邊條翼飛機(jī)低速大攻角動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究.pdf

1、邊條氣動(dòng)布局飛機(jī)大攻角下的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性研究對(duì)新一代戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供著重要參考依據(jù)。邊條翼飛機(jī)在大攻角過失速機(jī)動(dòng)過程中，氣動(dòng)力及力矩與運(yùn)動(dòng)耦合在一起，氣動(dòng)參數(shù)具有很強(qiáng)的非線性特性和非定常性，其中典型的現(xiàn)象之一是氣動(dòng)力及力矩曲線出現(xiàn)遲滯環(huán)。本論文選取了一種采用機(jī)翼邊條氣動(dòng)布局的背景機(jī)模型，分別對(duì)模型進(jìn)行了25.87°和35.15°攻角下滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、偏航運(yùn)動(dòng)以及滾轉(zhuǎn)偏航耦合運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。首先，在兩個(gè)不同攻角下對(duì)模型進(jìn)行了滾轉(zhuǎn)、偏航和耦

2、合運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)測(cè)力實(shí)驗(yàn)，分別得到各運(yùn)動(dòng)狀態(tài)不同運(yùn)動(dòng)頻率下的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化的曲線圖，發(fā)現(xiàn)兩個(gè)攻角下的滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)都很明顯，遲滯效應(yīng)顯著，并且遲滯環(huán)的飽滿程度隨著運(yùn)動(dòng)頻率的增加而增大，而所有的耦合運(yùn)動(dòng)的力矩系數(shù)曲線都沒有明顯的遲滯環(huán)，未能體現(xiàn)出遲滯效應(yīng)。接著，以同樣的條件和運(yùn)動(dòng)規(guī)律分別在兩個(gè)不同的展弦比位置沿著模型展向利用動(dòng)態(tài)壓力傳感器對(duì)模型上翼面進(jìn)行了動(dòng)態(tài)壓力分布測(cè)量。結(jié)果顯示，滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)

3、動(dòng)的壓力峰值明顯，并且隨著運(yùn)動(dòng)頻率的增加壓力隨時(shí)間周期分布的不對(duì)稱性增大，壓力分布表現(xiàn)出明顯的遲滯性，進(jìn)而使得模型相應(yīng)運(yùn)動(dòng)下的力矩產(chǎn)生遲滯效應(yīng)。而耦合運(yùn)動(dòng)的壓力分布沒有峰值，總體壓力值偏小，沒有表現(xiàn)出遲滯性，相應(yīng)的力矩也沒有遲滯效應(yīng)。最后，仍然以相同的攻角姿態(tài)和運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)模型上翼面進(jìn)行了流場(chǎng)的PIV顯示實(shí)驗(yàn)。顯示結(jié)果表明，滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)中，模型在相同姿態(tài)不同行程下的流場(chǎng)響應(yīng)不同，這種差異直接影響了該姿態(tài)下的翼面壓力分布，進(jìn)而讓壓力分布出