大迎角氣動力數(shù)值模擬及建模研究.pdf

1、大迎角飛行與機動是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的重要特征之一，能夠準(zhǔn)確地模擬大迎角非定常流場結(jié)構(gòu)及預(yù)測相應(yīng)的大迎角非定常氣動力特性，對現(xiàn)代戰(zhàn)斗機及其控制系統(tǒng)的設(shè)計至關(guān)重要。本文采用數(shù)值計算方法，通過求解三維N-S方程，分別對繞機翼、機翼—機身—鴨翼組合體大迎角流場結(jié)構(gòu)及氣動力特性進行數(shù)值模擬與分析，得到了良好的數(shù)值模擬結(jié)果。同時，為了滿足飛行器大迎角機動飛行動力學(xué)特性研究的需要，本文在對大迎角氣動力進行數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上，開展了相應(yīng)的大迎角動態(tài)氣動力特性的

2、建模研究。 主要完成了以下幾方面的工作：1采用數(shù)值計算方法，對亞音速三角翼靜態(tài)縱向及帶有小側(cè)滑和橫側(cè)小擾動情況下的流場及相應(yīng)的氣動特性進行了計算，利用數(shù)值計算所得到的大迎角流動流場數(shù)據(jù)，根據(jù)實驗研究結(jié)果及流場拓樸理論，建立了用于大迎角旋渦流場結(jié)構(gòu)特性分析的方法。給出了三角翼大迎角情況下相應(yīng)的氣動力、力矩系數(shù)，以及機翼前緣分離渦軸線位置和旋渦破裂位置隨迎角的變化規(guī)律，并對帶有小側(cè)滑和橫側(cè)小擾動情況下對橫側(cè)力矩的影響進行了計算與分析

3、。計算結(jié)果表明與實驗結(jié)果符合較好。 2采用數(shù)值計算方法，對三角翼進行大迎角俯仰機動過程中的動態(tài)流場結(jié)構(gòu)進行了計算，分析了俯仰角速度對流場結(jié)構(gòu)和氣動力系數(shù)的影響。在此基礎(chǔ)上，對三角翼在上仰過程中受到橫側(cè)小擾動情況下的流場結(jié)構(gòu)和氣動力特性進行了計算研究。給出了三角翼縱向動態(tài)情況下的氣動力系數(shù)變化，特別是大迎角橫側(cè)力矩系數(shù)的變化特征，并對受到橫側(cè)小擾動后，可能引發(fā)的橫側(cè)運動不穩(wěn)定現(xiàn)象進行了分析。結(jié)果表明，機翼的上仰運動延遲了機翼上翼面

4、旋渦的破裂，同時，隨著機翼俯仰角速度的提高，機翼抵抗旋渦非對稱破裂的能力明顯增強，從而使得機翼在運動過程中，抵抗非操縱橫側(cè)偏離的能力明顯提高。 3采用數(shù)值計算方法，對繞機翼—機身—鴨翼組合體亞音速靜態(tài)大迎角流場及氣動力特性進行了計算。通過計算分析說明，在一定迎角下，前機身渦、邊條Ⅰ渦、鴨翼和機翼的前緣分離渦構(gòu)成的渦系之間相互干擾，形成復(fù)雜的渦流形態(tài)，從而造成繞整個機翼—機身—鴨翼組合體的非線性氣動特性。 4采用數(shù)值計算方

5、法，對不同減縮頻率下繞機翼—機身—鴨翼組合體動態(tài)流場及氣動力特性進行了計算與分析。結(jié)果表明，在組合體模型作俯仰諧振蕩過程中，其背風(fēng)面旋渦流動存在明顯的遲滯現(xiàn)象，氣動力系數(shù)隨時間變化呈現(xiàn)出明顯的滯環(huán)。 5在數(shù)值模擬所得結(jié)果的基礎(chǔ)上，根據(jù)大迎角流場結(jié)構(gòu)和氣動力的特征，對機翼、機翼—機身—鴨翼組合體大迎角動態(tài)氣動力特性進行了建模研究。數(shù)學(xué)模型采用狀態(tài)空間法建立大迎角氣動力數(shù)學(xué)模型。辨識準(zhǔn)則采用極大似然準(zhǔn)則，優(yōu)化算法采用牛頓—拉夫遜算法