类F-16飞行器风洞虚拟飞行试验研究

发布时间：2024-05-15 04:42

　　为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象,在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时,采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性,且可能发生运动-控制耦合振荡,而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。

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【部分图文】：

图1三自由度虚拟飞行试验系统

试验系统如图1所示，系统由试验模型、三自由度轴承机构、测控通信模块、支杆以及舵机、配重等组成。模型通过轴承机构安装在支杆上，轴承转心与模型质心重合，模型可绕质心自由转动。测控通信模块安装于模型内腔后段，实现模型姿态角速度和姿态角测量、舵机偏转控制、与上位机无线通信等功能。试验系统....

图2三自由度轴承机构结构示意图

试验模型为缩比系数1/14的类F/A-16战斗机模型。模型采用左右全动平尾同向转动控制俯仰角，差动控制滚转角，立尾后缘方向舵控制偏航角。模型外形与实际F/A-16战斗机相比存在部分差异（见表1），其余试验设备介绍详见文献[20]。图3三自由度轴承机构安装图

图3三自由度轴承机构安装图

图2三自由度轴承机构结构示意图2典型风洞试验

图4升降舵开环控制试验曲线

典型的升降舵开环控制试验曲线如图4所示，组图分别为升降舵偏角（δe）曲线和迎角（α）曲线。在5°配平迎角附近进行升降舵对偶方波机动，激励俯仰短周期模态运动，并在气动稳定性作用下恢复原运动状态。从响应曲线中可获得运动模态的相关参数，并辨识获得俯仰气动静、动稳定性导数。不同来流速度的....

本文编号：3973920