第２５卷第３期 实 验 流 体 力 学 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ ｉｎ Ｆｌｕｉｄ Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ Ｖｏ１．２５，Ｎｏ．３ ２０１１年Ｏ６月 Ｊｕｎ．。２Ｏ１１ 文章编号：１６７２—９８９７（２０１１）０３—００５０—０６ ０３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验关键技术研究 孙海生 ，祝明红 ，黄 勇。，刘志涛 （１．西北工业大学，西安７１００７２；２．中国空气动力研究与发展中心，四川Ｉ绵阳 ６２１０００） 摘要：介绍了中国空气动力研究与发展中心低速所０３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验技术，包括振动条件下倾角 传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等。某飞机模型大迎角连续扫描测力试验结 果表明，０３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验技术能够满足先进战斗机大迎角气动特性风洞试验需求。 关键词：战斗机；大迎角；模型姿态角测量；振动；实时速压测量；连续扫描 中图分类号：Ｖ２１１．７；Ｖ２１１．７４ 文献标识码：Ａ Ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｆｏｒ ｈｉｇｈ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ｔｅｓｔ ｏｆ ｆｉｇｈｔｅｒ ａｉｒｃｒａｆｔ ｉｎ Ｏ３．２ｍ ｌｏｗ ｓｐｅｅｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ＳＵＮ Ｈａｉ—ｓｈｅｎｇ，ＺＨＵ Ｍｉｎｇ—ｈｏｎｇ，ＨＵＡＮＧ Ｙｏｎｇ，ＬＩＵ Ｚｈｉ—ｔａｏ （１．Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎ ７１００７２，Ｃｈｉｎａ；２．Ｃｈｉｎａ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ Ｒｅ— ｓｅａｒｃｈ＆Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｃｅｎｔｅｒ，Ｍｉａｎｙａｎｇ Ｓｉｃｈｕａｎ ６ ２ １ ０００，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｋｅｙ ｔｅｓｔ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｆｏｒ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ ｏｆ ｆｉｇｈｔｅｒ ａｔ ｈｉｇｈ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ｉｎ ０３．２ｍ ｌＯＷ ｓｐｅｅｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｈａｓ ｂｅｅｎ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ。ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｍｏｄｅｌ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ａｔ ｔｈｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｏｆ ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ。ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ ｒｅｓｔｒａｉｎａｂＩｌｉｔｖ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｆｏｒ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｍｏｄｅｌｓ ｓｕｐｐｏｒｔｅｄ ｂｙ ｗｉｒｅ ｓｔｉｎｇ。ｒｅａｌ ｔｉｍｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｏｆ ｗｉｎｄ ｓｐｅｅｄ ａｎｄ ＳＯ ｏｎ．Ａ ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ ｓｗｅｅｐ ｔｅｓｔ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｈａｓ ｂｅｅｎ ｄｅｖｅｌｏｐｅｄ ａｎｄ ｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌｌｙ ａｐｐｌｉｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｆｏｒｃｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｔｅｓｔ ｏｆ ａ ｆｉｇｈｔｅｒ ｍｏｄｅｌ ａｔ ｈｉｇｈ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ．Ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎｄｉｃａｔｅｄ ｔｈａｔ ｔｈｅｓｅ ｋｅｙ ｔｅｓｔ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｃｏｕｌｄ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｎｅｅｄｓ ｏｆ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅ１ ｔｅｓｔ ｆｏｒ ａｄｖａｎｃｅｄ ｆｉｇｈｔｅｒ ａｔ ｈｉｇｈ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｆｉｇｈｔｅｒ ａｉｒｃｒａｆｔ；ｈｉｇｈ ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ；ｍｏｄｅｌ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ；ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ；ｒｅａｌ ｔｉｍｅ ｗｉｎｄ ｓｐｅｅｄ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ；ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ ｓｗｅｅｐ ０ 引 言 获得飞机准确的大迎角气动特性对于研制具有 技术、大迎角振动抑制技术、实时速压测量技术等。 对０３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验技术进行了简要介 绍，并给出了基于该试验技术开展的某飞机模型大迎 角试验的结果及分析。 过失速机动飞行能力的先进战斗机尤为重要。战斗 机大迎角气动特性主要通过风洞大迎角试验获得。 风洞大迎角试验中，由于流动分离和不对称，模型不 １ 试验设备 １．１ 支撑系统 可避免地出现振动，对于细长机身布局的战斗机尤其 如此ｎ］。过于剧烈的振动会影响模型迎角测量精准 度，给天平测量带来较大的误差，并改变模型绕流形 ０３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验平台的支撑装置是 张线尾支撑装置。该试验装置主要由测力天平组件、 尾支杆、张线挂架、左右立柱、底座、横梁、传动系统以 态，影响试验结果的准确度。战斗机模型在大迎角失 速区域的气动特性变化剧烈，如何捕捉飞机大迎角失 速区域准确、丰富的气动特性是飞机大迎角试验的一 个难点。基于型号大迎角试验需求，中国空气动力研 究与发展中心低速所在０３．２ｍ开口风洞建立了一套 战斗机大迎角试验技术。包括大迎角、大侧滑角试验 模型支撑技术、振动条件下倾角传感器迎角测量修正 收稿日期：２０１０—０９—１５；修订日期：２０１１－０１—０４ 及驱动和控制系统等部分组成。该装置建立在０３．２ｍ 风洞张线支撑装置的基础上，利用张线装置左右挂架 搭建一根横梁，横梁上安装尾支杆，尾支杆上加拉４ 根张线。通过转动张线挂架实现模型迎角的变化，通 过转动下转盘实现模型侧滑角的变化（图１）。表１ 给出了装置固有频率测试结果。与４ｍ×３ｍ风洞弯 第３期 孙海生等： ３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验关键技术研究 刀尾撑装置相比，张线尾撑装置固有频率高出２～３ 倍，相同载荷下支杆弹性变形角较小，表明张线尾撑 装置具有较高的刚度。表２给出了装置性能参数。 张线尾撑装置可实现迎角一１８０。～１８０。、侧滑角一４５。～ ４５。的大迎角、大侧滑角试验。 腹撑系统 ①立柱②张线挂架③横梁④尾支杆⑤模型 张线尾撑装置 图１张线尾撑试验装置示意图 移测架 动导装置 Ｆｉｇ．１ Ｗｉｒｅ－ｓｔｉｎｇ ｓｕｐｐｏｒｔ ｓｙｓｔｅｍ 大振幅振荡装置 表１装置固有频率测试结果 活动地板 多功能支撑装鬣 Ｔａｂｌｅ １ Ｉｎｈｅｒｅｎｔ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ ｏｆ ｓｕｐｐｏｒｔ ｓｙｓｔｅｍ 表２张线尾撑装置性能参数 Ｔａｂｌｅ ２ Ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｏｆ ｗｉｒｅ－ｓｔｉｎｇ ｓｕｐｐｏｒｔ ｓｙｓｔｅｍ １．２测控系统 Ｏ３．２ｍ风洞测控系统是以计算机网络为基础、 数据库为核心的局域网测控处分布式测控系统［２ （图 ２）。包括数据库及网络、测量控制、压力控制和姿态 角控制４部分。数据测试系统为高性能的ＰＸＩ总线 测试平台，具备常规静态测量和动态测试、图像信号 采集处理能力。系统速压和模型姿态角控制精度分 别为３‰、３ 。 ２ 关键技术 ２．１实时迎角测量技术 ＬＳＲＰｇ０倾角传感器大量应用于大迎角试验模 型迎角测量。该传感器是一种单轴力平衡式伺服倾 角传感器＿３］，测量精度为０．００１。。大迎角试验中，由 于模型的振动使置于模型内部的倾角传感器信号包 含重力加速度和离心加速度。其中重力加速度是传 感器信号的有用部分。如何扣除离心加速度的影响 以提高振动条件下模型迎角测量精准度是倾角传感 器模型姿态角测量中必须解决的问题。 ／ ／ 腿 慰 Ｊ曼 交换机 桑 Ｉ …ｆ Ｌ＿ 黎 Ｉ １ 图２中３．２ｍ风洞测控系统结构图 Ｆｉｇ．２ Ｆｒａｍｅ ｏｆ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｉｎ 加．２ｍ Ｗ．Ｔ． 图３给出了倾角传感器测量迎角的原理图。振 动条件下，其动力学关系如下： ａ 一一ｇｃｏｓａ ４－Ｉ Ｉ ｒ＋（ ） ｈ （１） ａ 一ｇｓｉｎａ＋ｆ Ｊ ｈ——（ ） ｒ （２） 理论上讲，按照公式（Ｉ）和（２）可扣除振动对倾角 传感器测量结果的影响。采用这种扣除方法的前提 是模型振动半径和振动角速度是已知的。而实际情 况下这两个量均是未知的，且是不断变化的。因此无 法根据传感器动力学关系对振动条件下倾角传感器 的测量误差进行修正。 图３倾角传感器测量原理图（离心加速度由振动产生） Ｆｉｇ．３ Ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆ ｉｎｃｌｉｎｏｍｅｔｅｒ 图４证实了试验过程中在模型振动严重的迎角 区域（５２。附近）振动对倾角传感器测量结果存在明显 的影响：由于振动带来的倾角传感器测量误差使传感 器测量结果偏离了模型实际迎角。 采用的振动条件下倾角传感器测量误差修正方 法如下：在模型角运动平面内安装加速度计和角速度 计（敏感轴和倾角传感器的敏感轴垂直），加速度计的 信号（切向加速度）经过积分器，得到切向速度 （￡）； 由角速度计测得ｔｏ（ｔ），进而得到离心加速度，利用此 值对大迎角试验中倾角传感器的测量结果进行修正。 实验流体力学 （２０１１）第２５卷 ＾。）／援 ｒ喜器稚镣 图５给出了倾角传感器测量修正框图。 Ｏ ５ Ｏ ５ Ｏ ５ Ｏ ５ Ｏ ５ ∞ 图５角度测量修正框图 Ｆｉｇ．５ Ｃｏｒｒｅｃｔｉｏｎ ｆｏｒ ｍｏｄｅｌ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ 采用旋转平台对振动条件下倾角传感器修正技 术进行了验证。通过单自由度旋转机构产生支杆的 正弦滚转运动，带动安装于支杆端部的连接板产生正 弦俯仰振荡运动。倾角传感器、陀螺仪和加速度计安 装在连接板上，陀螺仪及加速度计的敏感轴与倾角传 感器的敏感轴垂直，用于测量旋转运动切向的角速度 和加速度。 图６给出了倾角传感器测量结果和理论计算结 果的比较。由图可知，当计及离心加速度的影响时， 计算结果和测量结果具有较好的相关性。验证了本 研究建立的倾角传感器动力学模型的正确性。图７ 给出了倾角传感器测量结果修正后所得的连接板转 动运动俯仰角时间历程。由图可知，倾角传感器输出 角度信号经过修正后，与标准的正弦波具有较高的相 关性，这表明本项研究采取的振动条件下倾角传感器 角度测量修正技术是可靠的。 ｌ十 十算（７ 、 离心加速度） 一 ｌｌ一一 １坝角传感器刹量 ． 宦 堂加速度） ≠ 、 ｛ｊ｝ ， ４ ．６ 一８ 亟．１０ ．１２ —１４ 一ｌ６ 时间，ｓ 图７倾角传感器修正结果（振幅６。，ｌＨｚ） Ｆｉｇ．７ Ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｒｅｓｕｌｔ ｏｆ ｉｎｃｌｉｎｏｍｅｔｅｒ ２．２抑振技术 大迎角试验中，由于模型绕流的不对称分离和旋 涡破碎，造成气动力的不对称。在这种不对称气动力 的激励下，模型通常出现振动。振动将影响天平、倾 角传感器测量精准度，严重时还将改变模型绕流形 态，甚至危及试验安全。因此，采取可靠的措施抑制 大迎角试验中模型的振动极为重要。针对张线尾撑 装置的特点，提出了在张线和挂架间安装减振弹簧的 措施（图８）。在弹簧预紧拉力的作用下，处于拉紧状 态的张线不仅提高了尾支杆系统的刚度，而且还可对 刚度进行调整。通过优化弹簧的预紧力及弹性系数， 实现了减振的目的。减振原理如图９。 广—— １ ．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．Ｊ 图８减振弹簧示意图 Ｆｉｇ．８ Ｓｐｒｉｎｇ ｆｏｒ ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ ｒｅｓｔｒａｉｎａｂｊｌｉｔｖ ｘ ｉｎｖｔ ｘ ｘ ｉｎｖｔ （原系统动力学结构图） （减振后的动力学结构图） Ｎｏｎ—ｒｅｓｔｒａｉｎｉｎｇ ｒｅｓｔｒａｉｎｉｎｇ 图９减振原理图 Ｆｉｇ．９ Ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆ ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ ｒｅｓｔｒａｉｎａｂｉｌｉｔｙ 图９右图中，Ｋ和Ｍ表征尾支杆的刚度和质量， ｋ 表征可调刚度，ｋ和ｍ表征天平刚度及模型质量， ｘ。为尾支杆振动振幅，ｚ。为模型振动振幅。在大迎 角非定常气动力Ｆｓｉｎｖｔ的作用下，系统的运动方程 为Ⅲ： ＭＸ一一（Ｋ＋ｋ ）Ｘ～是（Ｘ— ） （３） ｒｎ２ｃ＂一ｋ（Ｘ—ｚ）＋Ｆｓｉｎｖｔ （４） 将Ｘ—Ｘｏｓｉｎｖｔ及ｚ— 。ｓｉｎｖｔ带人以上方程，得： Ｘ。（Ｋ＋ｋ ＋ｋ一 ）＋ 。（一 ）＝０ （５） Ｘ （一是）＋ （是一ｍ ） 一Ｆ （６） 第３期 孙海生等： ３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验关键技术研究 解出： Ｘ。一 （７） Ｆ（Ｋ＋忌ｌ＋忌一Ｍｙ ） 。（Ｍ４－ ）＋（Ｋ ４－是 ）（ｍｙ 一是）一Ａｉｍｖ （８） 由式（８）知，当一Ｆ（Ｋ４－志 ４－忌一Ｍｙ。）一０时，模 型振幅为零。显而易见，当非定常气动力越小时，模 型振动越小。但非定常气动力的大小是由模型布局、 构型和试验条件所决定的，不容改变。因此，只有通 过减小（Ｋ４－忌 ４－ｋ—Ｍｙ ）值的办法来减小模型的振 动振幅。通常采用的增大天平刚度的措施，即是增大 志值实现减振的目的。但增大天平刚度的措施对天 平／尾支杆系统整体刚度的增加影响有限。当联入减 振弹簧后，大大增加了尾支杆系统的阻尼和（Ｋ４－忌 ） 值。由于 。关于（Ｋ４－忌 ）单调递减，即模型振幅 。Ｎ喜 趟 随（Ｋ４－尼 ）增大而减小，因而可实现减振的目的。４ ２ ０ ８ ６ ４ ２ Ｏ ８ ６ ４勰勰 卯” 拍拍 试验结果表明，增加减振弹簧后，大迎角时模型 的振动明显减小。由表３知，采取减振措施后飞机模 型机头加速度计输出电压（反映机头左右摆动的加速 度的大小）减小一个量级，模型横向振动现象得到明 显改善。 表３抑振前、后模型机头振动频率和幅值对比 Ｔａｂｌｅ ３ Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ ｒｅｓｔｒａｉｎａｂｉｌｉｔｙ ｏｎ ｔｈｅ ｍｏｄｅｌ ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ ２．３连续扫描技术 在战斗机模型风洞大迎角试验中采用连续扫描 技术，一方面可以大大提高风洞试验效率，另一方面 由于可以捕捉到大迎角失速区域模型气动特性的剧 烈变化，对于获得飞机全面的失速特性具有重要的应 用价值 ］。而目前通常采用的步进试验方法，由于受 试验迎角步长限制，只能获得失速迎角附近很有限的 飞机失速气动特性。为此，在４５３．２ｍ风洞建立了战 斗机模型大迎角试验连续扫描技术。 连续扫描试验中，由于模型是运动的，需要对模 型区的速压进行实时测量。在靠近模型区的位置安 装风速管，速压采用高精度压力变送器（精度达 ０．０３７５ ）测量。为实现“实时”的要求，通常认为风 速管越靠近模型越好。但实际使用中发现，当风速管 靠近模型时其测量受模型绕流的前传扰动较明显（如 图ｌＯ），尤其是飞机失速迎角之后。考虑到 ３．２ｍ 风洞稳速压的实质就是使收缩段出口处的射流流量 恒定，将风速管置于收缩段出口平面并进行优化，获 得了合适的实时速压测量位置。由图１０知在选定的 位置风速管受模型扰动影响很小。 八 厂ｋ ＾广＼ 、｜ ＼ Ｖ． Ｖ Ｖ ｉ ７ ＼． ；＾、 ｌ ＿ｎ０， Ｒ Ｉ ＼ ＼／ ｌ１ 一 ｉ：ｘ＝０． ０， １．： ｌ０｝ 一＼＾ ＼ １０ ０ １０ ２０ ３０ ４０ ５０ ６０ ７０ ８０ ９０ １００ ａ／（。） ｌ０买时速压测量风速管位置优化 Ｆｉｇ．１０ Ｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇ ｐｏｓｉｔｉｏｎ ｏｆ ａｎｅｍｏｍｅｔｅｒ ｆｏｒ ｒｅａｌ ｔｉｍｅ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ｗｉｎｄ ｓｐｅｅｄ 另一方面，若模型运动过快，则气动力可能出现 非定常现象致使试验结果失真；模型运动过慢，则不 能发挥连续扫描试验技术相对于常规步进试验技术 效率较高的优势。因此需要在提高试验效率和提高 试验数据质量之间进行折中，选取合适的迎角扫描速 率。图１１给出了不同扫描速率的试验结果和常规步 进试验结果的对比。由图可知，中小迎角范围内，不 同扫描速率获得的试验结果与常规步进试验结果相 差很小；但在失速迎角区，０．５。／ｓ扫描速率试验结果 与常规步进试验结果存在一定差异，而０．３。／ｓ扫描 速率试验结果与常规步进试验结果之间的差异控制 在国军标精度指标左右，是可接受的。 数据的降噪处理技术是连续扫描试验的关键技 术之一。基于虚拟仪器技术，通过数值模拟仿真方 法，以定幅变频的原始数据叠加一定幅值的高斯噪声 形成样本数据，采用不同小波函数和处理因子对样本 数据进行处理，比较处理结果，优化选择，得到了试验 数据处理方法。由图１２可知：采用Ｂｉｏｒ２—８降噪函 数、趋势等级系数为０．５。在输入原始信号幅值为 １．０，高斯白噪声为２Ｏ．１ 时，输入信号的标准偏差 为０．０４２，降噪后的标准偏差为０．００８。 ３试验结果与分析 ３．１试验条件 为验证４５３．２ｍ风洞大迎角试验技术，利用某飞 机模型开展了大迎角测力试验。模型采用张线尾支 撑装置支撑，内式应变天平测力，模型迎角由置于模 型内部的倾角传感器测量。试验风速为７０ｍ／ｓ，模型 ＿ ５４ 实验流体力学 （２０１１）第２５卷 迎角范围为一９０。～９Ｏ。、侧滑角范围为一４０。～４０。。 ／ 、 厂 ， 、 ， 、 ＼ ≠ 一步垭１式越 ｌ ＼ 、 ／ 一连续扫描Ｉ ｏ．ｓｏ ／ 一连续扫描（０－３ｏ，一 ｝ Ｉｌ ，（。） 八 。＼ ？ ＼ 、 ｒ１ ．ｗ ＼／｛ ｝ Ｉ ｊ．吼 ・连续；目 描（０．５。／ｓ 一连续 日描（Ｏ．３。／ｓ ／ ｛ ＼ 。 — 、 一一薄续扫描 步进试验 ０ ５０／ｓ ｌ 一连续扫描 Ｏ．３。，Ｓ 、 （。） －连续扫描（０．５￣／ｓ 一连续扫描（Ｏ．３。／ｓ’ ｌ＾ …一 一一ｆ一一一 Ｖ Ｖ ｆ乙 ，千 ＿ ｛ １ ａ／（。） 图１１连续扫描速率优化试验结果 Ｆｉｇ．１１ Ｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇ ｓｗｅｅｐ ｓｐｅｅｄ 图１２数值模拟仿真界面 Ｆｉｇ．１２ Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｉｎｔｅｒｆａｃｅ ｏｆ ｎｏｉｓｅ ３．２试验结果 表４给出了大迎角测力试验７次重复性精度。 由表可知，在１０。范围内，纵向三分量重复性精度全 部合格，升力系数和俯仰力矩系数重复性精度达到国 军标（ＧＪＢ４９９０—２００３）先进指标。在１０。范围内，纵向 三分量重复性精度全部达到国军标合格指标。 图１３给出了基本状态、Ｏ。侧滑角时大迎角步进 试验和连续扫描试验纵向三分量结果对比。由图可 知，试验迎角范围内，采用两种试验方法获得的飞机 纵向气动特性具有很好的一致性。表明建立的连续 扫描试验技术是可靠的。 表４连续扫描大迎角重复性试验结果 Ｔａｂｌｅ ４ Ｒｅｐｅｔｉｔｉｏｎ ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ ｏｆ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔｓ ｂｙ ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓ ｓｗｅｅｐ … ， 一步进试验 ・连续扫描 Ｌ ＿ｌ＿＿， ａ／（。） 寸～ ～ ｝＿ｌ ＿ｉ ｉ Ｉ ｊ ｌ Ｉ ； Ｉ ｌ斗一 １ ｛０十１Ｉ一 ：： Ｔ ｌ ｌ 盯『¨ｊｌ ｒｒ Ｉ ｉ Ｊ一．． ｊ ｌ一步进试验 寸 ｉ｝ Ｉ ｒｊ塑ｌ耋堕 ／（。） ｊ ｊ一步进试验 ｉ ・连续扫描 ｊ’ ｌ｛ 一１＿Ｉ 寸：＿ｊ 寸一 ｌｉ ｊ） 图１３步进和连续扫描试验结果对比（侧滑角为０。，全机基本状态） Ｆｉｇ．１３ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆ ｍｏｖｅ－ｐａｕｓｅ ａｎｄ ｃｏｎ。 ｔｉｎｕｏｕｓ—ｓｗｅｅｐ（＃＝０。，ｂａｓｉｃ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ） 图１４给出了２５。侧滑角、大舵偏状态大迎角步进 试验和连续扫描试验纵向气动特性结果对比。由图 可知，除失速迎角区域外，连续扫描试验结果和步进 试验结果具有很好的一致性。在飞机纵向气动特性 变化剧烈的失速迎角区域，连续扫描试验结果与常规 步进试验结果（步进试验曲线由离散点拟合得到）从 试验曲线来看存在较大的差异。缩小步进试验迎角 步长，按照１。迎角步长进行常规步进测力试验，所得 试验结果与连续扫描试验结果具有很好的一致性。 由以上结果可知，采用连续扫描试验方法开展战斗机 模型大迎角试验，可以捕捉到飞机失速迎角区域气动 第３期 孙海生等：西３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验关键技术研究 特性的剧烈变化情况，对于飞机大迎角气动特性研究 具有重要的应用价值。 Ｉ｝ ｉ ／呷一 ｌ ． 『一连续扫描ｌ ＼ ＼ 一一步进 １ ０’步进加密Ｉ ，（。） — ． ． 弋一 ／。。 ／ 一 一连续扫描 一步进 ＋步进加密 ／（。） Ｉ ／一 —丁 一．—。， 『 ｌ 一＆ ～ 一连续扫描 、、 一步进 一～步进加密 伉，（。） 图１４步进和连续扫描试验结果对比（前襟４０。，侧滑角为２５。） Ｆｉｇ．１４ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆ ｍｏｖｅ－ｐａｕｓｅ ａｎｄ ｃｏｎ— ｔｉｎｕｏｕｓ－ｓｗｅｅｐ（￣＝２５。，而－－４０。） ４ 结 论 给出了 ３．２ｍ风洞战斗机大迎角试验平台的支 撑装置、关键技术及利用该平台开展的某飞机大迎角 测力试验的结果及分析。试验结果表明， ３．２ｍ风 洞战斗机大迎角试验平台具有可实现迎角／侧滑角范 围大、支撑系统刚度高等优点，平台所采用振动条件 下倾角传感器迎角测量修正技术、大迎角振动抑制技 术、实时速压测量技术和连续扫描技术可靠、实用、先 进，该试验平台是开展战斗机大迎角气动特性研究的 比较理想的地面模拟设备。 参考文献： ［１］ＰＩＥＴＥＲ Ｈ Ｆｕｙｋｓｃｈｏｔ，ＪＯＯＳＴ Ｗ Ｋｏｏｉ．Ｓｔａｌｌ ｆｌｕｔｔｅｒ ｏｆ ｓｔｉｎｇ—ｓｕｐｐｏｒｔｅｄ ｗｉｎｄ ｔｕｎｎｅｌ ｍｏｄｅｌｓ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００４— ２１９８． ［２］ 彭 毅．中３．２ｍ风洞测控处系统改造方案［Ｒ］．２００１． －１３］ＢＥＡＲＤＳ Ｃ Ｆ著，朱世杰，陈玉琼译．结构振动分析 ［Ｍ］．北京：中国铁道出版社，１９８８． ［４］ ｊｅｗｅｌｌｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔｓ．ｃｏｍ／ｐｄｆｆｏｌｄｅｒ／ｓｅｎｓｏｒｐｄｆｓ／ｌｓｒｉｎｃ１． ｐｄｆ． ［５］程松．大迎角连续扫描试验技术在某型号飞机上的 应用［Ｊ］．流体力学实验与测量，１９９９． 作者简介： 孙海生（１９６３一），男，河南郑州人，研究员，博 士研究生。研究方向：战斗机大迎角空气动 力学，非定常空气动力学，流动显示和测量。 通讯地址：四川Ｉ省绵阳市中国空气动力研究 与发展中心（６２１０００）。Ｅ—ｍａｉｌ：ｌｚｔｕｓｔｃ＠１６３． ＣＯｍ