低速风洞双自由度大幅振荡试验技术.pdf

航空学报
Aug.252016Vol.37N.82417-242
Acta Aeronautica et Astronautica Sinica
ISSN1000-6893CN11-1929/V
http://hkxb.buaaeducnhkxb@buaa.educr
DOI:10.7527/S1000-6893.2016.0154
低速风洞双自由度大幅振荡试验技术
刘春明',赵志军2,卜忱,王建锋,牟伟强
1.中国航空工业空气动力研究院,哈尔溪15000
2.中国空气动方研究与发展中心,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?中国航空.业空气动
力研究院在F[-8风洞开发了一套基」屯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
统的基木组成和试验原理,给出了FIL-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,重复性精度较髙,可以有效应用于飞行器双自由度耦合运动气动特性研究
关鍵词:大迎角;人振幅;双自由度:非定常气动力;风河试验
中图分类号:V212
文献标识码:A文章编号:1000-683(2016)08-2417-09
髙机动性、高敏捷性和过失速机动能力已经技术,用来进行飞机各种运动态的模拟及机动
成为现代及下代战斗机的战术性能和作战效能飞行时间历程的模拟,开展针对飞行器机动性、敏
的重要指标。过失速机动可有效规避敌方攻击,捷性,特别是大迎角、过失速机动和可控飞行能力
具有很高的战术价值。一些先进战斗机已经具有的研究,为新机研制提供了有效的动态试验手
大迎角、过失速可控飞行能力,能够完成各种高难段の。试验技术从一些比较简单的模型姿态变
度的机动飞行,如苏-27的眼镜蛇机动、X-31与化和流速变化,如等速俯仰、俯仰角正弦振荡、加
F-22的 Herbst机动等·。复杂的机动飞行过减流速或流速正弦波动等,到一些比较复杂的动
程中,飞机的飞行包线已经扩大到大迎角、高速率态试验装置和技术,如多轴试验系统( Multi-axis
和大振幅区域;在大迎角、过失速飞行时产生的三 Test Rig)、模型定位系统( Model Positioning
维分离流动、旋涡的相互干扰、涡的破裂、流动滞 Mechanisi)、振荡圆锥运动试验技术、机翼摇滚
后及流动再附等使得在该区域内气动力呈坝出高试验技术、气动力模型风洞验证技术、大迎角大振
度的非线性特性和非定常特性。精确地获知幅多自由度耦合试验技术以及旋转与振荡的耦合
非线性、非定常气动力载荷对于飞机大迎角、过失运动试验技术等。
速区域的气动力特性的研究、飞行力学特性的分
木文介绍了中国航空[业空气动力研究院研
析和飞行控制系统的设计极为重要
发的一种新型的低速风洞双自由度大幅振荡试验
为了开展大迎角非定常气动力问题研究,世技术,包括系统组成、试验原理及动态标准模型验
界各航空发达国家都开发了相应的风洞动态试验证试验典型结果分析。
收稿日期:2016-01-25;退修日期:2016-02-15;录用日期:201605-23;网络出版时间:2016-06-1214:1
网络出版地址:www.cnki.net/kerns/detail11.1929.V.20160612.1416.003.ht
基金项目:航空科学基金(20143203002)
6通讯作者,Tel.:0451-87570255E-mai:Icmqdye@163.com
期穆式;刘漆,赵态軍,小,等、熊速双出度大跨试授ボにり.空学搬,2016,37(8):2417-2425.LルCM,2ZHAO
Z BU et a Double egee are am t e o i ow p w n Actaae
nautica etastranautica Sinica, 2016, 37(8); 2417-2425
万方数据
2418
航空学报
Aug.252016Vol.37No.8
双自由度大幅振荡试验系统
用尾撑形式时,内框机构带动模型绕模型纵轴滚
转运动。外框由液压马达驱动碳纤维弯刀带动模
FL.-8风洞双自由度大幅振荡试验系统可驱型运动。当模型正装时(如图1所示状态),外框
动模型进行谐波振荡或任意给定轨迹的运动,包机构带动模型绕模型横轴俯仰运动。当模型侧装
括大幅振荡试验、动导数试验和典型机动历程模时(图1中模型绕机体纵轴旋转90°),外框机构带
拟试验等。系统适用于1m量级模型,试验风速动模型绕模型竖轴偏航运动。在设定好的运动轨
范围为20~45m/s。主要运动指标见表1。
迹下,同步驱动内、外框,可实现模型绕体轴的双
表1双自由度大幅振荡试验系统运动指标
自由度运动,包括俯仰与滚转耦合运动、偏航与滚
Table I Motion indexs of double degree-of-freedom large
转耦合运动
amplitude oscillation test system
测控系统包括运动控制子系统和辅助信号子
Model
Motion index
系统,测控系统的结构组成如图2所示。控制系
Inner frame frequency response/(Hz, ( )
统由外框俯仰(或偏航)运动控制和内框滚转运动
Outer frame frequency response/(Hz, ()
1,45
控制两部分组成,分别模拟飞机在飞行过程中的
Inner frame angular velocity/((). s-1)
560
滚动、俯仰(或偏航)运动姿态角的变化。
Outer frame angular velocity/(().s-1)
Inner frame angular acceleration/(().2)3 500
Outer frame angular acceleration/(().s-2) 1700
1.1系统组成
FL-8风洞双自由度大幅振荡试验系统由运
动系统和测控系统组成。
I-supports: 2-counterweight: 3-hydraulic motor
双白由度大幅振荡试验系统如图1所示。机
4-carbon fiber support rod; 5-reducer; 6-motor
槭系统整体结构釆用内、外框结构,内框为滚转
7-rolling support rod; &-model
轴,外框为俯仰轴/偏航轴的框架结构,两框均为
图1双自由度大幅振荡试验系统示意图
单支撑形式,外框液压马达固定在支撑架上。内Fg.1 Schematic diagram of double degree-oc- freedom
框由电机驱动滚转支杆带动模型运动。当模型采
large amplitude oscillation test system
Measurement and control svstem
Motion control subsystem
Auxiliary signal subsystem
Pump station Security Static and dynamic Trigger signal Displacement
control unit pr