三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究
压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究
（ ｈｎ ｅｏ ｙ ａ ｉｓＲ ｓａｃ ｎ ｅｅｏ ｍ ｎ ｅ ｔｒ Ｃ ｉａＡ ｒｄ ｎ ｍ ｃ ｅｅ ｒｈ ａ ｄ Ｄ ｖ ｌ ｅ ｔＣ ｎｅ ，Ｍｉｎ ａ ｇ６ ０ ｐ ａ ｙｎ ２ ０ ０，Ｃ ｉａ １ ｈｎ ）
ｔ ． ｏ １ ０．６ 。 ７ 。 ｎ ６ ｄ ｌａ ｗ ｎ ｄ ｌ ｎ ｐ ｃａｉｅ ｙ ｍｉ ｔ ｌｍｅ ｈ ｉｍ ｒ ｓ ｄ．Ｔ ｅ ０ ， ０ ａ ｄ ７ 。 ｅｔ ｇ ｍｏ ｅｓａ ｄ ｓ ｅ ｉｌｚ ｄ ｄ ｎａ ｃ ｓａ ｃ ａ ｓ ｗｅ ｕ ｅ ｉ ｌ ｎ ｅ ｈ
ｗ ｎ ｕ ｎ ｌｏ ｉ ｄ ｔｎ ｅ ｆＣＡＲＤＣ ａ ｉ ｅ ｎ ｍｐ ｉ ｄ ｓａ ｄ ｆｅ ｕ ｎ ｉｓ，ｔｓ ｃ ｕ ｅ ｓｒｎ ｅ ｏ ０． ｔｄ ｆ ｒ ｔａ ｌ ｕ ｅ ｑ ｅ ｃｅ ｅ ｔ ｎ ｒ ｅ ｔＭａ ｈ ｎ ｍｂ ｒ ａ ｇ ｄｆ ｍ ４ ｒ
＝０４—１０范 围 内 ， 不 同 振 幅 、 同频 率 情 况 下 进 行 了 风 洞 试 验 ， 别 测 量 了 各 三 角 翼 的 ． ． 在 不 分 动态 气 动载 荷 ， 研究 了 在 大振 幅俯 仰振 荡 时各 三 角 翼 的 动 态 气 动 特 性 ， 点 研 究 了 压 缩 性 对 重
２０ ０ ２年 １ ２月
Ｄｅ ， ０ ２ ｃ． ２
文章 编 号 ： ０ ７３ ２ （０ ２ ０ —０ ５０ １０ — １ ２０ ）４０ ７ — ４ ６
压 缩 性 对 大 振 幅俯 仰 振 荡 三 角 翼 动 态 特 性 影 响 的试 验 研 究
郑世华， 徐永长
（ 国空 气 动 力 研 究 与 发 展 中心 ， 川 绵 阳 ６ １０ ） 中 四 ２００
三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究
收稿日期:1998-10-22;修订日期:1998-12-28基金项目:国家“863”计划资助项目(863-2-6-5-04) 文章编号:1000-6893(1999)06-0485-04三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究黄 达,吴根兴(南京航空航天大学六系,江苏南京 210016)INVESTIGATION OF UNSTEADY AERODYNAMIC CHARACTERISTICSFOR A DELTA WING OSCILLATING IN LARGE AMPLITUDEPITCHING -ROLL MOTIONHU ANG Da ,WU Gen-xing(Dept.of Aer odynamics,Na njing U niv.of Aero.and Ast ro.,Nanjing 210016,China)摘 要:介绍一套用于3m 低速风洞的俯仰滚转两自由度大振幅非定常实验系统,并利用该系统对—三角翼单独俯仰和滚转及俯仰滚转耦合运动时的非定常气动特性进行了研究。
结果表明,飞行器俯仰滚转耦合运动时的气动特性比单独俯仰和滚转时的气动特性复杂得多。
关键词:俯仰;滚转;大振幅;非定常实验中图分类号:V 211.74 文献标识码:AAbstr act :This paper is intended to develop a set of the test technology of unsteady aer odynamic char acter is-tics for the model oscillating in lar ge amplitude pit ch-roll mot ion.The equipment was used in a 3-met er low speed wind tunnel at NU AA and a delta wing was tested.The results show that unst eady a erodynam ic char -acterist ics of a delta wing oscillating in lar ge amplitude pit ching -r oll motion ar e m or e complicat ed than in pitching motion or in roll motion.Key wor ds :pitching;rolling;large amplitude;unsteady wind tunnel test 新一代战斗机必须具备高机动飞行的能力,要达到这个目的,在设计时,就必须提供飞机在大迎角、大滚转角状态下的非定常气动特性,进行机动飞行特性研究。
三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究
三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究
唐敏中;李周复;等
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1994(012)004
【摘要】对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（76°+40°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动，振幅am=30°、60°和90°，缩减频率K=0.01～0.12，基于根弦长雷诺数
Re=2.76×105～8.23×105。
进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。
分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。
【总页数】8页(P367-374)
【作者】唐敏中;李周复;等
【作者单位】哈尔滨空气动力研究所，黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨空气动力研究所，黑龙江哈尔滨15000
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.三角翼动态气动特性低速实验研究 [J], 于欣芝;杨永年
2.滑流区中三角翼大攻角气动力特性的实验研究 [J], 陈素贞;潘文欣
3.俯仰振荡的边条三角翼大攻角非常气动特性的风洞试验 [J], 刘尚培
4.一种腹下S弯进气道低速大攻角下气动特性实验 [J], 翁小侪;郭荣伟
5.低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究 [J], 钟易成;余少志;陈晓
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三角翼的空气动力特性
图3-2-15 空气流过后掠翼的情形
图３－２－４０
三角翼在超音速情况下的压强差分布
•
二、三角翼的跨、超音速空气动力特性 空气以超音速流过三角翼的流动情形和三角翼 在超音速气流中的压强分布如何，要看是亚音速前 缘，还是超音速前缘而定。 (一) 三角翼在亚音速前缘情况下的压强分布 在亚音速前绦情况下，三角翼的前缘处于自翼 根前缘开始的马赫锥之内，如：图3—2 —37所示 AA' 流向切面 的空气，还未接触前缘的时候，就已 经受到机翼中段前缘OA段各点的扰动影响，因而沿 途压强是逐渐发生变化的，不致产生激彼。只在机 身头部和机身、机翼结合部位的转角处才产生激波。
• •
பைடு நூலகம்
三、边条翼空气动力特性简介 边条机翼是以中等后掠( 30 ~ 50 )和中等展弦 比机翼作为基础，在机翼根部前缘向前延伸，形成 一个后掠角很大(大于70°)的细长前翼，如图3— 2—43所示。通常称作为基础的机翼部分为基本翼， 称细长前翼部分为边条。 • 边条翼在很大迎角范围内，升力特性都优于基 本翼，见图3—2—44。其原因是在低、亚、跨音速 范围内，气流在不大的迎角下就会从边条前缘产生 脱体涡。在脱体涡的诱导下，不但内翼部分对升力 的贡献增大了，而且还在上翼面造成一种有规律的 流动，控制了外翼上的气流，使其不容易产生大迎 角下的气流分离，从而提高了临界迎角和最大升力 系数。又由于有小后掠角中等展弦比的主翼，整个 机翼在小迎角时也保持了较大升力系数斜率。
C y K p sin a cos2 K N cosa sin 2
• 在很小的迎角下，上式可写成 •
C y K p K N 2
Kp 式中第一项是位流升力，第二项是涡升力； 与 Kn 均为常值，其大小取决于展弦比。图3—2—36表明了 按上式计算的结果与实验结果的比较。 • 当迎角增大到一定程度，脱体涡在机翼上表面后缘 发生破碎，变得不规则，这会使流谱发生变化。迎角进 步增大，破碎点向前移动，能量进一步耗散，涡升力减 小。再后，出现失速，升力相应下降。临界迎角可高 达 35 ~ 40 。 • 三角翼虽然有这样大的临界迎角，但起飞、着陆， 还很难得到充分利用。因为起飞、着陆，增大迎角或迎 角过大，势必影响飞行员的视界，还会造成机身尾部擦 地。例如歼7飞机起飞的着陆迎角，不超过 9 ~ 10，远 远小于临界迎角。为此，有的超音速飞机将机头向下折 转，改善视界。同时，加高起落架，防止机尾擦地。
三角翼的原理
三角翼的原理一、引言三角翼是一种常见的飞行器翼型，广泛应用于飞机、导弹等领域。
它的独特形状和结构赋予了飞行器出色的飞行性能和稳定性。
本文将介绍三角翼的原理及其在飞行器设计中的应用。
二、三角翼的原理1. 翼型设计三角翼的翼型通常采用对称或者非对称的空气动力学翼型。
翼型的选择取决于飞行器的用途和设计要求。
对称翼型适用于需要在升力和阻力之间保持平衡的飞行器，而非对称翼型则适用于需要更高升力和较小阻力的飞行器。
2. 升力产生三角翼通过空气动力学的原理产生升力。
当飞行器在飞行时，翼面上的气流会受到翼型的作用，形成上、下表面的气压差。
根据伯努利定律，气流在上表面的速度较快，气压较低，而在下表面的速度较慢，气压较高。
这种气压差会使翼面产生向上的压力，即升力。
3. 稳定性三角翼的独特形状赋予了飞行器良好的稳定性。
由于三角翼的前缘较窄，而后缘较宽，飞行器在飞行时会产生一个向上的力矩，稳定飞行器的姿态。
此外，三角翼的形状还能减小气动力矩的波动，提高飞行器的稳定性。
三、三角翼在飞行器设计中的应用1. 飞机三角翼是常见的飞机翼型，它可以提供较大的升力和较小的阻力，使飞机能够在空中稳定飞行。
同时，三角翼还能够提供较好的机动性能，使飞机能够进行各种动作，如翻滚、盘旋等。
2. 导弹三角翼也广泛应用于导弹设计中。
导弹需要具备较高的速度和机动性，而三角翼能够提供较小的阻力和较好的稳定性，使导弹能够迅速飞行并实现精确的打击目标。
3. 火箭三角翼在火箭设计中也有重要的应用。
火箭的升力产生方式与飞机和导弹略有不同，但三角翼仍然能够提供稳定性和机动性，使火箭能够在飞行过程中保持平衡并完成各项任务。
四、结论三角翼作为一种常见的飞行器翼型，具备独特的形状和结构，能够提供较大的升力和较好的稳定性。
它在飞机、导弹和火箭等领域的设计中得到广泛应用。
通过深入研究和理解三角翼的原理，可以进一步优化飞行器的设计，提高其性能和稳定性。
三角翼的空气动力特性
在船舶设计中，三角翼的原理可以应用于船帆和船体结构 的设计，提高船舶的航行效率和稳定性。
运动器材
在滑翔伞、滑翔机等运动器材中，三角翼的形状和结构能 够提供更好的飞行性能和稳定性，使得运动更加安全和刺 激。
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影响因素
边界层的厚度、形状和稳定性受流体性质、物体形状和流动条件等因素的影响。例如，流 体粘性越大、物体表面越粗糙、流动速度越快，边界层越厚；反之则越薄。同时，边界层 的稳定性也受到这些因素的影响，不稳定时容易发生层流到湍流的转捩。
03 三角翼空气动力特性分析
升力产生机制剖析
迎角与升力关系
飞行速度与升力变化
根部的升力等。
稳定性与操纵性评估
01
纵向稳定性
三角翼飞机的纵向稳定性较好，因为其机翼形状使得飞机在受到扰动后
能够迅速恢复平衡状态。
02 03
横侧稳定性
三角翼飞机的横侧稳定性相对较弱，因为其机翼展弦比较小，对侧风的 抵抗能力较弱。为了提高横侧稳定性，可以采用增加垂尾面积、安装翼 刀等措施。
操纵性
三角翼飞机的操纵性较好，因为其机翼形状使得飞机在滚转和俯仰方向 上的操纵力矩较大。同时，采用全动平尾和差动平尾等操纵面布局也可 以进一步提高飞机的操纵性。
改进蒙皮与骨架的连接方式，提高连接强度和密封性能，降低气动 阻力。
性能提升途径挖掘
气动布局优化
通过调整三角翼的气动布局，如 改变后掠角、展弦比等参数，以
提高升力和降低阻力。
表面粗糙度控制
控制三角翼表面的粗糙度，降低气 动摩擦阻力和涡流损失，提高气动 效率。
边界层控制技术
采用边界层控制技术，如吹气、吸 气等方法，以控制三角翼表面的边 界层流动，降低阻力和提高升力。
三角翼布局气动特性及流动机理研究
４ ８ ． ）
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次 涡逐渐 消失 ， 并 引起 较小 的 涡升力 。 参 考 文 献 ：
［ １ ］ Ｃ ＨＵ Ｊ ，Ｌ ＵＣ ＫＲ Ｉ Ｎ Ｇ Ｊ Ｍ．Ｅ ｘ ｐ ｅ ｒ ｉ ｍｅ ｎ ｔ ａ ｌ ｓ ｕ ｒ ｆ ａ ｃ ｅ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ
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图 ｌ Ｏ 滚 转 力 矩 系数 随侧 滑 角 的 变 化 （ Ｍ －０ ． ８ ）
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涡破裂 点 前移 ， 涡升 力 明显 ； 超 声速 范 围 内， 旋 涡不 易
俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验
俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验史志伟;符澄;明晓【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2005(037)004【摘要】在南京航空航天大学已建成的国内首座非定常风洞内,研制了一套单自由度俯仰振荡实验装置,设计开发了一套对模型姿态和来流风速进行联合控制的软件.对一60°后掠三角翼模型进行了单独俯仰振荡运动和俯仰振荡与自由来流耦合运动的实验.实验结果表明:模型做单独俯仰振荡时,振动频率和振动幅值的影响只有在迟滞环出现后才起作用,而迟滞环的出现是由于翼面上的不同流态对外界扰动的反应时间不同造成的.非定常自由流对做俯仰振荡的三角翼气动特性有很大的影响,模型上仰过程中来流的减速,进一步提高了最大升力系数,推迟了失速迎角;模型下俯过程中来流的加速,则更进一步推迟了升力系数恢复到静态时的值.当翼面上产生破碎涡流时,非定常自由流的作用表现得更为明显.【总页数】5页(P412-416)【作者】史志伟;符澄;明晓【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;中国空气动力研究与发展中心设备设计与测量技术研究所,绵阳,622653;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.7【相关文献】1.三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究 [J], 黄达;李志强;丁克文;张文华2.三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究 [J], 丁克文;张文华;李志强;齐孟卜;任荣生3.双三角翼非定常俯仰运动实验与数值模拟 [J], 赵悦;胡天翔;陈庆民;刘沛清4.双三角翼非定常俯仰运动实验与数值模拟 [J], 赵悦;胡天翔;陈庆民;刘沛清5.快速俯仰三角翼的非定常空气动力实验研究 [J], 李京伯;章子林因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
三角翼受迫俯仰滚转运动气动特性的数值模拟研究
２ 数值方法、 边界条件和计算 网格
物 体做非 定 常运动 ， 网格 刚性 地 固连 于物体 ， 部分 随物体一 起运 动， 且 此 另一部 分不
动 。在 惯性 Ｃ ｒ ｓ ｎ坐标 下 ， 微分 形式 的非定 常 Ｎ—Ｓ方程组 可 写作 ： ａｔ ｉ ｅａ 偏
＋ ｉ ） ｄ， 胛 ） ｓ ｄ （ ： ／ｒ ｖ 、 （ ＋
值。 因此 ， 国内外 大量学 者 对其进 行 了研 究 。 ｂｅｈｍｉ研 究 了缩 减频 率对 俯仰运 动 的影 Ａ ｄｌａ ｄ
响 ， 现缩减 频率 增加 ， 力和 阻 力的峰值 增 大 ’ Ｍｅｚ ｓ 发 升 。 ｎｉ 发现 ：５ ｊ角翼 在 周定 攻角 下 ｅ ６。
做 有 限振 幅的滚 转运 动时 升力 系数 有较 大提 高 。 ａｄｌ Ｋ ｎｉ在模拟 ６ 。 ５三角翼 受迫俯 仰滚 转 耦 合 运动 时发 现 ： 当滚转 运 动的缩 减 频率提 商 到 ２ 竹时 ， 的破裂 将消 除 ， 而 使升 力有 涡 从 所 提 高”。 内 ， １国 阎超 等人 对三 角翼 的数 值模 拟进 行 了综 述 ｊ 立芝 和 高正红研 究 了 ７ 。 ， 杨 ６
关键词 ： 角翼 气动特 性 受迫 俯仰 滚转耦 合运 动 涡结 构 三
１ ．引 言
在三 角翼绕 流 这个典 型 流场环 境 中 ， 包含 了丰富 的空气动 力学 现象 。这些 现象 的研 究对 空 气 动力 学 理论 的发 展 和完 善具 有 重 大 意 义 ，对 提 高现 代 飞行 器 性能 具 有重 要 价
三角翼表面边界条件取无滑移的绝热固壁 ， 远场运用压力远场条件，即给出来流的 静压 、 静温 与马赫数 ， 分别 为 ９５９ １５ａ２ ８０ Ｋ、．９ 值 ２７ ．６Ｐ 、９ ．５ ０２ 。 本文所用的外形为 ６。 ５ 后掠三角翼 ， 根弦长为 ６ ２ ｍ， ２ｍ 展长为 ５０ ｍ 厚度为 ９５ ｍ ８ｍ ， ．ｒ 。 ａ 其详细构型见文献 。由于三角翼同时做俯仰滚转偶和运动， 较为复杂 ， 所以选用非结构 网格进行计算， 在翼面和涡核附近适当地进行了加密， 以便能更好地模拟流场。 第一层网 格距 物 面的距 离为 ｌ 倍 根 弦长 。 ０
三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODY N AMICA S INI CA 第 18 卷 第 3 期2000 年 9 月 Vol . 18 ,No . 3 Se p . ,2000 三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究秦燕华 ,黄军辉(北京航空航天大学 ,北京 100083)摘要 :本文研究一个 60°三角翼以不同振荡频率 ,不同振幅从不同起始迎角进行俯仰振荡的纵向气动力特性 ,研究发现跨越具有不同时间尺度的流态的振荡会产生明显的气动力迟滞现象 ,这一迟滞现象随减缩频率的增大有一个极限值 ;在同一种流态下振荡 ,气动力迟滞现象不明显 ,这一结果对充分利用非定常气动力有指导意义 。
关键词 : 非定常空气动力学 ; 大攻角空气动力学 ;三角翼布局中图分类号 :V 21117 文献标识码 :A 文章编号 :025821825 (2000) 0320315209引 言0 自从人类在空战中使用战斗机以来 ,对战斗机机动性能的要求越来越高 ,特别是对现代战 斗机要求具有大迎角机动性能 (或过失速机动性能) 。
战斗机的过失速状态通常发生在快速俯 仰穿越静态失速区的动态飞行条件下 ,因此现代和未来战斗机的设计趋势是摆脱低速飞行时 的迎角限制 ,这对飞机设计人员提出了严峻的挑战 。
空气动力学发展到目前阶段 ,飞行器设计已不再单纯追求流动附着 ,而是利用尖前缘后掠 翼上产生的前缘集中涡来提供较高的前缘涡升力 。
但是在较大迎角时 ,三角翼的前缘集中涡 会发生破裂 ,导致前缘涡升力丧失 ,机翼发生失速 。
已经发现在动态振荡时 ,机翼前缘集中涡的发生 、发展和破裂与静态时有很大的差别 。
已 有的研究结果表明机翼上仰导致上翼面的绕流有一向后的挤压和顺流向的加速 ,涡层不易卷 起 ,推迟前缘涡的破裂 ,下俯则推迟分离流的再附和前缘涡的再现 。
上仰和下俯之间的流动模 式的差别使得气动力的曲线形成一个迟滞回环1 25 。
飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制
飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制第24卷第5期2009年1O月实验力学JOURNALOFEXPERIMENTAIMECHANICSV o1.24No.50ct.2009文章编号:1001—4888(2009)050439—06飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制史志伟,范本根,吴根兴(南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016)摘要:在南航3m低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,通过测力实验研究了某飞机模型静态和俯仰动态过程中大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加上扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下会产生较大的侧向力和偏航力矩,而模型的快速上仰过程则进一步加剧了模型头部流动的非对称性,在大迎角下产生较大的偏航力矩迟滞环;当在模型头部加扰动片后,不论是静态过程还是动态过程,都使得模型的侧向力和偏航力矩减小,从而改善了俯仰运动过程中大迎角下的横侧向气动特性. 关键词:俯仰运动;大迎角;横侧向;前体控制中图分类号:V211.70引言高机动性和高敏捷性已经成为是现代先进飞行武器的一个重要特征_】].高性能战斗机和先进战术导弹在进行大迎角超机动飞行时,状态参数变化迅速,在此过程中边界层的分离,旋涡的形成,发展和破碎,不对称涡的产生等等,导致了作用于飞行器上的气动力,力矩随状态参数变化出现了很强的非定常,非线性特性.有研究表明,战斗机在大迎角机动飞行过程中,最困难的要属动态进入大迎角飞行状态,在试飞过程中曾出现过由于飞行员的操纵动作过猛使飞机产生偏离,进入尾旋的事故.分析认为,这是由于在大迎角范围内出现不对称偏航力矩,以及克服这一力矩的操纵效能不足所造成的.大量研究表明[3-53,当战斗机在大迎角范围飞行时,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不对称涡系,并诱导产生一个较大的侧向力和偏航力矩,方向又捉摸不定.而此时处在大迎角背风区内的常规气动舵面效率大大降低,不能提供所需的横侧向控制气动力和力矩,在此情况下飞行器的运动规律变的十分复杂,飞行控制也变的十分困难.因此为了完成在大迎角过失速区域内的机动飞行,冲破传统飞行器受到的大迎角限制,这就需要研究人员,对飞行器机动过程中前体非对称涡系的形成机理和发展过程有所了解,并且能对这种非对称流动进行有效控制.近年来国内外对大迎角下前体非对称流动的特性和控制技术进行了许多研究],但大部分的研究仍停留于模型在静态大迎角时的流动特性和控制技术上,而对飞行器机动飞行过程中的前体非对称涡的形成,发展,以及各种运动参数(如缩减频率,运动角速度等)对非对称涡系的影响还研究的很少,对于大迎角动态运动过程中,非对称涡系控制技术的研究则更少.本文在南航3m低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,研究了模型静态和俯仰动态过程中*收稿日期:200905—07;修订日期:2009—06—23通讯作者:史志伟,博士,副研究员.主要研究方向:实验空气动力学,非定常空气动力学,微型飞行器空气动力学.E—mail**************.cn实验力学(2009年)第24卷大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加上扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下产生了较大的侧向力和偏航力矩,而模型的上仰过程又加剧了模型头部流动的非对称性,并在大迎角下产生较大的偏航力矩迟滞环;当在模型头部加扰动片后,不论是静态还是动态过程,都使得模型上的侧向力和偏航力矩减小,改善了大迎角下的横侧向气动特性.1试验设备与模型1.1试验风洞试验在南京航空航天大学NH一2低速风洞中进行.风洞的性能指标:宽×高×长:3m×2.5m×6m,进E1截面积:7.18m,最大风速:90m/s,最小稳定风速:5m/s,平均气流偏角:△口士0.1.,-4-_0.1.,紊流度:￡0.1～0.14,模型区速度场系数:△0.5.1.2测力天平动态试验中用于测量模型动态气动力的是一台28杆式六分量应变天平,量程和校准精度见表1.由于模型做大迎角动态实验时的法向力和俯仰力矩载荷较静态时大,因此该天平升力和俯仰力矩单元的设计载荷也较大.从校准精度来看,该天平的精度较高都在2‰以下.表1天平量程和校准精度表Tab.1Theloadsandprecisionofbalance天平单元XyZmXmYmZ量程(kg,kgm)2016O3223.211检验准度()O.4270.1l7O.152O.325O.192O.249校准精度()O.1740.O36O.1550.0770.1780.O521.3动态试验台实验所用的非定常动态实验机构,不仅可以模拟飞机的单自由度机动过程,而且可以模拟飞机两自由度机动飞行.该实验系统由模型支撑机构,摆动驱动机构,运动控制机构和数据采集处理系统组成.模型采用尾支撑形式,支撑于动态实验机构上,采用液压传动方式驱使模型支撑机构产生有规律的振动,在风洞中真实模拟飞机运动姿态的变化.如图1所示,其中:①偏航摆动油缸,②伺服阀,③角度编码器,④固定支架,⑤摆动支架,⑥滚转摆动油缸,⑦伺服阀,⑧编码器,⑨天平杆,⑩天平.将模型侧装,则可以实现飞机的俯仰振荡运动.1.4模型头部扰动片模型做单自由度俯仰运动时,在其头部两侧安装一对扰动片,用于研究其对横侧向气动特性的控制效果.如图2所示,扰动片离模型顶端距离为30cm,后端高度为8cm,安装之后长度为60cm.图1动态试验机构示意图Fig.1Thesketchoftestapparatus图2扰动片安装示意图Fig.2Thesketchoftheforebodystrake第5期史志伟等:飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制4412数据采集与处理2.1数据采集数据采集系统将分别采集六分量应变天平信号,风洞来流动压信号,实时迎角与滚转角信号.其中迎角与滚转角采用绝对量光栅编码器直接指示角度大小,当模型角度达到设定角度时发出触发信号,采集得到此时模型的姿态角与气动力,迎角与滚转角的采集间隔为1.4..2.2数据处理首先需要采集无风时模型运动过程中的天平信号作为零读数,该读数包括了天平零点,模型重量和模型运动的惯性力.数据处理时从模型对应有风状态的试验结果中减去相应的零读数而获得气动力.模型运动过程中,角度的变化是瞬时的,尽管设定数据采样频率为1000Hz,天平在每个角度下所采集的数据也只是几个点的平均,这样的结果波动性较大,因此需要进行多周期的相位平均,本次试验取7个周期运动的平均值作为某状态时的数据.由于大迎角时气流分离,模型振动等因素,动态大振幅实验的数据离散性较大.因此除了在数据采集时采用10Hz低通滤波器外,另外又设计了数字滤波软件,以去除数据背景噪声,消除数据的跳动现象.3试验结果与分析3.1模型快速俯仰运动时的气动特性模型做俯仰运动的运动规律为a一40.一40.cos(27cft).图3给出的是模型快速俯仰运动时不同运动频率下的纵向气动特性.结果表明,随着模型运动频率的增加,迟滞环的面积增大,迟滞效应明显.在俯仰力矩曲线中,出现了两个迟滞环,小迎角下的迟滞环为顺时针方向的环,阻尼为正值;大迎角下的迟滞环为逆时针环,阻尼为负值;并且迟滞环的大小随频率的增加而增大.分析认为,这主要是由于在模型上仰的过程中,使机翼上表面集中涡的破碎和流动分离过程推迟,而在下俯过程中分离流动又会保持较长时间,从而导致气动力迟滞环的出现,并且迟滞环的大小与模型运动频率有关.然而这样的流动变化又会对横侧向气动特性产生怎样的影响?jE#{j日一,～—_Ⅲ/一J,ILegend簪l二:l一一0.6Hz/_¨…0.10.05J0.05-0..1CImz-o.15-o.2.0.2541..3-0.35;量墨.舀jl,穗l:一一!L≤:…'..一;—0102030405060708001020304050607080Ⅱa图3模型俯仰运动时的纵向气动特性Fig.3Thenormalforceandpitchingmomentcurvesofaircraftmodelwithpitchingmotion图4给出的是模型快速俯仰运动时对横侧向气动特性的影响.结果表明,在迎角5o.到7O.之问,随着迎角的增加,侧向力和偏航力矩都有较大的增加,特别是在快速上仰的过程中,偏航力矩出现较大的峰值,并且随频率的增加,峰值有较大的增加,在频率0.6Hz时最大峰值将近静态值的4倍.分析认为,由于在大迎角情况下,模型头部会产生非对称流动,从而导致了侧向力和偏航力矩的增大,而当模型做快速上仰运动时,则进一步加剧了模型头部流动的非对称性,而下俯过程则使模型头部的非对称性减弱.由此可见,当飞机做快速俯仰运动时,大迎角下的前体非对称流动将对模型的横侧向气动特性产生较大影响,并导致较大的偏航力矩出现,如果这一力矩超过了飞机的操纵效能,就有可能使飞机失去控制.352515O0拍2",o442实验力学(2009年)第24卷0.1-0.05Cz-0.1_o.15-0.2-0.25-0.3Legendl—0.2Hz—★一0.4Hz,.——f0.6HZ…jInlal±'●醅—矿^,;,jj一LegendCA1.\]Legend三I.』"i一.-,\\.趱率\蔼!二0102O30405060708O9001O2O30405060708090图4模型俯仰运动时的横侧向气动特性Fig.4Thelateralforceandyawingmomentcurvesofaircraftmodelwithpitchingmotion 3.2模型头部加装扰动片对静态气动特性的影响图5给出了静态情况下模型头部加扰动片对其纵向气动特性的影响.从图中可以看出,在迎角小于35.时,模型头部加扰动片对法向力系数和俯仰力矩系数的影响不大.而随着迎角继续增加,模型头部所加扰动片对纵向气动特性产生一定影响,一方面使法向力系数增加,另一方面又增加了模型的抬头力矩.4靠.JLeg7~.I一某茹片获～砩O.0.1cmz-0.2-o.3-0.4-0.5Legend由●§-粕—B一加扰漉片—一未加扰流片'.eI01020304050607080900102030405060708090珏也图5模型静态时头部扰动片对纵向气动特性的影响Fig.5Thenormalforceandpitchingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(厂一0Hz)图6给出的是静态情况下模型头部加扰动片对横侧向气动特性的影响.从图中可以明显看到,模型头部不加扰动片时,在迎角50.到7O.之问出现了较大的侧向力和偏航力矩,这主要是模型头部非对称涡所产生的影响,当在模型头部加上扰动片以后,在此迎角范围内,侧向力和偏航力矩系数曲线变的比较平缓,特别是偏航力矩系数有了明显的减小.这是因为在模型头部加装扰动片后,扰动片起到了固定分离的作用,并且使得模型头部的前体涡变的对称.3.3模型头部加装扰动片对动态气动特性的影响图7给出了模型俯仰运动时头部加扰动片对其纵向气动特性的影响.从图中可以看出,在俯仰运动过程中模型头部加扰动片对其法向力矩系数影响不是很大,只是在大迎角下迟滞环有一个向上的平移.而扰动片对俯仰力矩系数的影响在小迎角时只是增加了迟滞环的面积,在大迎角下使得迟滞环的面积减小到几乎消失,但迟滞环的方向没有改变.因此可以认为,在模型头部加装扰动片后,对模型的纵向动态气动特性没有产生较明显的影响.图8给出了模型俯仰运动时头部加扰动片对横侧向气动特性的作用.从图中可以看出,在模型头部没有加扰动片时,模型上仰过程中产生比静态时更大的侧向力和偏航力矩,模型下俯过程中的侧向力和偏航力矩则较小,从而形成了迟滞环.当在模型头部加上扰动片以后,可以看出,在模型的上仰过程中侧向力和偏航力矩系数明显减小,其中偏航力矩系数的最大值较没加扰动片时减小了近8o,因而2=:,¨oIC第5期史志伟等:飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制44332.52Cn1.510.5OfLegendl—e一加扰流片l—禾加瓤片————冬eee/厂0.04O.O30.O2CmyO.O1O-0.01-o.O2Legend^+加扰流片十未加扰藏片fl|r,ee}._——0^\'^4010*********O70809O010*********O7O8O9OⅡ证图6模型静态时头部扰动片对横侧向气动特性的影响Fig.6Thelateralforceandyawingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(,一0Hz) 享——iOOO-~》岳r一/攥户一ILegendi:絮勰蒹片矿O.1O.05O_o.O5CwIz.o.1-o.15_0.2-0.25.0.3囊窖!J抚流片I+未加捷椎片【,,睁9.兽,—一一…}锈{—》0102030405060708001020304050607080证Ⅱ图7模型俯仰运动时头部扰动片对纵向气动特性的影响(_厂一0.4Hz)Fig.7Thenormalforceandpitchingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(_厂一0.4Hz)使得迟滞环的面积减小,减弱了模型俯仰运动过程中的横侧向不稳定性.这对于提高战斗机快速拉起过程中的横侧向性能是有意的._o.O2.04-o.06-o.08cz-0.1_o.12-o.14_o.16一o.18～-i,一l:Legend釜毳墓片il 墨一_…'_…_雠1'\-……0—0.j.一----●lIO.06O.O5O.o4O.O3O.O2Cmy0.O1-o.Of.o.O2.o.O3'每{i—一l≯妻《.,一一1咭一尸二,E—ILege~…..1嚣磊片0102030405060708001020304050607O8O伍证图8模型俯仰运动时头部扰动片对横侧向气动特性的影响(_,一0.4Hz)Fig.8Thelateralforceandyawingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(_厂一0.4Hz)以上分析结果表明,无论模型静态还是单独俯仰运动,模型头部加了扰动片之后,能明显改善大迎角状态下的横侧向气动特性,同时对纵向气动特性也没有产生不良影响.4结论本文在南航3米低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,研究了模型静态和俯仰动态过程中大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下产生较大的侧向力和偏航力矩,而模型的上仰过程则加剧了模型头部流蛇¨∞竹¨他¨侣舢舢帅舢n引训训444实验力学(2009年)第24卷动的非对称性,产生了更大的侧向力和偏航力矩,并在大迎角下产生较大的迟滞环;当在模型头部加上扰动片以后,不论是静态过程还是动态过程,都使得模型上的侧向力和偏航力矩大大减小,改善了大迎角下的横侧向气动特性,同时对纵向气动特性也没有产生不良影响.参考文献:[1][2][3][4][5][6][7][8][9]HerbstWB.FurturefightertechnologiesEJ].JournalofAircraft,1980,17(8):561—566. HerbstWB.Dynamicsofaircombat[J].JournalofAircraft,1983,20(7):594—598. EricssonLE.Sourcesofhighalphavortexasymmetryatzerosideslip[J].JournalofAircraft,1 992,29(6):1086—1O9O.HuntBL.Asymmetricvortexforcesandwakesonslenderbodies[R].AIAApaper1982:1336 .DavidD.Instabilitiesofflowsoverbodiesatlargeincidence[J].AlAAJournal,1992,30(1):9 4—100.MalcolmGN.Forebodyvortexcontrol—aprogressreview[R].AIAApaper1993:3540. DavidHB.Theasymmetricvortexwakeproblem～askingtherightquestion[R].AIAApaper2006:3553.WilliamsD.Areviewofforebodyvortexcontrolscenarios[R].AIAApaper1997—1967. Mingx,GuY.Aninnovativecontroltechniqueforslenderbodiesathighangleofattack[R].AI AApaper2006:3688.Lateral—DirectionAerodynamicCharacteristicsand ForebodyStrakeControlofanAircraftUndergoing PitchingOscillationonHighAttackAngleSHIZhi—wei,FANBen—gen,WUGen—xing (CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandastronautics,Na njng210016,China)Abstract:Lateral—directionaerodynamiccharacteristicsofanaircraftinstaticandhighattackangle pitchingoscillationdynamicprocesswereexperimentallyinvestigatedina3mlowspeedwin dtunnelinNUAAbyusingasetoftWO—freedomdynamictestapparatus.Effectsofforebodystrakeonlateral—directionaerodynamiccharacteristicswerealsoanalyzed.Resultsshowthatthesideforcean dyawing momentunderstatichighangleofattackconditionareverylargeduetotheforebodyasymmetr icvortex.Inquickhighattackanglepitching—upmotion,thisforceandmomentincreasefurther.When forebodystrakeismountedataircraftnosetip,sideforceandmomentaresuppressedeffective lyin highattackanglesconditionnotonlyinstatictestbutalsoindynamictest.Solateral—directionaerodynamiccharacteristicsareimproved.Keywords:pitchingoscillation;highangleofattack;lateral—directionaerodynamics;forebodystrakecontr01。
高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究
高超声速飞行器气动布局与操稳特性研究发布时间：2021-03-02T05:10:47.672Z 来源：《中国科技人才》2021年第3期作者：祝遵明[导读] 本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类，对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明，总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。
天津津航神舟科技有限公司天津 300384摘要：随着航空航天技术的快速发展，飞行器越来越凸显出功能先进性和系统复杂性等特点，导致飞行器在研制中不可避免地面临多学科交叉、多因素干扰、多物理场耦合（简称多场耦合）等问题，对于高超声速飞行器而言尤其如此。
随着工程研制的不断深入，高超声速飞行器热、结构、流体、电磁、声学、控制等之间的耦合效应凸显，成为极富挑战的一项前沿热点课题。
本文介绍了高超声速飞行器气动布局分类，对钟形体布局、升力体布局、乘波体布局、翼身融合布局进行了分析说明，总结了高超声速飞行器气动布局的发展方向。
关键词：高超声速飞行器；气动布局；操稳特性高超声速飞行器是指飞行高度在20~100km之间，速度超过马赫数5的快速新型飞行器，高超声速飞行技术是继发明飞机实现飞行、突破声障实现超声速飞行后，航空航天史上又一项具有划时代意义的新技术。
高超声速飞行器既包含以吸气式发动机为动力的飞行器，也包含无动力或采用其他推进方式的可重复使用运载器、再入飞行器等。
高超声速技术涉及总体、气动、推进、结构、材料、热防护、控制等众多学科，对科技和工业的发展具有极大的带动作用。
1 高超声速飞行器气动布局分类高超声速飞行器气动布局可以分为：钟形体布局、升力体布局、乘波体布局和翼身融合布局。
1.1钟形体布局钟形体布局的特点是构型简单、技术成熟度高、进入过程减速特性好，主要用于航天员或航天货物的运输及再入返回。
美国火星探测的维京（Viking）任务、探路者（Pathfinder）任务以及近年最庞大的火星探测任务火星科学实验室（MSL）均采用钟形体布局，其防热多具有较大的气动阻力，有利于着陆器减速，同时其俯仰静稳定度对轴向的敏感度较低。
三角翼原理
三角翼原理三角翼原理是指在飞行器设计中采用三角形状的机翼，将气动特性优化，以提高飞行性能和稳定性。
三角翼原理的应用广泛，既可以用于飞机的机翼设计，也可以用于导弹、无人机等飞行器的设计。
三角翼原理的最大特点是拥有优异的流线型，可以减少阻力，提高飞行速度。
同时，三角翼原理能够有效地控制飞行器的稳定性。
三角翼原理通过改变机翼的几何形状，使得飞行器在飞行过程中能够自动调整姿态，保持良好的稳定性。
三角翼原理的实现需要考虑机翼的几何形状和气动力学特性。
对于三角翼机翼的几何形状来说，其主要特点是翼展相对短，前缘弯度相对大。
这种几何形状能够减少气动阻力，提高飞行速度。
同时，三角翼机翼的扩展角度较小，使得飞行器在大迎角飞行时也能保持稳定。
在气动力学特性方面，三角翼机翼采用的是高升力系数的气动剖面，使得机翼在飞行过程中能够产生更大的升力。
同时，三角翼机翼还具有较高的升力阻力比，即在产生同样大小的升力时，所需的阻力较小，能够减少能耗。
通过优化机翼的气动特性，三角翼原理能够使飞行器具有更好的操纵性能。
在飞行过程中，机翼的改变姿态能够以更快的速度进行调整，从而提高飞行器的操纵灵活性。
此外，三角翼机翼的压心位置较低，使得飞行器在飞行过程中更加稳定，减少了翻滚和俯仰的倾向，提高了飞行器的稳定性。
三角翼原理在实际应用中有着广泛的用途。
在飞机设计中，三角翼原理被广泛应用于战斗机和高速客机的机翼设计中。
通过采用三角翼机翼，战斗机在空战中具有更好的操纵性能和机动性能，而高速客机则能够提高飞行速度和效率。
除了飞机的机翼设计，三角翼原理还可以应用于导弹、无人机等飞行器的设计中。
通过采用三角翼机翼，导弹能够在飞行过程中保持稳定性，提高命中精度。
而无人机的采用三角翼机翼，能够提高其操纵性能和稳定性，实现更加精确和高效的飞行任务。
总之，三角翼原理通过优化机翼的几何形状和气动力学特性，提高飞行器的飞行性能和稳定性。
三角翼原理在飞机、导弹、无人机等飞行器的设计中有着广泛的用途。
80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究
80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究杨小亮;刘伟;赵云飞;刘君【摘要】Numerical investigation of the characteristics of double Degree-Of-Freedom ( DOF) motion of an 80° delta wing in force-pitch and free-roll is presented, in which a coupling numerical method is employed for solving Navier-Stokes equations and rigid-body dynamic equations. The investigation includes; compare of the characteristics between double DOF motion and single DOF motion, the amplitude and frequency characteristics of the free-roll motion in dynamic incidence and the characteristics of aerodynamics in coupled double DOF motion. It is shown that no limit-cycle-oscillation can be formed with dynamic incidence, the variation of the amplitude of free-roll lags behind the variation of incidence, noticeable inclination of lift and worse transverse stability are achieved in double DOF motion.%耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性.内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性.结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡；俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化；俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2011(029)004【总页数】6页(P421-426)【关键词】三角翼;强迫俯仰;自由滚转;数值模拟;Navier-Stokes方程【作者】杨小亮;刘伟;赵云飞;刘君【作者单位】国防科学技术大学航天与材料工程学院宇航科学与工程系,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天与材料工程学院宇航科学与工程系,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天与材料工程学院宇航科学与工程系,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天与材料工程学院宇航科学与工程系,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言战斗机大攻角条件下的动态运动特性，一直是国内外学者研究的热点之一，近几十年来开展的大量研究主要采用了以下两类思路:一类是不考虑滚转运动的单自由度快速上仰或是强迫俯仰振动，另一类是不考虑动态俯仰角影响的单自由度自激摇滚。
超音速三角翼多场耦合分析研究
超音速三角翼多场耦合分析研究李军鹏;杨志斌;秦强【摘要】为了对超音速三角翼在气动加热作用下的结构和气动耦合特性进行系统分析和研究,分别采用有限元方法和计算流体力学方法,建立结构和气动分析模型,在此基础上,建立热流、气动压力到有限元节点和有限元节点位移、温度到气动节点的插值模型,确立气动、结构模型之间压力场、热场、温度场和位移场的耦合关系,通过多轮迭代计算,获得考虑耦合效应的结构和气动特性.通过某马赫数为3的三角翼的计算和验证,可以得出,此方法能够对超音速飞行器的气动和结构耦合问题进行比较准确的分析,在超音速飞行器设计中具有较大应用价值.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2016(016)032【总页数】4页(P139-142)【关键词】超音速;三角翼;多场耦合分析;有限元;热分析【作者】李军鹏;杨志斌;秦强【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065【正文语种】中文【中图分类】V21在超音速飞行中，气动加热将会导致比较强的热场，热场强度在结构表面的不均匀分布和结构的传热特性差异，使得结构的应力和应变分布发生变化，也改变了结构的温度分布。
这种变化将对流场中的气体运动产生影响，进而导致飞行器的气动效能发生变化，特别是当马赫数较高时，热场、流场和结构之间将发生较强的耦合作用。
三角翼是一种常见的超音速机翼，对其耦合效应进行准确的系统分析是开展此类飞行器研究和设计的基础。
针对这一问题，张陈安, 张伟伟，等[1,2]采用活塞原理结合有限元方法对超音速机翼的气动弹性问题进行了研究，但活塞理论只能计算出压力分布，无法给出翼面的热流分布，因此无法对气动加热效应导致的结构和流场流动特性变化进行分析。
为了克服这一问题，采用高精度的有限元和计算流体力学方法分别建立结构和气动模型，通过数据插值和转换，对热场、压力场、位移场和温度场之间的相互耦合及其对超音速三角翼的影响进行了研究。
gurneyflap对三角翼气动特性影响的实验研究
第六届全国流体力学会议论文集２００１上海ＧｕｒｎｅｙＦｌａｐ对三角翼氢动特性影响的实验研究１’李亚臣王晋军（北京航空航天大学流体力学研究所，北京１０００８３）摘要在北航Ｄ１风洞中进行了Ｇｕｍｅｙｎ８ｐ对三角翼气动特性影响实验研究，在雷诺数为２５００００的条件下对不同高度的平扳型Ｇｕｍｅｙｆｌａｇ在不同实验状态下得到的实验结果表明．ＧｕｒｎｅｙＦｌａｐ在中大升力系数条件下可以提高三角翼的升阻比．尤其以１％弦长Ｇｕｍ∞／ｆｌａｐ最为显著。
．关键词／暑ｕｍｅｙｎ印，ｉ捌ｌＹｌ＂，升阻昀风洞实验Ｌｔ引言ｄ、Ｇｕｒｎｅｙｆｌａｐ是一块１％～５％弦长高度的平扳，在翼型下表面沿垂直翼型弦线的方向置于翼型尾缘或接近尾缘的地方，用以提高翼型的升力和改善其气动特性。
最早开展Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ研究的是Ｌｉｅｂｅｃｋｔ”，他对安装了高度ｈ为１．２５％Ｃ（Ｃ为翼型弦长）的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ的Ｎｅｗｍａｎ翼型进行了风洞实验，结果与不带Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ的翼型相比．升力增加、最太升力系数提高、零升攻角减小，并且相同升力系数下．阻力有所减小。
后来，Ｎｅｗｈａｒｔ和Ｐｅｎｄｅｒｇｒａｆｔｚ２Ｊ在水漏中用ＮＡＣＡ００１２翼型加装不同形式的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ证实了Ｌｉｅｂｅｃｋ的假设。
流动显示结果表明，在实验雷诺数为８５８８时，最有效的ＧｕｍｅｙＦｌａｐ高度是ｈ＝４．２％Ｃ，且在攻角小于３．５。
时能有效推迟翼型上表面分离。
Ｓｔｏｒｍｓ和Ｊａｎｇ［３１在风洞中对ｈ＝０．５％＾２％Ｃ豹ＮＡＣＡ４４１２翼型进行的研究表明，高升力系数下．ｈ＝１％Ｃ的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ可获得较大的升阻比。
Ｊａｎｇ等Ｈ３还利用不可压Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程对ｈ＝０．５％－３％Ｃ的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ进行了数值计算，得到了与Ｓｔｏｒｍｓ和Ｊａｎｇｔ”类似的结果。
Ｍｙｏｓｅ等ｆ５】对加装了１％一４％Ｃ的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ的ＮＡＣＡ００１１翼型的研究表明，ｈ＝２％Ｃ的Ｇｕｍｅｙｆｌａｐ在ＣＬ＞Ｉ．４时可使升阻比增大，而在中小攻角下升阻比减小。
三角翼俯仰振荡的非定常气动力降阶方法研究
三角翼俯仰振荡的非定常气动力降阶方法研究
郭嘉瑞;关世玺;李立州;贾凯;常晶
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2018(038)006
【摘要】为辨识三角翼俯仰振荡的气动力与力矩,利用单输入Volterra级数,提出了一种非定常气动力降阶方法.采用小波变换压缩模型的辨识参数个数,在两种平均迎角下,采用降阶方法预测3.与5°幅值三角翼正弦振荡的升力与俯仰力矩系数,研究了一阶、二阶Volterra核对气动响应的线性与非线性分量在时域和频域内的辨识效果.结果表明随着平均迎角的增加,三角翼俯仰振荡的气动力及力矩响应的线性与非线性分量均明显增大.
【总页数】6页(P85-90)
【作者】郭嘉瑞;关世玺;李立州;贾凯;常晶
【作者单位】中北大学机电工程学院太原030051;中北大学机电工程学院太原030051;中北大学机电工程学院太原030051;中北大学机电工程学院太原030051;中北大学机电工程学院太原030051
【正文语种】中文
【中图分类】V211
【相关文献】
1.俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验 [J], 史志伟;符澄;明晓
2.压缩性对大振幅俯仰振荡三角翼动态特性影响的试验研究 [J], 郑世华;徐永长
3.三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究 [J], 秦燕华;黄军辉
4.俯仰振荡的边条三角翼大攻角非常气动特性的风洞试验 [J], 刘尚培
5.俯仰振荡三角翼前缘涡破碎的流动显示 [J], 李京伯;张庆利
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０ 引 言
在 三角翼 绕 流这个 典 型流场 环境 中 ， 含 了丰富 包 的空 气 动力学 现 象 。这 些 现象 的研 究 对 空气 动 力 学 理论 的 发展 和完善 具有 重 大意义 ， 对提 高现代 飞行 器 性 能具 有重要 价值 。因此 ， 国内外 大 量学者 对其 进行
进 行 了 分 析 。计 算 结 果 表 明 ： 仰 滚 转 耦 合 运 动 时 ， 角 翼 上 表 面 的 涡 分 布 的 非 对 称 性 将 产 生 横 侧 方 向 的偏 航 力 俯 三 矩 和 滚 转 力 矩 ， 转 力 矩 和偏 航 力 矩 随着 滚 转 振 幅角 和 滚 转 缩 减 频 率 的 增 大 而 增 大 ， 对 法 向 力 影 响 不 大 。 滚 但 关 键 词 ： 角翼 ； 动 特 性 ； 迫俯 仰滚 转耦 合运 动 ； 结 构 三 气 受 涡 中 图分 类 号 ： ２ １３ Ｖ １． 文献 标 识 码 ：Ａ
盯 ｎ ＿一 一 ． ： １ ｄ＋（ ～ｂ ｄ ０（ ｃＱ ） Ｓ ｑ ）
其中： Ｑ为守 恒型 变 量 ， 为对 流 项 ， 为 粘 性
影响 ， 发现缩 减频 率增 加 ， 升力 和阻力 的峰值 增 大… 。 １ Ｍｅｚ ｓ 现 ：５三 角翼 在 固定攻 角 下做 有 限振 幅 的 ｎｉ 发 ｅ ６。 滚 转运 动 时 升力 系 数 有 较 大 提 高 － 。Ｋ ｎ ｉ在 模 拟 ２ ａｄｌ Ｊ ６ 。 角翼 受 迫 俯 仰 滚 转耦 合 运 动 时 发 现 ： 滚转 运 ５三 当 动 的缩 减频 率提 高到 ２ｃ ， 的破裂将 消 除 ， 而使 ７时 涡 从 升力 有 所提高 － 。 国内 ， ３ Ｊ 阎超等人 对 三角翼 的数 值模 拟 进行 了综述 Ｌ ， 立 芝 和 高正 红 研 究 了 ７ 。 掠 三 ４杨 Ｊ ６后 角翼做 俯仰 振荡 时缩 减频 率对气 动力 的影 响 ， 发现 随 着 机翼 俯仰 加快 ， 机翼 大 迎角抵 抗漩 涡非对 称 破裂 的 能力 增 强 － 。但 对 于 大 后 掠 三 角 翼 ， 着 迎 角 的增 ５ Ｊ 随 大 ， 角 翼 将 会 出现 “ 滚 ” 一 现 象 － 。本 文 针 对 三 摇 这 ６ Ｊ ７。 ６大后 掠 三 角 翼 进 行 了数 值 模 拟 ， 究 受 迫 俯 仰 滚 研 转耦 合 运动 时滚 转缩 减 频 率 和 滚转 振 幅 角 对 大后 掠
三 角翼气 动Βιβλιοθήκη 特性 的影响 。 项， 其详 细表 达式参 考 文献 ［ ］ ７。
对 流 项 采用 带 有熵 修 正 的 Ｒ ｅ格 式 。 为 了提 高 ｏ
模拟 的精度 ， 用 了 Ｏ ｈ ｒ ｈｋａａ ｈ 采 ｓｅ ａｒ ｒ ｙ限制 器 。粘 性 Ｃ ｖｔ
项采 用 中心差 分离 散 ， 湍流模 型 采用 改进 的 Ｂ Ｌ代 数 ．
模型 。
边界 条件 包括 远 场无 反 射 特征 边 界条 件 和 璧 面 无 穿透边 界条 件 。 本 文 所 用 的 外 形 为 ７ 。 掠 三 角 翼 ， 弦 长 为 ６后 根
７ ５ ｍ， ３ ｍ 半展 长为 １０ ｍ， 度 为 ５ ｍ， 角 翼 的旋 转 ８ｒ 厚 ａ ｍ 三 中心在对 称轴 距前 缘 ０ ４ ．ｍ处 。文 献 ［ 、 ］ ８ ９ 的研 究 发 现 ： 算 网格 的拓 扑 结构 对 计 算 结 果 有 明显 的影 响 。 计 Ｏ型 网格 由于 引 进 了奇 性 轴 ， 能 使 得 解 的 质 量 下 可 降， 故本 文采 用 ｃＨ 型 网格 ， ． 同时 在 翼 面 和 涡 核 附近 适 当地进 行 了加密 ， 以便能更 好 地模 拟 流场 。第 一层
三角 翼 受迫 俯仰 滚 转 耦 合 运 动 的气 动 特 性 研 究
郭迪龙 ， 伟 ， 杨国 康宏琳２王发民 ，
（ ．中 国科 学 院 力学 研 究 所 高 温 气 动 重 点 实 验 室 ， １ 北京
２ 北 京 航 空 航 天 大 学 国家 计 算 流体 力 学 重 点 实 验 室 ， 京 ． 北
１０ ８ ； ０００
１０８ ） ００３
摘
要 ： 于 刚 性 动 网格 的技 术 ， 用 Ｂ—Ｌ湍 流 模 型 ， 用 有 限 控 制 体 积 法 对 Ｎ—Ｓ 程 进 行 数 值 离 散 ， ７ 。 后 基 选 利 方 对 ６大
掠三 角翼 的受 迫俯 仰 滚 转 耦 合 运 动进 行 了 数值 模 拟 ， 此 基 础 上 ， 俯 仰 滚 转 耦 合 运 动 的 气 动 力 特 性 和 流 场 结 构 在 对
了研 究 。Ａ ｄ ｌ ｍｄ研 究 了缩 减频 率 对俯 仰 运 动 的 ｂｅ ａ ｉ ｈ
体一 起运 动 ， 流体 的绝对 速 度 为 窖＝ ｕ ＋ ， 设 ／＋ 窖 ６＝ ｕｉ＋ ｂ ＋ 表 示 控制 体 表 面 的绝 对 运 动速 度 ， 么在 惯性 Ｃ ｒ ｓ ｎ坐 标 下 ， 分 形 式 的非 定 常 那 ａ ｅｉ ｔ ａ 积 Ｎ ｓ方程 组可写 作 ： ．
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第 ２卷 ５
第 １期
空
气
动
力
学
学
报
Ｖｏ ２ １．５．Ｎｏ． １
Ｍａ＂ ， ０ ７ ｌ． ２ ０
２Ｏ ０ ７年 ｏ ３月 文 章 编 号 ：０５ —８ ５（０ ７ ０ —０ ５０ ２ ８ １２ ２ ０ ｝ １０ ６ —５
ＡＣＴＡ ＡＥＲｏ ＤＹＮＡⅣⅡＣＡ ＤⅡ ＣＡ Ｓ
网格 距物 面 的距 离 为 １ 倍 根 弦 长 。 沿 弦 向、 向 ０ 周
１ 数 值 方 法 、 界 条 件 和 计 算 网格 边
假 定物体 做 非定 常运 动 ， 网格 刚性 地 固连 于物 且
及 法 向的 网格 点 分布 为 ８ ９ ８× ９×８ ０。计 算 的来 流条
件为 Ｍ ａ＝０ ８ Ｒ ＝１３ ×１７基 于根 弦 长 ） ． ， ｅ ．７ ０ （ 。