ZY1405221-彭开-非常规布局摇滚试验

非常规布局摇滚试验实验报告姓名：彭开 学号：ZY1405221 北京航空航天大学航空科学与工程学院2014年12月 引言现代战斗机强调机动性和敏捷性，然而在大攻角飞行时，在失速迎角附近很可能会出现机翼摇滚现象。这是飞行器在大攻角下由气动力作用激发的滚摆现象，这种自激的滚摆运动不仅会造成升力的损失，而且由于纵横向自由度的耦合，严重影响了飞机的安定性和操纵性，大大的限制了飞机的机动性和敏捷性，缩小了飞行包线，而高机动性和敏捷性正是当代和未来战斗机的重要指标之一，研究战斗机的这种摇滚现象就显得尤为重要。机翼摇滚运动主要表现为周期性的和大振幅滚转振荡或兼带有偏航的运动，它可能是一种极限环振荡形式。产生机翼摇滚的因素是多方面的，根本原因在于流动的非对称。通常与以下气动力现象有关，如滚转阻尼下降、飞行器前体涡、细长机翼前缘涡以及例缘涡诱导、气动力非线性、气动力滞后和激波诱导的分离等都可能引起机翼摇滚，在亚声速范围内，丧失滚转阻尼和气动迟滞可能是诱发机翼摇滚的主因。为了学习和认识战斗机的机翼摇滚现象，“飞行器大迎角空气动力学”这门课程安排了非常规布局模型机翼摇滚试验的课程内容，并在北航D4风洞进行了相关的试验观察和测量。1. 实验模型和设备1.1. 实验模型试验采用的模型由铝合金加工而成，模型整体长 680mm，展长 340mm，由杆式应变天平连接可变攻角的试验机构上。图1 实验模型的三视图1.2. D4风洞D4风洞是北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室，是一座低速、低湍流度、低噪声回流风洞。该风洞是北京航空航天大学为重点实验室投资建造的一座现代化低速风洞，于2001年5月正式启用，2003年初建成投入使用，拥有PSI9816、Agilent VXI、Scan2000和3D PIV等一系列先进的测量系统。该风洞主要用于研究生、本科生的教学实验；流体力学或空气动力学的基础性研究，如边界层流动、分离流动、复杂流动及非定常流动等各方面的实验研究；以及飞行器气动布局、细长体大迎角三维分离流、飞行器动态气动特性等方面的科学研究。气动设计指标：1.实验段尺寸：长度3.5m，宽度1.5m，高度1.5m，收缩比92.实验段风速：，Re数：3.实验段：闭口设计风速，开口设计风速4.闭口实验段湍流度：5.空间点气流偏角：平均气流偏角：6.温度控制指标：设计风速， 连续运行半个小时1.3. 数据采集装置实验模型放置于攻角可调的运动机构上，支撑杆平行于模型的弦向，并与模型的尾部连接，支撑杆可以旋转或锁定。当锁定装置释放时，模型的滚转自由度被释放，并可通过采集装置实时测量模型的滚转角，通过微分运算可得模型的滚转角速度和滚转角加速度。采集装置采集频率：128Hz2. 实验目的与方法试验利用一种类似于第四代战斗机的非常规布局模型，探索先进战斗机布局的机翼摇滚现象，为进一步的探索机翼摇滚的机理，提出削弱或控制机翼摇滚现象的技术手段奠定实验基础。3. 试验操作流程1）安装模型：将模型安装至风洞试验段，并且调整攻角、滚转角、侧滑角等参数。2）初始化：首先每个通道进行校验，检查其是否处于正常的工作状态。再采集每个要测量迎角下模型各力分量的初始值。3）开启风洞：进入电路控制间，将电闸从左至右顺序开启，回到主控制面板处，摁下主面板“合主接触器”按钮，风洞开始运行。4）采集数据：由于本实验变量只有迎角一个参数，其余参数都为定值，所以将风洞风速调整至预定值后，再采集每个设定迎角下天平各通道数值。5）关闭风洞：摁下主控制面板停止按钮，待到灯灭以后摁下分主接触器按钮，回到电路控制间，将开关从右至左顺序依次断开。6）数据处理：将得到的各通道的初始值及实验条件下结果带入到软件，计算出不同迎角下各力、力矩分量。4. 实验结果与分析4.1. 固定迎角下机翼摇滚现象本节将主要研究在模型在迎角固定的状态下，机翼摇滚现象随迎角 的变化规律。为此，将来流风速 固定为25m/s。图2 滚转角-时间关系图（固定迎角、）图3 滚转角-时间关系图（固定迎角、）图4 滚转角-时间关系图（固定迎角、）图2到图4是不同迎角下模型的滚转角随时间的变化曲线。从曲线我们可以得出以下结论。1） 机翼摇滚的平衡位置并不是滚转角为零的位置，而是随着攻角的变化而变化，且没有明确的规律性。而且跟初始时刻模型的滚转角有一定的关系。并且，机翼摇滚的平衡位置有时也会 变为。2） 机翼摇滚的振幅随着迎角的增大，先变强后变弱。该模型在迎角为50度左右达到最大值，最大振幅会达到48度左右的值。3） 机翼摇滚的频率在摇滚现象比较明显的迎角范围时，随着迎角的增大而增大，当机翼摇滚现象比较弱时，滚转角随时间的变化曲线不再类似于正弦函数，图形较为复杂，摇滚周期相对较长。4.2. 拉起运动时机翼摇滚现象本节将主要研究在模型在做拉起运动时，机翼摇滚现象随拉起速度的变化规律。为此，将来流风速 固定为25m/s。图5 滚转角-迎角关系图（）图6 滚转角速度-迎角关系图（）图5到图6是不同拉起速度下模型的滚转角和滚转角速度随迎角的变化曲线。从曲线我们可以得出以下结论。1） 从低速拉起的实验数据可以看出机翼摇滚的不规则性，它比较类似于固定迎角状态下的机翼摇滚现象，摇滚幅度随着迎角先变大后边小随后再增强再削弱，55度迎角附近出现最大摇滚幅度。48度附近不明白为何原因摇滚幅度较小，在固定攻角状态下45度迎角附近也有类似现象。2） 快速拉起时，由于模型的运动状态没有足够的时间进行恢复，摇滚现象呈现出不同于低速拉起试验时的变化规律，在28度迎角附近开始出现机翼摇滚现象，随后变转变为振幅先增强后变弱或者振幅逐渐减弱的机翼摇滚现象，且摇滚的频率随着拉起速度的增加而降低。5. 结论通过非常规布局模型自由摇滚试验，我们可以看出机翼的摇滚现象是飞行器在大迎角时所面临的一种滚转角会周期性快速变化的运动现象。通过对比试验我们可以得出以下结论。1） 固定迎角时，机翼摇滚的平衡位置一般并不是滚转角为零的位置，而会随着迎角的变化而变化，且没有明确的规律性。2） 固定迎角时，机翼摇滚的振幅随着迎角的增大，先变强后变弱。该模型在迎角为50度左右达到最大值，最大振幅会达到48度左右的值。3） 固定迎角时，机翼摇滚的频率在摇滚现象比较明显的迎角范围时，随着迎角的增大而增大，当机翼摇滚现象比较弱时，滚转角随时间的变化曲线不再类似于正弦函数，图形较为复杂，摇滚周期相对较长。4） 低速拉起时，机翼摇滚现象具有类似于固定迎角状态下的机翼摇滚现象的规律，摇滚幅度随着迎角先变大后边小随后再增强再削弱，55度迎角附近出现最大摇滚幅度。48度附近不明白为何原因摇滚幅度较小