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文檔簡介
1、本文以現(xiàn)代大攻角飛行器前體非對稱背渦產(chǎn)生的隨機(jī)側(cè)向力導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)的復(fù)雜運(yùn)動現(xiàn)象為研究背景,以細(xì)長旋成體和BMA-01 標(biāo)準(zhǔn)模型為實(shí)驗研究對象,以風(fēng)洞模型試驗為主要研究手段,采用模型表面測壓和測力技術(shù),詳細(xì)的研究了側(cè)向力隨著攻角和滾轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律。 通過對細(xì)長旋成體的測壓試驗,研究了大攻角側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化特性。 試驗過程中,通過旋轉(zhuǎn)模型的頭尖部來改變模型的滾轉(zhuǎn)角。并在此基礎(chǔ)上在模型的頭部粘貼小擾動片和在模型兩側(cè)粘
2、貼轉(zhuǎn)捩絆絆,研究頭部小擾動片和轉(zhuǎn)捩絆線對側(cè)向力的影響。研究結(jié)果表明:模型側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化存在兩種形態(tài):連續(xù)變化和雙穩(wěn)態(tài),在40°<α<50°范圍內(nèi),呈現(xiàn)連續(xù)變化,在α>50°范圍內(nèi),呈現(xiàn)為雙穩(wěn)態(tài)。在本次試驗中,發(fā)現(xiàn)一個特殊的臨界狀態(tài):模型在α=50°時,沿著軸向,側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化存在著連續(xù)變化狀態(tài)、過渡狀態(tài)和雙穩(wěn)態(tài)狀態(tài)。 頭部小擾動片可以控制側(cè)向力的方向,而無法降低側(cè)向力的幅值,而轉(zhuǎn)捩絆線則可以大大降低側(cè)向力的幅值。
3、 通過對BMA-01 全機(jī)模型的測力試驗,研究了頭部小擾動、邊條和這兩種擾動的組合擾動對全機(jī)模型側(cè)向力的影響。研究結(jié)果表明:頭部單小擾動片同樣可以控制全機(jī)模型受到的側(cè)向力,但是由于垂尾的存在,在攻角大到一定程度后(α>45°),單擾動片的控制效率降低,側(cè)向力存在變號,而頭部雙擾動片則可以很好的消除這種現(xiàn)象。大攻角下模型兩側(cè)的邊條對稱,強(qiáng)制模型兩側(cè)邊界層分離對稱依然會產(chǎn)生很大的側(cè)向力,且側(cè)向力的隨機(jī)性很強(qiáng)。組合擾動也可以很好的控制
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