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(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000; 2. 第一飛機(jī)設(shè)計研究院, 陜西 西安 710089)

0 引 言

空中加油作為飛機(jī)發(fā)展的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，對提高飛機(jī)的作戰(zhàn)性能和作戰(zhàn)半徑有著無法取代的作用。作為當(dāng)前國內(nèi)和國際上的主流空中加油方式，即軟管-錐套式空中加油系統(tǒng)(簡稱軟式加油)，其優(yōu)點(diǎn)是可同時給幾架戰(zhàn)機(jī)加油，能夠?qū)崿F(xiàn)“伙伴式加油”；其缺點(diǎn)是軟管-錐套系統(tǒng)對大氣亂流非常敏感，加油對接時對飛行員要求非常高，并且加油速度較慢，增加了飛行員的失誤率。雖然軟式加油從1949年問世以來經(jīng)過逐步改進(jìn)，性能不斷提高，但據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)統(tǒng)計，空中加油飛行的事故率仍高達(dá)2.5%，遠(yuǎn)高于事故高發(fā)的起飛著陸階段。大氣紊流、加油機(jī)尾流、受油機(jī)頭波均會影響加油對接的安全性，尤其是加油機(jī)的復(fù)雜尾流場是影響加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性的最主要因素，當(dāng)軟管錐套安裝位置不理想或某些條件下，錐套常常會產(chǎn)生無規(guī)則的位置飄擺，使對接加油過程充滿不確定性[1]。

在加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性研究中，國外主要采用數(shù)值計算和試驗(yàn)手段。數(shù)值計算方面主要包括加油機(jī)尾流模型的建立和模擬以及軟管錐套系統(tǒng)的動力學(xué)模型的建立與模擬。1996年P(guān)roctor首先用數(shù)值計算的方法模擬了飛機(jī)的尾渦特性；1999年James W.Kamman等采用有限元多體動力學(xué)理論將線纜離散化，變成一個個由剛性桿通過無摩擦球鉸連接的集中質(zhì)量點(diǎn)，其受到的力等效到集中質(zhì)量點(diǎn)處，形成集中參數(shù)模型[2-3]；2007年William B. Ribbens將加油軟管簡化為一個個由彈簧連接的集中質(zhì)量點(diǎn)，相鄰的三個節(jié)點(diǎn)與中間的兩端軟管構(gòu)成梁系統(tǒng)，由簡支梁公式求出彈性恢復(fù)力[4]。在試驗(yàn)方面多是采用飛行試驗(yàn)直接驗(yàn)證加油過程中軟管與錐套的穩(wěn)定性，而風(fēng)洞試驗(yàn)多集中在研究加油機(jī)尾流場上[1]。例如2002年和2004年Edward G. Dickes等人分別進(jìn)行了KC-135加油機(jī)和ICE-101受油機(jī)、三角翼無人機(jī)的風(fēng)洞試驗(yàn)，直接測量尾流特性，而關(guān)于軟管與錐套的氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)鮮有報道，目前可查的資料僅是2012年巴西航空工業(yè)公司對KC-390加油機(jī)在DNW風(fēng)洞進(jìn)行了一期氣動穩(wěn)定性試驗(yàn)的視頻影像。

國內(nèi)在加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性研究方面開展得較晚，2010年以前研究軟式空中加油的學(xué)者很少[5]。在數(shù)值計算方面從2007年起，陳博、胡孟權(quán)、王偉、張仕明等人陸續(xù)進(jìn)行了加油機(jī)尾流場模型和加油軟管動力學(xué)模型研究，模擬了機(jī)翼尾渦對加油軟管錐套穩(wěn)定性的影響[6-8]；在飛行試驗(yàn)方面國內(nèi)主要利用轟油-6加油機(jī)與殲-8加油對接，2006年實(shí)現(xiàn)了轟油-6加油機(jī)與殲-10加油對接，在飛行試驗(yàn)中主要依靠受油機(jī)飛行員對準(zhǔn)加油錐套完成鎖定，錐套的受擾無規(guī)則飄擺經(jīng)常使飛行員屢試屢敗[1]；而加油軟管與錐套的氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)在國內(nèi)尚屬空白。

由于加油機(jī)尾流場極其復(fù)雜既包括機(jī)翼尾渦也包括平尾垂尾的影響，想要通過數(shù)學(xué)模型完全準(zhǔn)確模擬是不可能的，且軟管錐套的穩(wěn)定性對流場變化極其敏感，因此，數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性難以保證；而直接進(jìn)行飛行試驗(yàn)成本高風(fēng)險大，試驗(yàn)成功率往往對飛行員的經(jīng)驗(yàn)有極大依賴。因此作為低成本低風(fēng)險的試驗(yàn)方式，發(fā)展一種試驗(yàn)結(jié)果可靠的加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)是非常有必要的。2017年中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所在國內(nèi)首次形成了加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰?，模擬了某型加油機(jī)加油軟管錐套收放過程中的氣動穩(wěn)定性，以及不同加油吊艙、起落架鼓包、加油平臺位置等對軟管和錐套穩(wěn)定性的影響，試驗(yàn)結(jié)果對于該加油機(jī)選型優(yōu)化、加油系統(tǒng)位置布置等提供了依據(jù)，并對提高空中加油飛行試驗(yàn)的安全性有重要意義。

1 相似準(zhǔn)則

相似準(zhǔn)則是風(fēng)洞試驗(yàn)的基礎(chǔ)，除了最基本的幾何相似以外，風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)要正確應(yīng)用到實(shí)際中必須滿足一定的相似準(zhǔn)則[9]。加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性試驗(yàn)涉及到流體(空氣)與固體(包括加油機(jī)、軟管、錐套)的相互耦合作用，本文將分別從流體流動和軟管錐套運(yùn)動兩方面討論該試驗(yàn)需要滿足的相似條件。

1.1 流動相似準(zhǔn)則

流動相似準(zhǔn)則可由維納-斯托克斯方程推出[9-10]，對于一般情況(非定常、可壓縮、黏性、完全氣體流動)，模型流場和真實(shí)流場相似必須滿足以下相似準(zhǔn)則相等：

Ma=v/a(馬赫數(shù)相似準(zhǔn)則，Ma)

(1)

Re=ρvl/μ(雷諾數(shù)相似準(zhǔn)則，Re)

(2)

(3)

Sr=l/vt(斯特勞哈爾數(shù)相似準(zhǔn)則，Sr)

(4)

1.2 結(jié)構(gòu)動力相似準(zhǔn)則

加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性低速風(fēng)洞試驗(yàn)是為了獲得錐套的運(yùn)動軌跡，其不僅與軟管錐套所受重力、氣動力相關(guān)，還與軟管的彈性變形相關(guān)，是復(fù)雜的流固耦合過程，很難用物理方程準(zhǔn)確描述，因此本文通過量綱分析法來導(dǎo)出結(jié)構(gòu)動力相似準(zhǔn)則。

任一時刻錐套質(zhì)心的位置(x,y,z)和姿態(tài)角θ與下列物理量相關(guān)：加油機(jī)的迎角α、側(cè)滑角β、速度v、機(jī)翼平均氣動弦長bA、空氣密度ρ、黏性系數(shù)μ、軟管質(zhì)量mr、軟管軟管抗彎剛度EI、軟管直徑dr、錐套質(zhì)量mz、錐套直徑dz、錐套轉(zhuǎn)動慣量J、重力加速度g、時間t、軟管收放速度vl。根據(jù)加油軟管的材料和結(jié)構(gòu)特性[1]，忽略軟管繞中軸線的扭轉(zhuǎn)運(yùn)動以及軸向拉壓變形。因此可以得到如下關(guān)系式：

(x,y,z,θ)=f(α,β,v,bA,ρ,μ,g,t,mr,

EI,dr,vl,mz,dz,J)

(5)

選擇ρ、v、bA為基本物理量，根據(jù)Π定理可寫出Πμ為：

λ1=1,λ2=1,λ3=1，則

(6)

同理可得到：

(Πg即為弗勞德數(shù)相似準(zhǔn)則，F(xiàn)r)

(7)

(Πt即為斯特勞哈爾數(shù)相似準(zhǔn)則，Sr)

(8)

(9)

(10)

(11)

(幾何相似準(zhǔn)則和收放速度相似準(zhǔn)則)

(12)

由于α、β、θ本身是無量綱量，且Πx=x/bA、Πy=y/bA、Πz=z/bA，因此式(5)可以寫為無量綱關(guān)系式：

(13)

根據(jù)相似定理，要想使得風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的錐套軌跡與真實(shí)飛行中相似，式(13)中右邊所有無量綱量必須相等，由此可得風(fēng)洞試驗(yàn)時模型及試驗(yàn)條件的相關(guān)參數(shù)。

1.3 關(guān)于相似準(zhǔn)則的幾點(diǎn)討論

與其他風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)一樣，加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)不能同時滿足上述所有相似準(zhǔn)則，只能分析主要矛盾做到部分模擬。

Ma是氣體壓縮性對流動影響的一種度量，當(dāng)流速較低(Ma<0.4)時，氣體的壓縮性可忽略不計。空中加油時飛行速度不高，通常在200～600 km/h，進(jìn)行低速風(fēng)洞試驗(yàn)時，側(cè)重研究飛行速度范圍Ma<0.4，因此本文試驗(yàn)未模擬Ma相似準(zhǔn)則。

Re是體現(xiàn)流體的黏性對流動影響的相似準(zhǔn)則，凡是與流體黏性相關(guān)的試驗(yàn)都要求模型試驗(yàn)雷諾數(shù)等于真實(shí)飛行雷諾數(shù)。然而，對于一般風(fēng)洞來說，鑒于風(fēng)洞尺寸和試驗(yàn)風(fēng)速受限，這一點(diǎn)很難滿足。但是大量研究表明，當(dāng)Re超過某一臨界數(shù)值后進(jìn)入自準(zhǔn)區(qū)，某些氣動特性不再隨Re的變化而變化[9,10]。而本文試驗(yàn)Re在106量級，處于自準(zhǔn)區(qū)內(nèi)(前期利用該加油機(jī)模型進(jìn)行了測力試驗(yàn)，結(jié)果表明Re>106后模型氣動力系數(shù)基本不隨風(fēng)速變化)，認(rèn)為繞模型加油機(jī)流動與繞實(shí)物流動相似，因此本文未完全模擬Re相似準(zhǔn)則。

Fr相似準(zhǔn)則是慣性力與重力之比，表征重力作用對流動的影響；Sr相似準(zhǔn)則是非定常慣性力與慣性力之比，表征流體的非定常性。由于本文試驗(yàn)的錐套軌跡與重力及軟管的釋放時間密切相關(guān)，因此必須模擬這兩個相似準(zhǔn)則。

綜上，加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性低速風(fēng)洞試驗(yàn)需滿足幾何、弗勞德數(shù)、斯特勞哈爾數(shù)、質(zhì)量、軟管剛度(模型軟管可作柔性體考慮)、錐套轉(zhuǎn)動慣量以及收放速度相似準(zhǔn)則。

2 試驗(yàn)設(shè)備與方法

2017年中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所基于加油機(jī)型號研制需求，發(fā)展了空中加油機(jī)加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，并在FL-12風(fēng)洞首次將其應(yīng)用于某型加油機(jī)加油吊艙、中心線平臺等關(guān)鍵部件的選型優(yōu)化，該次試驗(yàn)也是國內(nèi)首例加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)。

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤邽?/20，其中加油機(jī)、加油吊艙、中心線平臺模型均為全金屬模型；根據(jù)第1.3節(jié)中的分析可知模型加油軟管的剛度非常小，因此采用柔性橡膠管來模擬(左、右機(jī)翼下加油軟管直徑為3.5 mm，機(jī)身下加油軟管直徑為4.5 mm，如圖1所示)；錐套為硬質(zhì)塑料模型(錐套直徑約為41mm，如圖2所示)。對于該類型試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計的難點(diǎn)在于加油軟管與錐套，根據(jù)式(3)和式(4)可知，軟管和錐套模型的質(zhì)量、錐套的轉(zhuǎn)動慣量均與空氣密度比相關(guān)，而試驗(yàn)過程中要模擬飛行高度分別為500 m、4000 m、8000 m和11000 m時的空中加油過程，且加油軟管還需模擬有、無燃油狀態(tài)，因此本次試驗(yàn)設(shè)計了多套加油軟管和錐套，在加油軟管中插入不同直徑的鋼絲繩作為配重滿足變質(zhì)量需求，在錐套內(nèi)布置不同質(zhì)量的配重塊滿足變質(zhì)量和變慣量需求。

圖1 加油軟管模型圖Fig.1 Refueling hose model

圖2 錐套模型圖Fig.2 Drogue model

2.2 試驗(yàn)方法

由于加油軟管和錐套的氣動穩(wěn)定性對于加油機(jī)的尾流場極為敏感，試驗(yàn)所采用的支撐方式必須盡可能減小對軟管和錐套附近流場的影響，因此試驗(yàn)采用大迎角支撐裝置將模型背撐正裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段中心，如圖3所示。

對于軟式空中加油，重點(diǎn)研究的是軟管收放過程中以及固定管長時的氣動穩(wěn)定特性，重點(diǎn)關(guān)注的特征參數(shù)是錐套的垂向下沉量和振動幅值。

模擬軟管自動收放時，在機(jī)身內(nèi)部安裝舵機(jī)和繞線盤，在風(fēng)洞外通過遙控設(shè)備控制無限偏舵機(jī)驅(qū)動繞線盤旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)中心線平臺處加油軟管和錐套的放出和回收，如圖4所示。由于機(jī)翼內(nèi)部空間的限制，無法安裝舵機(jī)，因此無法模擬機(jī)翼下軟管錐套的收放。需要注意的是，軟管錐套能夠順利放出的基本條件是錐套產(chǎn)生的阻力必須大于收放系統(tǒng)的摩擦力，而試驗(yàn)時錐套的阻力較小，這就要求收放裝置與軟管的摩擦盡可能小，可從表面光滑度、軟管排布方式、潤滑劑使用等方面做工作。對于固定軟管長度時的氣動穩(wěn)定性試驗(yàn)，利用雙目立體視覺測量系統(tǒng)獲得標(biāo)記點(diǎn)的三維空間坐標(biāo)信息，從而得到錐套的下沉量和振動幅值。由于雙目系統(tǒng)視場范圍有限，無法獲取收放過程中以及錐套大幅擺動時的振動信息，因此在風(fēng)洞兩側(cè)安裝高清攝像機(jī)以實(shí)時記錄整個試驗(yàn)過程中軟管和錐套的運(yùn)動狀態(tài)。

圖3 模型安裝圖Fig.3 Model installation

圖4 收放裝置Fig.4 Retraction-extension device

需要說明的是，本文所涉及的自動收放試驗(yàn)僅定性地研究了軟管錐套收放過程中的穩(wěn)定特性，未精細(xì)模擬收放速度對軟管錐套氣動穩(wěn)定特性的影響，但是下一步工作將會對此展開研究，模型軟管的收放速度可根據(jù)公式(12)確定，并利用伺服電機(jī)精確控制。

2.3 雙目測量系統(tǒng)

準(zhǔn)確測量軟管錐套的位移振動信息是氣動穩(wěn)定性試驗(yàn)的關(guān)鍵，測量方式必須滿足以下要求：標(biāo)記點(diǎn)無附加質(zhì)量，不會影響軟管錐套的運(yùn)動軌跡；標(biāo)記點(diǎn)足夠清晰，能準(zhǔn)確地從背景中分辨出來；采樣頻率足夠高，至少要在錐套振動頻率的5倍以上，以確保采集信息的完整性和準(zhǔn)確性?；诖瞬捎昧朔墙佑|式的雙目立體視覺測量系統(tǒng)來測量標(biāo)記點(diǎn)的位移參數(shù)，采樣頻率20幀/s，采樣時長10 s。

雙目測量系統(tǒng)硬件主要由雙高速數(shù)字CCD攝像頭、圖像采集卡、計算機(jī)、同步觸發(fā)及其它輔助設(shè)備組成，其工作原理如圖5所示。試驗(yàn)前首先標(biāo)定攝像頭，獲得攝像頭的光學(xué)參數(shù)及其方位參數(shù)；試驗(yàn)中通過兩個CCD相機(jī)同步采集模型的運(yùn)動圖像(如圖6所示)，圖像數(shù)據(jù)傳送至計算機(jī)后，利用軟件自動識別和定位模型上的反光標(biāo)記點(diǎn)，然后計算標(biāo)記點(diǎn)三維空間坐標(biāo)，獲得錐套的位移振動參數(shù)[11]。由于本次試驗(yàn)重點(diǎn)關(guān)注的是錐套位移變化，因此僅在軟管末端與錐套連接處粘貼標(biāo)記點(diǎn)；若要獲得整個軟管的運(yùn)動軌跡，可在軟管上分布布置多個標(biāo)記點(diǎn)。由于雙目系統(tǒng)視場范圍有限(大約0.5 m×0.5 m)，試驗(yàn)時一次只能測量一個錐套的位移振動信息。

圖5 雙目測量系統(tǒng)工作原理圖Fig.5 Binocular system

圖6 雙目測量采集圖像Fig.6 Picture collected by binocular system

試驗(yàn)采用反光標(biāo)記點(diǎn)以便于在圖像處理時能夠更準(zhǔn)確更容易識別(如圖6所示)，該標(biāo)記點(diǎn)反光原理同普通交通用反光漆，利用立方體顆粒折射原理，光線偏折180°，并利用手電筒進(jìn)行補(bǔ)光提高標(biāo)記點(diǎn)的分辨率。

3 試驗(yàn)結(jié)果

3.1 典型試驗(yàn)結(jié)果

將本文形成的加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用于某型加油機(jī)空中加油過程模擬，獲得了一些典型的試驗(yàn)結(jié)果：收放過程中軟管錐套的氣動穩(wěn)定性與風(fēng)速相關(guān)；在一定的風(fēng)速、迎角側(cè)滑角邊界下，軟管錐套會發(fā)生甩鞭現(xiàn)象；當(dāng)軟管回收到較短長度時軟管錐套易出現(xiàn)打圈現(xiàn)象；風(fēng)速越大錐套的下沉量越小。這些典型的試驗(yàn)結(jié)果與相關(guān)數(shù)值計算和飛行試驗(yàn)結(jié)果一致[1,5]，從而在一定程度上驗(yàn)證了本文所形成的試驗(yàn)技術(shù)的正確性，確保了利用該試驗(yàn)技術(shù)獲得關(guān)鍵加油部件(加油吊艙、中心線平臺)不同構(gòu)型下的軟管錐套氣動穩(wěn)定特性并用于選型優(yōu)化的合理性。

3.2 關(guān)鍵加油部件不同構(gòu)型下的氣動穩(wěn)定特性

加油吊艙后體會產(chǎn)生渦[12]，對錐套的穩(wěn)定性產(chǎn)生影響，優(yōu)化加油吊艙構(gòu)型盡可能減小渦的強(qiáng)度以提高錐套穩(wěn)定性十分必要。圖7給出了兩種加油吊艙構(gòu)型圖，圖8給出了左機(jī)翼下加油軟管放出長度分別為0.75 m、1.125 m時，不同吊艙構(gòu)型下錐套標(biāo)記點(diǎn)的垂向位移圖，以吊艙出口中心為原點(diǎn)，垂直向下為正。表1給出了相應(yīng)的平均垂向下沉量和最大振動幅值。根據(jù)軟式空中加油特點(diǎn)，錐套的垂向下沉量越大，受油機(jī)與加油機(jī)的垂向距離越大，加油過程越安全；錐套的振動幅值越小，錐套位置越穩(wěn)定，加油過程效率越高，通常認(rèn)為錐套的最大振動幅值超過1個錐套直徑(41 mm)即判定為不穩(wěn)定狀態(tài)。因此由上述圖表結(jié)果可知，軟管長度0.75 m時，吊艙構(gòu)型2下的錐套垂向下沉量和振動幅值都優(yōu)于構(gòu)型1；軟管長度1.125 m時，吊艙構(gòu)型2下的錐套垂向下沉量優(yōu)于構(gòu)型1，雖然錐套振動幅值略大，但穩(wěn)定性依然良好。綜上可得，吊艙構(gòu)型2的性能參數(shù)更佳。從理論上分析是因?yàn)榈跖?后端上緣較寬，產(chǎn)生的升力較大，會產(chǎn)生較強(qiáng)的脫體渦，影響錐套的穩(wěn)定性，且距離吊艙越近影響越大，后續(xù)可以通過進(jìn)一步的尾流場測量試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

圖7 兩種加油吊艙構(gòu)型示意圖Fig.7 Two different pod configurations

(a) L=0.75 m,H=4000 m,V=30 m/s,a=2°,b=6°

(b) L=1.125 m,H=4000 m,V=30 m/s,a=2°,b=6°

軟管長度0.75 m1.125 m吊艙構(gòu)型構(gòu)型1構(gòu)型2構(gòu)型1構(gòu)型2平均垂向下沉量-1 mm29 mm71 mm84 mm最大振動幅值28 mm13 mm10 mm13 mm

圖9給出了兩種中心線平臺構(gòu)型圖，圖10給出了機(jī)身下軟管放出長度分別為0.825 m、1.2 m時，不同平臺構(gòu)型下錐套標(biāo)記點(diǎn)的垂向位移圖，以平臺出口中心為原點(diǎn)，垂直向下為正。表2給出了相應(yīng)的平均垂向下沉量和最大振動幅值。結(jié)果表明，長整流構(gòu)型下錐套的垂向下沉量更大，振動幅值也較小，長整流的整流效果更佳。

圖9 兩種中心線平臺構(gòu)型示意圖Fig.9 Two different central platform configurations

(a) L=0.825 m,H=4000 m,V=30 m/s,a=2°,b=6°

(b) L=1.2 m,H=4000 m,V=30 m/s,a=2°,b=6°

綜上分析可知，利用本文所形成的加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，能夠很好地模擬軟管錐套收放過程中的甩鞭、打圈等狀態(tài)以及固定管長時的氣動穩(wěn)定特性，并能獲得錐套的下沉量、振動幅值、振動頻率等信息，為加油吊艙、中心線平臺的選型優(yōu)化提供有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

表2 不同中心線平臺構(gòu)型下的平均垂向位移量及最大振動幅值Table 2 Average vertical displacement and maximal swing amplitude for differentcentral platform configurations

4 結(jié) 論

本文根據(jù)N-S方程和量綱分析法建立并分析了空中加油機(jī)加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)需滿足的相似準(zhǔn)則，給出了模型安裝、利用自動舵機(jī)實(shí)現(xiàn)軟管錐套自動收放、采用雙目系統(tǒng)測量錐套位移信息等方面的具體方法，形成了完整的加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，并將其應(yīng)用于某型加油機(jī)加油吊艙、中心線平臺等關(guān)鍵加油部件的選型優(yōu)化。試驗(yàn)結(jié)果表明，該技術(shù)能有效模擬處于加油機(jī)尾流場下的軟管錐套收放過程和固定管長時的氣動穩(wěn)定性，能測量錐套的位移振動信息，為加油機(jī)部件選型優(yōu)化、提高空中加油飛行安全性及加油效率等提供重要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)依據(jù)。

此次試驗(yàn)是國內(nèi)首次進(jìn)行加油軟管錐套氣動穩(wěn)定性研究的風(fēng)洞試驗(yàn)，還存在著不足之處，如軟管收放速度未能精確模擬、雙目系統(tǒng)視場較小、標(biāo)記點(diǎn)捕獲需要用手電筒補(bǔ)光、只模擬了加油機(jī)尾流場對軟管錐套的影響而未考慮受油機(jī)頭波流場的影響等。隨著試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展，下一步我們可使用伺服電機(jī)無級變精確控制收放速度，建立多目立體視覺測量系統(tǒng)同時測量多個錐套的位移信息、形成加/受油雙機(jī)試驗(yàn)技術(shù)等等，使得試驗(yàn)效率更高，試驗(yàn)結(jié)果更準(zhǔn)確。