邊條翼飛機低速大攻角動態(tài)氣動特性實驗研究.pdf

1、邊條氣動布局飛機大攻角下的動態(tài)氣動特性研究對新一代戰(zhàn)斗機的設(shè)計優(yōu)化提供著重要參考依據(jù)。邊條翼飛機在大攻角過失速機動過程中，氣動力及力矩與運動耦合在一起，氣動參數(shù)具有很強的非線性特性和非定常性，其中典型的現(xiàn)象之一是氣動力及力矩曲線出現(xiàn)遲滯環(huán)。本論文選取了一種采用機翼邊條氣動布局的背景機模型，分別對模型進行了25.87°和35.15°攻角下滾轉(zhuǎn)運動、偏航運動以及滾轉(zhuǎn)偏航耦合運動的動態(tài)風洞實驗。首先，在兩個不同攻角下對模型進行了滾轉(zhuǎn)、偏航和耦

2、合運動的動態(tài)測力實驗，分別得到各運動狀態(tài)不同運動頻率下的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角變化的曲線圖，發(fā)現(xiàn)兩個攻角下的滾轉(zhuǎn)和偏航運動的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)遲滯環(huán)都很明顯，遲滯效應(yīng)顯著，并且遲滯環(huán)的飽滿程度隨著運動頻率的增加而增大，而所有的耦合運動的力矩系數(shù)曲線都沒有明顯的遲滯環(huán)，未能體現(xiàn)出遲滯效應(yīng)。接著，以同樣的條件和運動規(guī)律分別在兩個不同的展弦比位置沿著模型展向利用動態(tài)壓力傳感器對模型上翼面進行了動態(tài)壓力分布測量。結(jié)果顯示，滾轉(zhuǎn)運動和偏航運

3、動的壓力峰值明顯，并且隨著運動頻率的增加壓力隨時間周期分布的不對稱性增大，壓力分布表現(xiàn)出明顯的遲滯性，進而使得模型相應(yīng)運動下的力矩產(chǎn)生遲滯效應(yīng)。而耦合運動的壓力分布沒有峰值，總體壓力值偏小，沒有表現(xiàn)出遲滯性，相應(yīng)的力矩也沒有遲滯效應(yīng)。最后，仍然以相同的攻角姿態(tài)和運動規(guī)律對模型上翼面進行了流場的PIV顯示實驗。顯示結(jié)果表明，滾轉(zhuǎn)和偏航運動中，模型在相同姿態(tài)不同行程下的流場響應(yīng)不同，這種差異直接影響了該姿態(tài)下的翼面壓力分布，進而讓壓力分布出