● 摘要
众所周知，现代战斗机特别是当前的第四代战斗机对机动性有很高的要求。这样就需要战斗机有能力完成一些大攻角机动动作。而当飞机进入大攻角飞行状态时，普遍会产生一些非指令动作，机翼摇滚现象就是其中之一，并且严重威胁飞行安全。本文以机身带尖侧缘的非常规布局基本模型为基础，通过风洞实验的方式，综合利用自由摇滚，测力、测压及PIV等实验手段，研究了气动舵面包括鸭翼及襟翼对其摇滚运动特性的影响。在此基础上，对于该模型，提出了基于鸭翼及襟翼的机翼摇滚运动抑制技术。
首先，通过自由摇滚实验，本文得到了鸭翼模型与襟翼模型全攻角范围内的运动时间历程曲线，并总结了两个模型各自的摇滚运动特性。对于鸭翼模型，在攻角α=70°范围内均没有发生明显的机翼摇滚，模型会产生偏向一侧微振的运动形态。而对于襟翼模型，在α=45°前，基本模型的摇滚运动会被抑制住。
其次，通过测力实验发现，鸭翼模型与基本模型在攻角α=50°前的滚转力矩系数曲线整体变化规律类似。即在Φ=0°滚转角附近均为静不稳定的，从而模型丧失滚转稳定性。除此之外，在滚转力矩系数曲线两边对称分布有两个静稳定力矩零点，并且这个零点刚好是鸭翼模型微振的平衡位置。而单从力矩曲线上并不能看出鸭翼模型与基本模型产生不同运动的原因。但襟翼模型在各个攻角下的滚转力矩系数曲线则清楚的展示出襟翼上偏可以明显改善基本模型的滚转稳定性。
然后，通过分别对比30°、40°、50°攻角下鸭翼及基本模型在不同滚转角下流场结构变化差异，推测出可能导致鸭翼模型与基本模型在运动上产生差别的原因。同样，测压结果及PIV流场图片也解释了襟翼使得基本模型滚转稳定性得到改善的原因。
最后，本文进一步研究了鸭翼及襟翼共同作用下的基本模型摇滚运动特性，并且该组合获得了较好的摇滚抑制效果。