三角翼大迎角動態(tài)氣動特性及結構抖振數值模擬.pdf

1、三角翼和雙三角翼一類的氣動部件提供的渦升力可有效地改善大迎角過失速機動飛行性能，為現代戰(zhàn)斗機廣泛采用。然而，當迎角過大時，三角翼前緣渦發(fā)生破裂，高度紊亂的氣流可能造成飛行器結構的強烈振動。本文針對三角翼大迎角分離渦破裂前的集中渦系的動態(tài)特性和渦破裂后的飛行器抖振特性，開展了一系列的數值模擬研究。主要的研究工作和結論如下：
　　1.實現了對三角翼大迎角動態(tài)流場的數值計算，計算方法充分考慮了粘性效應造成的高次分離渦結構，并具有模擬翼面

2、運動時的非定常流場的能力，為論文后續(xù)的各項研究奠定了基礎。通過Hummel76°后掠尖前緣三角翼模型考核了數值方法對三角翼主分離渦以及粘性效應導致的二次、三次分離渦的捕捉能力，以76°后掠前翼/40°后掠主翼的雙三角翼模型驗證數值方法對渦-渦干擾的模擬能力。通過AGARD CT5算例考核了數值方法的非定常計算能力。
　　2.研究了幾何構型對三角翼俯仰與滾轉特性的影響。數值模擬了60°后掠單三角翼、80°后掠前翼/60°后掠主翼的雙

3、三角翼、80°后掠前翼/40°后掠主翼的雙三角翼和翼身組合四種外形的俯仰和滾轉運動，對比分析了各外形振蕩運動動態(tài)流場及氣動響應變化規(guī)律，重點考察了邊條、后掠角和柱狀機身三種幾何形狀對動態(tài)流場時滯效應和氣動響應時滯環(huán)的影響，獲得了大量復雜流場分析結論。
　　3.根據 Volterra級數理論，發(fā)展了一種二階非線性氣動力降階模型。利用小波壓縮Volterra核，減少辨識參數個數和模型記憶長度，通過辨識二維翼型俯仰和沉浮運動的非定常氣動

4、響應，考核了方法對非線性氣動力的辨識效果。在此基礎上，辨識了76°后掠尖前緣三角翼振蕩運動的非定常氣動力和力矩系數響應。
　　4.實現了流體/結構耦合的氣動彈性時域仿真。詳細闡述了耦合計算的各項關鍵技術，包括：流體/結構兩場的松耦合方式，結構求解的模態(tài)疊加法和耦合數據傳遞方法。給出了氣動彈性時域仿真框架，并通過氣動彈性標模驗證了耦合計算方法的可靠性。進一步引入滾轉運動方程，形成了流體/結構/滾轉運動的耦合計算系統(tǒng)。
　　5.

5、研究了渦破裂誘導的垂尾抖振特性。利用流體/結構耦合仿真程序，數值模擬了一個結構加強的垂尾在76°后掠三角翼的渦破裂流場中的抖振響應，研究了來流迎角30°和40°時渦破裂流對對垂尾各階結構模態(tài)的激勵作用及垂尾彎扭變形特性，結果表明，垂尾抖振的位移響應幅值較小，但造成了很大的加速度響應。此外，隨著迎角的增加，渦破裂流頻帶帶寬明顯增加，脈動能量峰值向低頻段移動，流場對低頻模態(tài)的激勵作用大幅增強，抖振位移和加速度響應的幅值大幅增加。