ZY1405221彭開非常規(guī)布局搖滾試驗

1、非常規(guī)布局搖滾試驗實驗報告姓名：彭開 學(xué)號：ZY1405221 北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院2014年12月 引言現(xiàn)代戰(zhàn)斗機強調(diào)機動性和敏捷性，然而在大攻角飛行時，在失速迎角附近很可能會出現(xiàn)機翼搖滾現(xiàn)象。這是飛行器在大攻角下由氣動力作用激發(fā)的滾擺現(xiàn)象，這種自激的滾擺運動不僅會造成升力的損失，而且由于縱橫向自由度的耦合，嚴(yán)重影響了飛機的安定性和操縱性，大大的限制了飛機的機動性和敏捷性，縮小了飛行包線，而高機動性和敏捷性正是當(dāng)代和未來戰(zhàn)斗機的重要指標(biāo)之一，研究戰(zhàn)斗機的這種搖滾現(xiàn)象就顯得尤為重要。機翼搖滾運動主要表現(xiàn)為周期性的和大振幅滾轉(zhuǎn)振蕩或兼帶有偏航的運動，它可能是一種極限環(huán)振蕩形式。產(chǎn)生

2、機翼搖滾的因素是多方面的，根本原因在于流動的非對稱。通常與以下氣動力現(xiàn)象有關(guān)，如滾轉(zhuǎn)阻尼下降、飛行器前體渦、細(xì)長機翼前緣渦以及例緣渦誘導(dǎo)、氣動力非線性、氣動力滯后和激波誘導(dǎo)的分離等都可能引起機翼搖滾，在亞聲速范圍內(nèi)，喪失滾轉(zhuǎn)阻尼和氣動遲滯可能是誘發(fā)機翼搖滾的主因。為了學(xué)習(xí)和認(rèn)識戰(zhàn)斗機的機翼搖滾現(xiàn)象，“飛行器大迎角空氣動力學(xué)”這門課程安排了非常規(guī)布局模型機翼搖滾試驗的課程內(nèi)容，并在北航D4風(fēng)洞進(jìn)行了相關(guān)的試驗觀察和測量。1. 實驗?zāi)Ｐ秃驮O(shè)備1.1. 實驗?zāi)Ｐ驮囼灢捎玫哪Ｐ陀射X合金加工而成，模型整體長 680mm，展長 340mm，由桿式應(yīng)變天平連接可變攻角的試驗機構(gòu)上。圖1 實驗?zāi)Ｐ偷娜晥D1.

3、2. D4風(fēng)洞D4風(fēng)洞是北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)教育部重點實驗室，是一座低速、低湍流度、低噪聲回流風(fēng)洞。該風(fēng)洞是北京航空航天大學(xué)為重點實驗室投資建造的一座現(xiàn)代化低速風(fēng)洞，于2001年5月正式啟用，2003年初建成投入使用，擁有PSI9816、Agilent VXI、Scan2000和3D PIV等一系列先進(jìn)的測量系統(tǒng)。該風(fēng)洞主要用于研究生、本科生的教學(xué)實驗；流體力學(xué)或空氣動力學(xué)的基礎(chǔ)性研究，如邊界層流動、分離流動、復(fù)雜流動及非定常流動等各方面的實驗研究；以及飛行器氣動布局、細(xì)長體大迎角三維分離流、飛行器動態(tài)氣動特性等方面的科學(xué)研究。氣動設(shè)計指標(biāo)：1.實驗段尺寸：長度3.5m，寬度1.5m，高度

4、1.5m，收縮比92.實驗段風(fēng)速：，Re數(shù)：3.實驗段：閉口設(shè)計風(fēng)速，開口設(shè)計風(fēng)速4.閉口實驗段湍流度：5.空間點氣流偏角：平均氣流偏角：6.溫度控制指標(biāo)：設(shè)計風(fēng)速， 連續(xù)運行半個小時1.3. 數(shù)據(jù)采集裝置實驗?zāi)Ｐ头胖糜诠ソ强烧{(diào)的運動機構(gòu)上，支撐桿平行于模型的弦向，并與模型的尾部連接，支撐桿可以旋轉(zhuǎn)或鎖定。當(dāng)鎖定裝置釋放時，模型的滾轉(zhuǎn)自由度被釋放，并可通過采集裝置實時測量模型的滾轉(zhuǎn)角，通過微分運算可得模型的滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角加速度。采集裝置采集頻率：128Hz2. 實驗?zāi)康呐c方法試驗利用一種類似于第四代戰(zhàn)斗機的非常規(guī)布局模型，探索先進(jìn)戰(zhàn)斗機布局的機翼搖滾現(xiàn)象，為進(jìn)一步的探索機翼搖滾的機理，提出

5、削弱或控制機翼搖滾現(xiàn)象的技術(shù)手段奠定實驗基礎(chǔ)。3. 試驗操作流程1）安裝模型：將模型安裝至風(fēng)洞試驗段，并且調(diào)整攻角、滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角等參數(shù)。2）初始化：首先每個通道進(jìn)行校驗，檢查其是否處于正常的工作狀態(tài)。再采集每個要測量迎角下模型各力分量的初始值。3）開啟風(fēng)洞：進(jìn)入電路控制間，將電閘從左至右順序開啟，回到主控制面板處，摁下主面板“合主接觸器”按鈕，風(fēng)洞開始運行。4）采集數(shù)據(jù)：由于本實驗變量只有迎角一個參數(shù)，其余參數(shù)都為定值，所以將風(fēng)洞風(fēng)速調(diào)整至預(yù)定值后，再采集每個設(shè)定迎角下天平各通道數(shù)值。5）關(guān)閉風(fēng)洞：摁下主控制面板停止按鈕，待到燈滅以后摁下分主接觸器按鈕，回到電路控制間，將開關(guān)從右至左順序依次

6、斷開。6）數(shù)據(jù)處理：將得到的各通道的初始值及實驗條件下結(jié)果帶入到軟件，計算出不同迎角下各力、力矩分量。4. 實驗結(jié)果與分析4.1. 固定迎角下機翼搖滾現(xiàn)象本節(jié)將主要研究在模型在迎角固定的狀態(tài)下，機翼搖滾現(xiàn)象隨迎角 的變化規(guī)律。為此，將來流風(fēng)速 固定為25m/s。圖2 滾轉(zhuǎn)角-時間關(guān)系圖（固定迎角、）圖3 滾轉(zhuǎn)角-時間關(guān)系圖（固定迎角、）圖4 滾轉(zhuǎn)角-時間關(guān)系圖（固定迎角、）圖2到圖4是不同迎角下模型的滾轉(zhuǎn)角隨時間的變化曲線。從曲線我們可以得出以下結(jié)論。1） 機翼搖滾的平衡位置并不是滾轉(zhuǎn)角為零的位置，而是隨著攻角的變化而變化，且沒有明確的規(guī)律性。而且跟初始時刻模型的滾轉(zhuǎn)角有一定的關(guān)系。并且，機翼

7、搖滾的平衡位置有時也會 變?yōu)椤?） 機翼搖滾的振幅隨著迎角的增大，先變強后變?nèi)?。該模型在迎角?0度左右達(dá)到最大值，最大振幅會達(dá)到48度左右的值。3） 機翼搖滾的頻率在搖滾現(xiàn)象比較明顯的迎角范圍時，隨著迎角的增大而增大，當(dāng)機翼搖滾現(xiàn)象比較弱時，滾轉(zhuǎn)角隨時間的變化曲線不再類似于正弦函數(shù)，圖形較為復(fù)雜，搖滾周期相對較長。4.2. 拉起運動時機翼搖滾現(xiàn)象本節(jié)將主要研究在模型在做拉起運動時，機翼搖滾現(xiàn)象隨拉起速度的變化規(guī)律。為此，將來流風(fēng)速 固定為25m/s。圖5 滾轉(zhuǎn)角-迎角關(guān)系圖（）圖6 滾轉(zhuǎn)角速度-迎角關(guān)系圖（）圖5到圖6是不同拉起速度下模型的滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度隨迎角的變化曲線。從曲線我們可以得

8、出以下結(jié)論。1） 從低速拉起的實驗數(shù)據(jù)可以看出機翼搖滾的不規(guī)則性，它比較類似于固定迎角狀態(tài)下的機翼搖滾現(xiàn)象，搖滾幅度隨著迎角先變大后邊小隨后再增強再削弱，55度迎角附近出現(xiàn)最大搖滾幅度。48度附近不明白為何原因搖滾幅度較小，在固定攻角狀態(tài)下45度迎角附近也有類似現(xiàn)象。2） 快速拉起時，由于模型的運動狀態(tài)沒有足夠的時間進(jìn)行恢復(fù)，搖滾現(xiàn)象呈現(xiàn)出不同于低速拉起試驗時的變化規(guī)律，在28度迎角附近開始出現(xiàn)機翼搖滾現(xiàn)象，隨后變轉(zhuǎn)變?yōu)檎穹仍鰪姾笞內(nèi)趸蛘哒穹饾u減弱的機翼搖滾現(xiàn)象，且搖滾的頻率隨著拉起速度的增加而降低。5. 結(jié)論通過非常規(guī)布局模型自由搖滾試驗，我們可以看出機翼的搖滾現(xiàn)象是飛行器在大迎角時所面

9、臨的一種滾轉(zhuǎn)角會周期性快速變化的運動現(xiàn)象。通過對比試驗我們可以得出以下結(jié)論。1） 固定迎角時，機翼搖滾的平衡位置一般并不是滾轉(zhuǎn)角為零的位置，而會隨著迎角的變化而變化，且沒有明確的規(guī)律性。2） 固定迎角時，機翼搖滾的振幅隨著迎角的增大，先變強后變?nèi)酢Ｔ撃Ｐ驮谟菫?0度左右達(dá)到最大值，最大振幅會達(dá)到48度左右的值。3） 固定迎角時，機翼搖滾的頻率在搖滾現(xiàn)象比較明顯的迎角范圍時，隨著迎角的增大而增大，當(dāng)機翼搖滾現(xiàn)象比較弱時，滾轉(zhuǎn)角隨時間的變化曲線不再類似于正弦函數(shù)，圖形較為復(fù)雜，搖滾周期相對較長。4） 低速拉起時，機翼搖滾現(xiàn)象具有類似于固定迎角狀態(tài)下的機翼搖滾現(xiàn)象的規(guī)律，搖滾幅度隨著迎角先變大后邊小隨后再增強再削弱，55度迎角附近出現(xiàn)最大搖滾幅度。48度附近不明白為何原因搖滾幅度較小，在固定攻角狀態(tài)下45度迎