陶 洋，赵忠良，王红彪，杨海泳，郭秋亭

(1. 中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室，四川 绵阳 621000； 2. 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所，四川 绵阳 621000)

0 引 言

大迎角下翼身组合体将会出现绕体轴摇滚的非线性运动现象，人们称之为机翼摇滚( Wing rock) 。该现象的出现不仅限制了以翼身组合体为基本气动布局的现代飞行器的飞行包线，而且严重影响其大迎角飞行的机动操纵性能。因此机翼摇滚特性研究成为众多空气动力学研究学者的兴趣之一。多年以来研究结果表明［1-3］：引起翼身组合体摇滚重要的原因之一是前体非对称涡的诱导作用； Ericsson［3］认为翼身组合体机翼摇滚本质上是由前体非对称涡和翼面的相互作用产生的，机翼只是简单地提供了产生驱动摇滚运动的滚转力矩所需力的作用面。这种作用在亚临界雷诺数区尤为明显。最近，邓学蓥、马宝峰对低速亚临界雷诺数条件下前体涡诱导机翼摇滚运动的确定性进行了研究，发现模型头部设置人工扰动对前体非对称涡诱导的机翼摇滚特性影响起主控作用；同时发现当人工扰动位于φ=90°/270°附近时，模型摇滚呈现双极限环摇滚运动状态，通过流态显示研究发现这种运动形态的发生主要由于在这两个位置的头尖部扰动能够明显促成左右涡系的随机切换所引起。

在临界雷诺数下，翼身组合体前体涡是否是诱导机翼摇滚的主要因素? 通过模型头部设置人工扰动能否对前体非对称涡诱导的机翼摇滚进行控制? 针对这一问题开展了前体涡诱导极限环摇滚流动的控制研究。采用翼身组合体模型大迎角下的摇滚特性进行了自由滚转试验，主要针对不同位置、不同颗粒大小、不同马赫数下头尖扰动对摇滚的控制效果开展研究。

1 试验设备和模型

1.1 风洞

本次试验是在气动中心高速所的FL-23 风洞中完成的。FL-23 风洞是试验段横截面为0.6m ×0.6m的直流暂冲式亚、跨、超声速风洞。试验马赫数范围为0.3 ～4.5，马赫数控制精度为±0.005。迎角范围为-10° ～50°，试验段上下壁面为开孔率4.2%的60°斜孔壁，两侧为实壁［4］。

1.2 模型

试验模型为翼身组合体模型。模型直径50mm，模型全长504mm，模型展长281.4mm，采用钢质材料加工。模型迎角为0°时在风洞中的堵塞度约为0.6%，模型迎角为30°时在风洞中的堵塞度约为3.2%。

模型示意图以及其在风洞中安装情况见图1。

图1 试验模型Fig.1 Models of test

1.3 其它设备

自由摇滚装置采用精密机械球轴承支撑，通过联接装置与单支臂大迎角机构相连，通过12 位绝对式轴角编码器来测量模型的角位移，测量精度可达0.088°，支撑装置中的微型电磁离合器用于控制模型的锁定及释放，实验数据的采集由PXI-4472B 动态信号采集模块完成，最高采样频率为100K。

数据处理公式如下： 以平均滚转角、滚转角均方根、摇滚频率来表征自由摇滚运动的3 个量，其具体处理公式如下，

平均滚转角：

滚转角均方根：

摇滚频率： f

2 试验结果与讨论

试验中得到了包括不同的头尖部扰动位置、不同迎角、不同扰动颗粒大小的翼身组合体模型滚转控制特性。试验马赫数范围为0.3 ～0.6，迎角范围为20°～45°，相应雷诺数范围为3.25 ×105～6.25 ×105，处于临界雷诺数区域。

图2 中给出了马赫数0.4 时无控翼身组合体在不同迎角下的摇滚特性，从图中所示可见，摇滚主要发生在α=30°和α =35°两个位置，α =30°时摇滚运动的滚转角均方根较大，可以达到28°左右，摇滚频率约4.5Hz，α =35°时摇滚运动的滚转角均方根为20°左右，摇滚频率约5.8Hz，在其余迎角条件下受风洞气流湍流度等不确定条件的影响存在小幅振荡。

2.1 头尖扰动控制对翼身组合体摇滚特性的影响

尖拱旋成体前体涡对翼体摇滚的形成具有重要的影响，所以我们考虑通过对前体涡的控制来抑制翼体摇滚的发生，为保证前体涡及机翼摇滚运动形态的确定性［10］，在头部粘贴陶瓷小球作为人工扰动。其在翼身组合体头尖部黏贴方式以及周向角定义如图3 所示( 前视) 。

图2 无控试验结果Fig.2 Test data without control

图3 头部扰动及其相对机身的周向角定义Fig.3 Tip perturbation and the azimuth angle relative to body axis

研究发现通过在头尖部添加扰动以控制前体涡非对称性的方式可以有效控制翼体摇滚的发生，但是添加扰动的周向位置对控制效果有明显的影响。图4 给出了不同头尖扰动周向控制位置对摇滚振幅控制效果，图5 给出了3 个典型的扰动位置有控自由摇滚时间历程。从图4 可见，正上和正下方的扰动基本对摇滚控制不起作用，在两侧正侧方的扰动对摇滚抑制作用最强，基本可以完全抑制摇滚的发生，这一点从图5( b) 有直观的显示，而斜上方和斜下方的控制有一定的效果但是没有达到完全抑制摇滚的作用，斜下方的扰动控制效果要比斜上方控制效果稍好，α =30°时的控制效果要比α=35°时的控制效果好。

图4 不同头尖扰动周向控制位置对摇滚振幅控制效果Fig.4 Control effect of wing rock amplitude with tip perturbation control at different azimuth angles

图5 有控自由摇滚时间历程Fig.5 Hisotry of free to roll with control

表1 和表2 分别给出了α=30°和α=35°不同周向位置摇滚控制效果，具体包括对平衡滚转角、振幅滚转角均方根以及摇滚频率的影响，由于篇幅的限制给出了前视靠右侧的控制结果，左侧结果与右侧控制效果类似，从表中可见右侧的扰动使平均滚转角有一个向右侧的偏转，量值大约在8° ～15°之间，这说明扰动的添加会使这一侧的前体涡减弱或者抬升，从而降低了这一侧机翼背风面的负压绝对值，所以这一侧的机翼有一个向下的滚转趋势。从摇滚频率上来看只在两侧的扰动对频率有较明显的影响，使摇滚频率增加了大约1Hz 左右，主要是由于左右两侧对摇振幅具有明显的抑制作用所致。

表1 不同周向位置头尖扰动控制效果(α=30°)Table 1 Control effect with tip perturbation at different azimuth angles (α=30°)

表2 不同周向位置头尖扰动控制效果(α=35°)Table 2 Control effect with tip perturbation at different azimuth angles (α=35°)

从上面的研究可以知道单侧的扰动会带来平均滚转角的偏移，所以尝试了两侧扰动的方式来控制摇滚，结果显示这种控制方法不仅能够有效地控制摇滚的发生而且对平均滚转角的偏移也有较好的控制效果。这也验证了头尖部的扰动控制机翼背风面的旋涡结构和强度有较大的影响。

在φ =270°位置尝试了3 种不同直径的陶瓷颗粒作为头尖部扰动，分别为D = 1. 58mm，1mm，0.6mm，结果发现不同直径的扰动源均能够对摇滚起到明显的抑制作用，扰动颗粒需要尽量往头尖部靠近，最好与尖拱体相切，位置向后移控制效果减弱，如后移超过3mm 对模型摇滚特性基本没有控制作用。

进一步开展了M =0.3、0.5、0.6 状态下的摇滚控制试验。研究结果表明： 在这些马赫数下，通过头尖扰动依然可以有效抑制前体涡诱导的翼身组合体摇滚。M=0.6 时控制效果对比如图6 所示。

2.2 翼体摇滚控制机理分析

图7 给出了翼身组合体一个典型翼体摇滚过程中力矩的迟滞曲线，呈现典型的双“8”字形状，由图可见：翼体摇滚形成需要的两个条件为回复机制( 主要存在于大滚转角条件) 与偏离机制( 主要存在于滚转平衡角附近) ，偏离机制主要由于流动相对于运动的滞后有关，在宏观上表现为滚转阻尼为负，而头部扰动的加入主要是破坏了前体涡的结构，从而进一步消除了随模型转动引起的流动滞后效应，从而达到了抑制摇滚的效果。

图7 翼体摇滚滚转力矩迟滞曲线( M=0.4，α=35°)Fig.7 Surface pressure and space flow at M=0.4，α=35°

图8 给出了瞬时的物面压力系数及空间流态，由图可见模型头尖部在大迎角状态下明显存在一组前体涡，翼身组合体摇滚由前体涡的不对称性所触发，由前体涡与机翼涡互相耦合形成的复杂涡系发展，由不同滚转位置正负相间变化的滚转阻尼维持。机翼迎风面在整个摇滚运动中均起抑制作用，前体涡与机翼涡组成的复杂涡系的位置、强度的滞后对机翼摇滚起促进作用。

图8 物面压力机空间流态( M=0.4，γ=20°，α=35°)Fig.8 Surface pressure and space flow at M=0.4，γ=20°，α=35°

3 结 论

通过前体涡诱导机翼摇滚的扰动控制试验研究可以得出以下结论：

(1) 通过头尖部的小扰动可以影响前体涡从而进一步控制机翼摇滚特性；

(2) 侧向位控制效果最好，斜侧位的控制效果稍差，上下位基本没有控制效果；

(3) 在头尖部位置，扰动源的大小对摇滚控制效果没有明显的差异；

(4) 在试验马赫数范围内，前体涡的控制均对摇滚起到抑制作用。

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