0 引 言
良好的大迎角机动性能已是现代战斗机的基本要求。改善大迎角机动性主要从两个方面努力：一是提高最大升力系数，减少诱导阻力和扩大抖振边界；二是改善大迎角飞行品质，使飞机具有抗失速和抗尾旋性能。现代战斗机一般采用中等或大后掠角且相对 厚度很小的机翼，而且机头也很细长。这类飞机的特点是在不大的迎角时即发生分离，而且为旋涡 流型。如何利用分离旋涡空气动力特性已经是新一代战斗机气动布局设计的一项重要课题，并且得到了广泛的应用，取得了很大的效果。边条机翼和近距鸭式布局是典型代表[1, 2, 3, 4, 5, 6]。
对于边条机翼布局，大后掠的细长翼在很小的迎角时气流就自前缘分离形成旋涡，这种分离旋涡是非常稳定的，而且随着迎角增大其强度不断增加，产生较大的涡升力。但细长机翼的低速性能不好，阻力大，起飞、着陆性能差。着眼于利用细长机翼的旋涡流动，20世纪70年代出现边条机翼的气动布局。在机翼前方加一细长的边条，边条在大迎角时大幅度地提高全机的升力并减小了阻力，这是边条涡本身的增升及与其后机翼流场有利干扰的结果。边条机翼气动布局是旋涡空气动力学应用取得极大成就的典型例子。美国、前苏联和中国的战机如F-16、F-18、米格-29、Su-27和J11等均采用边条机翼的布局。就近距鸭式布局来说，在20世纪60年代，瑞典的SAAB-37战斗机采用近距鸭式布局，成功地将旋涡空气动力学应用在飞机设计上，这种布局的最大特点是大后掠角的鸭面涡与机翼的流动产生有利干扰，推迟机翼分离，增加大迎角升力，减小阻力，对提高机动性有明显的好处。在此以后，世界各国都对近距鸭式布局进行了广泛的研究，主要围绕充分发挥旋涡型的优点和抑制它的缺点，均取得巨大的成功。瑞典、法国、美国、以色列和中国的战机如SAAB-37、JAS-39、幻影2000、Rafale、EAF、X-29、LAVI和J10等均采用近距鸭式机翼的布局。
“机翼摇滚”是自三代飞 机气动设计以来所面临的又一个重要的非定常气动力问题之一。由于绕流的非对称所导致的机翼摇滚成为空气动力学研究的重点问题之一。自20世纪80年代以来，国内外空气动力学界对以三角翼为代表的动态气动特性进行了研究，得到了一些认识，但主要集中在低速范围[7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16]。关于高速条件下的飞机模型的动态试验研究的结果见诸文献报道的较少。高速条件下，边条机翼布局、近距鸭式机翼布局飞机模型的俯仰、摇滚运动的动态气动特性，也是人们关心的重要问题之一。
为了研究边条翼和近距鸭翼布局的动态特性，探索其动态气动特性之间的差异，分析其动态品质特性，并为改进优化布局设计和操纵控制措施提供技术支撑，在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的FL-24风 洞开展了边条机翼布局、近距鸭式机翼布局飞机模型[17, 18]的大迎角俯仰振荡动态特性对比研究试验，并对试验结果进行了初步分析。 1 模型和试验设备 1.1 模型
试验研 究所选取的模型为简化的边条翼布局模型(图 1)、鸭翼布局模型(图 2)和70°三角翼模型[19](图 3)。其中边条翼与鸭翼布局模型几何参数相当，见图 4。70°三角翼模型用于试验验证，其下表面前缘均削尖，为25°楔角，并有一个鼓包，以便安装测力天平。 模型的投影面积与风洞横截面积之比不超过1.2%。
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| 图 1 边条翼布局飞机模型示意图Fig. 1 Model of hinged strake-wing |
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| 图 2 鸭式布局飞机模型示意图Fig. 2 Model of close-coupled wing-canard |
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| 图 3 70°三角翼模型简图Fig. 3 Model of 70-dge delta wing |
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| 图 4 边条和鸭式布局对比模型简图Fig. 4 Sketch of hinged strake-wing and close-coupled wing-canard models |
为实现模型的大振幅快速俯仰振荡运动,在CARDC的FL-24风洞研制了专用的动态失速机构和机构运动的控制系统。试验装置由变频器控制电机驱动，通过皮带轮带动飞轮转动。由偏心轮、推杆和转窗组成四连杆运动系统，将飞轮转动变为内外窗同步的往返振荡。在内转窗上的π形支架与转窗同步运动。π形支架上安装有天平并以尾支撑形式支撑模型，使模型进行纯俯 仰振荡运动。机构运动精度在3%以内。FL-24风洞动态失速机构的主要技术参数为：平均迎角am分别为15°、30°和45°；振幅aa为1°、5°、10°、15°、20°、25°和30°；振荡频率：1～10Hz可调。 1.3 自由摇滚机构
模型迎角由大迎角单支臂尾撑装置带动，最大迎角可达43°。通过电磁离合器，模型的初始释放滚转角可任意给定，可以研究初始滚转角对模型摇滚的影响。模型的滚转角通过编码器测量，得到不同条件下模型的滚转运动形态。试验方法为首先调节好模型滚转角位置，然后锁定电磁离合器，等风洞启动后模型走到预定迎角、且流场稳定后释放电磁离合器，由编码器记录模型的摇滚运动的时间历程。 1.4 测量控制与数据处理系统
俯仰振荡试验技术在使用风洞的测量控制处理系统的同时，还使用了专门研制的动态失速测控系统，以完成试验中的振动控制、采样控制和各种试验数据的测量、检测和数据处理。测得的全部电信号先经过多通道高精度放大器和低通滤波，再由采样控制系统控制所有的通道，同步采样和A/D转换。根据数字滤波后的数字序列进行气动载荷计算。在计算时使用“有风-无风”方式扣除惯性和阻尼影响，求得各瞬时的气动系数，然后再用若干周期的气动系数进行总体平均，得出最终结果。 1.5 标模验证
为了考核试验的可靠性，采用70°三角翼模型进行了验证试验，图 5给出了2003年3月、2009年7月、2010年8月和2014年5月的动态重复性对比试验结果，试验条件为M=0.40、减缩频率Str=0.0133， αa=αm=30°。从图 5的CN和Cm曲线比较可以得到：在试验条件下，不同期试验结果具有较好的一致性，风洞及动态试验系统工作正常。需要说明的是，2003年进行动态试验的洞体条件为常规试验段(上下壁板为开孔壁板)、2009年以后的洞体条件为上下开槽壁板验段；2003年进行动态试验所采用3N3-36动态天平测量模型气动力，2009 年以后试验的模型动态气动力采用的3N5-28A内式五分量动态天平测量。
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| 图 5 70°三角翼重复性试验结果Fig. 5 Results repeatitive experiments of 70° delta wing |
图 6给出了试验条件为M=0.40、Str=0.01390、0.01304和M=0.60、Str=0.00917、0.01718试验条件 下，αa=30°和αm=30°时边条机翼模型、近距耦合鸭 翼模型的纵向动态气动特性试验结果。CN～α曲线 表明，边条翼布局飞机模型在试验迎角0°～60°范围 均表现为明显的气动力“迟滞”特性，且相应Cm～α曲线的“迟滞”特征较为明显，即产生的动态响应较为强烈。相比较而言，近距耦合鸭翼模型的CN～α曲线只在迎角20°～60°范围表现为法向力“迟滞”，而Cm～α 曲线的“迟滞”特征不明显，且呈纵向静不稳定或临界稳定。同时，边条机翼模型在迎角约0°～10°范围、40°～50°范围表现为静不稳定状态，在迎角约10°～40°范围表现为静稳定状态。
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| 图 6 模型纵向动态试验结果Fig. 6 Longitudinal dynamic results of models |
边条翼和近距鸭翼布局都是战斗机在总体布局设计上成功利用旋涡空气动力的典型例子，且在现役战机上的应用取得了较大的成功。但是，在边条翼与鸭翼两者几何参数相当且来流条件相同的情况下，边条翼和近距鸭翼的作用和气动效率还是存在一定的差异。就本项试验研究模型而言，在试验迎角范围内，边条翼布局由于边条涡与机翼涡产生有利干扰得到加强，边条与机身头部向下，边条的上洗作用更为明显，表现为法向力曲线的斜率高，CNmax值较大，达到CNmax值的迎角也较大，表明边条涡在机翼后缘破裂时的迎角较大。 2.2 边条翼、近距鸭翼布局模型横向动态气动特性
在俯仰动态试验过程中，采用了五分量天平获得了模型的横向气动特性。图 7给出了边条翼模型、近距耦合鸭翼模型的横向动态气动特性试验结果。曲线表明在试验条件下，近距鸭翼模型在迎角26°～45°区间出现较大滚转力矩，可能诱发模型的摇滚运动，且Cl～α曲线、Cn～α曲线与Cy～α曲线均呈较为明显的非线性变化特征。而边条翼模型在30°迎角以后呈现非对称的侧向力，在40°迎角以后呈现非对称的偏航力矩，其滚转力矩的量值较近距鸭翼模型的要小，表明边条翼对非对称涡流的抑制作用要优于近距鸭翼布局。
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| 图 7 模型横向动态试验结果Fig. 7 Horizontal dynamic results of models |
为了验证俯仰动态特性试验的结果，对边条翼和近距鸭翼布局模型还进行了自由摇滚特性试验研究。
图 8、图 9为M=0.40时近距鸭翼布局模型与边条翼布局模型的自由摇滚时间历程曲线。需要说明的是，俯仰动态试验与自由摇滚试验所用模型相同，在进行模型自由摇滚试验时，将两个模型均进行配重，将模型的质心调整到模型的轴线上，摇滚试验时模型轴线与支杆轴线是重合的。
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| 图 8 近距鸭翼模型自由摇滚特性时间历程Fig. 8 Time course on free-to-roll of close-coupled wing-canard model |
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| 图 9 边条翼模型自由摇滚特性时间历程Fig. 9 Time course on free-to-roll of hinged strake-wing model |
图 8显示近距鸭翼模型在迎角32°～45°出现较为明显的等幅自由摇滚运动，其振荡幅度大约近30°，即出现了振幅约为30°的准极限环振荡。而图 9给出的边条翼模型摇滚特性时间历程在迎角范围内无明显的摇滚或者侧偏、侧滚发生，只是在个别迎角 发生围绕γ0≈0°的微震，说明边条翼有效抑制了大攻角非对称特性，没有出现准极限环振荡。
通过以上俯仰动态试验和自由摇滚试验结果的对比分析，表明两种试验结果是一致的。 3 结 论
通过对比研究边条翼与近距鸭翼布局模型大振幅俯仰动态试验与模型自由摇滚试验结果，在试验条件下，可得出如下结论：
(1) 边条翼模型纵向动态特性明显优于近距鸭翼模型，尤其是俯仰力矩迟滞效应更强；
(2) 近距鸭翼模型在迎角26°～45°区间出现了较大的滚转力矩，容易诱发摇滚运动；
(3) 自由摇滚试验结果表明近距鸭翼模型在迎角大于30°后出现了极限环摇滚现象，验证了俯仰动态试验结果的分析结论。
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