小展弦比飛翼標(biāo)模跨聲速橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)

張杰，李王斌，王爭(zhēng)取，潘金柱，卜忱

1.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽(yáng) 110034

2.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110034

在未來(lái)空戰(zhàn)的無(wú)人化、隱身化、智能化、精準(zhǔn)化和輕量化發(fā)展趨勢(shì)下，飛翼布局應(yīng)運(yùn)而生[1]。該類飛行器隱身能力強(qiáng)，有效裝載大，氣動(dòng)效率高，與常規(guī)布局飛機(jī)相比性能上有明顯的優(yōu)勢(shì)。國(guó)外針對(duì)飛翼布局開展了大量的研究[2-6]，以B-2為代表的大展弦比飛翼布局飛行器的研制成功是飛機(jī)設(shè)計(jì)理念的一場(chǎng)技術(shù)革命，隨著電傳控制技術(shù)及放寬穩(wěn)定性設(shè)計(jì)技術(shù)逐漸成熟，適用于亞、跨聲速的中等展弦比飛翼布局飛行器呈現(xiàn)井噴式發(fā)展，具有代表性的驗(yàn)證型號(hào)有美國(guó)的X-45系列、歐洲的“神經(jīng)元”、英國(guó)的“雷神”、俄羅斯“鰩魚”等，為了更加突出高速隱身及機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)能力，提出了小展弦比飛翼布局，其不僅繼承了飛翼布局的優(yōu)良性能，還在續(xù)航能力、平飛加速、快速躍升等方面極為有效，使其成為了新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制的重要平臺(tái)[7-11]。

然而，小展弦比飛翼布局飛行器的研制也存在巨大的挑戰(zhàn)，主要體現(xiàn)在操穩(wěn)特性及飛行控制等方面[12-13]。為提高氣動(dòng)性能、改善隱身特性，飛翼布局飛行器取消了平尾和垂尾，使其失去了縱向和航向的主要安定面與偏轉(zhuǎn)控制操縱面，會(huì)引起穩(wěn)定性缺失和操縱性能不足的問題。如縱向受擾后可能會(huì)迅速上仰，甚至失速；橫向在低亞音速大迎角和跨聲速中小迎角飛行狀態(tài)下可能會(huì)由于分離渦非對(duì)稱破裂而誘發(fā)機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)；航向的靜不穩(wěn)定和非常小的偏航阻尼會(huì)導(dǎo)致開環(huán)荷蘭滾模態(tài)特性很差，以致于其閉環(huán)荷蘭滾模態(tài)特性嚴(yán)重依賴于飛控系統(tǒng)的調(diào)節(jié)效果；大迎角下，橫航向靜不穩(wěn)定性進(jìn)一步增強(qiáng)，橫航向受擾后可能會(huì)迅速滾轉(zhuǎn)發(fā)散，甚至進(jìn)入尾旋。

可見，小展弦比飛翼布局的穩(wěn)定性問題是尚需解決的重要環(huán)節(jié)，由于其與大后掠三角翼有著高度的幾何外形相似，在跨聲速時(shí)同樣面臨發(fā)生 以機(jī)翼下落和機(jī)翼?yè)u滾為主要形式的動(dòng)態(tài)失穩(wěn)現(xiàn)象[14-19]，而跨聲速流場(chǎng)的非定常性、激波/旋渦干擾使其橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)更為復(fù)雜。針對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模跨聲速典型流動(dòng)及氣動(dòng)特性的研究表明[20]：小展弦比飛翼標(biāo)模在小迎角下就出現(xiàn)渦升力，隨著迎角增加，前緣渦逐漸增強(qiáng)并向機(jī)翼內(nèi)側(cè)移動(dòng)形成展向流動(dòng)，同時(shí)激波也逐漸增強(qiáng)，當(dāng)前緣渦與激波發(fā)生干擾而破裂時(shí)，升力突然下降而抬頭力矩增加，其對(duì)小擾動(dòng)極為敏感，前緣渦易出現(xiàn)非對(duì)稱破裂，從而引發(fā)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。

在橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)控制方面，基于ICE(Innovative Control Effector)布局和三角翼的研究表明[21-26]：前緣不對(duì)稱噴流產(chǎn)生的力和不對(duì)稱流場(chǎng)共同作用可提供操縱需要的滾轉(zhuǎn)力矩；垂直來(lái)流安裝的導(dǎo)流片對(duì)渦流施加非對(duì)稱激勵(lì)，可以大大降低滾轉(zhuǎn)振幅；此外，副翼偏轉(zhuǎn)可平衡左右機(jī)翼不對(duì)稱分離渦產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩從而達(dá)到控制自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)平衡位置的目的。這都為小展弦比飛翼標(biāo)模橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)控制研究提供了依據(jù)。

介紹了航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院(下文簡(jiǎn)稱為“航空工業(yè)氣動(dòng)院”)采用自由滾轉(zhuǎn)、壓力敏感涂料(Pressuse Senstitive Painting，PSP)和粒子圖像測(cè)速(Particle Image Velocimetry，PIV)等風(fēng)洞試驗(yàn)手段開展的小展弦比飛翼標(biāo)模橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)研究。通過獲取其跨聲速條件下氣動(dòng)、運(yùn)動(dòng)和流場(chǎng)數(shù)據(jù)，評(píng)估其可能存在失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的條件，最終在風(fēng)洞中成功捕捉到了小展弦比飛翼標(biāo)模機(jī)翼下落和機(jī)翼?yè)u滾現(xiàn)象，并分析了其失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性，掌握了典型規(guī)律。通過流動(dòng)顯示、數(shù)值模擬綜合手段研究了產(chǎn)生橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的流動(dòng)機(jī)理。此外還探索了失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的控制手段，為飛行器研制提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

研究所采用的模型見圖1所示，其外形與“十二五”期間發(fā)布的小展弦比飛翼標(biāo)模一致，前緣后掠角65°，后緣后掠角±47°，展弦比1.54，采用超臨界翼型、直前緣和鋸齒形尾緣。試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋壤秊?∶25，在主要研究動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的本項(xiàng)目中，對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模進(jìn)行了放寬穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，將重心位置O調(diào)整至45%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(Mean Aerodynamic Chord, MAC)位置。此外，還設(shè)計(jì)了前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)升降副翼、上下翼面擾流板、翼尖舵等氣動(dòng)控制舵面，用于穩(wěn)定性及控制特性研究。

圖1 小展弦比飛翼標(biāo)模

2 風(fēng)洞試驗(yàn)

在小展弦比飛翼標(biāo)?？缏曀贆M向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性研究中，首先開展靜態(tài)測(cè)力及模型表面、空間流場(chǎng)測(cè)量試驗(yàn)，獲取標(biāo)模在跨聲速條件下靜態(tài)氣動(dòng)及流動(dòng)數(shù)據(jù)，根據(jù)靜態(tài)氣動(dòng)力及力矩的征兆[27]，結(jié)合流場(chǎng)數(shù)據(jù)，分析及甄別可能出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的區(qū)域，然后開展自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)，獲得其滾轉(zhuǎn)角歷程，評(píng)估橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)嚴(yán)重程度和運(yùn)動(dòng)特性，最后針對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)探索舵面組合偏轉(zhuǎn)對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的控制效果。

2.1 試驗(yàn)風(fēng)洞

試驗(yàn)在航空工業(yè)氣動(dòng)院FL-3風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸為1.5 m×1.6 m(寬×高)，亞跨聲速槽壁試驗(yàn)段長(zhǎng)4.2 m，上下壁是開槽壁，北側(cè)壁及上下壁開有多個(gè)光學(xué)窗口，可進(jìn)行PSP、PIV等光學(xué)試驗(yàn)。試驗(yàn)采用0#噴管和槽壁試驗(yàn)段，0#噴管可調(diào)馬赫數(shù)范圍為0.3～1.2。

2.2 氣動(dòng)/流動(dòng)一體化測(cè)量試驗(yàn)

采用靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)合PSP、PIV手段來(lái)實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)/流動(dòng)一體化測(cè)量。靜態(tài)試驗(yàn)即是常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)，通過連續(xù)變迎角獲得小展弦比飛翼標(biāo)模不同狀態(tài)下的縱、橫向氣動(dòng)力及力矩。同時(shí)在模型表面噴上壓力敏感涂料，以合適波長(zhǎng)的激發(fā)光照射涂層，用濾鏡分離熒光，相機(jī)采集光強(qiáng)信息，最后通過標(biāo)定換算得到模型表面壓力場(chǎng)。

由于迎角增大以后，模型前緣渦發(fā)展到機(jī)身后段時(shí)已離開表面變成脫體渦，在模型尾部采用PIV手段來(lái)捕捉尾流變化，在相同狀態(tài)下與PSP結(jié)合，實(shí)現(xiàn)模型表面和空間流場(chǎng)的測(cè)量。PIV試驗(yàn)的原理見圖2，標(biāo)模試驗(yàn)照片見圖3。

圖2 PIV測(cè)量原理

圖3 小展弦比飛翼標(biāo)模在FL-3風(fēng)洞PIV試驗(yàn)照片

PIV試驗(yàn)是采用脈沖激光片光光源以極小的時(shí)間間隔連續(xù)2次照亮撒播在流場(chǎng)中的示蹤粒子，在粒子被照亮的同時(shí)用相機(jī)記錄粒子的圖像，采用互相關(guān)算法處理可獲得兩張圖像對(duì)應(yīng)時(shí)刻的粒子空間位移場(chǎng)，結(jié)合圖像標(biāo)定參數(shù)獲得對(duì)應(yīng)的空間速度場(chǎng)。試驗(yàn)中在距離模型尾緣0.15 m處布置0.3 m×0.9 m(長(zhǎng)×寬)的片光區(qū)域，測(cè)量左右機(jī)翼前緣脫體渦的分布規(guī)律。

2.3 自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)

航空工業(yè)氣動(dòng)院跨聲速自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)技術(shù)日趨成熟[28]，針對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模的特殊需求，基于已有的試驗(yàn)裝置進(jìn)行了改造提升，使其具備了常規(guī)測(cè)力、自由滾轉(zhuǎn)、大尺度滾轉(zhuǎn)角(滾轉(zhuǎn)角振幅±30°)強(qiáng)迫振蕩等風(fēng)洞試驗(yàn)功能，滾轉(zhuǎn)角測(cè)量精度達(dá)到0.1°。采用該套試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)的照片見圖4。

圖4中，自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)的主要目的是在風(fēng)洞中通過放開滾轉(zhuǎn)自由度來(lái)實(shí)時(shí)測(cè)量模型在氣動(dòng)力激勵(lì)下滾轉(zhuǎn)角變化歷程，采用動(dòng)態(tài)品質(zhì)因數(shù)pp-v評(píng)估其橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的嚴(yán)重程度[29-31]；利用頻譜、軌跡相圖分析其運(yùn)動(dòng)特性[32]；最后選定前緣襟翼10°，內(nèi)外側(cè)副翼10°舵面組合偏轉(zhuǎn)進(jìn)行自由滾轉(zhuǎn)對(duì)比試驗(yàn)，驗(yàn)證其對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的抑制效果。

圖4 小展弦比飛翼標(biāo)模在FL-3風(fēng)洞自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)照片

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

在本研究中，開展了小展弦比飛翼標(biāo)模馬赫數(shù)Ma為0.6～0.95，迎角α為0°～24°，側(cè)滑角0°范圍內(nèi)的靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性，流動(dòng)特性及橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性研究，本文展示了Ma=0.8, 0.9的研究結(jié)果。

3.1 靜、動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性及流動(dòng)特性

小展弦比飛翼標(biāo)模基本外形(舵偏角均為0°)在Ma=0.8，0.9、α=0°～24°范圍內(nèi)，升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)曲線見圖5和圖6所示，圖中還給出了“十二五”期間采用1∶19的大模型在國(guó)內(nèi)3座主力高速風(fēng)洞(文中簡(jiǎn)稱為風(fēng)洞A、B、C)的靜態(tài)測(cè)力數(shù)據(jù)作為對(duì)比，可見，本文研究所用的1∶25模型D升力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與大模型規(guī)律一致，而俯仰力矩系數(shù)因重心改變有所不同，縱向是靜不穩(wěn)定的。

圖5 Ma=0.8基本外形參數(shù)曲線

圖6 Ma=0.9基本外形參數(shù)曲線

對(duì)研究模型，Ma=0.8、0.9時(shí)，在α=11°～16°范圍內(nèi)，升力系數(shù)曲線出現(xiàn)了斜率變小的拐折，且俯仰力矩系數(shù)曲線斜率變大；在α=10°～20°范圍內(nèi)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角變化不穩(wěn)定，這都符合橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的征兆，通過靜態(tài)氣動(dòng)特性分析，初步篩選得到Ma=0.8、0.9,α=10°～20°條件下出可能出現(xiàn)跨聲速橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)，但在該狀態(tài)下滾轉(zhuǎn)阻尼仍為負(fù)值，具備滾轉(zhuǎn)動(dòng)穩(wěn)定特性。

Ma=0.8、0.9,α=10°～20°范圍，小展弦比飛翼標(biāo)模的PSP、PIV試驗(yàn)結(jié)果如圖7和圖8所示。在α=10°時(shí)標(biāo)模上表面就出現(xiàn)低壓區(qū)，這是前緣渦的主渦區(qū)域，隨著迎角的增加，模型上表面的低壓區(qū)位置向前移動(dòng)，說明機(jī)翼后部主渦逐漸離開表面形成脫體渦。Ma=0.8,α=20°以前左右機(jī)翼前緣渦和尾流呈現(xiàn)對(duì)稱性；α=20°時(shí)，左右機(jī)翼的前緣渦和尾渦出現(xiàn)明顯的不對(duì)稱現(xiàn)象。Ma=0.9時(shí)，α=15°、18°時(shí)左右機(jī)翼的前緣渦和尾渦開始不對(duì)稱，但強(qiáng)度并不大，α=20°時(shí)左右機(jī)翼的前緣渦和尾渦不對(duì)稱現(xiàn)象變得明顯。前緣渦的不對(duì)稱分離會(huì)產(chǎn)生附加的滾轉(zhuǎn)力矩引起模型滾轉(zhuǎn)，流動(dòng)顯示試驗(yàn)數(shù)據(jù)同樣表明在Ma=0.8，0.9、α=10°～20°出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的可能性比較大。

圖7 Ma=0.8，α=10°～20°模型表面流動(dòng)及尾流隨迎角變化

圖8 Ma=0.9，α=10°～20°模型表面流動(dòng)及尾流隨迎角變化

3.2 橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性

3.2.1Ma=0.8試驗(yàn)結(jié)果分析

Ma=0.8時(shí)，α=5°～20°的自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果如圖9和圖10所示。模型在α=5°釋放模型后迅速發(fā)生偏轉(zhuǎn)，建立動(dòng)態(tài)平衡，其平衡滾轉(zhuǎn)角φ隨迎角增加絕對(duì)值增大，在-25°～-31.6°之間變化，這說明小展弦比飛翼標(biāo)模對(duì)小擾動(dòng)極為敏感，模型的幾何不對(duì)稱，小的氣流偏角等都可以引起模型的偏置。

圖9 Ma=0.8，α=5°～19°模型滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

圖10 Ma=0.8，α=20°模型滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

在迎角變化過程中，α=15°時(shí)出現(xiàn)了小幅度的機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)，滾轉(zhuǎn)角φ振幅在10°以內(nèi)，隨著迎角的增大運(yùn)動(dòng)被抑制，這與其滾轉(zhuǎn)阻尼增加有關(guān)。當(dāng)α達(dá)到20°時(shí)，在-28.6°平衡滾轉(zhuǎn)角位置進(jìn)行間歇性機(jī)翼?yè)u滾振蕩，滾轉(zhuǎn)角φ振幅達(dá)到時(shí)27°，振蕩頻率在8～14 Hz范圍，為寬頻振蕩。圖11 和圖12為α=15°和α=20°模型運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖其中,ωx為滾轉(zhuǎn)角速度?？梢?，在α=15°的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)屬于混沌，在α=20°的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)屬于多周期。

圖11 Ma=0.8，α=15°的運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖

圖12 Ma=0.8，α=20°的運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖

從圖13的動(dòng)態(tài)品質(zhì)因素Pp-v評(píng)估結(jié)果分析，α=15°的橫向品質(zhì)因素略超過臨界值0.002，飛行品質(zhì)未明顯變差，而α=20°時(shí)橫向飛行品質(zhì)明顯變差。由此可見，Ma=0.8，α=20°屬于以機(jī)翼大幅搖滾運(yùn)動(dòng)主要形式的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)，并引起了飛行品質(zhì)的惡化。

圖13 Ma=0.8、0.9,α=5°～20°范圍Pp-v評(píng)估結(jié)果

3.2.2Ma=0.9試驗(yàn)結(jié)果分析

在Ma=0.9，α=5°～20°的滾轉(zhuǎn)角變化歷程如圖14所示，在α=5°時(shí)釋放模型，在迎角10°前模型未出現(xiàn)明顯偏轉(zhuǎn)，平橫滾轉(zhuǎn)角在-10° 以內(nèi)，迎角增大至15°時(shí)，出現(xiàn)了機(jī)翼下落和小幅機(jī)翼?yè)u滾振蕩，滾轉(zhuǎn)角φ振幅在8.5°以內(nèi)，因滾轉(zhuǎn)阻尼的作用在很短的時(shí)間內(nèi)被抑制，未進(jìn)入振蕩模態(tài)。迎角10°～20°變化過程中，平衡滾轉(zhuǎn)角絕對(duì)值逐漸增大，α=18°，20°時(shí)，平衡滾轉(zhuǎn)角達(dá)到-45°左右，且出現(xiàn)了大幅度機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)，α=18°時(shí)滾轉(zhuǎn)角振幅在22.5°，α=20°時(shí)滾轉(zhuǎn)角振幅達(dá)到30°，振蕩頻率在8～14 Hz范圍，為寬頻振蕩，且隨著迎角增加，振蕩主頻逐漸增大。圖15 和圖16為α=18°和α=20°時(shí)模型運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖，可見，α=18°，20°的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)均為多周期。

圖14 Ma=0.9，α=5°～20°模型滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

圖15 Ma=0.9，α=18°的運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖

圖16 Ma=0.9，α=20°的運(yùn)動(dòng)軌跡相平面圖

從圖13的Pp-v評(píng)估結(jié)果分析，Ma=0.9，在α=15°～20°范圍內(nèi)，橫向品質(zhì)因素均超過0.002的臨界值，飛行品質(zhì)變差，其中α=15°是以機(jī)翼下落為主的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)，α=18°，20°是以機(jī)翼?yè)u滾為主的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。

3.3 舵面組合偏轉(zhuǎn)對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)控制效果研究

在跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中，采用噴流、擾流片等主動(dòng)流動(dòng)控制方式來(lái)實(shí)現(xiàn)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的抑制較為困難，以組合舵面對(duì)模型穩(wěn)定性影響數(shù)據(jù)為依據(jù)，結(jié)合前緣襟翼和副翼下偏有抑制流動(dòng)分離和減緩激波強(qiáng)度的理論基礎(chǔ)，分析選取了前襟偏轉(zhuǎn)10°、內(nèi)外側(cè)副翼同時(shí)偏轉(zhuǎn)10°組合，開展自由滾轉(zhuǎn)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證其對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的控制效果。

試驗(yàn)選取橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)比較嚴(yán)重的狀態(tài)，即Ma=0.8、0.9,α=20°。自由滾轉(zhuǎn)試驗(yàn)結(jié)果如圖17和圖18所示。Ma=0.8，α=20°時(shí)，前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)副翼組合偏轉(zhuǎn)時(shí)模型并未發(fā)生機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)，說明在該狀態(tài)下組合舵面偏轉(zhuǎn)起到了抑制搖滾運(yùn)動(dòng)的作用；而Ma=0.9，α=20°時(shí)，前緣襟翼、內(nèi)外側(cè)副翼組合狀態(tài)仍然出現(xiàn)了機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)，其運(yùn)動(dòng)振幅與基本狀態(tài)基本一致，說明在該狀態(tài)下舵面組合偏轉(zhuǎn)未起到抑制機(jī)翼?yè)u滾運(yùn)動(dòng)的作用。

圖17 Ma=0.8， α=20°舵面組合偏轉(zhuǎn)與基本狀態(tài)滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

圖18 Ma=0.9，α=20°舵面組合偏轉(zhuǎn)與基本狀態(tài)滾轉(zhuǎn)角隨時(shí)間變化

通過不同馬赫數(shù)的對(duì)比試驗(yàn)可知，舵面組合偏轉(zhuǎn)是可以起到改善橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)作用的，但并非所有的馬赫數(shù)都適用于同一種舵面組合偏度，可進(jìn)一步探索不同馬赫數(shù)下不同舵面偏轉(zhuǎn)組合的影響，獲得一般規(guī)律。

4 跨聲速橫向失穩(wěn)流動(dòng)機(jī)理研究

采用基于混合LES/RANS高階湍流(Detached Eddy Simulation, DES)模擬的數(shù)值方法對(duì)失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)過程的流動(dòng)開展機(jī)理研究。為了控制數(shù)值離散過程中的格式耗散和色散，提升分離區(qū)域的模擬精度，在空間離散方向采用高階插值的總變差減小格式(Total Variation Diminishing, TVD)，時(shí)間方向采用隱式非定常雙時(shí)間步格式。

流場(chǎng)變量存儲(chǔ)使用格點(diǎn)格式，網(wǎng)格表面單元為三角形，空間單元為四面體和三棱柱混合形式。物面為無(wú)滑移絕熱物面邊界，進(jìn)出口使用遠(yuǎn)場(chǎng)條件。

計(jì)算采用有限體積法對(duì)亞跨聲速流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬，三維Navier-Stokes (N-S)方程為

(1)

式中：Q為常數(shù)項(xiàng)；F1、F2、F3,G1、G2、G3分別為無(wú)黏和黏性通量矢量；S為源項(xiàng)矢量。

非定常計(jì)算時(shí)，初場(chǎng)使用定常場(chǎng)，模型姿態(tài)固定，非定常物理時(shí)間步長(zhǎng)為0.000 05 s，計(jì)算時(shí)控制內(nèi)迭代步數(shù)使內(nèi)迭代殘差下降一個(gè)量級(jí)。計(jì)算網(wǎng)格見圖19，全?？偟目臻g網(wǎng)格數(shù)約4 000萬(wàn)單元。

圖19 模型表面及對(duì)稱面網(wǎng)格分布

圖20給出了Ma=0.85，不同迎角下模型的空間渦結(jié)構(gòu)變化過程，圖21是采用DES方法計(jì)算的Ma=0.85，不同迎角下模型滾轉(zhuǎn)力矩隨時(shí)間變化。

圖20 Ma=0.85，α=10°～20°模型空間渦結(jié)構(gòu)變化

圖21 Ma=0.85，不同迎角下滾轉(zhuǎn)力矩隨時(shí)間變化

CFD的研究結(jié)果表明：跨聲速條件下出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，小展弦比飛翼標(biāo)模流動(dòng)十分復(fù)雜，主要表現(xiàn)為機(jī)頭、機(jī)身部位多道激波形成復(fù)雜波系；機(jī)翼前緣形成的主渦隨迎角增加變化復(fù)雜，旋渦與激波的相互作用對(duì)渦破裂與分離產(chǎn)生影響，進(jìn)入激波系統(tǒng)的渦是不穩(wěn)定和脈動(dòng)的；大迎角時(shí)流場(chǎng)的不對(duì)稱性和非定常性明顯。模型的自激滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)是由于機(jī)翼前緣渦的分離不對(duì)稱導(dǎo)致的。前緣渦在模型升力系數(shù)曲線出現(xiàn)拐折前呈現(xiàn)整體附著的細(xì)長(zhǎng)渦，迎角增加后，前緣渦沿程渦核高度、渦寬度增加，能量增強(qiáng)，這時(shí)渦核靠近機(jī)身對(duì)稱面，但是沿渦核方向向下游的補(bǔ)充能量不足以維持渦的發(fā)展，在渦核速度降為0后，出現(xiàn)渦破裂。渦破裂后低頻渦之間又相互干擾并發(fā)展，低頻伴隨更高頻的振動(dòng)使?jié)L轉(zhuǎn)力矩曲線高低頻共存，造成模型兩側(cè)滾轉(zhuǎn)力矩的不對(duì)稱，表現(xiàn)為正負(fù)振蕩的滾轉(zhuǎn)力矩，且能量較強(qiáng)。迎角繼續(xù)增加后，低頻渦脫落位置提前，頻率增加，使模型滾轉(zhuǎn)力矩變化頻率相應(yīng)增加。跨聲速情況下，迎角增加后，背部激波強(qiáng)度增加，激波位置向前移動(dòng)，渦破裂與激波相互干擾，導(dǎo)致左右機(jī)翼的渦破裂區(qū)域變大，不對(duì)稱性增強(qiáng)，非定常變化的滾轉(zhuǎn)力矩造成了模型滾轉(zhuǎn)周期性自激振蕩。

5 結(jié) 論

通過對(duì)小展弦比飛翼標(biāo)模跨聲速橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的綜合研究，得到如下結(jié)論：

1) 綜合采用氣動(dòng)/流動(dòng)一體化測(cè)量、自由滾轉(zhuǎn)風(fēng)洞試驗(yàn)建立的系統(tǒng)評(píng)估手段對(duì)研究跨聲速橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)具備可靠性。

2) 可能出現(xiàn)橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的區(qū)域，在靜態(tài)氣動(dòng)力上會(huì)出現(xiàn)征兆，可對(duì)研究范圍的篩選提供依據(jù)。

3) 在風(fēng)洞中捕捉到的Ma=0.8，α=20°和Ma=0.9，α=15°、18°、20°條件下的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)是以機(jī)翼下落和機(jī)翼?yè)u滾為主要運(yùn)動(dòng)的形式，動(dòng)態(tài)品質(zhì)因素分析表明失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)直接導(dǎo)致了橫向飛行品質(zhì)變差。

4)Ma=0.8、0.9條件下，小展弦比飛翼標(biāo)模的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性是混沌或多周期的寬頻振蕩，且振蕩主頻隨著馬赫數(shù)和迎角的增大逐漸增大。

5) 舵面組合偏轉(zhuǎn)可以改善小展弦比飛翼標(biāo)模的橫向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)特性，但不同的馬赫數(shù)對(duì)舵偏組合的要求不同，需進(jìn)行系統(tǒng)研究，獲得一般規(guī)律。

6) 在跨聲速失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)發(fā)生區(qū)域，流場(chǎng)的不對(duì)稱性和非定常性明顯，導(dǎo)致了左右機(jī)翼分離的不對(duì)稱，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩高低頻共存，造成了模型滾轉(zhuǎn)周期性自激振蕩。