自由摇滚试验技术用于研究飞行器低速大迎角的摇滚特性由来已久[1]，但直至20世纪末，F/A-18E/F飞机遭遇跨声速机翼突然失速引起飞行事故后[2]，美国NASA兰利中心在16英尺风洞研制了一套跨声速自由滚转试验系统，才将自由滚转试验用于飞机跨声速机翼突然失速引起的非指令性横滚运动特性研究中[3]。
一些采用中等展弦比、中等后掠角、薄翼型、折叠翼、锯齿、翼刀、边条等设计的高性能飞机发生机翼突然失速的现象非常普遍[4]，由此引起的非指令性横滚运动分为沉机翼、机翼下落和机翼摇滚三种类型，出现这种运动时飞控系统无法补偿，且反方向拉杆操纵济于事，严重影响飞机的横向操稳性和安全性。
机翼突然失速(Abrupt Wing Stall，AWS)又称为“掉翼尖”现象，不同于传统的失速概念，是指飞机机翼处于局部失速迎角边界，上表面开始出现分离泡，迎角的小范围变化，分离泡迅速向前缘发展且分离区域增大，导致升力急剧减小，但随着迎角的继续增大，机翼的升力仍然增加，即在机翼突然失速迎角附近，升力会急剧损失，若左右机翼失速不一致，左右机翼不对称的升力会产生滚转力矩，造成飞机非指令性横滚运动。
当F/A-18E/F飞机在跨声速、中等迎角范围出现“掉翼尖”现象后，美国军方高度重视并成立联合攻关小组，针对该问题采用理论分析、数值计算、风洞试验和地面模拟等手段进行了系统的研究[5-11]，建立比较完善了CFD、风洞试验和飞行试验等综合评估手段。风洞试验评估方面，在验证了非指令性横滚运动表现为纯滚转运动后，开发了更经济、更直接评估机翼突然失速现象的自由滚转试验技术，研制了试验机构、试验方法和品质因素后，采用几个对机翼突然失速敏感和不敏感的模型进行了大量的试验研究，确定了评估非指令性横滚运动的静态品质因数和自由滚转品质因数，建立了风洞试验评估手段，并成功应用于F-35飞机的研制中[12]。
国内对跨声速机翼突然失速特性的研究起步较晚，2006年，倪亚琴发表了题为“F/A-18E/F机翼突然失速研究”一文[2]后，国内才开始重视该问题，近年来飞机设计单位也开始关注[13]。
“十二五”期间，中国航空工业空气动力研究院系统地研究了跨声速机翼突然失速特性，为研究该问题提供试验技术支持，在FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置，设计了某验证性模型，选取典型飞行状态，进行了静态测力和自由滚转验证性试验，预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围，评估了非指令性横滚运动的严重程度，验证了试验机构和试验方法的可靠性。
1 试验设备和方法 1.1 风洞本研究在中国航空工业空气动力研究院FL-3风洞中进行。该风洞是一座直流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞，试验段截面尺寸为1.5m×1.6m(宽×高)，闭口试验段长度4.2m，本次试验采用0#喷管，该喷管可调马赫数范围为0.3~1.2。
1.2 试验装置在FL-3风洞中研制的自由滚转试验装置如图 1所示。该装置由天平、支杆、旋转接头、轴承、电磁制动器、角度传感器等几部分组成。旋转轴通过球轴承与滚针轴承进行支撑，旋转接头带动支杆和模型在外力作用下可做滚转运动。角度传感器通过联轴器安装于旋转轴尾部，用于滚转角度测量，天平位于支杆前端用于模型气动力测量。机构内安装有机械限位和电磁制动器，机械限位能把模型限制在±135°内，在风洞试验中，电磁制动器能把模型锁定在该范围内的任意滚转角释放。制动器的另一个作用是起保护作用，防止机构运动失控而遭到损坏，制动扭矩达到60N·m。
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| 图 1 FL-3风洞自由滚转试验装置 Fig. 1 Free-to-roll test capability in FL-3 Wind Tunnel |
模型做自由滚转运动过程中，计算机对模型滚转角信号进行计算与实时显示，并进行判断。当模型的滚转角大于设定的角度限制(±90°)时向制动器发送制动命令，制动器开始制动，阻止模型继续旋转。控制流程如图 2所示。
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| 图 2 制动器控制流程 Fig. 2 Control process of brake |
本试验装置可针对同一模型做常规静态测力试验和绕体轴自由滚转的动态测力试验。
1.3 试验天平和模型试验天平采用中国航空工业空气动力研究院研制的Φ28mm五元天平，设计载荷见表 1。
| Y | Mz | Mx | Z | My | |
| 设计载荷(N、N·m) | 2 200 | 80 | 25 | 300 | 25 |
| 相对误差σ(%) | 0.12 | 0.08 | 0.34 | 0.33 | 0.49 |
试验模型采用中国航空工业空气动力研究院设计的类F/A-18E/F模型，小展弦比、机身边条、机翼前缘锯齿设计。铝质模型，质量轻达2.36kg，滚转方向转动惯量0.005kg·m2，机身全长0.5m，机翼展长0.38m，平均气动弦长0.12m，参考面积0.04m2。
1.4 试验方法首先锁死自由滚转试验装置滚转方向的自由度，通过阶梯变迎角方式(迎角最小间隔0.5°)，进行静态常规测力试验。通过升力系数随迎角变化曲线并结合滚转力矩随迎角变化曲线摸底机翼突然失速敏感的迎角范围。
然后在选定的迎角范围内进行自由滚转动态试验，先通过电磁制动器锁紧旋转轴，达到试验条件后释放旋转轴，模型做自由滚转运动，测量模型自由滚转运动过程中的动态气动力及滚转角随时间变化历程。
2 数据采集与处理静态试验天平数据采用VXI数据采集系统，数据处理如同常规测力试验。自由滚转试验时，天平、角度传感器及流场信息数据采用PXI动态采集系统，低通滤波截止频率20Hz，采样率5点/秒。
动态数据处理是对每个采样点进行天平公式迭代、弹性角修正，最后进行无量纲化，角度信号处理成滚转角，建立模型气动力(力矩)系数、滚转角随时间和迎角的对应关系。
在获得滚转角度的时间历程后，可以计算自由滚转试验品质因数。具体的方法是在滚转角随时间变化曲线上找出波峰和波谷，幅值变化为Δϕ，波峰到波谷时间间隔为Δt，计算幅值变化的最大值(见图 3)。
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| 图 3 自由滚转试验品质因数 Fig. 3 Figure of merit in free-to-roll test |
Pp-v是综合考虑滚转角幅值和角速度影响下，研制的评估系数，它建立了风洞试验与飞行试验的联系，能可靠的预示横向非指令性滚转运动的严重程度。其数值的取样点是飞机进行自由滚转运动时，滚转角速率的绝对值最大的若干个点的集合，数值的大小和飞机滚转角速率的绝对值和翼展长成正比，与来流速度成反比，是一个无量纲量。以0.002为临界点，Pp-v值越小，表明战斗机的横向飞行品质越好，反之横向飞行品质越差[8]。
3 风洞试验 3.1 静态风洞试验试验Ma范围0.8~0.95，迎角范围0°~16°，在5°~9°之间迎角进行了加密，模型状态选取了跨声速典型飞行状态，静态测力试验结果见图 4、图 5，其中构型说明见表 2。
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| 图 4 干净构型不同Ma数的升力系数和滚转力矩系数试验曲线 Fig. 4 Lift coefficient and rolling moment coefficient test result of base configuration with different Ma number |
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| 图 5 构型2不同Ma数的升力系数和滚转力矩系数试验曲线 Fig. 5 Lift coefficient and rolling moment coefficient test result of configuration two with different Ma number |
从静态测力曲线中可以看出干净构型在Ma范围0.8~0.9、迎角范围5°~9°之间出现了机翼突然失速的征兆：升力系数随迎角变化曲线出现拐折，但随着迎角的增大，整体升力仍然增大，只是斜率变小，且滚转力矩系数随迎角变化出现不稳定的现象。CFD针对干净构型的计算结果[14-15]显示(图 6)，出现机翼突然失速的迎角范围为6.25°~6.5°之间，这说明静态测力预测的机翼突然失速迎角与CFD预测结果具有一致性。然而干净构型在Ma=0.95时对机翼突然失速并不敏感。
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| 图 6 Ma=0.8, 干净构型升力系数计算结果 Fig. 6 Compution result with lift coefficient of base configuration at Ma=0.8 |
构型2在Ma=0.8、0.85，迎角5°~9°范围内升力系数随迎角变化曲线出现小的拐折，但滚转力矩系数随迎角变化波动较大，也是出现机翼突然失速的征兆。
通过静态测力试验结果，预测了出现机翼突然失速的敏感状态，选定该状态进行自由滚转试验，试验状态如下：
干净构型：Ma=0.8~0.9, 迎角范围5°~9°；
构型2：Ma=0.8、085, 迎角范围5°~9°。
3.2 自由滚转试验 3.2.1 不同初始滚转角释放试验为了研究初始滚转角对滚转运动的影响，开展了不同初始滚转角释放试验。选择Ma=0.8，迎角6°，构型2在不同初始滚转角(0°和50°)释放，滚转角随时间变化见图 7。从图中可以看出初始滚转角50°释放以后，经过一段稳定时间最终和初始滚转角0°释放的平衡位置很相近，可以认为初始滚转角对模型滚转运动没有影响。
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| 图 7 不同初始滚转角释放后滚转角随时间变化 Fig. 7 Changing of roll angle with time after model releasing |
3.2.2 干净构型试验结果
Ma=0.8~0.9，干净构型自由滚转试验的滚转角随时间的变化及Pp-v评估结果见图 8~图 11。
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| 图 8 滚转角随时间变化(Ma=0.8, 干净构型, 迎角6°~8°) Fig. 8 Changing of roll angle with time at Ma=0.8, α=6°~8°, Base configuration |
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| 图 9 滚转角随时间变化(Ma=0.85, 干净构型, 迎角5.5°~8°) Fig. 9 Changing of roll angle with time at Ma=0.85, α=5.5°~8°, Base configuration |
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| 图 10 滚转角随时间变化(Ma=0.9, 干净构型, 迎角4°~7°) Fig. 10 Changing of roll angle with time at Ma=0.9, α=4°~7°, Base configuration |
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| 图 11 干净构型不同Ma数Pp-v评估结果 Fig. 11 Assessment result of Pp-v with different Ma number, Base configuration |
Ma=0.8，在迎角6°~8°的变化过程中(图 8)，模型在滚转角-5°附近保持动态平衡状态，滚转角振幅在6°以内，未出现机翼下落或机翼摇滚的现象。Ma=0.85，迎角5°释放时动态平衡位置在滚转角0°附近(图 9)，迎角5.5°至6°的变化过程中出现了机翼下落现象，滚转角变化较小，在10°以内。迎角6.5°时，有机翼摇滚现象，滚转角变化最大15°，不过在很短的时间内振幅衰减。从图中10可以看出，Ma=0.9，迎角4°释放时动态平衡位置在滚转角0°附近，迎角5.5°至6°的变化过程中出现了机翼下落现象，滚转角变化22.5°。迎角7°时，在滚转角0°附近重新建立了新的动态平衡。
从Pp-v的评估结果(图 11)可以看出干净构型在Ma=0.8、0.9，迎角5°~9°范围内未出现横向飞行品质下降的现象，而Ma=0.85、迎角6.5°时，横向飞行品质下降，但并不严重。
3.2.3 构型2试验结果Ma=0.8、0.85，构型2自由滚转试验的滚转角随时间的变化及Pp-v评估结果见图 12~图 16。
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| 图 12 滚转角随时间变化(Ma=0.8, 构型2, 迎角5.5°~8.5°) Fig. 12 Changing of roll angle with time at Ma=0.8, α=5.5°~8.5°, Configuration two |
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| 图 13 滚转角随时间变化(Ma=0.8, 构型2, 迎角2°~6°) Fig. 13 Changing of roll angle with time at Ma=0.8, α=2°~6°, Configuration two |
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| 图 14 滚转角随时间变化(Ma=0.85, 构型2, 迎角5°~8°) Fig. 14 Changing of roll angle with time at Ma=0.85, α=5°~8°, Configuration two |
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| 图 15 滚转角随时间变化(Ma=0.85, 构型2, 迎角8°~9°) Fig. 15 Changing of roll angle with time at Ma=0.85, α=8°~9°, Configuration two |
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| 图 16 构型2不同Ma数Pp-v评估结果 Fig. 16 Assessment result ofPp-v with different Ma number, Configuration two |
Ma=0.8，在迎角5.5°释放模型时，动态平衡建立在滚转角-30°附近(图 12)，迎角6°和6.5°时，在动态平衡位置出现了机翼摇滚现象，滚转角变化达到30°，迎角6.5°以后，滚转角变化在5°以内，机翼摇滚现象消失。对于迎角5.5°释放出现的现象进行了重复性试验，如图 13所示，当释放迎角降低到2°时，模型建立的动态平衡点仍在滚转角-30°附近，说明迎角5.5°的现象不属于由于机翼的突然失速引起机翼下落的范畴，同时也验证了迎角6°时机翼摇滚的存在。
Ma=0.85，在迎角5°释放模型时，动态平衡建立在滚转角-60°附近(图 14)，未出现明显的机翼摇滚现象，迎角6°以后，由于静稳定性的作用，模型的动态平衡位置发生变化，迎角8°开始，机翼开始出现明显的摇滚运动(图 15)。
从Pp-v的评估结果(图 16)可以看出，构型2在Ma=0.8，迎角6°和6.5°出现了明显的横向飞行品质下降问题，Ma=0.85，横向飞行品质从迎角8°开始下降，到迎角9°时比较严重。
可见，静态测力试验预测的对机翼突然失速敏感的状态，在自由滚转试验中并未都出现非指令性横滚运动，这与飞机的静、动稳定性有一定关系，但对于评估由跨声速机翼突然失速引起的非指令性横滚运动的严重与否，自由滚转试验是最直接、有效的手段。
4 结论本文研制了自由滚转试验设备，在FL-3风洞中完成了某验证性模型不同构型的自由滚转评估试验，验证了该设备的可靠性。自由滚转试验结果很好地描述了飞机跨声速机翼突然失速的非定常特性，其中马赫数、迎角、舵面偏度均会影响非指令性横滚运动的发生。采用品质因数作为自由滚转试验的评估指标，可以有效地对某飞机模型跨声速非指令性横滚运动进行量化评估。该跨声速自由滚转试验技术的开发将会为先进布局战斗机跨声速非定常气动特性及飞行性能研究提供技术支持。
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