低速风洞双自由度大幅振荡试验技术

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1、航空学报ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaAug．252016V01．37No．82417-2425ISSN1000—6893CN11．1929／Vhttp：／／hkxb．buaaeducahkxb@buaa．educrl低速风洞双自由度大幅振荡试验技术刘春明1’*，赵志军2，1、忱1，王建锋1，牟伟强11．中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨15000l2．中国空气动力研究与发展中心，绵阳621000摘要：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

2、，中国航空_T．业空气动力研究院在FI。一8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FI。一8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。关键词：大迎角；大振幅；双自由度；非定常气动力；风洞试验中图分类号：V212．1文献标识码：A文章编号：1000—6893(N016)08—241709高机动性、高敏捷性和过失速机动能力已经成

3、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，如苏一27的眼镜蛇机动、X一31与F一22的Herbst机动等[114]。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∞’9]。精确地获知非线性、非定常气动力载荷对于

4、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—A

5、xisTestRig)、模型定位系统(ModelPositioningMechanism)、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[1。¨3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。收稿日期：2016—0I-25；退修日期：2016-02—15；录用El期：2016-05—23；网络出版时间：2016—06—1214：16

6、网络出版地址：WWWcnkinel／kcms／detail／111929V201606121416．008html基金项目：航空科学基金(20143203002)*通讯作者Tel：0451—87570255E-mail：Icmqdy@163com嘲用格式：朝春珐，赵志军，}忱，等低速风涌双自由度大幅振荡试验技术[正靛空学报，2016，37i8)：2417·2自25粤鬯cM，ZhAozJ。BUC．etal?Doubledegree—of-freedomlargeamplitudeoscillationtesttech

7、nologyinlowspeedwindtunnelfJjActaAero—nauticaetAstronauticaSinica，2016，37(8)：2417-2425航空学报Aug．252016V01．37No．81双自由度大幅振荡试验系统FL一8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1m量级模型，试验风速范围为20～45m／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Table1Motionin

8、dexsofdoubledegree-of-freedomlargeamplitudeoscillationtestsystemM0delMotionjndexInnerframefrequencyresponse／(Hz，(。))2，45Outerframefrequencyresponse／(Hz。(。))1，45Innerframeangularvel