專(zhuān)利名稱(chēng)：模型滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中前機(jī)身大迎角人工轉(zhuǎn)捩方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域的一種風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法，特別是涉及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诖蠊ソ莿?dòng) 態(tài)滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中的前機(jī)身邊界層轉(zhuǎn)捩方法。
背景技術(shù)：
現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)通常要求做大攻角機(jī)動(dòng)飛行以提高其作戰(zhàn)效能，戰(zhàn)機(jī)在大攻角狀態(tài)下 經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)橫向不穩(wěn)定，產(chǎn)生不可控的非線(xiàn)性飛行運(yùn)動(dòng)，如機(jī)翼?yè)u滾現(xiàn)象(翼身組合體模 型繞體軸的大振幅振蕩)。此外，戰(zhàn)機(jī)在大攻角也需要主動(dòng)做橫向滾轉(zhuǎn)以實(shí)現(xiàn)某些機(jī)動(dòng)動(dòng) 作。因而，通常需要在風(fēng)洞中研究戰(zhàn)機(jī)做橫向滾轉(zhuǎn)或振蕩等運(yùn)動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)特性和流場(chǎng)特性。 對(duì)于帶有細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身的現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)，雷諾數(shù)對(duì)其繞流流動(dòng)有著很大影響。因此，進(jìn)行模型滾 轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中的雷諾數(shù)效應(yīng)研究具有十分重要的工程應(yīng)用價(jià)值。隨著雷諾數(shù)的增加，翼身 組合體前機(jī)身繞流分別經(jīng)歷亞臨界流動(dòng)區(qū)、臨界流動(dòng)區(qū)、超臨界流動(dòng)區(qū)和過(guò)臨界流動(dòng)區(qū)，根 據(jù)已有的研究，當(dāng)來(lái)流雷諾數(shù)高到使前機(jī)身繞流達(dá)到過(guò)臨界流態(tài)以后，雷諾數(shù)對(duì)前機(jī)身氣 動(dòng)特性不再有顯著影響。然而在常規(guī)低速風(fēng)洞中，因其試驗(yàn)段尺寸和風(fēng)速的限制，來(lái)流雷諾數(shù)通常與實(shí)際 飛行的雷諾數(shù)相差較大，對(duì)于翼身組合體模型，其前機(jī)身繞流通常無(wú)法達(dá)到過(guò)臨界流態(tài)。為 了使得前機(jī)身繞流達(dá)到過(guò)臨界流態(tài)，通常采用人工轉(zhuǎn)捩技術(shù)。關(guān)于模型靜態(tài)條件下，前機(jī)身 大迎角繞流的人工轉(zhuǎn)捩技術(shù)，前人已經(jīng)做了較多研究。美國(guó)NASA的Hall[1_2]通過(guò)在模型前 機(jī)身迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面兩側(cè)各黏貼一根轉(zhuǎn)捩帶的方法模擬了旋成體大迎角的過(guò)臨界流態(tài)，國(guó)內(nèi) 北京航空航天大學(xué)的陳瑩、鄧學(xué)鎣等人[3]通過(guò)在旋成體兩側(cè)各貼一根轉(zhuǎn)捩絲，也實(shí)現(xiàn)了對(duì) 旋成體過(guò)臨界繞流的人工轉(zhuǎn)捩。陳瑩、鄧學(xué)鎣等人的研究表明，為了正確模擬前機(jī)身大攻 角過(guò)臨界流動(dòng)，轉(zhuǎn)捩絲的周向粘貼位置應(yīng)處于約士 -71° )之間(前機(jī)身迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng) 面為0° )，并且，轉(zhuǎn)捩絲的軸向位置從x/D = 0.185到機(jī)身尾端(D為前機(jī)身直徑，χ為軸 向坐標(biāo)，前機(jī)身尖部為0點(diǎn))，轉(zhuǎn)捩絲的直徑在0. 3mm-lmm之間，其中，轉(zhuǎn)捩絲的周向粘貼位 置處于士52. 5度時(shí)，轉(zhuǎn)捩效果最好。但是當(dāng)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜐L轉(zhuǎn)振蕩的時(shí)候，按照陳瑩、鄧學(xué)鎣等人的方法貼轉(zhuǎn)捩絲并不能 使得翼身組合體上細(xì)長(zhǎng)旋成體前機(jī)身繞流一直保持過(guò)臨界的流態(tài)，原因在于轉(zhuǎn)捩絲起轉(zhuǎn)捩 作用的范圍在模型繞流周向角約士 -71° )之間(風(fēng)軸系)，一旦模型滾轉(zhuǎn)振蕩起來(lái)， 轉(zhuǎn)捩絲如果在風(fēng)軸系中超出這個(gè)角度范圍，人工轉(zhuǎn)捩作用就將失效了。而對(duì)于翼身組合體 的機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)，振幅一般都在40-60度這個(gè)量級(jí)，很容易就超過(guò)轉(zhuǎn)捩絲的轉(zhuǎn)捩范圍。目 前對(duì)于實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜐L轉(zhuǎn)振蕩條件下，飛機(jī)前機(jī)身過(guò)臨界流態(tài)模擬的技術(shù)還未見(jiàn)報(bào)道。參考文獻(xiàn)[l]Hall R. Μ. , Banks D. W. Progress in Developing Gritting Techniques for High Angle of Attack Flows, AIAA Paper 94-0169,1994.[2]Hall R. M. ， Erickson G. Ε. ， Fox C. H. ， Jr, Banks D. W. ， Fisher D. F.， Evaluation of Gritting Strategies forHigh Angle of Attack Using Wind Tunnel andFlight Test Data for the F/A-18, NASA/TP-1998-207670,1998.[3]陳瑩，前體非對(duì)稱(chēng)渦過(guò)臨界Re數(shù)流動(dòng)特性及其擾動(dòng)控制，北京北京航空航天 大學(xué)博士學(xué)位論文，2008年.

發(fā)明內(nèi)容
在背景技術(shù)一節(jié)中已經(jīng)說(shuō)明，對(duì)于靜態(tài)條件下，已有的大攻角前機(jī)身迎風(fēng)面兩側(cè) 各貼一根轉(zhuǎn)捩絲的邊界層轉(zhuǎn)捩技術(shù)，在模型動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)振蕩情況下將失效。本發(fā)明針對(duì)上述問(wèn)題，發(fā)展了一套多轉(zhuǎn)捩絲的人工轉(zhuǎn)捩技術(shù)，成功實(shí)現(xiàn)了模型滾 轉(zhuǎn)振蕩運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，翼身組合體前機(jī)身繞流的過(guò)臨界流態(tài)模擬。
根據(jù)已有的研究，在機(jī)翼滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中，如果能保證在風(fēng)軸系下，細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身繞 流周向角約士 -71° )之間各有一根轉(zhuǎn)捩絲，就可以使得模型在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，細(xì)長(zhǎng)前 機(jī)身繞流保持為過(guò)臨界流態(tài)。基于這一點(diǎn)，本發(fā)明通過(guò)在模型周向位置上分布式的貼多根 轉(zhuǎn)捩絲，使得模型在以很大的振幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中，在風(fēng)軸系下，細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身繞流周向角約 士08° -71° )之間始終有一根轉(zhuǎn)捩絲，而保證其它不在此范圍內(nèi)的轉(zhuǎn)捩絲對(duì)流動(dòng)沒(méi)有影 響。為了達(dá)到這個(gè)目的，轉(zhuǎn)捩絲的分布需滿(mǎn)足下述三個(gè)條件(1)轉(zhuǎn)捩絲的分布應(yīng)使得細(xì) 長(zhǎng)前機(jī)身繞流周向角約士 -71° )之間始終有一根轉(zhuǎn)捩絲(迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面為周向角 0° ) ； (2)轉(zhuǎn)捩絲不在此范圍內(nèi)時(shí)不能對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生影響，因而轉(zhuǎn)捩絲不能貼得太多，而且其 直徑也不能過(guò)大；(3)轉(zhuǎn)捩絲覆蓋的范圍大小取決于自由搖滾振蕩的振幅。滿(mǎn)足上述條件 的前機(jī)身多轉(zhuǎn)捩絲邊界層轉(zhuǎn)捩方法能實(shí)現(xiàn)前機(jī)身過(guò)臨界流動(dòng)的模擬。有益效果按以上前機(jī)身的多轉(zhuǎn)捩絲轉(zhuǎn)捩方案，在迎角40度、風(fēng)速65m/s的情況 下，翼身組合體模型滾轉(zhuǎn)振蕩角以士60度正弦變化時(shí)，前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體繞流都能保證過(guò) 臨界的流態(tài)，如圖5、6所示。既然模型以振幅60度連續(xù)滾轉(zhuǎn)振蕩起來(lái)過(guò)程中，前機(jī)身細(xì)長(zhǎng) 旋成體繞流都能保證過(guò)臨界的流態(tài)。同時(shí)，圖7給出了傳統(tǒng)的迎風(fēng)面兩側(cè)單根轉(zhuǎn)捩絲的轉(zhuǎn) 捩方法，可以看出，當(dāng)模型滾轉(zhuǎn)以后，該方法不能有效的起到轉(zhuǎn)捩效果，因而不適用于模型 滾轉(zhuǎn)振蕩的情況。


圖1翼身組合體模型和周向角定義；其中圖Ia翼身組合體模型；圖Ib截面周向角定義。圖2貼上轉(zhuǎn)捩絲的翼身組合體模型的迎風(fēng)面(從模型下表面向上看)。圖3翼身組合體模型前機(jī)身橫截面上轉(zhuǎn)捩絲的分布(0°為迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面)。圖4迎角40度、風(fēng)速65m/s時(shí)不同直徑轉(zhuǎn)捩絲對(duì)翼身組合體模型前機(jī)身x/D = 3. 35截面上壓力分布的影響。圖5迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面兩側(cè)多根轉(zhuǎn)捩絲轉(zhuǎn)捩效果，迎角40度、風(fēng)速65m/s時(shí)正弦運(yùn)動(dòng) (頻率0. 055Hz，振幅60度)過(guò)程中翼身組合體x/D = 3. 35截面上壓力分布。圖6迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面兩側(cè)多根轉(zhuǎn)捩絲轉(zhuǎn)捩效果，迎角40度、風(fēng)速65m/s時(shí)正弦運(yùn)動(dòng) (頻率2Hz，振幅60度)過(guò)程中翼身組合體x/D = 3. 35截面上壓力分布。圖7迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面兩側(cè)單根轉(zhuǎn)捩絲轉(zhuǎn)捩效果，迎角40度、風(fēng)速60m/s時(shí)，翼身組合 體x/D = 3. 35截面上壓力分布。
具體實(shí)施例方式示例 1 在翼身組合體的風(fēng)洞試驗(yàn)研究中(模型如圖1所示)，在自由搖滾和強(qiáng)迫搖滾 測(cè)壓模型上，按照如圖2和圖3所示的轉(zhuǎn)捩絲分布方式，將轉(zhuǎn)捩絲從模型軸向位置x/D =0.185貼到機(jī)翼截面。這樣，模型在以60°振幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中在風(fēng)軸系下細(xì)長(zhǎng)前機(jī) 身繞流周向角約士 -71° )之間始終有一根直徑為0.1mm的轉(zhuǎn)捩絲。實(shí)現(xiàn)了在常 規(guī)低速風(fēng)洞中，研究翼身組合體在過(guò)臨界Re數(shù)繞流流態(tài)下的機(jī)翼?yè)u滾的運(yùn)動(dòng)特性和流 動(dòng)特性。為了使得模型在以60°振幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中，在風(fēng)軸系下，細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身繞流周 向角約士08° -71° )之間始終有一根轉(zhuǎn)捩絲，模型兩側(cè)的轉(zhuǎn)捩絲，分別以22.5度的 間隔，關(guān)于士56. 25度對(duì)稱(chēng)分布。間隔選擇22. 5度是因?yàn)槠疝D(zhuǎn)捩作用的周向角范圍約 士08° -71° )，為了用最少的轉(zhuǎn)捩絲，模型兩側(cè)轉(zhuǎn)捩絲之間的間隔就應(yīng)該選擇22.5度； 而關(guān)于士 56.25度對(duì)稱(chēng)分布，是因?yàn)槠疝D(zhuǎn)捩作用的周向角范圍約士08° -71° )的中間 位置是60度，為了保證模型上相鄰的轉(zhuǎn)捩絲之間的間隔都是22. 5度，同時(shí)避開(kāi)測(cè)壓孔， 本示例選擇了 60度周向角位置附近的56. 25度。本示例用這樣的方法分布轉(zhuǎn)捩絲，既 滿(mǎn)足了滿(mǎn)足了模型在以60度振幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中在風(fēng)軸系下細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身繞流周向角約 士08° -71° )之間始終有一根轉(zhuǎn)捩絲的要求，又滿(mǎn)足了轉(zhuǎn)捩絲最少的要求。解決轉(zhuǎn)捩絲的分布問(wèn)題，但這么多的轉(zhuǎn)捩絲，要滿(mǎn)足轉(zhuǎn)捩絲在起轉(zhuǎn)捩作用的角度 內(nèi)只起轉(zhuǎn)捩作用，而不在這個(gè)范圍內(nèi)時(shí)對(duì)流動(dòng)沒(méi)有本質(zhì)的影響，選擇多大的直徑合適呢？ 為此，在貼多轉(zhuǎn)捩絲之前，先看看單根轉(zhuǎn)捩絲直徑對(duì)細(xì)長(zhǎng)旋成體前機(jī)身繞流轉(zhuǎn)捩的影響。根 據(jù)前人對(duì)旋成體人工轉(zhuǎn)捩的研究結(jié)果，轉(zhuǎn)捩絲的直徑選擇0.3mm-lmm之間。本示例在翼身 組合體前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體同一周向角56. 25度位置上貼不同直徑的轉(zhuǎn)捩絲，來(lái)研究轉(zhuǎn)捩絲 直徑對(duì)流動(dòng)轉(zhuǎn)捩的影響，如圖4所示，研究表明，到直徑為0. 8mm時(shí)，對(duì)于本示例翼身組合 體的前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體，轉(zhuǎn)捩絲就不能只起轉(zhuǎn)捩的效果，還會(huì)影響流動(dòng)，從而說(shuō)明，轉(zhuǎn)捩絲 的直徑選擇是一個(gè)和模型直徑有關(guān)的一個(gè)相對(duì)值，而不是一個(gè)絕對(duì)值。為此，本示例選擇 了最細(xì)的直徑為d = 0. Imm的轉(zhuǎn)捩絲，相對(duì)于前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體直徑(D = 90mm)，d/D = 0. 11%。模型以振幅60度連續(xù)滾轉(zhuǎn)振蕩起來(lái)過(guò)程中，前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體繞流都能保證過(guò) 臨界的流態(tài)。因此，只要在過(guò)臨界流態(tài)下，機(jī)翼?yè)u滾振蕩的最大振幅不超過(guò)60度，那么，在 機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，前機(jī)身細(xì)長(zhǎng)旋成體繞流的流態(tài)都能保證是過(guò)臨界的。圖5、6分別給 出了模型以不同頻率振蕩時(shí)，模型模型前體截面的壓力分布，可見(jiàn)壓力分布類(lèi)型為典型的 過(guò)臨界流態(tài)。
權(quán)利要求
1.一種在常規(guī)低速風(fēng)洞中，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜐L轉(zhuǎn)振蕩情況下，使模型前機(jī)身繞流達(dá)到過(guò)臨界 流態(tài)的多轉(zhuǎn)捩絲人工轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)方法。其特征在于在飛機(jī)模型前機(jī)身迎風(fēng)面對(duì)稱(chēng)面兩側(cè)，分 別以一定的角度間隔，關(guān)對(duì)稱(chēng)分布黏貼多根轉(zhuǎn)捩絲，使得模型在以一定振幅滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程 中，在風(fēng)軸系下前機(jī)身繞流周向角士 -71° )之間始終有一根轉(zhuǎn)捩絲，轉(zhuǎn)捩絲沿機(jī)身 軸向從模型前機(jī)身尖部稍后一定位置處一直貼到機(jī)翼前端所在截面。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述方法，其特征為該方法采用的轉(zhuǎn)捩絲可以為一定截面形狀的 絲狀物，也可以為較薄的帶狀物(轉(zhuǎn)捩帶)，黏貼轉(zhuǎn)捩絲或轉(zhuǎn)捩帶的數(shù)量取決于模型滾轉(zhuǎn)振 蕩的振幅大小。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述方法，其特征為轉(zhuǎn)捩絲不在轉(zhuǎn)捩范圍內(nèi)時(shí)不能對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生影 響，因而轉(zhuǎn)捩絲不能貼得太多，而且其直徑也不能過(guò)大，轉(zhuǎn)捩絲的直徑選擇是一個(gè)和模型直 徑有關(guān)的一個(gè)相對(duì)值，而不是一個(gè)絕對(duì)值。
全文摘要
本發(fā)明給出了一種在實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜐L轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中前機(jī)身大迎角邊界層轉(zhuǎn)捩方法。該方法通過(guò)在前機(jī)身迎風(fēng)面兩側(cè)布置多根轉(zhuǎn)捩絲的方法，使得模型在以一定振幅的滾轉(zhuǎn)振蕩過(guò)程中，在風(fēng)軸系下細(xì)長(zhǎng)前機(jī)身起轉(zhuǎn)捩范圍的繞流周向角內(nèi)始終有一根轉(zhuǎn)捩絲，并且，轉(zhuǎn)捩絲從模型前端特定位置沿軸向一直貼到機(jī)翼前端截面。從而實(shí)現(xiàn)了在常規(guī)低速風(fēng)洞中，可以研究飛機(jī)模型前體在過(guò)臨界Re數(shù)的繞流流態(tài)下的搖滾振蕩運(yùn)動(dòng)。
文檔編號(hào)G01M9/08GK102053004SQ20101018194
公開(kāi)日2011年5月11日 申請(qǐng)日期2010年5月19日 優(yōu)先權(quán)日2010年5月19日
發(fā)明者李巖, 王兵, 王延奎, 鄧學(xué)鎣, 馬寶峰 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)