為研究高性能戰(zhàn)斗機在大迎角機動飛行時復雜的非定常流動現(xiàn)象和運動-控制耦合現(xiàn)象,研制了三自由度風洞虛擬飛行試驗系統(tǒng),開展了類F-16飛行器模型風洞虛擬飛行試驗。在小迎角試驗中完成模型短周期運動模態(tài)模擬和控制律驗證,在大迎角試驗中測量到俯仰運動失穩(wěn)現(xiàn)象,在負迎角試驗中測量到橫航向耦合失穩(wěn)現(xiàn)象。研究表明:在橫航向耦合失穩(wěn)時,采用副翼增穩(wěn)滾轉(zhuǎn)通道難以恢復橫航向穩(wěn)定性,且可能發(fā)生運動-控制耦合振蕩,而通過升降舵機動改變迎角可有效恢復橫航向穩(wěn)定性。

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圖1三自由度虛擬飛行試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)如圖1所示，系統(tǒng)由試驗?zāi)Ｐ�、三自由度軸承機構(gòu)、測控通信模塊、支桿以及舵機、配重等組成。模型通過軸承機構(gòu)安裝在支桿上，軸承轉(zhuǎn)心與模型質(zhì)心重合，模型可繞質(zhì)心自由轉(zhuǎn)動。測控通信模塊安裝于模型內(nèi)腔后段，實現(xiàn)模型姿態(tài)角速度和姿態(tài)角測量、舵機偏轉(zhuǎn)控制、與上位機無線通信等功能。試驗系統(tǒng)....

圖2三自由度軸承機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖

試驗?zāi)Ｐ蜑榭s比系數(shù)1/14的類F/A-16戰(zhàn)斗機模型。模型采用左右全動平尾同向轉(zhuǎn)動控制俯仰角，差動控制滾轉(zhuǎn)角，立尾后緣方向舵控制偏航角。模型外形與實際F/A-16戰(zhàn)斗機相比存在部分差異（見表1），其余試驗設(shè)備介紹詳見文獻[20]。圖3三自由度軸承機構(gòu)安裝圖

圖3三自由度軸承機構(gòu)安裝圖

圖2三自由度軸承機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖2典型風洞試驗

圖4升降舵開環(huán)控制試驗曲線

典型的升降舵開環(huán)控制試驗曲線如圖4所示，組圖分別為升降舵偏角（δe）曲線和迎角（α）曲線。在5°配平迎角附近進行升降舵對偶方波機動，激勵俯仰短周期模態(tài)運動，并在氣動穩(wěn)定性作用下恢復原運動狀態(tài)。從響應(yīng)曲線中可獲得運動模態(tài)的相關(guān)參數(shù)，并辨識獲得俯仰氣動靜、動穩(wěn)定性導數(shù)。不同來流速度的....

本文編號：3973920