模型在大約38° 迎角出現(xiàn)失速(通常稱失速迎角為38°)。在迎角大約為38°～56° 時，隨著模型迎角增加，70° 三角翼模型上行CN隨α的變化呈迅速減小的趨勢，近似線性變化，這意味著模型的法向力效率降低；俯仰力矩系數(shù)曲線呈非線性變化，模型呈現(xiàn)為靜不穩(wěn)定狀態(tài)。相應(yīng)的擾流流動基本為非對稱渦流、渦破裂與分離尾跡流形態(tài)。當(dāng)模型下行，迎角約為 18°～56°(稱再附迎角為18°)時，隨著模型迎角減小，70° 三角翼模型下行法向力系數(shù)曲線近似呈現(xiàn)“～”形變化，且波動的幅值相對較小；俯仰力矩曲線呈非現(xiàn)線性變化，模型相應(yīng)呈現(xiàn)靜穩(wěn)定、靜不穩(wěn)定到靜穩(wěn)定的變化過程。在迎角大約為0°～18° 時，其法向力系數(shù)曲線、俯仰力矩系數(shù)曲線與上行時的基本一致，表現(xiàn)為氣動力遲滯消失。

圖2　70° 三角翼模型縱向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.2　Longitudinal results of repeated dynamic test on 70° delta wing

圖3為70° 三角翼模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、側(cè)向力系數(shù)Cy、偏航力矩系數(shù)Cn隨α變化的曲線?？傮w說來，大約在30°～60° 迎角范圍內(nèi)，70° 三角翼模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現(xiàn)橫向氣動力增量，且量值相對較小。這主要是在大迎角條件下，70° 模型背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)了較為明顯的非對稱分離流動，表現(xiàn)為左右渦破裂的非同步性，甚至是尾跡流動的非對稱所引起。

圖3　70° 三角翼模型橫向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.3　Horizontal results of repeated dynamic test on 70° delta wing

2.2SDM

SDM的升力主要由機身、邊條翼、40° 后掠機翼及平尾提供，以邊條翼渦與40° 后掠機翼渦提供的升力占主導(dǎo)。在模型上行過程中，模型的擾流形態(tài)主要表現(xiàn)為：渦系的發(fā)生、渦系發(fā)展并增強、渦系的非對稱與破裂以及尾跡形態(tài)的過程。在由最大迎角(60°)模型下行過程中，模型的擾流形態(tài)逆順序發(fā)展。在與上行相同迎角時，其渦強以及渦核的高度等相關(guān)參數(shù)與上行時出現(xiàn)明顯的差異，這便是氣動力遲滯的由來。邊條渦與機翼渦構(gòu)成的渦系相互干擾的流動過程較為復(fù)雜。

圖4　SDM縱向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.4　Longitudinal results of repeated dynamic test on SDM

圖4僅給出Ma=0.40、αA=αm=30°、St=0.022 3 試驗條件下，SDM 8次動態(tài)重復(fù)性試驗縱向氣動力(法向力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù))的結(jié)果。從圖中可以看出，在Ma=0.40，迎角大約為0°～18° 時，隨著模型迎角增加，SDM上行CN隨α變化的曲線近似線性；俯仰力矩系數(shù)呈現(xiàn)非線性變化、靜不穩(wěn)定；在迎角大約為18°～48° 時，隨著模型迎角增加，SDM上行法向力系數(shù)曲線近似線性，但其曲線斜率減小，意味著模型擾流產(chǎn)生的法向力效率降低，在迎角18° 附近出現(xiàn)輕度失速，但其包絡(luò)面積增加，意味著遲滯加強；模型迎角上行與下行俯仰力矩系數(shù)Cm隨α曲線均呈“U”字形變化，在迎角30° 附近，俯仰力矩系數(shù)最小，呈現(xiàn)非線性變化；在迎角大約為48°～60° 時，隨著模型迎角增加，SDM的法向力明顯減小，在迎角48° 附近出現(xiàn)明顯失速，其遲滯效應(yīng)明顯。

依據(jù)圖5的SDM動態(tài)重復(fù)性橫航向氣動力(滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、側(cè)向力系數(shù)Cy和偏航力矩系數(shù)Cn)隨α變化的曲線結(jié)果來看，Ma=0.40時，迎角大約為25°;Ma=0.80時，迎角大于20° 以后(文中未給出曲線)，SDM的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現(xiàn)橫向氣動力增量，且量值相對較小。值得注意的是，其滾轉(zhuǎn)力矩在迎角大約為25°～60°、側(cè)向力在迎角大約為35°～60°、偏航力矩在迎角大約為 25°～60° 出現(xiàn)一定程度的氣動力遲滯。這主要是在大迎角條件下，模型上行與下行時，其背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)的渦系及其非對稱分離流動，表現(xiàn)為渦破裂，甚至是尾跡流動所引起的。

圖5　SDM橫向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.5　Horizontal results of repeated dynamic test on SDM

2.3Su-27飛機模型

Su-27飛機模型的升力主要由邊條翼、55° 后掠機翼提供。其擾流形態(tài)與SDM類似，其氣動力的遲滯與非對稱特性由復(fù)雜的邊條渦與機翼渦組成渦系的相互干擾流動所主導(dǎo)。

圖6　Su-27飛機模型縱向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.6　Longitudinal results of repeated dynamic test on Su-27 fighter model

圖6給出的是Ma=0.40、αA=αm=30°、St=0.039 3試驗條件下，Su-27飛機模型8次動態(tài)重復(fù)性試驗的縱向氣動力曲線。結(jié)果顯示，在試驗條件下，Su-27飛機模型的法向力系數(shù)曲線和俯仰力矩系數(shù)曲線的遲滯效應(yīng)較為明顯。

在試驗條件下，無論迎角上行還是下行，大約在迎角為0°～18°，法向力系數(shù)曲線基本呈線性變化趨勢；而在其余的試驗迎角(18°～60°)，法向力系數(shù)曲線則呈非線性變化趨勢。在迎角上行階段的0°～45°，法向力系數(shù)曲線基本呈單調(diào)上升變化，俯仰力矩系數(shù)曲線則基本呈非線性下降；隨著迎角的繼續(xù)增加，大約迎角為46° 時其法向力系數(shù)最大，CNmax=2.38，與相應(yīng)迎角下的最小法向力系數(shù)的差量ΔCN=0.38(對應(yīng)迎角為46°)。圖6 的曲線還顯示，在迎角減小的過程中(18°～60°)，法向力并不能恢復(fù)到原來的值，法向力曲線出現(xiàn)較為明顯的“滯回”現(xiàn)象。

由俯仰力矩系數(shù)曲線可以看出，在迎角大約為0°～18°，俯仰力矩系數(shù)曲線基本呈非線性變化趨勢，表現(xiàn)靜不穩(wěn)定；在上行迎角大約為40°～55°，俯仰力矩系數(shù)曲線顯示為靜不穩(wěn)定；其余迎角范圍，俯仰力矩系數(shù)曲線顯示為靜穩(wěn)定，且存在非線性波動；與法向力類似，俯仰力矩也表現(xiàn)為明顯的動態(tài)氣動力遲滯現(xiàn)象。

圖7為Su-27飛機模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線，結(jié)果表明，大約在30°～60° 迎角范圍內(nèi)，邊條翼布局飛機模型的Cl、Cy和Cn隨α變化的曲線均不同程度地出現(xiàn)橫向氣動力增量，且量值相對較小。值得注意的是，其滾轉(zhuǎn)力矩大約在25°～60° 迎角范圍內(nèi)、側(cè)向力大約在 32°～60° 迎角范圍內(nèi)出現(xiàn)氣動力遲滯。這主要是在大迎角條件下，模型上行與下行時背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)了非對稱分離流動，表現(xiàn)為渦破裂，甚至是尾跡流動所引起的。

總體而言，試驗條件下，模型動態(tài)試驗的縱向氣動力的重復(fù)性較好，而橫向氣動力結(jié)果具有較好重復(fù)性的曲線在大迎角范圍相對離散，這主要是橫向動態(tài)氣動力分量的量值較小所致。

式中：Id0為直流線路上電流的直流分量；Id2為直流線路上電流二倍頻分量；φid2為二倍頻分量的初始相角。

圖7　Su-27飛機模型橫向動態(tài)重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.7　Horizontal results of repeated dynamic test on Su-27 fighter model

2.4動態(tài)試驗結(jié)果精度分析

基于上述70° 三角翼模型、SDM、Su-27飛機模型的大迎角俯仰動態(tài)氣動力特性及重復(fù)性試驗結(jié)果變化特性分析，可知模型的動態(tài)氣動力結(jié)果與模型的繞流特性直接相關(guān)。在分析動態(tài)試驗結(jié)果精度的過程中，在借鑒常規(guī)的高、低速風(fēng)洞測力精度指標(biāo)要求與方法[15]的同時，還需充分考慮模型大迎角俯仰機動過程中的流動條件、運動參數(shù)等關(guān)鍵因素的影響，尤其是失速迎角、壓縮性效應(yīng)等。同時，由于飛行器氣動布局構(gòu)形的差異，其氣動遲滯的變化特征也各不相同。為此，本項研究選取70° 三角翼模型、SDM、Su-27飛機模型開展大迎角動態(tài)氣動力數(shù)據(jù)精度研究。分別給出小迎角(氣動力遲滯沒有發(fā)生或較弱)、失速迎角、大迎角(氣動力遲滯顯著)條件下(并區(qū)分模型上行與下行)的數(shù)據(jù)精度，如表2～表4所示。

70° 三角翼模型給出迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55°時動態(tài)數(shù)據(jù)的精度，具體結(jié)果見表2。可以看出，當(dāng)Ma=0.40時，70° 三角翼模型的法向力系數(shù)精度范圍為0.002 1～0.007 9(上行)、0.002 3～0.004 9(下行)，俯仰力矩系數(shù)的精度范圍為0.001 2～0.004 1(上行)、0.001 5～0.003 0(下行)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的精度達(dá)到0.000 1，側(cè)向力系數(shù)的精度基本為0.001 2，偏航力矩系數(shù)的精度基本達(dá)到0.000 6。當(dāng)Ma=0.60時，70° 三角翼模型的法向力系數(shù)精度范圍為0.000 6～0.007 3(上行)、0.000 6～0.003 0(下行)，俯仰力矩系數(shù)的精度范圍為0.000 4～0.002 5(上行)、0.004 0～0.001 3(下行)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的精度達(dá)到0.000 1、側(cè)向力系數(shù)的精度基本為0.000 4，偏航力矩系數(shù)精度基本達(dá)到0.000 1。與70° 三角翼模型大迎角靜態(tài)測力精度指標(biāo)相當(dāng)[16]。

SDM給出迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55° 時動態(tài)數(shù)據(jù)的精度，具體結(jié)果見表3。在Ma=0.40時，SDM的法向力系數(shù)精度范圍為0.002 2～0.007 2(上行)、0.002 1～0.009 5(下行)，俯仰力矩系數(shù)的精度范圍為0.000 4～0.004 3(上行)、0.000 9～0.005 4(下行)，與模型大迎角靜態(tài)測力的精度指標(biāo)相當(dāng)[16]。3個橫航向氣動力分量的精度與常規(guī)測力試驗相當(dāng)。在Ma=0.80的試驗條件下，SDM的法向力系數(shù)精度基本為0.002 0，俯仰力矩系數(shù)的精度為0.001 0，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的精度達(dá)到0.000 3、側(cè)向力系數(shù)精度基本為0.000 8，偏航力矩系數(shù)的精度基本達(dá)到0.000 3，與其大迎角靜態(tài)測力精度指標(biāo)處于同一水平。

Su-27飛機模型給出模型迎角為0°、5°、10°、15°、20°、25°、30°、35°、40°、45°、50°、55° 時動態(tài)數(shù)據(jù)的精度，具體結(jié)果見表4?？梢钥闯?，在Ma=0.40時，條翼布局飛機模型的法向力系數(shù)精度范圍為0.000 7～0.002 7(上行)、0.001 1～0.002 7(下行)，俯仰力矩系數(shù)的精度范圍為0.000 2～0.001 2(上行)、0.000 2～0.002 3(下行)，基本達(dá)到模型常規(guī)測力的精度水平；滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的精度優(yōu)于0.000 3、側(cè)向力精度基本為0.001 3，偏航力矩的精度基本達(dá)到0.000 6，3個橫航向氣動力分量的精度與常規(guī)測力試驗基本一致。

綜合表2～表4來看，3個模型的動態(tài)數(shù)據(jù)精度與其高速風(fēng)洞大迎角靜態(tài)測力試驗數(shù)據(jù)的精度水平一致。

表270° 三角翼模型高速風(fēng)洞動態(tài)測力試驗精度(Ma=0.40,β=0°,St=0.011 9,αA=αm=30°)

Table 2Dynamic test data precision of 70° delta wing model in high speed wind tunnel (Ma=0.40,β=0°,St=0.011 9,αA=αm=30°)

α/(°)CNCmClCyCnUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstream00.00260.00260.00170.0017000.00120.00120.00060.000650.00260.00290.00170.00190.000100.00040.00110.00030.0006100.00240.00330.00160.0021000.00120.00080.00060.0005150.00280.00230.00180.001500.00010.00110.00090.00060.0005200.00260.00280.00160.001800.00010.00060.00060.00040.0004250.00220.00310.00130.00210.00010.00010.00080.00080.00040.0005300.00210.00290.00120.001900.00040.00080.00100.00040.0005350.00260.00460.00150.00230.00010.00040.00080.00080.00040.0004400.00420.00470.00190.00220.00010.00010.00070.00060.00040.0004450.00720.00350.00360.00230.00020.00010.00080.00070.00040.0004500.00790.00490.00410.00300.00010.00010.00100.00100.00050.0005550.00620.00420.00370.00260.00010.00010.00070.00080.00040.0005

表3　SDM高速風(fēng)洞動態(tài)測力試驗精度(Ma=0.40, β=0°, St=0.022 3, αA=αm=30°)

表4Su-27飛機模型高速風(fēng)洞動態(tài)測力試驗精度(Ma=0.40,β=0°,St=0.039 3,αA=αm=30°)

Table 4Dynamic test data precision of Su-27 fighter model in high speed wind tunnel (Ma=0.40,β=0°,St=0.039 3,αA=αm=30°)

α/(°)CNCmClCyCnUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstreamUpstreamDownstream00.00070.00160.00040.00230.00010.00010.00050.00070.00010.000150.00160.00270.00060.00040.00010.00010.00070.00040.00010.0001100.00220.00220.00090.00100.00010.00010.00030.00080.00010.0001150.00110.00180.00090.00070.00020.00010.00080.00050.00010.0001200.00220.00260.00070.00120.00010.00010.00030.00100.00010.0002250.00190.00140.00040.00060.00020.00020.00050.00070.00010.0002300.00130.00190.00020.00040.00030.00020.00050.00090.00020.0002350.00270.00170.00040.00020.00020.00030.00030.00080.00010.0002400.00190.00260.00100.00110.00010.00020.00040.00050.00020.0003450.00130.00110.00120.00100.00010.00020.00070.00110.00020.0002500.00200.00230.00080.00080.00020.00010.00130.00100.00030.0003550.00250.00220.00090.00160.00010.00010.00090.00090.00030.0006

3　結(jié)　論

在FL-24風(fēng)洞中成功獲取了70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型的大迎角俯仰動態(tài)失速試驗數(shù)據(jù)精度，可以作為模型大迎角俯仰動態(tài)試驗研究的基準(zhǔn)。

1) 試驗條件下，70° 三角翼模型、SDM和Su-27飛機模型動態(tài)數(shù)據(jù)精度水平與高速風(fēng)洞的大迎角靜態(tài)測力試驗數(shù)據(jù)精度水平基本一致。

2) 在俯仰振蕩過程中，試驗?zāi)Ｐ偷姆ㄏ蛄ο禂?shù)和俯仰力矩系數(shù)都不同程度地表現(xiàn)出氣動遲滯特性。其遲滯環(huán)回線的特性與模型的氣動外形、來流參數(shù)及運動參數(shù)密切相關(guān)，同時也是影響動態(tài)試驗數(shù)據(jù)精度的重要參數(shù)。

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李其暢男， 碩士， 副研究員。主要研究方向： 非定常試驗空氣動力學(xué)。

Tel: 0816-2462542

E-mail: liqichangsc@sohu.com

趙忠良男， 碩士， 研究員。主要研究方向： 非定常試驗空氣動力學(xué)。

Tel: 0816-2462296

E-mail: zzzhao_cardc@sina.com

Analysis of dynamic performance and test data precision ofmodels with high angle of attack

LI Qichang*, ZHAO Zhongliang, YANG Haiyong, MA Shang, LI Yuping, LIU Weiliang, SHI Xiaojun, WANG Xiaobing

High Speed Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

It is important to determine pitching dynamic aerodynamic performance and test data precision of models with high angle of attack in high speed wind tunnel to meet the needs of evaluating aerodynamic performance, designing control system with precision and achieving maneuverability fight of aircraft. The dynamic performance and repeated test data precision of 70° delta wing model, SDM and Su-27 fighter model with high angle of attack in the dynamic experimental system with large amplitude of FL-24 wind tunnel have been obtained, which can be used as a standard for investigations on dynamic test of models. The obtained results under the test conditions basically meet the standards of those with steady force test of models with high angle of attack in high speed wind tunnel.

wind tunnel test; hinged strake-wing; dynamic performance; high angle of attack; data precision

2016-01-13； Revised： 2016-03-07； Accepted： 2016-04-18； Published online： 2016-05-1116:45

National Natural Science Foundation of China (91216203)

. Tel.： 0816-2462542E-mail: liqichangsc@sohu.com

2016-01-13； 退修日期： 2016-03-07； 錄用日期： 2016-04-18；

時間： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.002.html

國家自然科學(xué)基金(91216203)

.Tel.： 0816-2462542E-mail: liqichangsc@sohu.com

10.7527/S1000-6893.2016.0123

V211.7

A

1000-6893(2016)08-2594-09

引用格式： 李其暢， 趙忠良， 楊海泳， 等. 模型大迎角高速動態(tài)特性與數(shù)據(jù)精度分析[J]. 航空學(xué)報， 2016， 37(8)： 2594-2602. LI Q C， ZHAO Z L， YANG H Y， et al. Analysis of dynamic performance and test data precision of models with high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2594-2602.

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

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.002.html