飞行器大振幅运动实验与气动力建模

这给实验 空气 动力 研究者 提 出了两个 重要 任务 ， 一 是风洞 中飞机 高机 动动作 的模 拟 ； 是模型 快速 运 二
动过程 中非定 常空 气动力 的测量 。
由于非定 常气动力不仅在 时间尺 度上具有 多特
绍一 种新 的大振 幅运 动实验 台， 用该 实验 台完成 利
收 稿 日期 ：０ ９１－３ 修 订 日期 ：０ ００ ．５ ２０ —１０ ； ２ １—１０
第 ４ 第４ ２卷 期
２１ ０ ０年 ８月
南
京
航
空
航
天
大
学
学
报
Ｖ０ ． ２ Ｎｏ ４ Ｉ４ ．
Ａｕｇ． ２０ ０ １
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｎｉ ｇ Ｕｎ ｖ ｒ ｉｙｏ ｒ ｎ ｕ ｉｓ＆ Ａｓ ｒ ｎ ｕ ｉｓ ｏ ｒ ａ ｆＮａ ｊ ｉｅ ｓｔ ｆＡｅｏ ａ ｔ ｎ ｃ ｔｏ ａ ｔｃ
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数据 ， 因此 该 模 型 具 有 相对 广泛 的 适 用 性 。
关 键 词 ： 洞 实验 ； 定 常 空 气动 力 ； 动 力 建 模 ； 风 非 气 小波 中 图分 类 号 ： ｌ． ４ Ｖ２ １７ 文献 标 识 码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ ５２ １ （０ ０ ０ —４ ７０ １ ０—６ ５ ２ １ ） ４０ ０ —４
角 ， 过角 度 几何 变换 ， 经 获得 风 轴 系下 模 型的 迎角 和侧滑 角 。
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国内外在 飞行 器大振 幅运 动风 洞 实验［３ １］ －和非 定 常 空气 动力 建 模Ｅ６ 面 已有许 多研 究 结果 ， ４］ －方 但 是绝 大 多数研究 结果偏 于 理论研 究 ， 正研究 新型 真 战斗机 的非定 常空气 动力 的研究 结果很 少 。 文介 本
设计所 需 的非 定 常空气 动力主 要靠 风洞实验 获 得 。
波运 动 ， 可 以是 Ｒａ 也 ｍｐ运 动 。为了 以后建立 数 学
图 ３为模型作单 独俯仰运 动 的法 向力 系数随迎 角变化 曲线 。模型俯仰振动频 率为 ０ ０ ２ ０ ３ ０ ４ ，． ，． ，． ， ０ ５ ０ ６和 ０ ７Ｈｚ 为 了清 晰显示 ， 中只给 出静态 ． ，． ． ， 图 和 ０ ６Ｈｚ ． 动态实验 曲线 。当模 型上仰时 ， 型最 大 模 法 向力 系数 和失速 迎角 均大 于其静态 结果 ， 这是 由 于在模 型快 速上仰 时 ， 面涡 流远离 翼面 的速度 减 翼 小， 推迟 了涡破碎 ， 而推迟 了机翼 失速 。在模 型下 从 俯 过程 中 ， 型的最 大法 向力 系数小 于其对应 静态 模 值， 这是 由于在模型下俯 过程 中， 翼表面流动再 附 机 着延 迟 ， 以在翼面形成 涡流 ， 难 造成法 向力 变小 。
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（） １
１ ３ 实验 结 果 ．
量 ， 型运 动 的 滚 转角 由角度 编 码 器 ⑧ 精 确 测 模
量 。两个摆 缸分 别 由两 台油 源驱 动 ， 由模 型控制 系 统发 出驱 动信号 ， 使两 个摆缸 驱使模 型按 照设计 的 轨迹 运动 。实验 时 ， 缸驱动模 型 的运 动可 以是谐 摆
（ｏ ￣ ｃ ｓ ｃ ｓ ｏ ０） （） ２
轴 的偏航 运 动 。安 装 在摆 动支撑 架⑤ 末 端 的摆 缸 ⑧ 可 以驱动 天平 杆⑨ 带动 模 型绕 “ — ” 轴作 滚 转
运 动 。模 型 的支 撑角 可 以通 过实 际 测 量精 确 给 出， 型运 动 的偏 航 角 由角 度 编码 器 ③ 精 确 测 模
实验 中， 角度编 码器记 录 的是实验 台机构 运动
图 ２ 模 型 实 验 照 片
滚转 耦合 运 动 ， 当模 型 侧装 时 ， 可 以实 现模 型绕 还
体轴 的俯 仰滚 转耦 合运 动或单独 的俯仰 运动 。 支撑 系统 中设 计 了刚性 很好 的 固定 圆弧支撑 架④ ， 使驱 动模 型 绕 “ —” ｏＯ 轴作 偏 航 运 动 的摆 缸 ① 可在 其 圆 弧表 面 每隔 ５滑动 ， 现模 型在不 同支撑 角时绕 体 。 实
模型 方便 ， 文 实验 中模型运 动规律 为谐波 运动 。 本
① ⑦
图 １ 动 态 实 验 台 不 葸 图
１ ２ 实验模型 和数 据处理 ． 实验模 型为 Ｂ — Ｊｌ飞机模 型 （ 图 ２ 。 型为 大 见 ）模
／。 （）
图 ３ 俯 仰 运 动 实 验 结 果
现代 战 斗机 在 机 动格 斗或 回避高 机 动 导 弹 的
飞 行 中 ， 机动 性 能要 求 不断 提 高 ， 对 飞机 飞 行 时 的
迎角 、 滑 角 、 侧 滚转 角变化 很 大 ， 大机 动飞行 时 又常
征时 间尺度 和时滞 效应 ， 而且 在空 间尺度上 又具 有
非线性 ， 风洞实验不 可能全部模拟机 动飞行动作 ， 因
幅运 动 动 态 实验 ， 量 了模 型作 单 独 俯 仰 、 航 、 转 运 动 时的 非 定 常 空 气 动 力 。在 非 线 性 阶 跃 函数 模 型 和 小波 测 偏 滚
分析 理 论 的基 础 上 ， 小 波应 用 于非 线 性 阶 跃 函数 模 型 ， 行 气 动 力 建模 。在 建 模 过 程 中 ， 将 进 以模 型 的 大振 幅 运 动 实验 结 果 为样 本数 据 ， 并将 建模 结 果 与 实验 数 据 进 行 对 比 。 了提 高 可信 度 ， 为 建模 采 用 了不 同 频 率 下 的 多组 实验
１ 风 洞 实验
１ １ 大振 幅运 动实验 台 ．
在 南 京航 空 航 天 大 学 ＮＨ ２风 洞 中设 计 的 两 一 自由度 动态 实验 台如 图１所示 。 该动 态实验 台是 由 两套 独立 的电控 液 压 系统分 别 控制 模 型绕 体 轴 的 偏航运 动和 滚转 滚动 ， 合起来 可实 现模 型的偏航 结 结果 平均 作 为该 角 度下 的零读 数 ， 有 风时 ， 在 进行 相 同操作 ， 得模 型 吹 风 时 的天平 输 出， 者 对应 获 后 减 去前者 ， 获得 模型 运动过 程 的空气 动力 。
飞行 器 大振 幅 运 动 实 验 与气 动 力建 模
黄 达 谈 佳 桢
（ 京 航 空 航 天 大 学 航 空 宇 航 学 院 ， 京 ，１ ０ ６ 南 南 ２０ １ ）
摘 要 ： 绍 了 南京 航 空 航 天 大 学ＮＨ ２风 洞 中建 立 的 大 振 幅 运 动 动 态 实验 台 。 战 斗 机 模 型 在 该 实验 台进 行 大振 介 一 某
ｄ ｔ ．Ｔｈ ｅ ｕ ｔｐ ｏ ｅ ｈ ｔｔ ｅ ｍｏ ｅ ｓ ｃ ｅ ｉ ｌ ａ ｄ ｅ ｔ ｎ ｉｅ ａａ ｅ ｒ ｓ ｌ ｒ ｖ ｓ ｔ ａ ｈ ｄ ｌｉ ｒ ｄ ｂ ｅ ｎ ｘ ｅ ｓｖ ．
Ｋｅ ｒ ｓ：ｗｉ ｄ ｔ ｎｅ ｅ ｔ ｙ ｗｏ ｄ ｎ ｕｎ ｌｔ ｓ ；ｕｎ ｔ ａ ｙ ａ ｒ ｙｎ ｍｉ ｓ ｅ ｄ ｅ ｏｄ ａ ｃ；ａ ｒ ｄｙ ａ ｃ ｍｏ ｌｎ ｅ ｏ ｎ ｍｉ ｄｅ ｉ ｇ；ｗａ ｅ ｅ ｖ ｌｔ
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作者简介 ： 黄达 ， ， 究 员 ，９ ６ ８ 生 ， — ｉ ｎｄ ｃ ＠ｙ ｈ ｏ ｔｍ．ｎ 男 研 １６ 年 月 Ｅ ｍａ ：ｊｈｎ ａ ｏ ．ｏ ｃ 。 ｌ
４８ ０
南
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报
第４ ２卷
某 飞机大振 幅俯 仰 、 滚转 、 航运 动 ， 偏 测量 其非 定常 空气 动力 。在此 基础 上 ， 利用基 于小 波理 论Ｌ 的建 ７ ］ 模 方法 ， 空气 动 力 建模 ， 对 以获得 更 广泛 的飞机 大 振 幅运动 非定 常空气 动力 。
此 需要 利用有 限 的风洞实 验结果 作 为样本数 据 ， 进 行 非定 常空气 动力 建模 ， 获得各 种飞行 姿态 下 的空
常伴 随着急 剧变化 的非定 常 空气 动力 。 目前 ， Ｆ Ｃ Ｄ 还不 能准确模 拟高 机动 飞机非定 常 空气 动力 ， 飞机
气 动力 ， 满足先进高机 动飞行器 的设计要求 。