頭部和后體對(duì)鈍頭體側(cè)向力的影響

齊中陽(yáng)， 王延奎， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

頭部和后體對(duì)鈍頭體側(cè)向力的影響

齊中陽(yáng)， 王延奎*， 王磊， 沙永祥

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

鈍頭體大迎角飛行時(shí)會(huì)出現(xiàn)隨機(jī)的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象，引起不確定的較大側(cè)向力，進(jìn)而使其偏離運(yùn)行軌道。通過(guò)在鈍頭體頭部施加人工擾動(dòng)塊可以固定其大迎角下的非對(duì)稱流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，得到確定的側(cè)向力，以利于改善鈍頭體的大迎角飛行特性及機(jī)動(dòng)性。本文討論了在頭部人工擾動(dòng)塊主控流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，模型后體對(duì)側(cè)向力影響的存在性問(wèn)題，在迎角為50°、雷諾數(shù)為1.54×105的條件下，利用實(shí)驗(yàn)對(duì)周向角為90° 和270°、子午角為10° 的擾動(dòng)位置的球形擾動(dòng)主控下的側(cè)向力影響因素進(jìn)行了研究。發(fā)現(xiàn)鈍頭體大迎角下的非對(duì)稱流動(dòng)結(jié)構(gòu)在頭部主控的基礎(chǔ)上，后體對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)的影響不會(huì)消失，且其為影響頭部擾動(dòng)主控作用的重要因素。盡管模型后體的影響不會(huì)改變鈍頭體頭部對(duì)于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的主控地位，但會(huì)影響頭部擾動(dòng)控制的精準(zhǔn)程度。所以在通過(guò)鈍頭體頭部施加擾動(dòng)進(jìn)而得到確定的側(cè)向力的同時(shí)，還需要減小模型后體對(duì)流場(chǎng)的影響，對(duì)其結(jié)構(gòu)和加工質(zhì)量進(jìn)行優(yōu)化，以更好地通過(guò)人工擾動(dòng)主控流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

鈍頭體； 非對(duì)稱流動(dòng)； 主控； 大迎角； 人工擾動(dòng)

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)和戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈等的高機(jī)動(dòng)性及高敏捷性是通過(guò)大迎角飛行實(shí)現(xiàn)的，而鈍頭體作為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的基本形狀之一，大迎角飛行條件下其背風(fēng)區(qū)會(huì)出現(xiàn)方向具有隨機(jī)性的非對(duì)稱渦結(jié)構(gòu)[1]。對(duì)于以鈍頭體為基本形狀的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈而言，這種大迎角繞流的非對(duì)稱性所誘導(dǎo)出的偏航力矩甚至大于導(dǎo)彈方向舵的控制能力，嚴(yán)重降低導(dǎo)彈的可控性，使其偏離飛行軌道，致使任務(wù)失敗。針對(duì)大迎角非對(duì)稱問(wèn)題的研究由來(lái)已久，但因?yàn)槠淞鲃?dòng)本身復(fù)雜多變且其影響因素眾多，人們還不能完全認(rèn)識(shí)和掌握這一流動(dòng)現(xiàn)象的本質(zhì)和規(guī)律，還不能就這一現(xiàn)象進(jìn)行準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)和實(shí)施有效的控制和利用。

在眾多的研究中，非對(duì)稱流動(dòng)的根源問(wèn)題一直存在著較大的爭(zhēng)議。主要存在頭部主控非對(duì)稱流動(dòng)[2]及模型后體主控非對(duì)稱流動(dòng)[3]兩種觀點(diǎn)。對(duì)于后體主控非對(duì)稱流動(dòng)的研究主要集中于不同雷諾數(shù)下流動(dòng)在模型表面的分離形式對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)造成的影響[4-8]，其影響的傳遞形式并不明確。相比較而言，鈍頭體頭部主控非對(duì)稱流動(dòng)的研究更加充分[9-13]。

目前大量的風(fēng)洞試驗(yàn)表明，大迎角繞流對(duì)各種模型頭部細(xì)微的干擾(如流場(chǎng)湍流度、細(xì)微幾何偏差、表面粗糙度等)非常敏感[14]，其中模型頭部的加工偏差、微小細(xì)紋等都是非對(duì)稱流動(dòng)的主要來(lái)源[15]，進(jìn)一步驗(yàn)證了頭部主控鈍頭旋成體的大迎角非對(duì)稱流動(dòng)。鄧學(xué)鎣等利用頭部主控的理論，通過(guò)在模型頭部施加擾動(dòng)顆粒，成功得到了確定的非對(duì)稱流動(dòng)現(xiàn)象[16]，并且確定了非對(duì)稱流動(dòng)結(jié)構(gòu)隨擾動(dòng)顆粒的位置不同呈現(xiàn)出不同的穩(wěn)態(tài)流動(dòng)形式，即模型的非對(duì)稱流動(dòng)完全受到頭部擾動(dòng)顆粒的主控，也進(jìn)一步印證了頭部主控非對(duì)稱流動(dòng)理論。此外，還有研究表明頭部擾動(dòng)顆粒的擾動(dòng)形狀對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也有較大的影響[17]，對(duì)于在模型頭部的同一擾動(dòng)位置，擾動(dòng)顆粒大小相同，但當(dāng)顆粒形狀不同時(shí)得到的非對(duì)稱流動(dòng)結(jié)構(gòu)也不相同。即進(jìn)一步得到結(jié)論，頭部的擾動(dòng)顆粒可以主控非對(duì)稱流動(dòng)。但在模型前體主控非對(duì)稱流動(dòng)的基礎(chǔ)上，關(guān)于模型后體對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)的影響，還存在很多問(wèn)題需要研究，如模型后體是否也對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)存在貢獻(xiàn)，是否會(huì)影響頭部的主控作用，其對(duì)于模型頭部主控作用的影響又是什么，在鈍頭體非對(duì)稱流動(dòng)中，模型前體和后體的流動(dòng)耦合關(guān)系又是什么等。

為了回答以上問(wèn)題，本文利用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法，在雷諾數(shù)ReD=1.54×105條件下，通過(guò)在鈍頭體頭部擾動(dòng)位置(周向角為90°/270°，子午角為10°)施加直徑d=0.6 mm的球形擾動(dòng)顆粒使其主控流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，利用測(cè)壓實(shí)驗(yàn)測(cè)量分別分析了迎角為50° 時(shí)鈍頭體模型的前體和后體對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)的影響。

1 試驗(yàn)設(shè)備及測(cè)量方法

1.1 風(fēng)洞和鈍頭體模型

本文試驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D4風(fēng)洞中完成。D4風(fēng)洞是低湍流度、低噪聲、回流式低速風(fēng)洞，開(kāi)口試驗(yàn)段為長(zhǎng)2.5 m×寬1.5 m×高1.5 m，來(lái)流湍流度為0.08%，本文試驗(yàn)設(shè)定基于鈍頭體等直段直徑D的雷諾數(shù)為ReD=1.54×105。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1(a)所示，為鈍頭旋成體，其頭部為球體的一部分，且其鈍度B=80%(鈍度=頭部圓弧半徑/模型后體等直段半徑)。為了分別研究鈍頭旋成體頭部與后體的影響，本試驗(yàn)的研究模型有兩個(gè)：模型1總體長(zhǎng)度為X=1 060 mm，后體直徑D=66 mm，總長(zhǎng)細(xì)比X/D=16，其前體和后體為整體，不能產(chǎn)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)；模型2總體長(zhǎng)度為X=1 230 mm，后體直徑D=100 mm，總長(zhǎng)細(xì)比X/D=12.3，其頭部和后體可以相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。此外，因?yàn)轭^部對(duì)于模型大迎角的非對(duì)稱流動(dòng)具有主控作用，本文定義模型球頭部分為前體，錐面和等直段為后體。

圖1 模型與人工擾動(dòng)Fig.1 Model and artificial perturbation

人工擾動(dòng)位置定義如圖1(b)所示，其周向位置用周向角θ表示，定義為從模型尾端向前看，擾動(dòng)位置到x軸的垂線與z軸負(fù)方向的順時(shí)針夾角。擾動(dòng)軸向位置用子午角γ表示，其定義為擾動(dòng)位置到鈍頭球心的連線與x軸負(fù)向的夾角。本文計(jì)算模型固定擾動(dòng)位置周向角θ=90°、子午角γ=10°。

1.2 模型安裝

模型通過(guò)迎角機(jī)構(gòu)安裝在風(fēng)洞的測(cè)試段，如圖2所示，迎角機(jī)構(gòu)調(diào)控迎角范圍為0°～70°，本文試驗(yàn)迎角固定在α=50°。

模型1通過(guò)一強(qiáng)迫搖滾支桿(圖3)與迎角機(jī)構(gòu)相連，通過(guò)控制支桿轉(zhuǎn)動(dòng)改變模型的滾轉(zhuǎn)角。支桿通過(guò)PCI-1240控制卡對(duì)一個(gè)伺服電機(jī)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角改變。強(qiáng)迫搖滾支桿的滾轉(zhuǎn)角控制轉(zhuǎn)動(dòng)誤差在3%以內(nèi)。模型2通過(guò)一個(gè)固定支桿與迎角機(jī)構(gòu)相連，其中模型圓頭部分可以通過(guò)一步進(jìn)電機(jī)控制轉(zhuǎn)動(dòng)。

圖2 模型在風(fēng)洞中安裝示意圖Fig.2 Schematic of model setup in wind tunnel

圖3 強(qiáng)迫搖滾支桿示意圖Fig.3 Schematic of force-to-roll sting support

1.3 壓力測(cè)量系統(tǒng)和測(cè)量方法

測(cè)壓實(shí)驗(yàn)通過(guò)模型表面測(cè)壓孔連接PSI公司生產(chǎn)的ESP測(cè)壓模塊，并通過(guò)DTC壓力掃描閥傳輸測(cè)壓數(shù)據(jù)到計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)。模型1表面設(shè)置如圖4(a)所示的7個(gè)測(cè)壓截面，每個(gè)測(cè)壓截面等距設(shè)置24個(gè)測(cè)壓孔。模型2表面設(shè)置如圖4(b)所示的9個(gè)測(cè)壓截面，同樣每個(gè)測(cè)壓截面等距設(shè)置24個(gè)測(cè)壓孔。測(cè)壓數(shù)據(jù)處理得到Cp為測(cè)壓孔壓力系數(shù)(見(jiàn)式(1))，Cy為測(cè)壓截面的側(cè)向力系數(shù)(見(jiàn)式(2))。

(1)

(2)

圖4 模型測(cè)壓截面布置Fig.4 Arrangement of measuring pressure cross-section on model

2 結(jié)果與分析

2.1 側(cè)向力影響因素

對(duì)于大迎角下的鈍頭體而言，在頭部施加人工擾動(dòng)顆?？梢缘玫酱_定的非對(duì)稱背渦結(jié)構(gòu)，即頭部擾動(dòng)顆粒對(duì)整個(gè)流場(chǎng)起到了主控作用[14]。本文針對(duì)這一特點(diǎn)進(jìn)行討論，研究在鈍頭體頭部主控的基礎(chǔ)上模型后體對(duì)側(cè)向力貢獻(xiàn)的比重。圖5 所示為雷諾數(shù)ReD=1.54×105，模型迎角α=50°，直徑d=0.6 mm的球形顆粒作為人工擾動(dòng)粘貼在子午角γ=10° 的條件下，兩個(gè)模型分別在擾動(dòng)塊周向位置對(duì)稱(θ=90° 和270°)時(shí)，截面?zhèn)认蛄ρ剌S向的演化。其中模型1為整體繞體軸旋轉(zhuǎn)180°，即模型滾轉(zhuǎn)角改變180°，擾動(dòng)塊與模型的相對(duì)位置沒(méi)有發(fā)生改變；模型2為后體保持不動(dòng)，頭部繞體軸旋轉(zhuǎn)180°，即模型頭部滾轉(zhuǎn)角改變180°，擾動(dòng)塊相對(duì)于模型頭部保持不變，相對(duì)于模型后體周向位置改變180°。

圖5 截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)沿體軸的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.5 Distribution of cross-section side force coefficients along body axis (α=50°, ReD=1.54×105)

從圖5中可以看出，對(duì)于模型1而言，當(dāng)模型整體滾轉(zhuǎn)角改變180° 時(shí)(擾動(dòng)位置相對(duì)于模型縱截面對(duì)稱)，在頭部擾動(dòng)顆粒主控下截面?zhèn)认蛄ρ剌S向的演化幾乎完全對(duì)稱；而當(dāng)模型2僅是模型頭部滾轉(zhuǎn)角改變180° 時(shí)(擾動(dòng)位置相對(duì)于模型縱截面也對(duì)稱)，在頭部擾動(dòng)顆粒主控下截面?zhèn)认蛄ρ剌S向的演化盡管也呈現(xiàn)對(duì)稱趨勢(shì)，但其側(cè)向力呈現(xiàn)出下移的趨勢(shì)(以側(cè)向力最大截面x/D=3為例)。可以發(fā)現(xiàn)模型2在試驗(yàn)過(guò)程中存在一個(gè)負(fù)的側(cè)向力，其導(dǎo)致了在頭部擾動(dòng)顆粒主控下截面?zhèn)认蛄ρ剌S向的演化不能完全對(duì)稱。所以可以得到結(jié)論：鈍頭體模型的頭部對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有主控作用，進(jìn)而可以控制模型所受到的側(cè)向力，但模型后體也會(huì)產(chǎn)生某一方向的側(cè)向力，且該側(cè)向力對(duì)整機(jī)的側(cè)向力會(huì)產(chǎn)生影響。

為了分析鈍頭體后體對(duì)側(cè)向力的貢獻(xiàn)比重，選取圖5中截面?zhèn)认蛄ψ畲笪恢?x/D=3)進(jìn)行分析。圖6分別給出了模型1的擾動(dòng)塊隨模型整體滾轉(zhuǎn)角改變一周的情況下截面?zhèn)认蛄Φ淖兓€，以及模型2的擾動(dòng)塊隨著模型頭部滾轉(zhuǎn)角改變一周的情況下截面?zhèn)认蛄Φ淖兓€?？梢园l(fā)現(xiàn)x/D=3截面?zhèn)认蛄﹄S滾轉(zhuǎn)角的變化曲線呈現(xiàn)類方波的單周期形式變化，擾動(dòng)塊位于模型兩側(cè)較大的跨度時(shí)，其側(cè)向力值保持不變，且以擾動(dòng)塊位于模型縱截面上的特殊擾動(dòng)位置(θ=0° 和180°)為側(cè)向力方向切換點(diǎn)。對(duì)于模型1，當(dāng)擾動(dòng)塊隨著模型整體轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，擾動(dòng)塊位于模型縱截面兩側(cè)所產(chǎn)生的側(cè)向力大小幾乎相等，而模型2中的擾動(dòng)位置位于模型縱截面兩側(cè)時(shí)，其側(cè)向力大小則存在差值。

圖6 x/D=3截面?zhèn)认蛄ο禂?shù)隨擾動(dòng)塊周向位置的演化(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.6 Distribution of x/D=3 cross-section side force coefficients vs circumferential angle of perturbation (α=50°, ReD=1.54×105)

模型1擾動(dòng)塊隨模型整體滾轉(zhuǎn)角一起轉(zhuǎn)動(dòng)，其所有產(chǎn)生側(cè)向力的因素都隨滾轉(zhuǎn)角發(fā)生周期性變化，并且這個(gè)過(guò)程中擾動(dòng)塊發(fā)揮主控作用，以至于當(dāng)擾動(dòng)塊位于模型縱軸兩側(cè)時(shí)，其側(cè)向力完全對(duì)稱。下面取典型的對(duì)稱擾動(dòng)位置進(jìn)行分析，此時(shí)設(shè)擾動(dòng)位置θ=90° 的x/D=3截面的側(cè)向力大小為-Cym1，則擾動(dòng)位置θ=270° 的x/D=3截面的側(cè)向力大小為Cym1。模型2擾動(dòng)塊隨模型頭部滾轉(zhuǎn)一周，其位于模型縱截面左右兩邊時(shí)，側(cè)向力大小存在差值，此時(shí)設(shè)擾動(dòng)位置θ=90° 時(shí)x/D=3截面的側(cè)向力大小為-Cym2-L，擾動(dòng)位置θ=270° 的x/D=3截面的側(cè)向力大小為Cym2-R。如圖6所示，兩個(gè)模型相同擾動(dòng)位置(θ=90° 和270°)時(shí)，x/D=3截面的側(cè)向力大小的差值分別設(shè)為ΔCyL和ΔCyR，則有

ΔCyL=Cym1-Cym2-L

(3)

ΔCyR=Cym1-Cym2-R

(4)

由圖6可知，模型2后體在試驗(yàn)狀態(tài)下產(chǎn)生的方向?yàn)樨?fù)的側(cè)向力，設(shè)其大小為Cym2-D，此外設(shè)兩個(gè)模型因加工情況以及試驗(yàn)條件等造成的固定差異為ΔCym，則ΔCyL和ΔCyR還可以表示為

ΔCyL=ΔCym+Cym2-D

(5)

ΔCyR=ΔCym-Cym2-D

(6)

整理可得

2Cym2-D=Cym2-R-Cym2-L

(7)

根據(jù)式(7)可以發(fā)現(xiàn)，模型后體對(duì)側(cè)向力具有貢獻(xiàn)，只有控制模型后體所引起的側(cè)向力在一定范圍以內(nèi)，才能保證鈍頭體頭部發(fā)揮更好的主控作用。

2.2 鈍頭體頭部影響

因?yàn)槟Ｐ皖^部對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)具有主控作用，為了進(jìn)一步分析其對(duì)大迎角下側(cè)向力的貢獻(xiàn)，選取剛離開(kāi)模型頭部的下游截面進(jìn)行討論，所以圖7 和圖8分別給出了兩個(gè)模型在x/D=0.5截面的壓力系數(shù)Cp分布情況。圖中，θs為測(cè)壓孔周向角，表示測(cè)壓孔的周向位置。從圖中可以看出兩條曲線分別在150° 和210° 存在壓力降的現(xiàn)象，這是由頭部擾動(dòng)顆粒引起的微渦形成的[17]，其對(duì)鈍頭體大迎角下的非對(duì)稱流場(chǎng)起到了主控作用。同時(shí)對(duì)于兩個(gè)模型而言，在相對(duì)于模型縱截面對(duì)稱的兩個(gè)擾動(dòng)位置下所產(chǎn)生的截面?zhèn)认驂毫Ψ植紟缀跬耆珜?duì)稱，主要是因?yàn)閮蓚€(gè)模型擾動(dòng)塊都與模型頭部整體發(fā)生滾轉(zhuǎn)角改變，且截面位置的影響還沒(méi)有發(fā)揮作用。

圖9為擾動(dòng)位置θ=90°時(shí)，兩個(gè)模型截面x/D=0.5的壓力系數(shù)分布對(duì)比。從圖中可以看出兩個(gè)模型的分離點(diǎn)都在θs=115° 和270°，分離方式在θs=115° 位置不相同，而在θs=270° 位置相同。此外，因?yàn)閿_動(dòng)塊相對(duì)于模型頭部的位置相同，所以在模型背渦區(qū)域其引起的微渦位置也相同，都在θs=195°。圖中還可以發(fā)現(xiàn)在背渦區(qū)域，其壓力系數(shù)值不同，這主要取決于模型尺寸的差異及表面加工誤差。

圖7 模型1對(duì)稱擾動(dòng)位置x/D=0.5截面壓力系數(shù)分布對(duì)比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.7 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖8 模型2對(duì)稱擾動(dòng)位置x/D=0.5截面壓力系數(shù)分布對(duì)比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.8 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖9 兩個(gè)模型x/D=0.5截面壓力系數(shù)分布對(duì)比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.9 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=0.5 cross-section between two models (α=50°, ReD=1.54×105)

2.3 鈍頭體后體影響

以圖5中側(cè)向力最大截面x/D=3為例分析后體對(duì)整機(jī)側(cè)向力的影響，如圖10所示，模型1中擾動(dòng)塊位置根據(jù)模型滾轉(zhuǎn)角的改變而改變的情況，保證了模型頭部和后體整體的位置切換，所以當(dāng)擾動(dòng)塊位置相對(duì)于模型縱截面對(duì)稱時(shí)，其頭部引起的側(cè)向力和模型后體引起的側(cè)向力方向均發(fā)生轉(zhuǎn)變，且大小相等。反映到圖中可以發(fā)現(xiàn)無(wú)論吸力峰的位置，還是分離點(diǎn)的位置和形式都相對(duì)于縱截面具有對(duì)稱性。

圖10 模型1對(duì)稱擾動(dòng)位置x/D=3截面壓力系數(shù)分布對(duì)比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.10 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 1 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

圖11所示為模型2中擾動(dòng)位置相對(duì)于模型縱截面對(duì)稱的情況下x/D=3截面的壓力分布對(duì)比，模型2擾動(dòng)位置隨頭部滾轉(zhuǎn)角改變，且模型后體一直保持不變。從圖中可以發(fā)現(xiàn)兩種狀態(tài)下的壓力分布曲線變化趨勢(shì)對(duì)稱，主要是由于頭部的主控作用。但模型1在θs=90° 和模型2在θs=270° 時(shí)盡管分離方式相同，但呈現(xiàn)了不同的壓力值，且兩條曲線在背渦區(qū)域的吸力峰也完全不同。圖8所示兩個(gè)擾動(dòng)位置的模型頭部誘導(dǎo)的x/D=0.5截面的壓力分布是對(duì)稱的，而隨著流動(dòng)沿軸向向后發(fā)展到x/D=3出現(xiàn)明顯的非對(duì)稱性，其主要為模型后體的影響?？梢酝茰y(cè)出頭部擾動(dòng)產(chǎn)生的非對(duì)稱渦主控了整個(gè)流場(chǎng)，模型后體在大迎角下會(huì)發(fā)生周向流動(dòng)并進(jìn)入背渦流場(chǎng)，而周向流動(dòng)會(huì)受到模型后體因?yàn)榧庸さ仍蛟斐傻奈⑿》菍?duì)稱的影響，最終影響整個(gè)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。只有模型頭部轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，后體的微小非對(duì)稱呈現(xiàn)一個(gè)固定形式影響著非對(duì)稱流動(dòng)，其會(huì)因?yàn)榍绑w非對(duì)稱的變化呈現(xiàn)不同的影響比重，所以得到的壓力分布如圖11所示；當(dāng)模型整體轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，整體的微小非對(duì)稱呈現(xiàn)一個(gè)固定形式對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)產(chǎn)生影響，且整體隨著模型的滾轉(zhuǎn)角變化而變化，所以得到壓力分布如圖10所示。因此在通過(guò)鈍頭體頭部施加擾動(dòng)得到確定流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的同時(shí)，模型后體也需要通過(guò)提高加工質(zhì)量等方法降低其影響。

圖11 模型2對(duì)稱擾動(dòng)位置x/D=3截面壓力系數(shù)分布對(duì)比(α=50°, ReD=1.54×105)Fig.11 Comparison of pressure coefficients distribution at x/D=3 cross-section for Model 2 symmetric perturbation locations (α=50°, ReD=1.54×105)

3 結(jié) 論

1) 鈍頭體大迎角下的非對(duì)稱流動(dòng)結(jié)構(gòu)在頭部主控的基礎(chǔ)上，后體對(duì)非對(duì)稱流動(dòng)也具有影響，并且為影響頭部擾動(dòng)主控作用的重要因素。

2) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷暮篌w會(huì)誘導(dǎo)出一部分側(cè)向力，主要原因是因?yàn)槠浔砻娴募庸ふ`差。通過(guò)提高模型后體表面的加工精度，可以降低模型后體誘導(dǎo)的側(cè)向力在整體側(cè)向力中的比重，進(jìn)而提升模型頭部對(duì)側(cè)向力的主控地位。

通過(guò)鈍頭體頭部施加擾動(dòng)進(jìn)而得到確定的側(cè)向力的同時(shí)，還需要減小模型后體對(duì)流場(chǎng)的影響，如提高后體表面的加工質(zhì)量，改變擾動(dòng)塊的參數(shù)以增大擾動(dòng)的主控影響等，以更好地通過(guò)人工擾動(dòng)主控流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

*Corresponding author. E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

Effects of nose and afterbody of blunt body on side force

QI Zhongyang, WANG Yankui*, WANG Lei, SHA Yongxiang

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The random asymmetric flow over its blunt-nose body is generated when it flies at high angles of attack, thus resulting in unexpected side-forces, which leads to the trajectory deviation. The pattern of asymmetric flow and its corresponding side-force are determined by attaching an artificial perturbation on the nose of the blunt-nose body at high angle of attack, which is helpful to improve the flight characteristics and maneuverability of blunt-nose body. Based on the major control effect of the artificial perturbation on the asymmetric flow, the effect of the afterbody of the model is discussed in this paper. Experimental tests are conducted to investigate influence factor of side force at high angle of attack 50° andReD=1.54×105, with the perturbation locations of circumferential angles 90°/270° and meridian angle 10°. It is found that the effect of afterbody is still existent as an important effect factor, which effects the major control of the nose of the model to the asymmetric flow. Though the status of the main control from perturbation cannot be changed by the afterbody, the accuracy of control of perturbation on the nose is decreased. Therefore, the processing quality of afterbody should be enhanced to intensify the major effect of artificial perturbation on the asymmetric flow over the blunt-nose body.

blunt body; asymmetric flow; main control; high angle of attack; artificial perturbation

2017-01-10； Revised： 2017-02-21； Accepted： 2017-03-28； Published online： 2017-04-01 13:41

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

s： National Natural Science Foundation of China (11472028); China Aerospace Science and Technology Corporation Innovation Fund (CASC01); Equipment Pre-research Fund 2015

V221.3

A

1000-6893(2017)09-121117-08

2017-01-10； 退修日期： 2017-02-21； 錄用日期： 2017-03-28； 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2017-04-01 13:41

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170401.1341.008.html

國(guó)家自然科學(xué)基金(11472028)； 中國(guó)航天科技集團(tuán)公司航天科技創(chuàng)新基金(CASC01)； 2015裝備預(yù)研基金

*通訊作者.E-mail: wangyankui@buaa.edu.cn

齊中陽(yáng)， 王延奎， 王磊， 等. 頭部和后體對(duì)鈍頭體側(cè)向力的影響[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2017， 38(9)： 121117. QI Z Y, WANG Y K, WANG L, et al. Effects of nose and afterbody of blunt body on side force[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(9): 121117.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121117