消除小展弦比尾舵大舵偏非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的方法研究

李巍，李永紅，暢利俠，史曉軍，楊可，王曉冰

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng)621000)

消除小展弦比尾舵大舵偏非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的方法研究

李巍，李永紅*，暢利俠，史曉軍，楊可，王曉冰

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng)621000)

在前期的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中已經(jīng)證實(shí)，跨聲速條件下，俯仰舵偏角增大到一定程度時(shí)，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵形成的翼尖渦會(huì)相互干擾，使得兩側(cè)的翼尖渦強(qiáng)度不同，形成非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象，進(jìn)而使全彈產(chǎn)生較大的橫側(cè)向氣動(dòng)力，對(duì)尾舵的控制能力提出了挑戰(zhàn)，需要開(kāi)展消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的方法研究。本文基于數(shù)值模擬方法對(duì)非對(duì)稱(chēng)流場(chǎng)隨舵偏角的變化進(jìn)行了研究，并對(duì)該非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理進(jìn)行了分析，基于此，在保持舵面效率不降低的情況下開(kāi)展了消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的方法研究。研究結(jié)果表明，隨著舵偏角的增加，呈開(kāi)口布局一對(duì)尾舵的翼尖渦距離逐漸減小，翼尖渦由弱的不對(duì)稱(chēng)性，逐漸發(fā)展直到其中的一側(cè)翼尖渦消失，研究結(jié)果還表明通過(guò)尾舵前緣局部切角和降低尾舵根弦長(zhǎng)的方法在保持尾舵效率不降低的情況下，能夠有效消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象，對(duì)類(lèi)似布局設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。

小展弦比;跨聲速;翼尖渦;非對(duì)稱(chēng);舵偏角

0 引言

大迎角零側(cè)滑條件下，旋成體布局以及大后掠尖緣三角翼布局出現(xiàn)的非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者長(zhǎng)達(dá)數(shù)十年的關(guān)注和研究［1-5］。但是由于大迎角非對(duì)稱(chēng)性涉及流動(dòng)問(wèn)題描述的完備性、流動(dòng)穩(wěn)定性產(chǎn)生、發(fā)生機(jī)制、流體運(yùn)動(dòng)的分岔混沌現(xiàn)象等復(fù)雜的流動(dòng)基礎(chǔ)性問(wèn)題，至今對(duì)于非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)產(chǎn)生機(jī)制，以及由非對(duì)稱(chēng)而引發(fā)的一系列復(fù)雜現(xiàn)象，尚無(wú)一致的認(rèn)識(shí)，但是學(xué)術(shù)界在大迎角非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)研究中所做的大量研究工作，特別是圍繞抑制、消除側(cè)向力和偏航力矩問(wèn)題開(kāi)展的大量研究工作對(duì)改善飛行器在大迎角的性能、提高機(jī)動(dòng)性和敏捷性具有很好的工程應(yīng)用價(jià)值。

在進(jìn)行帶“X”型布局小展弦比梯形尾舵的旋成體導(dǎo)彈的風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)中，我們發(fā)現(xiàn)在小迎角、零側(cè)滑、跨聲速來(lái)流條件下，當(dāng)尾舵俯仰舵偏角δz=30°時(shí)，全彈出現(xiàn)了較大的側(cè)向力及滾轉(zhuǎn)力矩，此橫向量與滾轉(zhuǎn)舵偏角5°時(shí)產(chǎn)生的橫向量量值相當(dāng)，影響了全彈的氣動(dòng)特性，尤其是舵面的操縱特性。隨后，我們基于一系列的部件組拆測(cè)力試驗(yàn)最終確定，此橫向量的產(chǎn)生是呈開(kāi)口布局一對(duì)尾舵的翼尖渦非對(duì)稱(chēng)性引起的。

為進(jìn)一步對(duì)非對(duì)稱(chēng)流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行觀測(cè)，我們基于已獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)及流場(chǎng)觀測(cè)結(jié)果，開(kāi)展了該問(wèn)題的數(shù)值模擬研究。本文著重分析了非對(duì)稱(chēng)流場(chǎng)隨舵偏角的變化，開(kāi)展了臨界舵偏角下非對(duì)稱(chēng)翼尖渦的發(fā)展及對(duì)舵面壓力分布的影響研究，并對(duì)該非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理進(jìn)行了分析?；谝陨戏治鼋Y(jié)果，在保持舵面效率不降低的情況下開(kāi)展了消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的方法研究。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)象描述

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖1給出了本文研究模型的外形示意圖。模型頭部為尖拱形，長(zhǎng)細(xì)比為3.93，彈身為圓柱形，直徑為d，長(zhǎng)細(xì)比為5.92，尾舵為展弦比0.35的梯形舵，前緣后掠角為30°，尾舵前緣距模型頭部8.67d，尾舵根弦長(zhǎng)為1.1d，呈“X”型布局安裝于彈身尾部。

圖2給出了俯仰舵偏角30°時(shí)，尾舵布局形式俯視圖和上視圖。從圖中可以看出相對(duì)來(lái)流來(lái)說(shuō)背風(fēng)面和迎風(fēng)面的尾舵安裝形式有明顯的差異，安裝在彈身背風(fēng)面的兩片尾舵沿氣流方向呈打開(kāi)形式定義為“開(kāi)口形式”，而迎風(fēng)面兩片尾舵則呈“閉口形式”。

圖1 模型外形圖Fig.1 Basic schematic of the model

圖2 δz=30°尾舵偏轉(zhuǎn)形式示意圖Fig.2 Schematic of model(δz=30°)

1.2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

六分量天平測(cè)力試驗(yàn)在0.6m×0.6m跨、超聲速風(fēng)洞中完成。測(cè)力試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～1.2，迎角范圍為-4°～12°，基于彈身直徑的雷諾數(shù)范圍為Red=4.13×105～1.03×106/m。參考面積為彈身橫截面積，力矩系數(shù)參考長(zhǎng)度為全彈長(zhǎng)，參考點(diǎn)為模型頭部頂點(diǎn)。

圖3所示為Ma=0.95、β=0°時(shí)，不同俯仰舵偏角下，全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化。從圖中可以看出，在小迎角范圍，當(dāng)俯仰舵偏角達(dá)到30°時(shí)，全彈產(chǎn)生了較大的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩，尤其是所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩量值與滾轉(zhuǎn)舵偏角5°時(shí)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩相當(dāng)，對(duì)全彈控制特性提出了挑戰(zhàn)。針對(duì)該現(xiàn)象，項(xiàng)目組首先通過(guò)不同舵面位置進(jìn)行互換，排除了模型加工誤差的因素，另外在另一座風(fēng)洞中進(jìn)行了校核試驗(yàn)，排除了風(fēng)洞流場(chǎng)的因素。另外，大量研究結(jié)果已經(jīng)表明，在跨聲速小迎角條件下，旋成體彈身不會(huì)產(chǎn)生非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象，因此初步斷定非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象是由大偏度下尾舵引起的。而由圖2所示在俯仰舵偏角同為30°時(shí)，迎風(fēng)面(下表面)、背風(fēng)面(上表面)尾舵的布局形式是不同的，為進(jìn)一步研究橫向量是來(lái)源于上表面兩片尾舵還是下表面兩片尾舵，將上、下表面兩片尾舵的俯仰舵偏角分別設(shè)為0°和30°，則此時(shí)有兩種舵偏組合狀態(tài)，即上表面尾舵舵偏角0°、下表面30°(標(biāo)記為:T_δz=0，B_δz=30)和上表面尾舵舵偏角30°、下表面0°(標(biāo)記為:T_δz=30，B_δz=0)。對(duì)這兩種舵偏組合狀態(tài)在α=0°，β=0°，Ma=0.4～1.2分別進(jìn)行了測(cè)力試驗(yàn)。

圖3 Ma=0.95、β=0°時(shí)，不同俯仰舵偏角下，全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化Fig.3 Side force and rolling moment coefficients at Ma=0.95，β=0°

圖4 α=0°、β=0°時(shí)，俯仰舵偏角為30°時(shí)全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化Fig.4 Side force and rolling moment coefficients of the two models at α=0°，β=0°

從圖4兩種舵偏組合狀態(tài)全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化可以明顯看出俯仰舵偏角30°時(shí)全彈橫向量是由上面兩片舵產(chǎn)生的。即當(dāng)尾舵俯仰舵偏角達(dá)到30°時(shí)，呈開(kāi)口形式的兩片尾舵會(huì)產(chǎn)生非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)。

為進(jìn)一步從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和流態(tài)上驗(yàn)證該測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)行了粒子圖像測(cè)速(PIV)試驗(yàn)。測(cè)試截面位于模型底部后方0.1d處。

圖5為α=β=0°、δz=30°、Ma=0.95時(shí)PIV試驗(yàn)原始圖像以及均速度場(chǎng)和渦量場(chǎng)。圖中“黑洞”為模型尾舵產(chǎn)生的流向渦渦核位置?？梢钥闯?，與測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果一致，“閉口形式”兩渦核形態(tài)清晰，對(duì)稱(chēng)性較好，而“開(kāi)口形式”呈現(xiàn)明顯的非對(duì)稱(chēng)性。

圖5 PIV試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.95)Fig.5 Resu lts of PIV test(Ma=0.95)

2 數(shù)值模擬方法及有效性檢驗(yàn)

由于試驗(yàn)對(duì)流場(chǎng)細(xì)節(jié)觀測(cè)的手段有限，以及試驗(yàn)過(guò)程中改變舵面參數(shù)和舵偏角較為困難，基于已有試驗(yàn)結(jié)果，我們借助數(shù)值模擬方法對(duì)非對(duì)稱(chēng)流場(chǎng)細(xì)節(jié)、舵面壓力分布、不同舵偏角的影響、舵面形狀影響等進(jìn)行了細(xì)致的分析。

2.1 數(shù)值模擬方法

控制方程采用三維雷諾平均N-S方程，在計(jì)算坐標(biāo)系下可寫(xiě)為:

基于SST湍流模式的DES方法通過(guò)對(duì)湍動(dòng)能耗散項(xiàng)的改造，實(shí)現(xiàn)RANS模式和LES模式的切換?？刂品匠滩捎糜邢摅w積法進(jìn)行離散，時(shí)間項(xiàng)采用雙時(shí)間步法(Dual Time Step Method)進(jìn)行離散求解以獲取二階精度。對(duì)流項(xiàng)及擴(kuò)散項(xiàng)均采用二階中心差分格式進(jìn)行處理，為了抑制數(shù)值震蕩加入四階人工粘性項(xiàng)，具體參考文獻(xiàn)［6-8］。無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)取0.01，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界距離物面均在15倍彈身長(zhǎng)度以上，物面采用無(wú)滑移絕熱壁面條件，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界采用無(wú)反射遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，全彈總網(wǎng)格量450萬(wàn)。計(jì)算采用時(shí)間精確求解，每個(gè)狀態(tài)計(jì)算5000物理時(shí)間步，氣動(dòng)力系數(shù)基本在3000步趨于穩(wěn)定。

2.2 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比

為驗(yàn)證所采用數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格劃分的有效性，首先在α=0°、Ma=0.4～1.2范圍對(duì)全彈的橫向量計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比，如圖6所示。從圖中可以看出，與試驗(yàn)在α=0°、Ma=0.6～0.95范圍全彈產(chǎn)生了較大的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩的結(jié)果一致，計(jì)算結(jié)果也捕捉到了此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象，并且從側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)量值來(lái)看，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值取得了較好的一致性。Ma=0.6時(shí)，計(jì)算與試驗(yàn)所獲得的非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象所產(chǎn)生的橫向量的方向是相反的，反映了此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生的橫向量的方向是不定的。總體來(lái)說(shuō)，所采用的數(shù)值模擬方法能夠準(zhǔn)確捕捉本文所研究的非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象，基于此方法開(kāi)展流動(dòng)機(jī)理和主要影響參數(shù)研究是可行的。

圖6 全彈的橫向量計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.6 Com parison of the experimental data w ith CFD results

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 舵偏角的影響研究

由于測(cè)力試驗(yàn)時(shí)，俯仰舵偏角有限，僅對(duì)0°、10°、20°和30°舵偏角的全彈氣動(dòng)特性進(jìn)行了風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)，測(cè)力試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果表明在Ma=0.6～0.95范圍，舵偏角30°時(shí)呈開(kāi)口布局的兩片尾舵由于翼尖渦的非對(duì)稱(chēng)性，會(huì)使全彈產(chǎn)生較大的橫向量，為尋求此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生的臨界俯仰舵偏角，分析臨界狀態(tài)下的流場(chǎng)特性，基于數(shù)值模擬方法在俯仰舵偏角20°～30°范圍進(jìn)行了舵偏角影響的計(jì)算分析。

圖7所示為不同俯仰舵偏角下，全彈橫向量隨馬赫數(shù)的變化，從圖中可以看出俯仰舵偏角小于27°時(shí)，全彈橫向量基本為0，即沒(méi)有非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生，當(dāng)舵偏角達(dá)到28°時(shí)，在馬赫數(shù)0.9時(shí)開(kāi)始有小的橫向量產(chǎn)生，當(dāng)俯仰舵偏角進(jìn)一步增大到29°時(shí)，有橫向量產(chǎn)生的馬赫數(shù)區(qū)域增大，且橫向量的量值增加。不難看出隨著俯仰舵偏角的增加，呈開(kāi)口布局一對(duì)尾舵的前緣距離逐漸減小，非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象逐漸增強(qiáng)。

圖8和圖9為不同俯仰舵偏角下呈開(kāi)口布局尾舵物面壓力系數(shù)和典型剖面馬赫數(shù)分布。與圖7全彈橫向量隨馬赫數(shù)的變化結(jié)果一致，圖8和圖9呈現(xiàn)了流場(chǎng)的不對(duì)稱(chēng)性隨俯仰舵偏角的發(fā)展，可以看出俯仰舵偏角27°時(shí)，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵物面壓力分布是對(duì)稱(chēng)的，俯仰舵偏角增大到28°時(shí)，左、右尾舵的翼尖渦開(kāi)始呈現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)性，右側(cè)尾舵的翼尖渦強(qiáng)度略強(qiáng)，使得右側(cè)尾舵物面的低壓區(qū)范圍較左側(cè)尾舵略大，俯仰舵偏角增大到29°時(shí)，此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象逐漸增強(qiáng)，左、右尾舵的物面壓力差異增大，并且隨著俯仰舵偏角的進(jìn)一步增大此差異也進(jìn)一步增加，俯仰舵偏角30°時(shí)，右側(cè)尾舵的翼尖渦消失，右側(cè)尾舵附近有較大面積的死水區(qū)，使得右側(cè)尾舵物面壓力系數(shù)較大。

圖7 不同俯仰舵偏角下，全彈橫向量隨馬赫數(shù)的變化Fig.7 Side force and rolling moment coefficients of different angles of pitch

圖8 Ma=0.9，呈開(kāi)口布局尾舵物面壓力系數(shù)Fig.8 Pressure coefficient distributions of the fin surface at Ma=0.9

圖9 x/d=9.22剖面馬赫數(shù)云圖隨舵偏角的變化Fig.9 M ach number contours of typical section under different angles of pitch at x/d=9.22

3.2 非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)形成的機(jī)理分析

盡管自1952年Cooper等在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)旋成體在大迎角零側(cè)滑下出現(xiàn)非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象已數(shù)十年，然而由于其流動(dòng)現(xiàn)象的影響因素的復(fù)雜性，非對(duì)稱(chēng)旋渦流型的形成機(jī)理至今還未得到很好的理解和一致的看法［9-10］，但其中一個(gè)觀點(diǎn)對(duì)解釋本文所闡述的非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象具有一定的指導(dǎo)意義，即旋成體的一對(duì)背渦由于十分臨近而引起的旋渦不穩(wěn)定性形成非對(duì)稱(chēng)旋渦流型［11-13］。大量試驗(yàn)研究結(jié)果表明旋成體前體長(zhǎng)細(xì)比(l/d)f對(duì)起始迎角和最大非對(duì)稱(chēng)側(cè)向力具有決定性的作用，當(dāng)(l/d)f越大(即旋成體頭部半頂角越小)，在旋成體頭部?jī)蓚?cè)分離而形成的一對(duì)旋渦位置十分臨近，使這一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的旋渦變得不穩(wěn)定，引起的非對(duì)稱(chēng)側(cè)向力的起始迎角越?。?4-15］。大量試驗(yàn)結(jié)果也表明這樣的假設(shè)同樣也可以用來(lái)解釋大后掠尖緣三角翼的非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象，當(dāng)三角翼后掠角大于75°時(shí)［16］，由于翼面上方的一對(duì)前緣渦相距過(guò)近而互相干擾結(jié)果形成前緣渦的非對(duì)稱(chēng)分布，并且隨著后掠角的增大，前緣渦非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象的起始迎角迅速降低。

通過(guò)上文變舵偏角的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)舵偏角為30°時(shí)，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵出現(xiàn)了非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象，而10°和20°舵偏角下無(wú)非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象發(fā)生，這個(gè)現(xiàn)象也表明當(dāng)舵偏角達(dá)到一定角度時(shí)，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵前緣相距太近，其翼尖渦相互干擾形成了非對(duì)稱(chēng)分布，試驗(yàn)?zāi)Ｐ投嫫?0°時(shí)，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵的翼前緣距離l僅為3.1mm。

為了驗(yàn)證此設(shè)想，我們進(jìn)行了如下工作:

1)保持俯仰舵偏角和舵面形狀不變，將呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵的相對(duì)距離增大。

圖10翼尖相對(duì)距離增大布局Fig.10 Sketches of increasing the relative distance of the leeward pair of fins

圖11給出了翼前緣距離分別為l(原始外形)、3l、5l時(shí)，全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的對(duì)比。從圖中可以看出，翼前緣距離為3l時(shí)，全彈僅在馬赫數(shù)0.85至0.95范圍有非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生，且橫向量與原始外形相比有所降低，當(dāng)翼前緣距離進(jìn)一步增加到5l時(shí)，非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象消失，進(jìn)一步說(shuō)明此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理與大迎角時(shí)旋成體布局以及三角翼布局的非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象產(chǎn)生的機(jī)理有共通之處。

圖11 翼尖相對(duì)距離增大對(duì)橫向量的影響Fig.11 Effects on side force and rolling moment coefficients of the relative distance

2)保持彈身尺寸不變，以尾舵轉(zhuǎn)心為參考點(diǎn)將尾舵進(jìn)行縮比。

圖12所示為保持彈身尺寸不變、以尾舵轉(zhuǎn)心為參考點(diǎn)將尾舵縮比前后對(duì)比示意圖。分別將尾舵縮比為原始尺寸的95%和85%，此時(shí)翼尖的距離分別變?yōu)?.5l和4.6l。圖13給出了尾舵縮比前后全彈橫向量的對(duì)比，可以看出隨著尾舵尺寸的減小，尾舵翼尖相對(duì)距離逐漸增大，全彈橫向量逐漸減小，與保持俯仰舵偏角和舵面形狀不變，將呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵的相對(duì)距離增大的效果一致。

圖12 尾舵縮小布局示意圖Fig.12 Sketch of scaling the leeward pair of fins

圖13 尾舵縮小對(duì)氣動(dòng)特性的影響Fig.13 Com parison of the side force and rolling moment coefficients of the scaled fins w ith the original one

3.3 消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的方法研究

通過(guò)上文的研究可以看出，尾舵前緣距離是形成非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的主要影響因素，因此降低尾舵前緣距離是消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的突破點(diǎn)，然而與此同時(shí)又不能降低尾舵的舵面效率，我們嘗試了以下兩種布局方案:

1)前緣局部切角。如圖14所示，保持尾舵后掠角不變，將尾舵翼前緣局部進(jìn)行切角，切除的小三角的邊長(zhǎng)為5l，以Cut進(jìn)行標(biāo)記。

圖14 前緣局部切角Fig.14 Sketch of cutting off the local area around the leading edge

2)降低尾舵根弦長(zhǎng)。如圖15所示，仍以5l作為特征長(zhǎng)度，將翼根長(zhǎng)度減小5l，同時(shí)為保持尾舵面積不變，將尾舵展長(zhǎng)適當(dāng)增大，以Short RC進(jìn)行標(biāo)記。

圖15 翼根長(zhǎng)度變短Fig.15 Sketch of reducing the root chord length while increasing the span length

同樣情況下，對(duì)以上兩種布局的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，從圖16所示兩種尾舵布局條件下全彈側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化與基本布局的對(duì)比，可以看出以5l作為特征長(zhǎng)度的前緣局部切角以及翼根長(zhǎng)度縮短布局的橫向量基本消失，達(dá)到了消除非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)的目標(biāo)。另外從兩種尾舵布局法向力系數(shù)與基本尾舵布局法向力系數(shù)的對(duì)比(圖17)中可以看出，兩種尾舵布局法向力系數(shù)與基本尾舵的法向力系數(shù)相當(dāng)，舵面效率沒(méi)有損失，可以直接為工程所用。

圖16 不同布局對(duì)氣動(dòng)特性的影響Fig.16 Comparisons of the side force and rolling moment coefficients of different fins

圖17 不同布局尾舵法向力的系數(shù)對(duì)比Fig.17 Comparisons of the normal force coefficients of different fins

4 結(jié)論

本文通過(guò)數(shù)值模擬方法對(duì)小展弦比尾舵大偏度下產(chǎn)生的非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行了分析，得出如下結(jié)論:

1)隨著舵偏角的增加，呈開(kāi)口布局的一對(duì)尾舵的翼尖渦距離逐漸減小，翼尖渦相互干擾，翼尖渦強(qiáng)度由弱的不對(duì)稱(chēng)性逐漸發(fā)展，直到其中一側(cè)翼尖渦消失;

2)采用尾舵前緣局部切角和適當(dāng)降低尾舵翼根長(zhǎng)度的形式，降低尾舵前緣的相對(duì)距離可以有效減弱和消除此非對(duì)稱(chēng)現(xiàn)象，同時(shí)對(duì)尾舵的舵面效率影響不大。

本文的研究結(jié)果對(duì)類(lèi)似布局設(shè)計(jì)有一定的參考價(jià)值。

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Investigation on the ways to elim inate the asymmetric flow on low-aspect ratio fins at large angles of pitch

Li Wei，Li Yonghong*，Chang Lixia，Shi Xiaojun，Yang Ke，Wang Xiaobin
(High Speed Aerodynamic Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

It has been clarified in a recent wind tunnel test that the wingtip vortices generated from the leading edges of the pair of fins which is opening along the flow direction begin to interfere each other，and further make the formation of the asymmetric flow in transonic speed as the angle of pitch increases to some extent.The asymmetric flow generates large side force and rolling moment，and brings difficulties to the controllability of the fins.It is necessary to study the way to eliminate the asymmetric flow.This paper presents the changes of the asymmetric flow versus angles of pitch，and investigates the mechanism of the formation of the asymmetric flow based on numerical method.And then two ways to eliminate the asymmetric flow are proposed.The results show that as the angle of pitch is large enough，the interference of the asymmetry of the vortices becomes stronger generally till one of the vortices disappears.It is effective to eliminate the asymmetric flow，either through reducing the root chord length or cutting off the local area around the leading edge，and in the meantime the effectiveness of the fins is close with that of the base fin which has stable wingtip vortex formation.

low aspect ratio;transonic speed;wing-tip vortex;asymmetry;deflection angle

V212.1

A

10.7638/kqdlxxb-2016.0044

0258-1825(2016)05-0638-08

2016-01-29;

2016-03-04

李巍(1976-)，男，四川蓬溪人，高級(jí)工程師，研究方向:風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù).E-mail:hello_niu1@163.com

李永紅*(1986-)，男，河南商丘人，工程師，研究方向:飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E-mail:lyhxj52@stu.xjtu.edu.cn

李巍，李永紅，暢利俠，等.消除小展弦比尾舵大舵偏非對(duì)稱(chēng)流動(dòng)現(xiàn)象的方法研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(5):638-645.

10.7638/kqdlxxb-2016.0044 Li W，Li Y H，Chang L X，et al.Investigation on the ways to eliminate the asymmetric flow on low-aspect ratio fins at large angles of pitch［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):638-645.