大迎角氣動(dòng)力數(shù)值模擬及建模研究.pdf

1、大迎角飛行與機(jī)動(dòng)是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的重要特征之一，能夠準(zhǔn)確地模擬大迎角非定常流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及預(yù)測(cè)相應(yīng)的大迎角非定常氣動(dòng)力特性，對(duì)現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)及其控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)至關(guān)重要。本文采用數(shù)值計(jì)算方法，通過求解三維N-S方程，分別對(duì)繞機(jī)翼、機(jī)翼—機(jī)身—鴨翼組合體大迎角流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及氣動(dòng)力特性進(jìn)行數(shù)值模擬與分析，得到了良好的數(shù)值模擬結(jié)果。同時(shí)，為了滿足飛行器大迎角機(jī)動(dòng)飛行動(dòng)力學(xué)特性研究的需要，本文在對(duì)大迎角氣動(dòng)力進(jìn)行數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上，開展了相應(yīng)的大迎角動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性的

2、建模研究。 主要完成了以下幾方面的工作：1采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)亞音速三角翼靜態(tài)縱向及帶有小側(cè)滑和橫側(cè)小擾動(dòng)情況下的流場(chǎng)及相應(yīng)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了計(jì)算，利用數(shù)值計(jì)算所得到的大迎角流動(dòng)流場(chǎng)數(shù)據(jù)，根據(jù)實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果及流場(chǎng)拓樸理論，建立了用于大迎角旋渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特性分析的方法。給出了三角翼大迎角情況下相應(yīng)的氣動(dòng)力、力矩系數(shù)，以及機(jī)翼前緣分離渦軸線位置和旋渦破裂位置隨迎角的變化規(guī)律，并對(duì)帶有小側(cè)滑和橫側(cè)小擾動(dòng)情況下對(duì)橫側(cè)力矩的影響進(jìn)行了計(jì)算與分析

3、。計(jì)算結(jié)果表明與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合較好。 2采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)三角翼進(jìn)行大迎角俯仰機(jī)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了計(jì)算，分析了俯仰角速度對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力系數(shù)的影響。在此基礎(chǔ)上，對(duì)三角翼在上仰過程中受到橫側(cè)小擾動(dòng)情況下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性進(jìn)行了計(jì)算研究。給出了三角翼縱向動(dòng)態(tài)情況下的氣動(dòng)力系數(shù)變化，特別是大迎角橫側(cè)力矩系數(shù)的變化特征，并對(duì)受到橫側(cè)小擾動(dòng)后，可能引發(fā)的橫側(cè)運(yùn)動(dòng)不穩(wěn)定現(xiàn)象進(jìn)行了分析。結(jié)果表明，機(jī)翼的上仰運(yùn)動(dòng)延遲了機(jī)翼上翼面

4、旋渦的破裂，同時(shí)，隨著機(jī)翼俯仰角速度的提高，機(jī)翼抵抗旋渦非對(duì)稱破裂的能力明顯增強(qiáng)，從而使得機(jī)翼在運(yùn)動(dòng)過程中，抵抗非操縱橫側(cè)偏離的能力明顯提高。 3采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)繞機(jī)翼—機(jī)身—鴨翼組合體亞音速靜態(tài)大迎角流場(chǎng)及氣動(dòng)力特性進(jìn)行了計(jì)算。通過計(jì)算分析說明，在一定迎角下，前機(jī)身渦、邊條Ⅰ渦、鴨翼和機(jī)翼的前緣分離渦構(gòu)成的渦系之間相互干擾，形成復(fù)雜的渦流形態(tài)，從而造成繞整個(gè)機(jī)翼—機(jī)身—鴨翼組合體的非線性氣動(dòng)特性。 4采用數(shù)值計(jì)算方

5、法，對(duì)不同減縮頻率下繞機(jī)翼—機(jī)身—鴨翼組合體動(dòng)態(tài)流場(chǎng)及氣動(dòng)力特性進(jìn)行了計(jì)算與分析。結(jié)果表明，在組合體模型作俯仰諧振蕩過程中，其背風(fēng)面旋渦流動(dòng)存在明顯的遲滯現(xiàn)象，氣動(dòng)力系數(shù)隨時(shí)間變化呈現(xiàn)出明顯的滯環(huán)。 5在數(shù)值模擬所得結(jié)果的基礎(chǔ)上，根據(jù)大迎角流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力的特征，對(duì)機(jī)翼、機(jī)翼—機(jī)身—鴨翼組合體大迎角動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力特性進(jìn)行了建模研究。數(shù)學(xué)模型采用狀態(tài)空間法建立大迎角氣動(dòng)力數(shù)學(xué)模型。辨識(shí)準(zhǔn)則采用極大似然準(zhǔn)則，優(yōu)化算法采用牛頓—拉夫遜算法