专利名称：模型滚转振荡过程中前机身大迎角人工转捩方法
技术领域：
本发明涉及航空航天领域的一种风洞实验方法，特别是涉及实验模型在大攻角动 态滚转振荡过程中的前机身边界层转捩方法。
背景技术：
现代战斗机通常要求做大攻角机动飞行以提高其作战效能，战机在大攻角状态下 经常会出现横向不稳定，产生不可控的非线性飞行运动，如机翼摇滚现象(翼身组合体模 型绕体轴的大振幅振荡)。此外，战机在大攻角也需要主动做横向滚转以实现某些机动动 作。因而，通常需要在风洞中研究战机做横向滚转或振荡等运动时的气动特性和流场特性。 对于带有细长前机身的现代战斗机，雷诺数对其绕流流动有着很大影响。因此，进行模型滚 转振荡过程中的雷诺数效应研究具有十分重要的工程应用价值。随着雷诺数的增加，翼身 组合体前机身绕流分别经历亚临界流动区、临界流动区、超临界流动区和过临界流动区，根 据已有的研究，当来流雷诺数高到使前机身绕流达到过临界流态以后，雷诺数对前机身气 动特性不再有显著影响。然而在常规低速风洞中，因其试验段尺寸和风速的限制，来流雷诺数通常与实际 飞行的雷诺数相差较大，对于翼身组合体模型，其前机身绕流通常无法达到过临界流态。为 了使得前机身绕流达到过临界流态，通常采用人工转捩技术。关于模型静态条件下，前机身 大迎角绕流的人工转捩技术，前人已经做了较多研究。美国NASA的Hall[1_2]通过在模型前 机身迎风面对称面两侧各黏贴一根转捩带的方法模拟了旋成体大迎角的过临界流态，国内 北京航空航天大学的陈莹、邓学蓥等人[3]通过在旋成体两侧各贴一根转捩丝，也实现了对 旋成体过临界绕流的人工转捩。陈莹、邓学蓥等人的研究表明，为了正确模拟前机身大攻 角过临界流动，转捩丝的周向粘贴位置应处于约士 -71° )之间(前机身迎风面对称 面为0° )，并且，转捩丝的轴向位置从x/D = 0.185到机身尾端(D为前机身直径，χ为轴 向坐标，前机身尖部为0点)，转捩丝的直径在0. 3mm-lmm之间，其中，转捩丝的周向粘贴位 置处于士52. 5度时，转捩效果最好。但是当实验模型滚转振荡的时候，按照陈莹、邓学蓥等人的方法贴转捩丝并不能 使得翼身组合体上细长旋成体前机身绕流一直保持过临界的流态，原因在于转捩丝起转捩 作用的范围在模型绕流周向角约士 -71° )之间(风轴系)，一旦模型滚转振荡起来， 转捩丝如果在风轴系中超出这个角度范围，人工转捩作用就将失效了。而对于翼身组合体 的机翼摇滚运动，振幅一般都在40-60度这个量级，很容易就超过转捩丝的转捩范围。目 前对于实验模型滚转振荡条件下，飞机前机身过临界流态模拟的技术还未见报道。参考文献[l]Hall R. Μ. , Banks D. W. Progress in Developing Gritting Techniques for High Angle of Attack Flows, AIAA Paper 94-0169,1994.[2]Hall R. M. ， Erickson G. Ε. ， Fox C. H. ， Jr, Banks D. W. ， Fisher D. F.， Evaluation of Gritting Strategies forHigh Angle of Attack Using Wind Tunnel andFlight Test Data for the F/A-18, NASA/TP-1998-207670,1998.[3]陈莹，前体非对称涡过临界Re数流动特性及其扰动控制，北京北京航空航天 大学博士学位论文，2008年.

发明内容
在背景技术一节中已经说明，对于静态条件下，已有的大攻角前机身迎风面两侧 各贴一根转捩丝的边界层转捩技术，在模型动态滚转振荡情况下将失效。本发明针对上述问题，发展了一套多转捩丝的人工转捩技术，成功实现了模型滚 转振荡运动过程中，翼身组合体前机身绕流的过临界流态模拟。
根据已有的研究，在机翼滚转振荡过程中，如果能保证在风轴系下，细长前机身绕 流周向角约士 -71° )之间各有一根转捩丝，就可以使得模型在运动过程中，细长前 机身绕流保持为过临界流态。基于这一点，本发明通过在模型周向位置上分布式的贴多根 转捩丝，使得模型在以很大的振幅滚转振荡过程中，在风轴系下，细长前机身绕流周向角约 士08° -71° )之间始终有一根转捩丝，而保证其它不在此范围内的转捩丝对流动没有影 响。为了达到这个目的，转捩丝的分布需满足下述三个条件(1)转捩丝的分布应使得细 长前机身绕流周向角约士 -71° )之间始终有一根转捩丝(迎风面对称面为周向角 0° ) ； (2)转捩丝不在此范围内时不能对流动产生影响，因而转捩丝不能贴得太多，而且其 直径也不能过大；(3)转捩丝覆盖的范围大小取决于自由摇滚振荡的振幅。满足上述条件 的前机身多转捩丝边界层转捩方法能实现前机身过临界流动的模拟。有益效果按以上前机身的多转捩丝转捩方案，在迎角40度、风速65m/s的情况 下，翼身组合体模型滚转振荡角以士60度正弦变化时，前机身细长旋成体绕流都能保证过 临界的流态，如图5、6所示。既然模型以振幅60度连续滚转振荡起来过程中，前机身细长 旋成体绕流都能保证过临界的流态。同时，图7给出了传统的迎风面两侧单根转捩丝的转 捩方法，可以看出，当模型滚转以后，该方法不能有效的起到转捩效果，因而不适用于模型 滚转振荡的情况。


图1翼身组合体模型和周向角定义；其中图Ia翼身组合体模型；图Ib截面周向角定义。图2贴上转捩丝的翼身组合体模型的迎风面(从模型下表面向上看)。图3翼身组合体模型前机身横截面上转捩丝的分布(0°为迎风面对称面)。图4迎角40度、风速65m/s时不同直径转捩丝对翼身组合体模型前机身x/D = 3. 35截面上压力分布的影响。图5迎风面对称面两侧多根转捩丝转捩效果，迎角40度、风速65m/s时正弦运动 (频率0. 055Hz，振幅60度)过程中翼身组合体x/D = 3. 35截面上压力分布。图6迎风面对称面两侧多根转捩丝转捩效果，迎角40度、风速65m/s时正弦运动 (频率2Hz，振幅60度)过程中翼身组合体x/D = 3. 35截面上压力分布。图7迎风面对称面两侧单根转捩丝转捩效果，迎角40度、风速60m/s时，翼身组合 体x/D = 3. 35截面上压力分布。
具体实施例方式示例 1 在翼身组合体的风洞试验研究中(模型如图1所示)，在自由摇滚和强迫摇滚 测压模型上，按照如图2和图3所示的转捩丝分布方式，将转捩丝从模型轴向位置x/D =0.185贴到机翼截面。这样，模型在以60°振幅滚转振荡过程中在风轴系下细长前机 身绕流周向角约士 -71° )之间始终有一根直径为0.1mm的转捩丝。实现了在常 规低速风洞中，研究翼身组合体在过临界Re数绕流流态下的机翼摇滚的运动特性和流 动特性。为了使得模型在以60°振幅滚转振荡过程中，在风轴系下，细长前机身绕流周 向角约士08° -71° )之间始终有一根转捩丝，模型两侧的转捩丝，分别以22.5度的 间隔，关于士56. 25度对称分布。间隔选择22. 5度是因为起转捩作用的周向角范围约 士08° -71° )，为了用最少的转捩丝，模型两侧转捩丝之间的间隔就应该选择22.5度； 而关于士 56.25度对称分布，是因为起转捩作用的周向角范围约士08° -71° )的中间 位置是60度，为了保证模型上相邻的转捩丝之间的间隔都是22. 5度，同时避开测压孔， 本示例选择了 60度周向角位置附近的56. 25度。本示例用这样的方法分布转捩丝，既 满足了满足了模型在以60度振幅滚转振荡过程中在风轴系下细长前机身绕流周向角约 士08° -71° )之间始终有一根转捩丝的要求，又满足了转捩丝最少的要求。解决转捩丝的分布问题，但这么多的转捩丝，要满足转捩丝在起转捩作用的角度 内只起转捩作用，而不在这个范围内时对流动没有本质的影响，选择多大的直径合适呢？ 为此，在贴多转捩丝之前，先看看单根转捩丝直径对细长旋成体前机身绕流转捩的影响。根 据前人对旋成体人工转捩的研究结果，转捩丝的直径选择0.3mm-lmm之间。本示例在翼身 组合体前机身细长旋成体同一周向角56. 25度位置上贴不同直径的转捩丝，来研究转捩丝 直径对流动转捩的影响，如图4所示，研究表明，到直径为0. 8mm时，对于本示例翼身组合 体的前机身细长旋成体，转捩丝就不能只起转捩的效果，还会影响流动，从而说明，转捩丝 的直径选择是一个和模型直径有关的一个相对值，而不是一个绝对值。为此，本示例选择 了最细的直径为d = 0. Imm的转捩丝，相对于前机身细长旋成体直径(D = 90mm)，d/D = 0. 11%。模型以振幅60度连续滚转振荡起来过程中，前机身细长旋成体绕流都能保证过 临界的流态。因此，只要在过临界流态下，机翼摇滚振荡的最大振幅不超过60度，那么，在 机翼摇滚运动过程中，前机身细长旋成体绕流的流态都能保证是过临界的。图5、6分别给 出了模型以不同频率振荡时，模型模型前体截面的压力分布，可见压力分布类型为典型的 过临界流态。
权利要求
1.一种在常规低速风洞中，实验模型滚转振荡情况下，使模型前机身绕流达到过临界 流态的多转捩丝人工转捩实验方法。其特征在于在飞机模型前机身迎风面对称面两侧，分 别以一定的角度间隔，关对称分布黏贴多根转捩丝，使得模型在以一定振幅滚转振荡过程 中，在风轴系下前机身绕流周向角士 -71° )之间始终有一根转捩丝，转捩丝沿机身 轴向从模型前机身尖部稍后一定位置处一直贴到机翼前端所在截面。
2.根据权利要求1所述方法，其特征为该方法采用的转捩丝可以为一定截面形状的 丝状物，也可以为较薄的带状物(转捩带)，黏贴转捩丝或转捩带的数量取决于模型滚转振 荡的振幅大小。
3.根据权利要求1所述方法，其特征为转捩丝不在转捩范围内时不能对流动产生影 响，因而转捩丝不能贴得太多，而且其直径也不能过大，转捩丝的直径选择是一个和模型直 径有关的一个相对值，而不是一个绝对值。
全文摘要
本发明给出了一种在实验模型滚转振荡过程中前机身大迎角边界层转捩方法。该方法通过在前机身迎风面两侧布置多根转捩丝的方法，使得模型在以一定振幅的滚转振荡过程中，在风轴系下细长前机身起转捩范围的绕流周向角内始终有一根转捩丝，并且，转捩丝从模型前端特定位置沿轴向一直贴到机翼前端截面。从而实现了在常规低速风洞中，可以研究飞机模型前体在过临界Re数的绕流流态下的摇滚振荡运动。
文档编号G01M9/08GK102053004SQ20101018194
公开日2011年5月11日 申请日期2010年5月19日 优先权日2010年5月19日
发明者李岩, 王兵, 王延奎, 邓学蓥, 马宝峰 申请人:北京航空航天大学