未来战争将突出全球覆盖、空天一体作战的模式，其中拥有高隐身特性和高效气动性能的飞行器成为重要一环，而飞翼布局飞机则成为这些要求的最佳选择[1-3]。小展弦比飞翼布局不仅继承了飞翼布局的高隐身性、高气动效率、低翼载、低结构重量等优异性能，还对提高航程、航时、保持高性能的高速巡航、平飞加速、快速跃升等极为有效[4-6]。拥有诸多性能优势的小展弦比飞翼布局飞行器，在动稳定性和操纵性方面带来了巨大挑战。由于取消了平尾和垂尾，使其稳定性和阻尼特性明显下降，除了纵向受扰后迎角变化很大外，横航向也容易出现机翼下沉和机翼摇滚等失稳运动。为了对该布局飞行器的动稳定性有更深的认识，国内外对其展开了一系列研究[7-16]。起初认为机翼摇滚等横向失稳现象主要发生在低速大迎角区域，但20世纪末F-18E/F飞机出现跨声速“掉翼尖”事故后，逐渐关注跨声速下飞行器横向失稳特性。自由滚转试验是研究横向失稳运动的可靠手段[17]。为了研究小展弦比飞翼布局飞行器跨声速横向失稳运动的流动机理，本文采用了自由滚转和PSP/PIV相结合的风洞试验技术[18-20]，获取失稳运动条件下模型表面和空间流场，分析其动态变化特点，给出了失稳运动发生的条件。1　风洞试验1.1　试验模型本次试验在航空工业气动院FL-3风洞进行。该风洞是一座直流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞，试验段截面尺寸为1.5m×1.6m（宽×高）。FL-3风洞试验段开有多个封闭光学窗口，满足进行PSP、PIV等流动显示试验的各项条件。试验模型为1∶25的小展弦比飞翼标模，如图1所示。主要由机头、机身、前襟、内侧副翼、外侧副翼、翼尖舵、上下扰流板等组成。模型总长0.612m，展长0.457m，平均气动弦长0.382m，参考中心位于45%平均气动弦长位置。10.12050/are20220208.F001图1小展弦比飞翼标模Fig.1A low aspect ratio flying wing model1.2　试验方法自由滚转试验技术用于研究机翼突然失速引起的横向非指令性运动，包括机翼下落和机翼摇滚运动。本文研究主要通过自由摇滚试验获取模型运动特性，结合PSP/PIV等动态流场显示技术获取流场信息，探索小展弦比飞翼标模跨声速横向失稳特性的流动机理。（1）自由滚转试验自由滚转试验通过特定机构在风洞试验时放开模型滚转方向的自由度，获取模型在来流条件下滚转角随时间的变化历程，通过平衡滚转角、振荡振幅、振荡频率等因素来分析滚转运动的特征。本试验采用的自由滚转试验装置如图2所示，由天平、支杆、旋转接头、轴承、电磁制动器、角度传感器等组成，旋转轴通过球轴承与滚针轴承进行支撑，旋转接头带动支杆和模型在外力作用下可做滚转运动，角度传感器通过联轴器安装于旋转轴尾部，用于滚转角度测量，天平位于支杆前端用于模型气动力测量。机构内安装有电磁制动器。10.12050/are20220208.F002图2自由滚转试验装置Fig.2Free-to-roll test mechanism（2）　PSP/PIV流动显示技术PSP技术又称压敏涂料光学测压技术，利用氧分子对荧光或磷光的猝灭效应，由荧光或磷光的亮度变化或发光寿命的变化通过光学方法测量压力。这种技术不使用传统的测压管路和各种压力传感器，也不必为测压试验专门加工一个埋有多条管路复杂的测压模型，大大节省了时间和成本，而且所获得的压力数据是连续的、大范围的，对于机理研究型试验非常适用。本文运用PSP技术捕获模型表面流场变化特点。PIV技术又称粒子图像测速技术，它可以快速准确测量出某一瞬间流场某个截面的几千甚至上万个点的速度，得到该截面流场的空间结构和速度矢量场。本文应用PIV技术对模型尾部空间流场情况进行测量。结合PSP和PIV流动显示技术，可以清晰地捕获模型表面和尾部空间流场信息，揭示流场变化与模型宏观运动之间的关系。试验光路设置图如图3所示。10.12050/are20220208.F003图3风洞试验光路设置图Fig.3Wind tunnel test light path setting diagram1.3　数据处理本文数据处理的重难点主要是处理PSP和PIV技术测得的流场信息，下面简要介绍两种技术的数据处理流程。PSP试验数据处理过程如图4（a）所示，具体方法如下：（1）将采集得到的参考图像和暗图像求平均，得到参考图像的平均图像和暗图像的平均图像；（2）基于图像中模型表面标记点，根据参考图像对试验图像进行图像配准；（3）将试验图像减去暗电流图像后，再与参考图像做比运算，得到光强比图像；（4）根据预先标定的涂料校准系数，将亮度比换算成压力；（5）数据后处理，建立模型位姿随时间历程的变化以及对应的表面压力图谱，并输出图像。10.12050/are20220208.F004图4流场数据处理流程图Fig.4Flow field data processing flow chartPIV数据处理流程如图4（b）所示，具体方法如下：（1）位移场计算。该部分有以下几个步骤：首先，对试验图像进行背景扣除、光强调整、掩膜填充等计算，得到仅包含需计算部分的干净粒子图像；然后，将前面得到的粒子图像，进行网格划分、互相关计算、峰值提取等计算，生成像素级位移场；最后对前一步骤位移场进行错误矢量筛选与修正、漏洞填补、矢量光顺等计算，获得单组数据的瞬态位移场结果。（2）标定计算。结合标定图像和跨帧时间，将位移场结果转化成速度场结果。（3）数据后处理。首先，分析模型运动过程，以风洞坐标系为基准，建立PIV测量空间与模型位姿对应关系；然后，对速度场结果二次计算，获得相应模型位姿下的短时间内平均速度场，涡量场和模型两侧尾流速度差量场等数据结果；最后，将PIV数据投影到模型空间，输出计算结果。2　试验结果分析2.1　自由滚转运动特性自由滚转试验时，通过阶梯变化迎角探索滚转角随时间的非定常变化特点。小展弦比飞翼标模马赫数0.85时自由滚转试验获取的滚转角随时间变化结果如图5所示。在迎角10°~20°的变化过程中，平衡滚转角随迎角增加绝对值增大，在-20°~-30°之间变化。迎角10°出现了滚转角振幅12.5°的机翼摇滚运动，随着迎角增大，机翼摇滚现象消失，模型重新建立了动态平衡，迎角16°时，又出现了滚转角振幅10°的小幅度机翼摇滚运动，迎角18°~20°，出现了大幅度机翼摇滚运动，滚转角振幅达到20°~28°范围。根据上述运动现象，可知马赫数0.85时，迎角10°，18°~20°范围是典型的横向失稳运动，选取该马赫数0.85作为典型工况，运用流动显示技术开展模型横向失稳特性机理研究。10.12050/are20220208.F005图5马赫数0.85迎角10°~20°模型滚转角随时间变化Fig.5The variation of model roll angle with time at Mach number 0.85, angle of attack 10°~20° condition2.2　静态流场特性采用PSP/PIV流场显示技术探究典型工况下模型表面及尾部流场变化，马赫数0.85迎角5°-20°模型表面及尾部流场变化如图6所示。可以看出，5°迎角下模型表面流场及尾部流场基本对称，迎角10°时模型表面出现不对称现象，迎角20°时模型表面及尾部空间流动均不对称。所以左右机翼流场的不对称可能是产生自由滚转运动的诱因，其非定常变化引起了模型的振荡。10.12050/are20220208.F006图6马赫数0.85模型表面及尾部流场变化Fig.6The variation of model surface and tail flow at Mach number 0.852.3　动态流场特性应用PSP/PIV技术捕获模型自由滚转动态流场，如图7所示。在迎角14°时，模型表面流场左右基本对称，且变化幅度很小。迎角18°和19°时模型表面流场出现强烈不对称现象，并且出现明显波动。10.12050/are20220208.F007图7不同迎角下模型表面压力场Fig.7The variation of model surface flow filed at different attack angles进一步定量分析模型表面流场变化，在模型表面选取两个特征点，其具体位置如图8所示。绘制特征点及其对称点的非定常压力值和频谱分析曲线，如图9、图10所示。10.12050/are20220208.F008图8特征点在模型上的具体位置Fig.8The specific position of the feature points on the mode10.12050/are20220208.F009图9特征点非定常压力变化曲线Fig.9The unsteady pressure curve of the feature point10.12050/are20220208.F010图10特征点压力频谱曲线Fig.10The pressure spectrum curve of feature points特征点1#和2#及其对称点的非定常压力在迎角14°变化规律基本一致，振荡频率为低频、约0.7Hz。迎角18°时，1#位置压力主频呈现周期性变化，主频1Hz，倍频2Hz，而其对称点压力变化频率为1Hz和5Hz；2#位置压力变化频率为1Hz和5.5Hz，而其对称点没有明显的主频。迎角19°时，1#位置点压力出现多个主频，且都是高频，大小在7~10Hz范围，而其对称点无明显主频，2#位置及其对称点的压力脉动频率一致，约0.7Hz，但压力脉动的幅值不同。2.4　横向失稳特性分析结合小展弦比飞翼标模自由滚转试验运动过程和流场动态变化特点，可以发现模型表面和尾部空间流场的不对称现象导致了自由滚转现象的发生，这可能由于跨声速较大迎角时，模型表面前缘涡及脱体涡的分离不对称造成；另外，通过动态流场监测发现，机翼上对称点的不同周期性压力脉动更多地出现在机翼摇滚区域，机翼存在高频且幅值不等的振荡导致了横向失稳现象的发生。3　结论本文应用PSP/PIV等流动显示技术对小展弦比飞翼标模进行风洞试验，研究其横向失稳特性，得到如下结论：（1）通过自由滚转试验，发现小展弦比飞翼标模在跨声速某些迎角下出现横向失稳现象。（2）采用PSP/PIV等流动显示技术可以对模型动态运动过程中的流场变化进行捕捉，有助于揭示飞行器横向失稳运动过程中的流动机理。（3）左右机翼对称点的不同周期性压力脉动导致了机翼摇滚运动的周期性变化，出现机翼摇滚运动的区域，左右机翼的脉动频率存在高频率且幅值不等的振荡。