非零侧滑角大迎角细长体侧向力控制规律实验研究

通过风洞实验方法研究了非零侧滑角状态下,大迎角细长体模型的侧向力和偏航力矩变化规律。并且应用主动流动控制技术,对非零侧滑角模型的侧向力和偏航力矩加以控制,研究其有效控制的侧滑角范围和控制规律。研究结果表明:在迎角α=55°、侧滑角β=-24°~+24°范围内,改变细长体模型头部微扰动摆振片的平衡周向角位置(有效周向角位置在±16°之间变化),模型侧向力和偏航力矩呈线性变化规律。此项力和力矩线性控制技术为飞行器在大迎角高机动飞行发生侧滑时,实现恢复及保持安全姿态飞行,提供一种有效飞行控制新方法。     

大攻角细长旋成体非对称涡组合扰动控制的数值研究

使用数值模拟的方法,研究了采用三角扰动块加单孔位微吹气进行大攻角细长旋成体绕流非对称涡控制的组合扰动技术。结果表明,组合扰动可以实现旋成体侧向力的渐变控制。对流场结构的分析发现,组合扰动是通过改变旋成体头部流场涡结构从而实现了对整个非对称流场的控制,据此可以确定能实现侧向力控制的有效吹气孔周向位置。计算中还发现,吹气孔位于离顶部较远位置时,侧向力随吹气强度变化平缓易控制,但需以较大吹气强度为代价。     

头部和后体对钝头体侧向力的影响

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。     

高机动飞行器幻影侧滑的主动控制

针对大攻角非对称涡流动控制,设计研制了一种新的非定常微扰动机构的主动控制技术,结合天平测力试验对该机构的侧向力控制特性进行了研究,并与头部固定扰动片的控制方式进行了分析比较,研究结果表明:在α=0～55°范围内,采用该控制装置能够控制侧向力的方向,且可有效消除侧向力的幅值,实现对侧向力的比例控制。     

大迎角细长体侧向力的比例控制

介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能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;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。     

飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究

具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难.为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用.试验中通过压力分布确定头部分离流动特征,再采用人工转捩和头部微扰动技术在大攻角风洞试验中确定侧向力和...     

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

 研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。     

头部几何微扰对流动不对称性影响的数值研究

使用低耗散的Roe格式,数值模拟了头部几何微扰对细长体不对称绕流的影响.计算发现,周向网格的加密本身也是一种微扰动,会对流场产生很大的影响.如果再加上头部几何微扰,随其高度的变化,侧向力分布显示出类似于几何扰动周向角变化时产生的双稳态现象.在对应的攻角下,头部扰动的方式决定了头部分离的方向,进而决定了后体的流场发展情况.     

翼身组合体大迎角前体非对称涡流动性态研究

在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。     

全机模型大迎角侧向力控制的实验研究

研究和验证了在风洞模型试验雷诺数为70万情况下,在大迎角细长旋成体头部安置非定常小扰动激励器来控制非对称流动从而控制侧向力的技术.利用大迎角细长旋成体非对称流动的主动流动控制技术,在DBM-1全机模型大迎角状态下,以很小的能量输入为代价得到了可控的侧向力和偏航力矩.     

大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电（single_Dielectric Barrier Discharge SDBD）等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。     

双三角翼及其翼身组合的滚转运动特性比较研究

采用Navier-Stokes方程与滚转运动方程耦合计算方法,比较研究了不同后掠角的双三角翼和翼身组合体的滚转运动特性,分析了机翼前缘后掠角及细长机身对非定常滚转力矩时滞环、动态流场结构和物面瞬时压力分布的影响。研究结果表明：主翼迎风面上的融合涡能量在80°/60°双三角翼上耗散较小,而在76°/40°双三角翼上耗散严重,这是造成两模型滚转力矩稳定性与时滞特性差异的主要因素;机身对气流的扰动作用,大幅增强了滚转力矩的线性分量;机身对气流的上洗作用,增强了边条涡与融合涡吸力及其时滞性,同时加剧了主翼背风面的两涡干扰;大滚转角时机身对横流流动的干扰,使得主翼背风面压力分布的时滞差异显著增加。该研究结果有助于认识后掠角与细长机身影响双三角翼滚转运动特性的物理机理。     

大迎角下椭圆截面头部细长体的涡系和压强分布

本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。     

机头颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响研究(英文)

本文重点介绍了在机头周向角±45°处的颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了数值模拟研究。结果表明:在机头周向角±45°处的颗粒对大迎角下飞机的航向气动特性影响明显,能够使大迎角偏航力矩具有确定的方向。对流场结构分析发现:颗粒所在一侧脱离出明显强于没有颗粒一侧的小涡,从而在机头该侧诱导出更强的分离涡,进而导致了飞机大迎角非对称气动力的出现。     

细长尖头旋成体大迎角非对称涡系结构

本文采用数值计算方法,对细长尖拱旋成体大迎角背风侧非对称涡系结构以及与沿轴向交变的侧向力分布的关系进行了研究.求解的是N-S方程,采用Jameson中心格式,湍流采用修正的B-L模型.通过数值模拟揭示了在头部开始产生非对称涡,形成二次涡的机理以及在背风侧形成集中涡的过程.从而说明了采用集中涡来模拟这类流场的正确性,表明了二次涡对多个脱体集中涡形成的贡献.     

短舱扰流片对运输机增升装置气动特性的影响

 以民用运输机增升装置复杂增升构型气动设计为背景,针对短舱扰流片对增升构型气动性能的影响,借助数值模拟对流动控制效果和影响机理进行研究。数值结果表明:合理的扰流片设计可以明显改善增升装置的气动特性,提高最大升力系数0.3以上,增大失速迎角3°左右。短舱扰流片安装参数研究表明:短舱扰流片产生旋涡强度对其推迟失速的效果有明显影响;在所研究的范围内,短舱扰流片弦向位置明显影响扰流片的当地来流迎角,进而改变所产生旋涡的强度;扰流片的周向安装角主要影响扰流片的来流强度,同样影响所产生旋涡的强度;扰流片面积对提高升力系数贡献不大,主要影响失速形态。     

Effect of multiple rings on side force over an ogive-cylinder body at subsonic speed

Experiments and computations were performed over an ogive-cylinder body having an lift-to-drag ratio of 16 at a diameter Reynolds number of 29000. The side force on the slender body augments with increasing angles of attack for the case without a ring. This increase was mainly due to the increase in the asymmetry of the existing vortex pair in the wake of the body. Attempts were made to completely reduce the existing side force at the angle of attack ranging from 35° to 45°.Three rectangular cross-sectioned circumferential rings having a height of 3% of the local diameter were placed at axial distances of 2.5, 3.5 and 4.5 times the base diameter from the tip of the body so as to reduce the side force. The results obtained indicate that inclusion of three rings completely alleviated the side force on the slender body at the angle of attack ranging from 0° to 45°. The presence of rings was found to alter the growth of the vortices that helped in the reduction of the side force. Computations performed were in reasonable agreement with the experiments.     

细长圆锥前体非对称涡流场的等离子体控制

应用一对单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器对顶角为20°的圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制试验研究。试验在3.0m×1.6m低速低湍流度风洞中进行,迎角为45°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5×104。流动控制分为等离子体激励器关闭,左舷或右舷等离子体激励器分别开启,左右舷等离子体激励器占空循环3种模式。试验结果包括7个测量截面上的周向压力分布以及积分得到的截面当地力和力矩以及圆锥段力和力矩。研究结果表明,在圆锥头部尖端处迎风面两侧对称放置一对SDBD等离子体激励器,采用合适的激励器形式,并通过适当的电学参数,可以实现对细长旋成体侧向力和力矩的比例控制。通过对模型及等离子体激励器制作的改进,相对于前人相应的研究结果,本文中侧向力和力矩随占空比变化的线性度得到了改善。