西 北 工 业 大 学 硕 士 学 位 论 文 学位研 究生 题目 细长旋成体单孔位微 吹气 直酬 作 者 学科专业 指导教师 年 月 万少 女峨 掌 硕 士毕业 设 计论 文 第一章 前 第 一章 前 言 言 大迎角非对称 涡流动 的重要性及研 究状 况 现在高技术战争 的特 点是海 陆空天 一体化 战争 , 战争 的胜利需要各个部分密 切配合 , 缺一不可 。空 中力量在战争 中的重要地位和作用早在第 二次世界大 战中 就被充分证 明了 , 随着 战争 的需要 , 现代 多功能战斗机 的技术 战术要求也在 不断 变化 , 现在 的技 战要求包括 超 声速巡航 , 隐身性 能 , 短距起 降性 能 , 目视格 斗 、 超视距格斗和对地攻击 , 以及敏捷性和机动性等 。其 中机动性要求涉及到大迎角 飞行 性能 , 比如 一 的 机动 , 一 的眼镜蛇机 动等 。此 时的大迎角 范围 , 有时甚至超过最大升力迎角 。当迎 角超过 一定的值 时 , 即使在零侧滑角情 况下 , 在机身前体 的背风 区也会形成非常复杂 的左右不对称 背涡系 , 诱导产生 出 一个很大的侧 向力 , 其量值甚至与法 向力相当 , 同时伴 有偏航和滚 转力矩 , 而且 侧 向力大 小和 方 向变化 的规律捉 摸不 定 , 此现象被 称 为 “幻影侧滑 ” 。大迎角下处在背风 区内的常规气动舵面效率很低 , 己经不 能提供必要 的横 侧向控制气动力和力矩 。 在这种情况下 飞行器 的运动和 飞行控制变 的十分 困难 , 往往 直接或 间接导致飞行事故 。机身前体背风区的不对称背涡系还会引发全机 的 复杂运动现象如锥形运动 、 机翼滚摆 。 这是非对称 背涡系现象不利的一面 。 随着现代飞行器大迎角 高机动性能 的迫切要求 , 使得细长旋成体大迎角分离 流动 成为流体力学研究的热 点领域 。多年 来世 界各 国空气动力学专家和学者一直 在研 究大攻角飞行器 的空气动力特性 , 研 究侧 向力产 生的条件和可能 出现的最大 侧 向力以及如何减少甚至消 除侧 向力 。为 了解 非对称 涡流动结构和截面侧 向力之 间的关系 , 研究人员进 行 了无数 的实验及数值研 究 。大量 的实验研究和数值模拟 研究使人们逐渐认 识到大攻 角 时飞行 器前机 身背风 区的非对称 涡系是产 生侧 向 力的直接原 因 , 非对 称涡 系对大攻 角飞行器 的空气动 力特性有 很强 的非线 性作 用 , 侧 向力的方 向和大 小 由非对称涡决定 。关于非对称涡流动 的形成机制 , 目前 主要有两种不 同的观点 一种 认为非对称 是旋成 体两侧 边界层转挟点及分离点不 对称 引起的 另一种 则认为非对称是流动空 间不稳定性 引起 的 。影响最大侧 向力 的因素也就是影响非对称背涡 的因素包括前机身 的长细 比 、 截面形状 、 头部 的形 状 、 飞行迎 角和 飞行速度等 。一方面要达到减少和消 除侧 向力的 目的 , 必须采取 行之有效 的办法来控制非对称背涡 的强度和位置 , 将 非对称背涡状态改变为对称 背涡状态 。另一方面 , 大迎 角下 处在背风 区 内的常规气 动舵面效率很低 , 已不 能 提供 必要 的横侧 向控制气动力和 力矩 。因此 , 必须采取相应 的控制技术来提供大 攻角下飞行器 的横 侧 向气 动力和 力矩 的控 制 。 美 国 国家航 空航天管 理局 万声多女头孽 硕士毕业设计论文 第一章前 言 在上一世纪八十年代中期 , 就将 一 战斗机作为大迎角飞行器控制技术研 究 , 进行 了大量的飞行实验和风 洞模型吹风实验 , 采取 的主要控制 的验证机 手段有飞行器前体涡控制技术和推力矢量控制 技术 。 一 的推力矢量控制技 术是在发动机 的尾 喷 口加上一套机械偏转机构来 改变推力的方 向 , 来提供大迎 角 下 的飞行器 的控制力矩 , 这种 方法 由于 复杂的机械控制系统使 飞机结构重量增 加 。在 一 上采取的前体涡控制技术主要有头部边条和头部吹 、 吸气控制技 术 。头部边条可在 一定程度上抑制侧 向力的幅值 , 采用头部 吹 、 吸气控制技术可 以改变侧 向力 的方 向和 在一定 范围 内改变侧 向力的大 小 , 但不 能完 全消除侧 向 力 。前体涡 吹 、 吸气控制系统 由气源 、 管路 、 快速 阀门和控制 单元组成 , 气源通 常 由发动机 引出 , 在控制 时通常需要消耗较多的能量 。 那么 , 能否 以很小 的能量 输入将大 小和方 向随机变化 的侧 向力加 以精确控 制 , 使其变成有利于飞行控制的气 动力 力矩 , 变不利为有利 呢 答案是肯定的 , 这也 是本 文研 究工 作 的主要 目标 , 其核 心关 键技 术就 是前 体非 对称 涡 的控制 。 本 文 以大迎角 飞行器 前体非对称 背涡和 随机 的侧 向力导致 飞行 器 出现的复 杂运动现象为研究背景 , 从大迎角细长旋成体非对称 背涡流动系统着手 , 以一个 尖拱形 的细长体模型为研究对象 , 研 究大迎角细长体 的尾流场 的空间结构 分析 非对称背涡产生的流动机理 , 在此基础 上提 出在头尖部施加微 吹气扰动进行非对 称背涡控 制的技术 , 研究通 过主动调控背涡系来消除侧 向力和控制侧 向力 的大小 和 方 向的控制规律 , 并分析 了 数 、 马赫数等流场因素对 控制规律的影 响 。 相关研究 的回顾 大 迎角细长体 非对称流动 二十世纪五十年代 初 , 人首先在实验 中发现 , 和 , 、, 等 即使是在零侧滑角情况下 , 大迎角细长旋成体也会产 生或 左或右的侧 向力 , 产 生侧 向力 的原 因在于弹体背风面上产生非对称背涡 。 认 为 , 倾斜 圆柱体横 向流动的发展 随模型轴 向距离的变 化 , 与圆柱流 和 场从静止 启动 时流动随时间发展 是相似 的 , 并 由此提 出了二维 圆柱脉冲起动流动 比拟理论来对细长旋成体的流动特 性进 行分析 。这一方法对早期的研究和定性地 理解大迎 角细长旋成体非对称流 动具有 一定的帮助 , 但这一方法 的根本 问题是没 有体现非对称流动的三维流动特性 , 对非对称背涡的 “双稳态 ” 切换等流动现象 无法给 出正确解释 。 从 年 以来 , 细长旋成 体在 大迎 角时的流动特 性得到 了充分 的重视 , 人们 采用 试验或理论计算 的方法进行 了大量 的研究 卜 , , 其 中部 分原因是 出于提 高飞 万声 女头掌 硕士毕业设计论文 第一章前 言 行器在大迎 角时的操控特性和增加 飞行包线范 围 。但是这部分研 究 内容更吸 引人 的地方是在 大迎角 时 , 轴对称 的细长体会产生非对称 的流态 , 从而产 生侧 向力 。 和 采用纹影实验方法对大迎角细长体非对称涡做 了详 细 的观测 , 验 证 了在 大攻角下尖顶细长体旋成体背风 区为一系列稳定 的非对称 涡 系 , 由图 一给 出 。这些涡之 间相互作用 , 并与其它部件相互作用 , 如机 翼 、 控 制面等 , 使 得具有细长体前机身飞机的纵 向特性和横 向特性受到很大 影响 。 测 量 了大迎角尖顶细长旋成体 的表面压力分布 , 观察到截面侧 和 向力沿模型轴 向分布呈现为幅值递减的波形分布 。 和 等人在 年 中期做 了大量 的风洞试验研究 。 研究 内容包括前体形状 、 马赫数 的影响 , 他们 的研 究结果表 明 , 侧 向力产生 的起 始攻角 与前体模型 的半锥顶角 关系 式为 ,。 占, 侧 向力在亚音速时达到最大值 , 其量值甚至超过法 向力 的最 大值 。 如果横流马赫数大于 , 则旋成体上 的侧 向力趋 于零 , 此时超 音速 流 区占据 了 显著 的区域 。 图 一 细 长旋 成体 背风 区涡 系 空间 结构 【的实验研究表 明细长旋成 体的头部钝度对模 型侧 向力 的 和 峰值有很大 的影响 , 增加模型头部钝度可显著减 小侧 向力 。在美 国 低湍流压力风洞 中 , 研 究中心 采用模型表面测压方法 , 研究 了头部 为尖拱 型细长体 模型在较宽雷诺数 范围内 , 大迎角非对称流动 的特 点和模型侧 向力的变化规律 。 当迎角 “ 当攻角 “和“ 。 “ 。 时 , 模型侧 向力系数 。 时 , 模 型绕流 为层流 分离 模型侧 向力系数最大值约 为 七 , 且基本不 随 数 发生变化 和 湍流分离时 一 , 当模型绕 流为转披状态 时 , 模型侧 向力系数通 常小于 。 大迎角 时 , 细长体旋成体背风区非对称流动对 头尖 部的几何外形变 化非常敏 感 , 以致于重 复同样 的试 验几乎得 不到相 同的实验结果 , 甚至在 同一 次试验 中 , 也不 能重 复 得 到相 同 的 结 果 。 。 , 和 发现 头部 尖 点 附 近 的 几 何 万声 素诀掌 硕士毕业设计论文 第一章前 言 小扰动对非对称流动的影响很大 。美 国 究。 , 和 研究中心积极开展 了在这个领域 的研 等人总结 出影 响旋成体背涡 出现非对称性的因素 有头部钝度 、 边条 、 头部半顶角 、 马赫数 、 雷诺数等 , 并给 出了大攻角时细长体 绕流特 点 非对称涡 出现的起 始迎 角大约 为细长体半锥 顶角的 倍 绕流对细 长体头尖 部的几何外形不对称非常敏感 头部越钝 非对称程度将减弱 试 验结果 重复性很差 随着实验技术和理论 的发展 , 空气动力学学者进 一步研 究了从小迎角到大迎 角的旋成体 背涡特性变化规律 。相对 于机身 中心对称 面 , 在 小迎角 时流动 是稳定 对称 的 到 当迎角增大时 , 流动变为不对称 , 但仍保持稳 定流动状态 。 以上 时 , 流动呈现类似二维 圆柱绕流 的非定常流动特 性 。 当迎 角增大 。 根据 不同迎角下流场的特性进 行 了分类 , 参见 图 一 小迎 角范围 三 。三 为附着 、 对称 、 稳 定的流动 , 升力线性变化 中等迎角 范围 。 。 三气 。 分离流 、 对称卷起 的一对旋 向相反 的涡 , 定常流动 , 升力非线性变 化 大迎角范 围 气 , 。三 有分离流动 , 非对称 涡 , 同时有定常和 非定常流动 , 升力非线性变 化 很大迎 角范围 。哪 。 分离流 , 非定常湍流尾迹 , 过失速 。 随着 大型计算机技术和计算流体力学 的进步和发展 , 数值模拟技术在 大迎角细长旋成体绕 流 问题 中得到 了越来越 多的应用 。 ' 采用数 值模拟方法研究 了模 型头部空间小扰动对非对称流动 的影响 。 , 一 响, '】 应用 方程计算 了细长旋成体头部微小的几何不对称对非对称绕流 的影 '】 应用 一方程计算 了细长旋成体头部形状变化的影响 。 张涵信 ' 】 应 用三维 一方程计算 了细长旋成体从小迎角对称流动到大迎角非对称流动 的变化 过程 , 给 出了变化 前后涡结构和物 理量分布 的特 征 。 扬云军 、 崔尔杰 ' 应用数 值方法研究 了压缩 性对细 长体非对称绕流发展的影响 。国内应用数值模拟手段开 展相关研 究工作 的还有李锋 、 蔡晋生 ` , ' 】 、 邓有奇 等。 为 了研 究大迎角细长旋成体非对

pdf文档 细长旋成体单孔位微吹气扰动控制的数值研究

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