国产日韩欧美一区二区三区三州_亚洲少妇熟女av_久久久久亚洲av国产精品_波多野结衣网站一区二区_亚洲欧美色片在线91_国产亚洲精品精品国产优播av_日本一区二区三区波多野结衣 _久久国产av不卡

?

一種新型垂尾抖振抑制方法實(shí)驗(yàn)研究

2015-06-23 09:09:33華如豪葉正寅
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2015年1期
關(guān)鍵詞:三角翼垂尾鼓包

張 慶, 華如豪, 葉正寅

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072)

一種新型垂尾抖振抑制方法實(shí)驗(yàn)研究

張 慶, 華如豪, 葉正寅

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710072)

現(xiàn)代高性能三角翼/雙垂尾布局戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾結(jié)構(gòu)普遍受到嚴(yán)重的非定常抖振載荷的困擾。根據(jù)自誘導(dǎo)理論提出了一種新型的垂尾抖振抑制方法,利用機(jī)頭處的靜態(tài)或振動(dòng)式硬質(zhì)鼓包,使三角翼前緣渦渦核彎曲、扭轉(zhuǎn),從而改變前緣渦的軌跡,延緩渦的破裂,減弱前緣渦破裂尾跡在垂尾周圍流場(chǎng)處的脈動(dòng)強(qiáng)度,以達(dá)到抑制垂尾抖振的目的。在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),實(shí)驗(yàn)所用模型為一個(gè)鋁制的全機(jī)模型,該模型由一個(gè)70°大后掠的三角翼,以及兩個(gè)31°后掠的垂尾組成。風(fēng)洞內(nèi)實(shí)驗(yàn)段的風(fēng)速為10m/s以及20m/s,迎角范圍為20°~50°。實(shí)驗(yàn)?zāi)康氖菧y(cè)量機(jī)頭處的靜態(tài)或振動(dòng)式球形鼓包對(duì)垂尾抖振的抑制效果。在尾翼根部?jī)蓚?cè)粘貼有半橋連接的應(yīng)變片,用以測(cè)量尾翼根部的應(yīng)變,以此應(yīng)變作為尾翼抖振強(qiáng)度的衡量標(biāo)準(zhǔn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,不論是靜態(tài)的還是振動(dòng)式的鼓包都不同程度地減緩垂尾的抖振響應(yīng),振動(dòng)式鼓包對(duì)垂尾的抖振抑制效果與鼓包的振動(dòng)頻率有關(guān)。某一側(cè)的鼓包僅對(duì)該側(cè)的垂尾抖振有抑制效果,它不影響另一側(cè)垂尾的抖振響應(yīng)。頻譜分析的結(jié)果表明,鼓包在抑制垂尾抖振的同時(shí)并沒(méi)有改變垂尾振動(dòng)的主頻。

機(jī)頭鼓包;大后掠三角翼;前緣渦;自誘導(dǎo)理論;抖振抑制

0 引 言

大后掠三角翼/雙垂尾氣動(dòng)布局是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)經(jīng)常采用的一種布局形式,此類戰(zhàn)斗機(jī)依賴強(qiáng)渦流來(lái)產(chǎn)生大迎角操縱所需的高升力。即使在極限高度和極限飛行條件下,三角翼前緣卷起的渦流仍會(huì)在上翼面產(chǎn)生強(qiáng)吸力區(qū),這就使飛行員可以對(duì)此類戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行有效操縱,而這對(duì)沒(méi)有渦流的常規(guī)戰(zhàn)機(jī)來(lái)說(shuō)是很難做到的。另外,強(qiáng)渦流也使戰(zhàn)斗機(jī)具有異常優(yōu)異的橫側(cè)向穩(wěn)定性,在越來(lái)越具威脅性的現(xiàn)代空戰(zhàn)中,明顯增強(qiáng)了戰(zhàn)斗機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)生存能力[1-5]。

但是,大后掠三角翼卷起的渦流增加了戰(zhàn)斗機(jī)繞流流場(chǎng)的復(fù)雜程度,給戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)安全性帶來(lái)了很多負(fù)面影響。在大迎角下,連續(xù)的渦流結(jié)構(gòu)會(huì)破裂形成高度紊亂的尾流,尾流撞擊在垂尾上,造成嚴(yán)重的垂尾抖振現(xiàn)象,因此,渦流結(jié)構(gòu)決定了垂尾抖振的強(qiáng)度[4-6]?,F(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī),如F-16[2],F(xiàn)/A-18[7-12],F(xiàn)-22[13],F(xiàn)-35,由于連續(xù)的前緣主渦結(jié)構(gòu)的提前破裂,都受到不同程度的垂尾抖振的困擾,對(duì)于具有雙垂尾的戰(zhàn)斗機(jī),抖振問(wèn)題更為突出。垂尾抖振現(xiàn)象發(fā)生時(shí),加載在垂尾結(jié)構(gòu)上的極限非定常載荷導(dǎo)致垂尾結(jié)構(gòu)的提前疲勞破壞,加劇了戰(zhàn)斗機(jī)的維護(hù)成本,嚴(yán)重縮短了戰(zhàn)斗機(jī)的綜合使用壽命[2-5]。澳洲皇家空軍服役的F/A-18就曾因?yàn)闇u破裂而導(dǎo)致尾翼抖振,急劇縮短了尾翼結(jié)構(gòu)的使用壽命。為此,美國(guó)、加拿大、新西蘭以及澳大利亞的科研人員組成了一個(gè)合作研究團(tuán)隊(duì),致力于解決該型飛機(jī)的垂尾抖振問(wèn)題[11]。

對(duì)于雙垂尾抖振以及抖振載荷的抑制問(wèn)題,世界范圍內(nèi)的研究人員已經(jīng)利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、數(shù)值模擬以及理論分析等方法進(jìn)行了大量的基礎(chǔ)研究和工程應(yīng)用研究,研究的重點(diǎn)集中在破裂旋渦流的流動(dòng)形態(tài)以及旋渦破裂的流動(dòng)控制[2-4]。在此基礎(chǔ)上,一些垂尾抖振的抑制方法被提出來(lái)[14-16],大致包括被動(dòng)控制和主動(dòng)控制兩個(gè)方面。被動(dòng)控制[14-15,17-20]不需要外部輸入能量,其主要思路是當(dāng)?shù)赝庑涡拚蛘咴黾託鈩?dòng)裝置,包括加裝Gurney襟翼,擾流片,導(dǎo)流柵以及采用新型能量吸收材料等方法。以上的被動(dòng)控制方法均能有效延遲旋渦破裂,但被動(dòng)控制往往需要付出額外的代價(jià),例如,浸潤(rùn)面積增大致使阻力增加,新型材料的研制進(jìn)展緩慢,控制律的通用性及可靠性不足等。因此,人們又研究了主動(dòng)控制手段對(duì)前緣渦破裂的控制作用。主動(dòng)控制方法[2,14-16]大多需要外部輸入能量,其主要思路是連續(xù)或周期性吹氣/吸氣,包括切向吹氣,沿著渦軸吹氣,后緣吹氣/吸氣,偏轉(zhuǎn)矢量吹氣等方法。主動(dòng)控制方法具有操作簡(jiǎn)單,針對(duì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn),但是其控制裝置以及控制律設(shè)計(jì)較復(fù)雜、附加成本較高,并且不同飛行狀態(tài)下的控制效果強(qiáng)烈依賴于吹/吸氣位置,因此難以大量推廣使用。總之,兩種控制方法都沒(méi)能夠在渦結(jié)構(gòu)或破裂點(diǎn)位置的控制上表現(xiàn)出效率或效果上的明顯優(yōu)勢(shì),它們都只是根據(jù)期望的結(jié)果給出了一種獨(dú)特的控制渦破裂點(diǎn)的可能,要想將這些控制方法可靠而有效地應(yīng)用于真實(shí)飛行中,還需要深刻理解渦流的物理規(guī)律,提高預(yù)測(cè)能力[3]。

華盛頓大學(xué)的博士生S. Srigrarom等人提出一種自誘導(dǎo)理論來(lái)解釋渦破裂現(xiàn)象,該理論指出,在渦破裂的形成過(guò)程中,直線渦核周圍的剪切層的相互自誘導(dǎo)造成了渦量的卷起,從而誘使出回流以及流面的徑向擴(kuò)張。如果采取一定的方法強(qiáng)迫渦核軌跡由直線變?yōu)榍€,那么前緣渦的破裂就會(huì)被抑制,垂尾的抖振情況就會(huì)有所改善[18-20]。由此,本文中提出一種簡(jiǎn)單而又可靠的方法以更好地抑制垂尾抖振載荷,從而降低此類戰(zhàn)機(jī)的維護(hù)費(fèi)用,延長(zhǎng)全機(jī)的壽命周期。既然垂尾抖振根源于高度紊亂的渦破裂尾流,并且渦流決定垂尾抖振的強(qiáng)度,設(shè)想利用機(jī)頭處的靜態(tài)的或振動(dòng)式的鼓包來(lái)改變渦流,強(qiáng)迫前緣渦偏離原來(lái)的近似直線的軌跡,從而避免與尾翼翼面的直接碰撞,以減輕尾翼翼面周圍流動(dòng)的湍流度,從而抑制尾翼的抖振。為了驗(yàn)證機(jī)頭靜態(tài)或振動(dòng)式鼓包對(duì)垂尾抖振抑制的有效性,在西北工業(yè)大學(xué)的低速風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行了相關(guān)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn),用垂尾根部應(yīng)變的均方根值以及頻譜分析得到的功率譜密度來(lái)定量描述垂尾的抖振響應(yīng)[5,8,11-12]。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及實(shí)驗(yàn)?zāi)P?/h2>

1.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)P?/p>

圖1是機(jī)頭左右兩側(cè)各有一個(gè)鼓包的模型的三視圖。原始模型是一個(gè)由一個(gè)大后掠三角翼和兩個(gè)垂尾構(gòu)成的鋁制全模,該模型全長(zhǎng)為830mm,三角翼的前緣后掠角為70°,根弦長(zhǎng)為400mm,厚度為5mm,前緣的下表面有60°的倒角。兩側(cè)垂尾的幾何外形完全相同,并且對(duì)稱地安裝在模型的尾部,兩個(gè)垂尾的中性面之間夾角為40°。垂尾的平面形狀為直角梯形,根弦長(zhǎng)為126mm,展長(zhǎng)為130mm,厚度為3mm,尾翼的前緣后掠角為31°,尾翼前后緣兩側(cè)的對(duì)稱倒角均為45°。由圖1可以清晰地看到機(jī)頭左右兩側(cè)各有一個(gè)圓球形鼓包,兩側(cè)鼓包安裝位置對(duì)稱,左側(cè)鼓包的球心位于(0.0894m,-0.0326m,0)處,鼓包半徑為7mm,由內(nèi)部支架緊固。鼓包可以在機(jī)體內(nèi)部電機(jī)的帶動(dòng)下分別做上下往復(fù)振動(dòng)(側(cè)視圖),振幅為3mm,運(yùn)動(dòng)的頻率隨電機(jī)驅(qū)動(dòng)電壓的不同而變化,實(shí)驗(yàn)中鼓包振動(dòng)頻率與驅(qū)動(dòng)電壓的關(guān)系詳見表1。當(dāng)驅(qū)動(dòng)電壓為2.0V時(shí),鼓包振動(dòng)的頻率為3.55Hz,當(dāng)驅(qū)動(dòng)電壓為6.0V時(shí),鼓包振動(dòng)的頻率為10.65Hz,當(dāng)驅(qū)動(dòng)電壓為12.0V時(shí),鼓包振動(dòng)的頻率為21.30Hz。

表1 鼓包振動(dòng)頻率與驅(qū)動(dòng)電壓的關(guān)系

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)P偷娜晥D

1.2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備和實(shí)驗(yàn)條件

驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)在位于西北工業(yè)大學(xué)的低湍流度風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室內(nèi)進(jìn)行,該風(fēng)洞是一個(gè)開環(huán)、低速、低湍流度風(fēng)洞,其實(shí)驗(yàn)段寬度為1200mm,高度為1050mm,長(zhǎng)度為2800mm,可提供的風(fēng)速范圍為5~20m/s。實(shí)驗(yàn)時(shí)對(duì)本文模型的測(cè)量迎角范圍為20°~50°,每2°迎角測(cè)量一次,迎角最大時(shí)整個(gè)模型對(duì)風(fēng)洞的最大壅塞度不超過(guò)7.8%。

本實(shí)驗(yàn)用垂尾內(nèi)外兩側(cè)半橋連接的應(yīng)變片測(cè)量出的應(yīng)變來(lái)定量表示垂尾的抖振響應(yīng),應(yīng)變片的粘貼位置如圖2所示。每個(gè)垂尾的內(nèi)外兩側(cè)均粘貼有應(yīng)變片,兩側(cè)的應(yīng)變片采用半橋方式連接,外側(cè)與內(nèi)側(cè)應(yīng)變的差值可以用來(lái)表示垂尾抖振響應(yīng)的大小。在不同的實(shí)驗(yàn)條件下,每隔0.00125s用與應(yīng)變片連接的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄下各個(gè)應(yīng)變片的應(yīng)變值,采樣時(shí)間為10.24s,每個(gè)實(shí)驗(yàn)條件下共有8192組數(shù)據(jù)。本文的應(yīng)變?yōu)樽冃沃蹬c尾翼厚度的比值,因此應(yīng)變是無(wú)量綱的。

圖2 垂尾及應(yīng)變片位置

1.3 本文的研究目標(biāo)

為了驗(yàn)證機(jī)頭前緣處的靜態(tài)或振動(dòng)式鼓包對(duì)垂尾抖振的減緩效果,在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了相關(guān)實(shí)驗(yàn)。首先,在風(fēng)速為10m/s和20m/s的條件下分別對(duì)原始模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn),實(shí)驗(yàn)的迎角范圍為20°~50°,每2°迎角記錄一次數(shù)據(jù)。然后分別對(duì)機(jī)頭左側(cè)裝有靜態(tài)鼓包的模型以及機(jī)頭左右各裝有一個(gè)靜態(tài)鼓包的模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。最后,對(duì)做不同頻率振動(dòng)的左側(cè)鼓包模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。此時(shí)開啟機(jī)體內(nèi)部的電機(jī),在電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下,兩側(cè)的鼓包做往復(fù)運(yùn)動(dòng),運(yùn)動(dòng)的頻率隨驅(qū)動(dòng)電壓的不同而變化。帶鼓包模型的實(shí)驗(yàn)風(fēng)速和測(cè)量迎角范圍與原始模型相同,數(shù)據(jù)采樣頻率也完全相同。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

從上述實(shí)驗(yàn)中,在每個(gè)測(cè)試條件下,可以得到10.24s內(nèi)的垂尾根部?jī)?nèi)外側(cè)的應(yīng)變值,采樣頻率為800Hz,然后可以得到時(shí)域內(nèi)8192組垂尾根部外側(cè)與內(nèi)側(cè)的應(yīng)變差值,以這個(gè)差值描述抖振響應(yīng)的大小。在以下的分析中,首先求得抖振響應(yīng)的均方根值(RMS, Root Mean Square),而均方根說(shuō)明了垂尾在測(cè)試條件下根部變形的波動(dòng)程度,以RMS作為時(shí)域內(nèi)抖振響應(yīng)的主要依據(jù)。然后用傅里葉變換將時(shí)域信號(hào)轉(zhuǎn)化到頻域,可以得到各個(gè)不同實(shí)驗(yàn)狀態(tài)下的主頻和功率譜密度(PSD, Power Spectral Density)的峰值,此峰值可以作為頻域內(nèi)的抖振強(qiáng)度的表征。

圖3是原始模型左側(cè)垂尾根部應(yīng)變均方根值隨迎角的變化曲線。由該圖可以看出,風(fēng)速為10m/s時(shí),RMS值在整個(gè)測(cè)量迎角范圍內(nèi)都很小,說(shuō)明在此風(fēng)速條件下,垂尾的抖振效應(yīng)很微弱。風(fēng)速為20m/s時(shí),RMS值在小迎角時(shí)增長(zhǎng)緩慢,迎角超過(guò)30°時(shí)開始急劇增加,在38°時(shí)達(dá)到最大值,隨后減小,從42°開始又繼續(xù)增加,在46°達(dá)到第二個(gè)峰值,隨后減小。38°和46°對(duì)應(yīng)垂尾抖振最嚴(yán)重的兩個(gè)狀態(tài)。下圖是風(fēng)速為20m/s時(shí),左右兩側(cè)垂尾翼根應(yīng)變RMS值隨迎角變化曲線的對(duì)比圖,兩條曲線基本重合,說(shuō)明左右兩側(cè)的流動(dòng)在實(shí)驗(yàn)條件下基本對(duì)稱,左右垂尾的抖振響應(yīng)相同。

圖3 原始模型垂尾根部應(yīng)變均方根值隨迎角的變化曲線

圖4是原始模型與靜態(tài)鼓包模型的翼根應(yīng)變RMS隨迎角的變化曲線,上圖對(duì)應(yīng)左側(cè)垂尾,下圖對(duì)應(yīng)右側(cè)垂尾。從上圖中可以看出,幾組模型的左側(cè)垂尾翼根應(yīng)變RMS變化趨勢(shì)類似,但是,有靜態(tài)鼓包的模型RMS值要小于原始模型,并且雙側(cè)鼓包模型比左側(cè)鼓包模型稍小。說(shuō)明機(jī)頭處鼓包可以有效減緩左側(cè)垂尾的抖振,在38°迎角時(shí),左側(cè)鼓包模型左側(cè)垂尾的翼根彎矩RMS比原始模型減小12.67%,而雙側(cè)鼓包模型比原始模型減小15.38%;在46°迎角時(shí),有鼓包的兩模型左側(cè)垂尾的翼根彎矩RMS分別比原始模型減小為5.16%,7.04%。

下圖中原始模型與左側(cè)靜態(tài)鼓包模型的右側(cè)垂尾翼根應(yīng)變RMS隨迎角的變化曲線基本重合,說(shuō)明左側(cè)靜態(tài)鼓包對(duì)右側(cè)垂尾的抖振情況影響不大,有雙側(cè)鼓包的右側(cè)垂尾翼根應(yīng)變RMS小于原始模型對(duì)應(yīng)的值,在38°和46°迎角時(shí),比原始模型分別減小12.67%和7.98%。對(duì)比可知,雙側(cè)的鼓包對(duì)右側(cè)垂尾抖振的減緩效果比左側(cè)稍小。

圖5是原始模型與左側(cè)振動(dòng)式鼓包模型左側(cè)翼根應(yīng)變RMS隨迎角的變化曲線。由圖可知,在迎角為30°以下時(shí),3組振動(dòng)式鼓包模型對(duì)應(yīng)的值比原始模型有所減小,但是減小幅度非常小。迎角繼續(xù)增大,低頻振動(dòng)模型的值明顯小于原始模型,而另外兩組模型相對(duì)于原始模型的減小量仍然不太明顯。在38°迎角時(shí),低頻、中頻、高頻3組模型左側(cè)垂尾的翼根彎矩RMS分別相對(duì)原始模型的改變量分別為-23.98%,0.45%,-4.98%;而在46°迎角時(shí),低頻、中頻、高頻3組模型左側(cè)垂尾的翼根彎矩RMS分別相對(duì)原始模型的改變量分別為-12.21%,-4.69%,-5.63%。由此得出結(jié)論,對(duì)本文所用模型來(lái)說(shuō),低頻振動(dòng)鼓包比中頻和高頻鼓包更加有效地抑制了垂尾的抖振。

圖4 原始模型與靜態(tài)鼓包模型翼根應(yīng)變RMS隨迎角變化曲線

Fig.4 RMS of tail root strain for the original model and models with static bulges

圖5 原始模型與左側(cè)振動(dòng)式鼓包模型翼根應(yīng)變RMS隨迎角變化曲線

Fig.5 RMS of tail root strain for the original model and models with left vibrating bulges

圖6是分別是在迎角為38°時(shí)對(duì)不同模型的左側(cè)翼根應(yīng)變進(jìn)行傅里葉變換后的頻譜圖。由圖可知,雖然不同模型的功率譜密度峰值有所差別,但是主頻都大致相同,保持為52Hz。

圖6 迎角為38°時(shí)不同模型的頻譜圖

圖7是原始模型與兩組有靜態(tài)鼓包模型的左側(cè)垂尾翼根應(yīng)變的功率譜密度峰值隨迎角的變化曲線,功率譜密度峰值對(duì)應(yīng)抖振最嚴(yán)重的狀態(tài),是抖振響應(yīng)程度的重要標(biāo)志。由圖可知,3組曲線變化趨勢(shì)類似,在迎角小于30°時(shí),功率譜密度的峰值隨著迎角的增大緩慢增加,當(dāng)迎角超過(guò)30°時(shí),開始劇烈增加,在38°時(shí)達(dá)到最大值,隨后減小,接著又開始增加,在46°時(shí)達(dá)到第2個(gè)峰值,然后開始降低。比較而言,有機(jī)頭鼓包的兩組模型的值比原始模型小,但是在小迎角時(shí)減小幅度不大,迎角超過(guò)36°時(shí)才有明顯減小。在迎角為38°時(shí),左側(cè)鼓包模型和雙側(cè)鼓包模型分別比原始模型減小38.17%,40.50%;迎角為46°時(shí),左側(cè)鼓包模型和雙側(cè)鼓包模型分別比原始模型減小21.44%,22.68%。

圖8是是原始模型與左側(cè)振動(dòng)式鼓包模型的左側(cè)垂尾翼根應(yīng)變的功率譜密度峰值隨迎角的變化曲線。由圖可知,以不同頻率振動(dòng)的鼓包對(duì)左側(cè)垂尾翼根應(yīng)變的影響情況各不相同。在小迎角時(shí),圖中4組模型對(duì)應(yīng)的值沒(méi)有顯著差別,在大迎角時(shí),差別較為明顯。在迎角為38°時(shí),低頻、中頻、高頻3組模型對(duì)應(yīng)的值分別比原始模型減小48.92%,40.50%,32.83%。在迎角為46°時(shí),低頻、中頻模型對(duì)應(yīng)的值分別比原始模型減小14.11%,16.04%,而高頻模型對(duì)應(yīng)的值比原始模型增加16.60%。再對(duì)比圖7的結(jié)果可知,對(duì)本模型來(lái)說(shuō),以低頻振動(dòng)的機(jī)頭鼓包對(duì)垂尾抖振的減緩作用最為顯著,在38°和46°兩個(gè)垂尾抖振最嚴(yán)重的狀態(tài),有效降低了垂尾翼根應(yīng)變功率譜密度的峰值。

圖7 原始模型與靜態(tài)鼓包模型功率譜密度峰值對(duì)比圖

Fig.7 Comparison of peak of PSD between the original model and models with static bulges

圖8 原始模型與左側(cè)振動(dòng)式鼓包模型功率譜密度峰值對(duì)比圖

Fig.8 Comparison of peak of PSD between the original model and models with left vibrating bulges

3 總結(jié)與展望

三角翼雙垂尾布局飛機(jī)在進(jìn)行大迎角飛行時(shí),前緣渦不可避免地會(huì)在垂尾之前破裂,渦破裂尾跡形成高度不規(guī)則氣動(dòng)載荷激勵(lì),直接撞擊在垂尾上引起垂尾結(jié)構(gòu)的強(qiáng)迫振動(dòng),造成垂尾結(jié)構(gòu)的疲勞甚至破壞,這就是三角翼/雙垂尾布局戰(zhàn)斗機(jī)的垂尾抖振現(xiàn)象。本文根據(jù)自誘導(dǎo)理論提出了一種新方法,用機(jī)頭處?kù)o態(tài)或振動(dòng)式鼓包來(lái)改變渦流的發(fā)展規(guī)律,延緩渦流的破裂,從而抑制抖振,并且在風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行了相關(guān)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。本實(shí)驗(yàn)用垂尾根部的應(yīng)變值及其對(duì)應(yīng)的功率譜密度來(lái)定量描述垂尾的抖振響應(yīng),可以得到以下結(jié)論:

(1) 在一定的來(lái)流條件下,靜態(tài)的或是振動(dòng)式的鼓包都能有效抑制垂尾抖振。振動(dòng)式鼓包的抖振抑制效果與振動(dòng)頻率有關(guān),在大迎角下(大于36°),低頻振動(dòng)鼓包的抑制效果更好。

(2) 某一側(cè)的鼓包僅能影響該側(cè)渦流,從而減緩該側(cè)垂尾抖振強(qiáng)度,它對(duì)另一側(cè)垂尾抖振沒(méi)有明顯影響。

(3) 本文中所用鼓包在實(shí)驗(yàn)條件下都有一定程度的抖振抑制效果,同時(shí)并沒(méi)有改變垂尾振動(dòng)的主頻,該值保持在52Hz。

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明了本文中所用鼓包在實(shí)驗(yàn)條件下的抖振抑制效果,雖然本文關(guān)注的重點(diǎn)是大后掠三角翼/雙垂尾布局的雙垂尾抖振抑制,但這種抖振抑制的思路可以推廣到其它布局的飛行器上。下一步工作重點(diǎn)包括用多種流場(chǎng)顯示方法揭示前緣渦的演化過(guò)程,鼓包將渦流由直線改變?yōu)榍€的具體過(guò)程,以及抖振響應(yīng)與鼓包振動(dòng)頻率的具體關(guān)系。深入理解這些問(wèn)題是將該方法可靠而有效地進(jìn)行工程應(yīng)用的前提。

[1] Menke M, Yang H, Gursul I. Experiments on the unsteady nature of vortex breakdown over delta wings[J]. Experiments in Fluids, 1999,27(3):262-272.

[2] Lee B H K. Vertical tail buffeting of fighter aircraft[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2000, 36(3): 193-279.

[3] Mitchell A M, Délery J. Research into vortex breakdown con- trol[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2001, 37(4): 385-418.

[4] Lucca-Negro O, O’doherty T. Vortex breakdown: a review[J]. Progress in Energy and Combustion Science, 2001, 27(4): 431-481.

[5] Breitsamter C. Unsteady flow phenomena associated with leading-edge vortices[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2008, 44(1): 48-65.

[6] Lee B H K. Statistical analysis of wing/fin buffeting response[J]. Progress Journal of Aircraft, 2005, 42(2): 299-319.

[8] Lambert C, Gursul I. Characteristics of fin buffeting over delta wings[J]. Journal of Fluids and Structures, 2004, 19(3): 307-319.[9] Younjong Kim, Ozgoren M, Rockwell D. Vortex breakdown-tail interaction[J]. AIAA Journal, 2003, 41(3): 544-549.

[10] Bean D E, Wood N J. Experimental investigation of twin-fin buffeting and suppression[J]. Journal of Aircraft, 1996, 33(4): 761-767.

[11] Hangan H, Vickery B J. Buffeting of two-dimensional bluff bodies[J]. J Wind Engineering and Industrial Aerodynamics, 1999, 82(1): 173-187.

[12] Vlahostergios Z, Missirlis D, Yakinthos K, et al. Computational modeling of vortex breakdown control on a delta wing[J]. International Journal of Heat and Fluid Flow, 2013, 39: 64-77.

[13] Caroline Lambert, Ismet Gursul. Insensitivity of unsteady vortex interactions to Reynolds number[J]. AIAA J, 2000, 38(5): 937-939.

[14] Gursul I, Vardaki E, Wang Z. Active and passive control of reattachment on various low-sweep wings[R]. AIAA Paper, 2006, 506: 2006.

[15] Stanewsky E. Adaptive wing and flow control technology[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2001, 37(7): 583-667.

[16] Caruana D, Mignosi A, Corrège M, et al. Buffet and buffeting control in transonic flow[J]. Aerospace Science and Technology, 2005, 9(7): 605-616.

[17] Lowson M V, Riley A J. Vortex breakdown control by delta wing geometry[J]. Journal of Aircraft, 1995, 32(4): 832-838.

[18] Srigrarom S, Lewpiriyawong N. Controlled vortex breakdown on modified delta wings[J]. Journal of Visualization, 2007, 10(3): 299-307.

[19] Srigrarom S, Kurosaka M. Shaping of delta-wing planform to suppress vortex breakdown[J]. AIAA Journal, 2000, 38(1): 183-186.

[20] Srigrarom S, Kurosaka M. Surface shaping to suppress vortex breakdown on delta wings[J]. AIAA Journal, 2000, 38(1): 186-187.

(編輯:張巧蕓)

Experimental study on a novel method for vertical tail buffet suppression

Zhang Qing, Hua Ruhao, Ye Zhengyin

(National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China)

The twin tails of the modern high performance fighter aircrafts with delta wing/twin vertical tails configuration generally experience significant dynamic load due to aerodynamic buffet caused by highly unsteady vortex breakdown flow. This paper proposes a new type of buffet alleviation method by solid static or oscillating bulges attached on the forebody of a delta wing model, and conducts wind tunnel experiment for the model which consists of a sharp-edged, 70-degree leading edge sweep delta wing, and twin 31° leading edge sweep vertical tails. The model has been tested at 10m/s and 20m/s of free stream velocity, and at angle of attack ranging from 20° to 50° with an interval of 2° in the low-speed wind tunnel at Northwestern Polytechnical University. According to the self-induced theory proposed by experts from University of Washington, the bulges attached on the forebody of a delta wing would twist and kink the vortex core, change the vortex trajectory after the bulge, delay the vortex breakdown position, and decrease the fluctuating level of the flow around the twin vertical tails. Thus the goal of buffeting suppression is achieved. This study aims at investigating the buffet alleviation effect of the static or vibrating bulges attached on the forebody surface of the model. Two pairs of half bridged strain gauges are employed for the measurement of unsteady root strain on the vertical tails, with one pair on each side. The experimental results show that both static and vibrating bulges behave positively as a novel tool to alleviate tail buffet, and the alleviation effect correlates with the vibrating frequency. Besides, the bulge on one side can only alleviate the buffeting for the tail of the same side, and it has no obvious alleviation effect for the tail on the opposite side. Results of spectral analysis prove that the bulges used in this experiment could alleviate tail buffeting, but they do not change the dominant frequency of the oscillation of the tails in the vortex breakdown flow.

forebody bulge;high sweep delta wing;leading edge vortex;self-induction theory;buffet suppression

1672-9897(2015)01-0037-07

10.11729/syltlx20140020

2014-03-04;

2014-06-23

國(guó)家自然科學(xué)基金(11072199)

ZhangQ,HuaRH,YeZY.Experimentalstudyonanovelmethodforverticaltailbuffetsuppression.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 37-42. 張 慶, 華如豪, 葉正寅. 一種新型垂尾抖振抑制方法實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(1): 37-42.

V211.4

A

張 慶(1988-),男,湖北襄樊人,博士研究生。研究方向:大后掠三角翼垂尾抖振抑制。通信地址:陜西省西安市友誼西路127號(hào)西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室中樓203室(710072)。E-mail:zhangqing2220@mail.nwpu.edu.cn

猜你喜歡
三角翼垂尾鼓包
瘋狂紙飛機(jī)之旅
航空世界(2023年3期)2023-05-01 19:57:24
垂尾方向舵懸掛點(diǎn)螺栓斷裂分析及改進(jìn)
三角翼機(jī)翼?yè)u滾主動(dòng)控制多學(xué)科耦合數(shù)值模擬
前緣和轉(zhuǎn)軸影響翼?yè)u滾特性的數(shù)值模擬*
某滲濾液收集池底部防滲層鼓包的分析與治理
一起鍋爐清洗后鼓包事故的原因分析及處理
CY—06三角翼無(wú)人機(jī)
航空模型(2016年10期)2017-05-09 06:22:13
換流站電阻冷卻面板鼓包分析
湖北電力(2016年8期)2016-05-09 09:03:08
不同后掠角三角翼的靜態(tài)地面效應(yīng)數(shù)值模擬
民用飛機(jī)垂尾和后機(jī)身連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與研究
句容市| 同仁县| 凤山县| 始兴县| 黑山县| 新竹县| 修水县| 岚皋县| 依兰县| 广南县| 莫力| 富裕县| 邮箱| 嫩江县| 庆安县| 高安市| 绥棱县| 建瓯市| 襄樊市| 长兴县| 双江| 任丘市| 石柱| 武山县| 昌平区| 北流市| 逊克县| 临夏市| 安仁县| 清河县| 陆河县| 津南区| 阳江市| 阿鲁科尔沁旗| 武乡县| 娄底市| 和田县| 彰化市| 定西市| 丽江市| 双峰县|