大迎角非定常气动力建模方法研究_孙海生
Ci unst （ k） －
1
+ △t
Ci unst （ k － 1） =
*
（ 8） 对函数 f （ α（ t ） ， α （ t ） ） 进行 Taylor 展开 ， 取至 n 阶 得到 ： 项， Ci unst （ k） －
734
空
气
动
力
学
学
报
第 29 卷
图1
代数多项式模型建模结果与试验数据的比较 Comparison of polynomial modeling and test results 图2 Fourier 模型建模结果与试验数据的比较 （ k = 0． 04016 ） Fig． 2 Comparison of Fourier modeling and test results（ k = 0． 04016 ）
· 及其变化率 α （ k） 。C i unst （ k ） 通过 C i unst （ k － 1 ） 与之前的
明确了该模型的物理意义 。 运动发生联系 ， 结合式（ 8 ） 和式 （ 9 ） 可知， 每一步计算得到的非定 误差的累 常气动力 C i unst （ k） 的误差都将传递到下一步 ， 积最终将影响建模结果的准确性 ， 因此需要对计算结果 进行误差修正 ， 本文在建模过程中采用了变系数的高斯
j ijkt’ 2 j ijkt α j = ikα0 e ， α j = － k α0 e
· · · · · · · · · · · · ·
（ 3）
［ 0， 1］ x 表示分离 描述机翼上表面气流分离点的位置 ， c 表示翼型的弦长 点位置到机翼前缘的距离 ， （ 4）
－
［4 ］
。x = 1
－
x = 0 对应于分离点在机翼前缘的流动 。 对应于附着流 ， 典型的大迎角非定常气动力的状态空间数学模型 为：
·
dx－ － · + x = x0 （ α － 2 α ） dt
*
x 0 （ α ） = 1 / （ 1 + e σ（ α － α ） ）
－ · ^） =C +C +C · ^ Ci （ x ， α， α i0 i α i α +
α · α
（ 5）
1 · ^ +C · ^2 ［ C iα α 2 + 2 C i ^ α α i^ α ］ 2
·j + 1 Aij △t i α （ k） α （ k） 1 + △t
（ 9） C i （ k ） 表示非定常试验数据 ， C i st （ k ） 表示静 式中 ，
· 态气动力系数 ， 可以从风洞静态试验获得 ， α（ k） 、 α （ k）
通过非定常试验数据辨识得到 。建模结果见图 3 。
通过试验给出 ； C i qst （ t ） 可从动导数风洞试验等强迫振 A ij 的线性函数 ， 动试验中获得 。方程 （ 9 ） 变为仅关于 2 、 可利用风洞试验数据通过最小二乘法参数辨识给出估 计值 。 由式 （ 8 ） 可得 ， 当前时刻的非定常气动力增量 C y unst 取决于前一时刻的 C i unst （ k － 1 ） 和当前时刻的迎角 α（ k）
1
（ E ij α + E mn α ） 等表示的是附加质量的影 响 ， 式中， 而 （ H ij α + H mn α ） 等为幅值函数 ， 代表的是准定常气动力响 （ 1 － PD j ） 为相位函数 ， t' 为 应， 表示非定常气动力迟滞 ， 无量纲时间变量 。阻力气动力响应模型和俯仰力矩气 动力响应模型与式 （ 3 ） 的表达式相同 。 P2j 、 P3j 、 P4j ， 首先利用最小二乘法确定系数 P1j 、 再 H。建模结果见图 2 。 利用共轭梯度法优化系数 E、 从图 2 中可以看出 ， 在曲线两端无试验数据处 ， 建 模结果出现了振荡 。原因是 Fourier 分析针对数据总体 在局部区域内基本上无精度可言 ， 针对该问 进行分析 ， 3］ 题文献［ 发展了用于局部分析的小波分析建模法 。 1． 3 状态空间模型 状态空间模型是近年来广泛使用的一种非定常气
2 · αα
2 · α
（ 6）
－ － －2 Ci （ x ） = a1 + b1 x + c1 x
α
－ － －2 Ci ^ （ x ） = a2 + b2 x + c2 x
· α
－ －2 C i = 2 （ a3 + b3 x + c3 x ）
a2
C i ^ （ x ） = a 4 + b 4 x + c4 x 2
1
1． 1
非定常气动力建模
代数多项式数学模型 lIN G F 等人建立了一种基于线性代数模型的非定
常气动力数学模型 ： 非线性代数模型
［1 ］
。该模型本质上
是利用 Taylor 级数将气动力和力矩系数表示为飞行状 态变量的高阶多项式 ， 模型结构简单 ， 参数辨识容易 。 以俯仰振荡为例 ： 将纵向气动力和力矩表示成迎角 α 及 其变化率 α 的多项式 ： C a = C 0 + C 1 α + C 2 α2 + C 3 α + C 4 α + C5 αα + C6 α α + C7 α α + C8 α 2 般情况下常数项和只含有 α 的项的系数取为 ： C i = a i0 + a i1 k + a i2 k2 + a i3 k3 含有 α 的项的系数取为 ： C i = a io log（ k） + a i1 k + a i2 k2 + a i3 k3 （ 2b） k 为减缩频率 。利用 SDM 标模俯仰振荡风洞试验 式中 ， 数据进 行 模 型 参 数 辨 识 。 减 缩 频 率 范 围 为 0． 02667 、 0． 04016 、 0． 05355 、 0． 0667 ， 平衡迎角 α0 = 40 ° ， 振幅 α m = 20° 。图 1 给出了建模结果与试验结果的比较 。
1 1
n n －i
·
征时间 。 x 是状态变量， 1 、2 、 状态空间模型中 ， σ、 α 是未 C i 是模型输出气动力系数 。 α、 α 是输入变量 ， 知参数 ， 未知参数 σ、 α 可利用静态试验数据辨识得到 ，1 、
2 *
·
－
*
+ △t
Ci unst （ k － 1） = ∑∑
i =0 j =0
型、 状态空间模型、 差分方程模型以及模糊逻辑模型 。 并用 SDM 标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据 对模型参数进行了辨识， 验证了模型的有效性。从模型物理意义、 参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面 对几种非定常气动力模型进行了比较研究 。 关键词：大迎角； 非定常气动力； 数学模型 中图分类号：V211． 24 文献标识码：A
离点位置参数是非线性的 ， 且气动力是状态变量的非线 给模型结构辨识和参数辨识带来很大困难 。 为 性函数 ， 5］ 克服该问题 ， 汪清等人在文献［ 中提出了一种对气动 力系数直接微分的数学模型 ， 模型中各个参数有比较明 确的物理意义。 在大迎角条件下 ， 将气动力分解为三部分 ： 静态气 由定常旋转和下洗迟滞产生的准定常 动力分量 C i破裂和恢复迟滞引起的非 定常气动力增量 C i unst （ t ） ， 其中 C i unst （ t ） 由微分方程表 达 。用向前差分求解微分方程得到如下结果 ：
· · · · · · · · ·
（ 1）
CD 和 Cm 。一 式中 C a 表示气动力和力矩系数 ， 例如 C L 、 （ 2a）
*
0120 ； 收稿日期：2011-
0516 修订日期：2011-
作者简介：孙海生（ 1963 － ） ， 男， 河南郑州人， 研究员， 博士研究生， 研究方向： 非定常空气动力学 ．
大迎角非定常气动力建模方法研究
1 2 2 孙海生 ， 张海酉 ， 刘志涛
（ 1． 西北工业大学， 陕西 西安 710072 ； 2． 中国空气动力研究与发展中心低速所， 四川 绵阳 622662 ）
摘 Fourier 函数分析模 要：以战斗机俯仰机动为例， 建立了飞机大迎角非定常气动力模型 ， 包括非线性代数模型、
α· α
－
－
－
－ － －2 Ci ^ （ x ） = 2 （ a5 + b5 x + c5 x ）
2 · α
（ 7）
第6 期
孙海生等： 大迎角非定常气动力建模方法研究
735
· · △t f（ α（ t） ， α（ t） ） α（ t） + t △ 1
C i0 为常数 ， 式中， 1 表征非定常分离过程的时间常数 ， 2 表征分离滞后的时间常数 ， 函数 x0 （ α ） 表征定常流动状 态下分离点坐标和迎角之间的关系 ； α 对应于分离点
图3 状态空间模型建模结果与试验数据的比较 （ k = 0． 02066 ） Fig． 3 Comparison of state space modeling and test results （ k = 0． 02066 ）
白噪声修正 。图 4 给出了微分方程建模结果 。
1． 4
差分方程模型 在利用状态空间模型建模过程中 ， 状态方程关于分
0
引
言
及基于人工智能的模糊逻辑数学模型 。 利用风洞试验 对所建立的几种 数据开展了模型结构辨识和参数辨识 ， 非定常气动力数学模型进行了比较研究 。
飞机过失速机动时产生的流动分离和旋涡破碎 ， 使 得气动力和气动力矩呈现高度的非线性和非定常特性 ， 过失速机动引起的气动力迟滞效应突出 。 如何精确地 确定非定常气动力 ， 对分析飞机的飞行品质和飞行控制 系统设计有着极其重要的意义 。 风洞试验仍是研究飞机过失速机动非定常气动力 的主要手段 ， 但由于条件限制 ， 风洞试验并不能完全模 基于风洞 拟飞机大迎角机动飞行中的运动状态 。因此 ， 试验获得典型机动飞行状态的非定常气动力 ， 通过辨识 方法建立非定常气动力数学模型 ， 将气动力和飞行状态 对于飞机过失速机动能力评估和飞行控 直接结合起来， 制律设计具有重要的意义 。 经过国内外研究人员几十年的努力 ， 非定常气动力 建模取得了重要进展 ， 建立了各种各样的模型 ， 具有代 表性的有代数多项式模型 、 微积分模型和基于现代人工 也有在 智能的模糊逻辑模型等 。这些模型各有优缺点 ， 特殊条件下的成功应用 ， 但是到目前为止仍然没有一种 被普遍接受具有较强工程应用价值的非定常建模方法 。 本文以 SDM 标模大振幅俯仰振荡风洞试验数据为 基础 ， 建立了几种典型的非定常气动力数学模型 ， 包括 基于 Fourier 变换法的非定常气动力模型 、 非线性代数 基于微分方法的状态空间模型和差分方程模型以 模型、
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。
采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。
飞机大迎角非线性动力学特性分析与控制
2023-11-07CATALOGUE目录•飞机大迎角非线性动力学概述•飞机大迎角非线性动力学模型建立•飞机大迎角非线性动力学特性分析•飞机大迎角非线性控制方法研究•飞机大迎角非线性动力学实验验证•结论与展望01飞机大迎角非线性动力学概述大迎角飞行状态是指飞机在飞行过程中，机翼与相对气流夹角较大的情况。
在这种状态下，飞机会受到较大的气动阻力，同时也会产生一些特殊的动力学行为。
大迎角飞行状态通常发生在飞机进行机动飞行或着陆等情况下，对于飞行安全和性能有着重要的影响。
飞机大迎角飞行状态非线性动力学的基本概念非线性动力学是一门研究非线性系统行为和演化的学科。
非线性系统是指其输出与输入之间不是线性关系的系统。
在非线性系统中，微小的输入变化可能会引起系统行为的显著改变。
非线性动力学研究的内容包括系统的稳定性、分岔、混沌等行为，以及这些行为之间的相互作用和演化。
飞机大迎角非线性动力学研究对于提高飞机的性能和安全性具有重要的意义。
通过研究大迎角飞行状态下飞机的动力学行为，可以更好地了解飞机的气动性能和飞行稳定性，为飞机设计和控制算法优化提供理论支持。
大迎角非线性动力学研究还可以为飞行控制系统的设计和优化提供重要的理论基础和技术支持，提高飞机的机动性和安全性。
飞机大迎角非线性动力学研究意义02飞机大迎角非线性动力学模型建立飞机在非线性大迎角下，气动参数会发生变化，包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。
气动参数气动数据库风洞实验利用已有的气动数据库，对飞机在大迎角下的气动特性进行评估和预测。
通过风洞实验获取飞机在不同迎角下的气动系数，以验证和改进气动模型。
03飞机大迎角气动模型建立0201飞机大迎角运动模型建立六自由度模型考虑飞机的六个自由度，包括纵向、横向、垂直方向上的位移和速度，以及滚转、俯仰和偏航方向上的角度和角速度。
非线性模型描述飞机的运动时，需要考虑非线性效应，如重力、推力和空气阻力等。
稳定性分析通过稳定性分析，确定飞机在各种条件下的稳定性和控制性能。
升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究
升力体高超声速飞行器非定常滚转力矩建模研究高清;李建华;李潜【摘要】为了深入研究升力体高超声速飞行器相对薄弱的横侧向稳定性问题，对滚转自由振荡风洞试验数据进行了谱分析，建立了多个气动频率余弦和形式的非定常滚转力矩模型。
由于升力体高超声速飞行器的滚转自由振荡曲线呈现非定常、非线性和一定的周期性特征，且对试验结果的谱分析发现，在多种气动状态下，都存在除机械振动频率外的三个振动频率，将滚转力矩表达为此三个频率余弦和的形式。
该滚转非定常气动力矩数学模型捕捉了试验的基本趋势涵盖了其主要的量值范围，反映了升力体高超声速飞行器横向流场扰流的多尺度和周期性特征。
%Thorough study of lateral stability of hypersonic lifting aircrafts needs exact ex-pression of aerodynamic roll moment.Spectrum analysis is carried out using roll free-oscillation wind-tunnel test data,and a mathematical model of roll moment is proposed as an expression by the sum of the cosine of the main frequencies from spectrum analysis.The roll test curves of hy-personic lifting model present non-linearity,non-steady and periodical characteristics,and the re-sults of spectrum analysis of roll vibration data under several different flow conditions show that they share three main vibration frequencies apart from the mechanical vibration frequency,which indicates that there are three scales of lateral separation or transition inthe flow pari-son of the mathematical model of roll moment constructed with the corresponding aerodynamic test data indicates,this model can capture the primary tendency of test curves,and cover the main magnitude domain of roll aerodynamic moment.The mathematical modelgives prominence to the multi-scale and periodical characteristics of lateral flow field of hypersonic lifting model.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2015(000)003【总页数】5页(P392-396)【关键词】升力体;高超声速;滚转力矩;非定常气动力;建模【作者】高清;李建华;李潜【作者单位】中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074;中国航天空气动力技术研究院，北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.3;O177.7飞行器空气动力学问题的复杂性之一就在于绕流结构的多尺度特征。
基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟
[ 5~ 8]
580
航
空
学
报
第 27 卷
1 计算方法 Dow ell 依据非定常气 动力特性 将之分为 3 类 : ( a) 全线性模型, 如亚、 超声速小扰动小振 幅非定常流动 ; ( b) 动态线性 模型, 如跨 声速、 厚 翼等作小振幅非定常流动 ; ( c) 全非线性模型, 如 大迎角、 深失速等流动。动态线性模型描述的流 动也就是指空间表现为非线性, 而时间上表现为 线性的非定常流动。而在气动弹性研究中最重要 的颤振边界的计算就是研究弹性体在小振幅振动 下的影响。这就成为运用线性模型进行诸如跨声 速气动弹性研究的依据。 图 1 给出了基于气动力辨识技术的气动弹性 仿真流程图。对于非定常流场求解器 , 输入激励 信号 ( 结构的广义位移) , 得到对应的输出信号 ( 广 义气动力 ) 。运用辨识 技术, 进 行参数辨 识。这 样, 1 个计算状态只用进行 1 个激励信号的计算 ( 通常激励响应的计算量小于直接模拟时气动弹 性 1 个响应的计算量 ) 便可得到降阶的辨识模型。 而后寻找颤振临界点的若干个响应的气动力计算 就可运用辨识出的降阶气动力模型, 这一过程的 计算量和非定常 Euler 方程的求解过程相比可以 忽略不计。
第4期
张伟伟等 : 基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟
大迎角非定常气动力建模方法研究_孙海生
白噪声修正 。图 4 给出了微分方程建模结果 。
1． 4
差分方程模型 在利用状态空间模型建模过程中 ， 状态方程关于分
0
引
言
及基于人工智能的模糊逻辑数学模型 。 利用风洞试验 对所建立的几种 数据开展了模型结构辨识和参数辨识 ， 非定常气动力数学模型进行了比较研究 。
飞机过失速机动时产生的流动分离和旋涡破碎 ， 使 得气动力和气动力矩呈现高度的非线性和非定常特性 ， 过失速机动引起的气动力迟滞效应突出 。 如何精确地 确定非定常气动力 ， 对分析飞机的飞行品质和飞行控制 系统设计有着极其重要的意义 。 风洞试验仍是研究飞机过失速机动非定常气动力 的主要手段 ， 但由于条件限制 ， 风洞试验并不能完全模 基于风洞 拟飞机大迎角机动飞行中的运动状态 。因此 ， 试验获得典型机动飞行状态的非定常气动力 ， 通过辨识 方法建立非定常气动力数学模型 ， 将气动力和飞行状态 对于飞机过失速机动能力评估和飞行控 直接结合起来， 制律设计具有重要的意义 。 经过国内外研究人员几十年的努力 ， 非定常气动力 建模取得了重要进展 ， 建立了各种各样的模型 ， 具有代 表性的有代数多项式模型 、 微积分模型和基于现代人工 也有在 智能的模糊逻辑模型等 。这些模型各有优缺点 ， 特殊条件下的成功应用 ， 但是到目前为止仍然没有一种 被普遍接受具有较强工程应用价值的非定常建模方法 。 本文以 SDM 标模大振幅俯仰振荡风洞试验数据为 基础 ， 建立了几种典型的非定常气动力数学模型 ， 包括 基于 Fourier 变换法的非定常气动力模型 、 非线性代数 基于微分方法的状态空间模型和差分方程模型以 模型、
静气弹中非线性气动力建模方法与分析_吴欣龙
=
C L0
+
C Lα ·α
+
CLδe ·δe
+
CLq ·（
qωcref 2V
）
（ 4）
横行向运动：
CL
=
C L0
+
CLβ ·β
+
CLδr ·δr
+
CLp ·（
pω bref 2V
）
+
CLr ·（
rω bref 2V
）
（ 5）
式（ 2） （ 3） 中，fj 表示每个面元上的压力系数对迎角、侧 滑角、俯仰率、偏航率、滚转率、舵面偏角的导数组成的
插值耦合方法，但其所对应的 DLM 升力面方法已经不 网格中切面的 1 /4 弦长点上，称为压力点。在中切面
能满足现代飞机设计。本文就此提出一种建立基于 3 /4 弦 长 点 满 足 物 面 条 件［2］，这 些 点 称 为 下 洗 点。
DML 计算空气动力时首先计算三个气动力矩阵，内部
收稿日期： 2012 － 03 － 23
Nonlinear Aerodynamic Modeling and Research in Static Aeroelasticity
WU Xin- long，WANG Zheng- ping
（ School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China）
引言
在对于大展弦比长直机翼、飞翼、超大展弦比的太 阳能飞机布局结构的气动弹性分析中，必须考虑飞机
Kriging 插值的非线性压力系数分布模型的方法。代 替 DLM 气动力计算模型。利用无限板样条（ IPS） 插值 到结构节点以实现气动弹性计算分析［1］。
运用非定常DES方法数值模拟三角翼大迎角流动
层相互作 用还会 形成所 谓 的二次 分 离涡 。随着 迎角
的不断加 大 ， 主体 分离 涡 的强度会 逐 渐加强 ， 而在 从 上翼 面产 生强烈 的 前缘 吸 力 效应 ， 种 吸 力 效应 有 这 利于 提高三 角翼 的失 速 迎 角 ， 高 大迎 角 飞行 的 机 提
维普资讯
２ ０ 年８ ０ ８ 月
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｒｈ ｓｅｎ Ｐ ｌｔｃ ｎ ｃ ｌ ｉｅｓｔ ｏ ｒ ａ ｆＮｏ ｔ ｗｅｔｒ ｏｙ ｅ ｈ ｉａ Ｕｎｖ ｒｉｙ
Ａｕｇ．
２ ８ ００
第 ２ 卷第 ４ ６ 期
可 以更真 实地模 拟 出高 雷诺 数 下三 角翼 主体 分 离旋 涡破 裂后 的非定 常流 动特 征 。
关 键 词； 非结构 网格 ， 时 间算 法 ， Ｓ方程 ， Ｅ 双 Ｎ— Ｄ Ｓ方 法 ， 湍流模 型
文 献标 识码 ： Ａ 文章 编号 ：０ ０ ２ ５ （０ ８ ０ — ４ ３０ １ ０ — ７ ８ ２ ０ ） ４０ １— ６
动性 。 然而 当迎 角增 大到 一定 限度 后 ， 主体 分离涡 会
在翼面 上方 发生 破 裂 ， 时 涡 轴 上 出现 一个 旋 涡 周 这 径 突然扩大 、 向速 度突 降 的位置 —— 涡破 裂点 。 轴 三 角 翼前 缘涡 的“ 裂 ” 象 出 现后 ， 裂 点 可能 在 涡 破 现 破 轴上 来 回振 荡［ ， １ 这种 情 况 下 三 角翼 上 的流 动会 表 ］ 现 出显著 的非定 常“ 动 ” 脉 特性 。涡 破裂所 带来 的非
飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识
飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识
杨小平;邓建华
【期刊名称】《飞机设计》
【年(卷),期】1997()4
【摘要】给出一种基于付里叶分析的方法,用以分析飞机模型大迎角、大幅值强迫简谐振动获得的气动力和力矩数据。
由一组不同频率飞机模型简谐振动的气动力响应建立升力、阻力、俯仰力矩系数的非线性模型。
这些模型的最终表达形式包含阶跃类型函数的时间积分。
利用飞机模型的试验数据验证本方法的计算结果。
实际计算结果表明,本文给出的非线性气动力模型,能够较为精确地计算飞机模型大幅值迎角简谐振动和斜坡运动产生的气动力响应。
【总页数】8页(P9-15)
【关键词】大迎角;非线性;气动力;辨识;飞行力学;飞机
【作者】杨小平;邓建华
【作者单位】西北工业大学
【正文语种】中文
【中图分类】V212.11
【相关文献】
1.基于神经网络模型的动态非线性气动力辨识方法 [J], 王博斌;张伟伟;叶正寅
2.机动飞机的大迎角空气动力特性的预测 [J], 崔斌峰
3.基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识 [J], 苏振宇;
4.基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识 [J], 苏振宇
5.飞机大迎角机动非线性气动力模型的辨识 [J], 杨小平;孙秀佳
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飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析
飞行器大攻角复杂流动的POD和DMD对比分析张扬; 张来平; 邓小刚; 孙海生【期刊名称】《《气体物理》》【年(卷),期】2018(003)005【总页数】11页(P30-40)【关键词】大攻角; 飞行器; 动力学模态分解; 本征正交分解; 数值模拟【作者】张扬; 张来平; 邓小刚; 孙海生【作者单位】[1]中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000; [2]中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000; [3]中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000;[4]国防科技大学湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V231.2引言三角翼、双三角翼或钻石翼布局在现代战斗机中广泛应用,可以提高失速迎角,产生更大的升力,其气动特性主要与背风区流场的旋涡非定常运动有关,因此对旋涡运动特性的分析、预测具有重要意义.试验测量是旋涡运动研究中常用的方法,为了避免对旋涡特性产生干扰,试验须采用非接触式流场测量方法,其中应用最广泛的区域流场测量方法是粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)[1].然而对于工程外形复杂非定常流动测量应用,目前的PIV技术工作量大，测量成本高，测量范围有限[2],因此相关工作开展较少.另一方面,相比以往工程中常用的Reynolds平均(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方法[3]、脱体涡模拟(detached eddy simulation,DES)[4]等湍流模拟方法使数值计算能够在一定程度上模拟工程问题中的复杂非定常流场,其优点是能够提供丰富多样的流场数据,便于旋涡运动等非定常特性的分析.就非定常流动特征结构分析方法而言,本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)和动力学模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)方法是当前普遍采用的两种分析手段.POD方法是寻找一组最佳的标准正交基并通过其线性组合来描述任意瞬时流场.最早由Lumley将POD方法引入湍流研究[5],此方法已广泛应用于各种非定常流动的研究中.DMD方法是近年来由Schmid从Koopman分析基础上发展起来的一种低维系统分解技术[6],并衍化出了最优化DMD [7](opt-DMD),最优模态分解[8](OMD)和稀疏改进DMD[9] (SPDMD) 等形式,逐渐成为一种新的流体力学机理分析工具.从相关文献来看,目前POD与DMD的应用主要集中在台阶流动、方腔流动、机翼流动、射流、圆柱绕流等外形相对简单的流动[10],本文则基于DES数值模拟将POD与DMD应用于接近实际复杂飞行器外形的大攻角分离流动,分析了背风区流场的旋涡运动非定常特性,并开展了POD与DMD的一些相关对比.1 数值计算方法1.1 流动控制方程积分形式的Navier-Stokes方程组可以写为如下形式Ω+∮∂Ω(Fc-Fv)dS=0(1)其中,Ω为控制体的体积,∂Ω为控制体的表面,dS为面积微元,W为守恒变量,Fc为无黏通量,Fv为黏性通量.1.2 湍流模型k-ω剪切应力输运两方程模型(SST)可以表述为β*kωβ式中,k和ω分别为湍动能和湍流比耗散率；μ和μt分别为层流和湍流黏性系数，ρ为密度.生成源项Pk,Pω和函数F1的形式以及系数β*,β,σk,σω,σω2的取值可参考文献[11].其中k变量方程破坏项β*kω,可改写为k3/2/lk-ω,lk-ω =k1/2/(β*ω)代表RANS长度尺度,将其替换为IDDES长度尺度lIDDES[12],即SST-IDDES模型β1.3 空间和时间离散格式方程(1)采用基于非结构/混合网格的2阶有限体积算法进行空间离散,采用2阶向后Euler[13]后插方法进行时间离散.黏性项采用中心格式计算,无黏项采用自适应耗散混合格式[14]计算,相应的无黏通量可写为如下形式σ(2)其中,FL为左侧边界面插值通量； FR为右侧边界面插值通量；σ为混合权函数,同时也是耗散调节函数.σ可取0～1,若σ=0,恢复中心格式.若σ=1,恢复迎风格式.格式耗散随σ的减小而减小.关于σ更多的详细信息可参考文献[15-16].为Roe平均矩阵[17]； UL为左侧插值变量； UR为右侧插值变量.插值过程中使用的梯度,采用Green-Gauss方法[18]计算.2 POD和DMD方法2.1 POD方法简介对某个流场变量采集一组瞬态信息{u1,u2,…,uN},将其重新描述为其中,ui表示第i时刻瞬态流场变量,vi表示减去平均值后的脉动量.POD方法则通过一组最优正交基函数的线性组合来表示vi,即式中,pj表示POD模态基函数,aj(ti)表示模态pj对应于ti时刻的模态系数.定义矩阵C=VTV,其中V={v1,v2,…,vN},进而求解特征值CAj=λjAj式中,λj表示特征值,Aj表示对应特征向量矩阵,即模态系数矩阵,Aj=[aj(t1),aj(t2),…,aj(tN)]T.将特征值按大小重新排列,则1阶POD模态与最大特征值对应,其余模态以此类推.进一步解出POD模态POD可以用能量[5]来衡量各阶模态对流场的贡献,能量定义为Ei=λi/λj2.2 DMD方法简介对于流场变量信息{u1,u2,…,uN},假设存在一个矩阵A使相邻时间层之间存在线性变换关系ui+1=Aui定义ψ0=[u1,u2,…,uN-1]，ψ1=[u2,u3,…,uN],则可以给出如下关系ψ1=Aψ0=[Au1,Au2,…,AuN-1]对于矩阵A的寻找,DMD是用一个低维优化近似矩阵来代替A,其中的求解首先是对ψ0进行奇异值分解,即ψ0=UΣWH式中,U为左正交矩阵,Σ为奇异值对角矩阵,W为右正交矩阵,上标H表示复共轭转置,进而可求出近似矩阵ψ1WΣ-1对求特征值Λj=λjΛj,其中Λj表示与特征值λj对应的特征向量,从而可以给出DMD 模态Φj=UΛj以及模态幅值,模态增长率gj=Re[lnλj/Δt],再进一步可重构出流场uj≈Φi(λi)j-1αi其中,(λi)j-1αi为模态系数.为了评估DMD对非定常流场重构的误差,文献[9]定义如下损失函数式中,ψDMD表示重构流场,表示Frobenius范数.3 战斗机大攻角分离流动数值模拟与分析3.1 数值计算概况计算模型如图1所示,是一个类现代战斗机外形.网格如图2所示,由三棱柱、四面体、六面体、金字塔等单元混合组成,单元总数约2.9×107,网格点总数约1.25×107.计算来流条件为Ma=0.1，ReL=1.6×106(L为机身长度)；时间步长为0.002 5L/U∞(U∞为来流速度).图3给出了SST-IDDES计算的升力、阻力和俯仰力矩系数随攻角变化的情况,以及与风洞试验数据(平均值)[19]的对比.考虑到试验与计算存在一些细节差异(如洞壁干扰、支架干扰等),SST-IDDES的预测值与试验值还是比较吻合的.从失速迎角附近的涡系结构(如图4所示,采用压力着色)来看,SST-IDDES流场具有较强的旋涡解析能力,可以观察到螺旋形涡破裂等非定常现象,因此本文利用SST-IDDES模拟的非定常数据进行后续的流场结构特征分析.图1 计算模型Fig.1 Computational model图2 计算网格Fig.2 Grids used for the simulation由于POD和DMD的数据运算量很大,本文仅能采集有限的空间截面区域.样本采集区域位于x/L=0.6(x为纵向坐标,L为机身长度)截面,如图5所示,图中红色矩形内的区域为样本采集区域.采集区域的空间点数为 2 102,共采集了 2 000 个时间序列,采样对应的模型状态为攻角α=36°.从相应计算流场的瞬时Q涡量等值面(如图4所示)可以观察出机头涡、边条涡、机翼侧缘涡面等涡系结构,其中背风区流场最强的涡系结构为边条涡,它穿越了样本采集区域,在下游处涡核开始破裂.(a) Lift coefficients(b) Drag coefficients(c) Pitching moment coefficients图3 计算与试验对比Fig.3 Comparisons of numerical prediction with the experimental data图4 α=36° Q涡量等值面Fig.4 Iso-surfaces of Q-criterion at α=36°图5 样本采集区域Fig.5 Sampling area3.2 POD分解本文对脉动压力系数进行了POD分解,图6和图7分别给出了前4阶模态系数的时间变化历程及其功率谱密度分布.mode 1与 mode 2可看作一对模态,它们的系数呈准周期性变化,两个系数的变化大约有一个π/2的相位差,两者频谱的主峰较为相似.mode 3与mode 4也可看作是一对模态,它们的系数变化更复杂一些,系数波动幅度小一些,两者的主频都接近mode 1和 mode 2主频的2倍.图8给出了模态的能量分布,其中mode 1占72.6%,mode 2占15.7%,mode 3占3.2%,mode 4占 2.5%.图9给出了前4阶模态的云图,可以发现mode 1与mode 2的极值区域大致呈交替分布,考虑到它们的系数变化约有一个π/2的相位差,这一对模态共同作用形成的压力扰动峰值区域会随时间旋转变化并依次经过这4个极值区域.根据重构流场(已在文献[20]给出),前2阶模态反映了涡核的螺旋运动,它们的能量占88.3%,包含了流场的主要特征,因此这一运动在此区域附近占主导.从mode 3与mode 4的值域分布以及系数变化的频谱,可以推测这对模态的扰动幅度相对较低,代表的是空间小尺度结构的影响.图6 POD模态系数的时间历程Fig.6 Time histories of POD coefficients图7 POD模态系数的功率谱Fig.7 Power spectral densities of POD coefficients图8 POD模态能量分布Fig.8 Energy distributions of POD modes图9 POD模态Fig.9 POD modes3.3 DMD分解及其对比图10 给出了脉动压力系数DMD分解的模态特征值分布,不难看出特征值是以共轭复数形式成对出现的.所有特征值几乎都位于单位圆上,这表明这一截面区域附近的旋涡运动是中性稳定的.模态系数幅值的大小反映了模态对流动贡献的大小[21],图11通过增长率与幅值的关系,进一步表明那些幅值大的模态处于临界稳定状态,仅一些幅值小的模态有微弱增长或衰减.图10 特征值Fig.10 Eigenvalues图11 增长率与幅值关系Fig.11 Amplitudes as a function of growth rates按模态系数的幅值大小进行排序,图12～13给出了前6对模态系数随时间变化历程及其相应功率谱密度分布.(a) Real part(b) Imaginary part图12 DMD模态系数的时间历程Fig.12 Time histories of DMD coefficients(a) Real part(b) Imaginary part图13 DMD模态系数的功率谱Fig.13 Power spectral densities of DMD coefficients从图12～13中可以看出,同一模态系数的实部与虚部变化存在相位差(由于偶数阶模态系数的虚部与相应奇数阶模态系数的虚部仅存在180°相位差,此处省略了偶数阶模态系数的虚部变化),但幅值、频率相等.对比图6～7中POD相应数据可以发现,两者第1对模态的主频相等,POD的模态系数变化包含了多种频率成分,DMD的模态系数变化则非常接近单一频率的简谐运动.第1,2,3， 5对DMD模态的主频与POD模态的主峰频段重叠,而第4,6对DMD模态的主频与POD模态的次峰频段重叠,因此可以看作DMD将流场的一些主要特征运动提取为单频运动的组合,同时也反映出涡核的螺旋运动是多频运动的耦合.图14通过模态频率分布与幅值的关系进一步表明幅值大的模态都为低频率模态,而高频模态的幅值都很小.图14 模态系数频率与幅值的关系Fig.14 Amplitudes as a function of St从DMD模态数量与损失函数的关系看(见图15),随着模态数的增加， DMD重构流场能够逐渐接近原始流场,但需要较多的模态才能较好地逼近原始流场,而POD 模态的能量分布则更集中在前几阶.图16～17给出了前6对DMD模态的云图,由于模态值是以共轭复数形式成对出现的,此处省略了偶数阶模态的虚部值域分布.mode 1-2， mode 3-4， mode 5-6， mode 9-10可视为一组,它们的实部值域形状比较相似,而且与POD模态mode 1形状分布比较相似,它们的虚部值域形状同样比较相似,同时与POD模态mode 2形状分布也比较相似,只是虚部可能还存在180° 相位差.因此这几对DMD 模态与第1对POD模态类似都反映了涡核螺旋运动的特征结构,同时也表明DMD 对特征运动的描述更为详细.DMD模态mode 7-8， mode 11-12也可视为一组,但与POD模态mode 3， mode 4的相似程度差一些,这可能与空间小尺度结构更复杂有关.图15 DMD模态数量与损失函数的关系Fig.15 Relationship between DMD modes and loss function图16 DMD模态实部Fig.16 Real part of DMD modes图17 DMD模态虚部Fig.17 Imaginary part of DMD modes4 结论本文开展了现代战斗机模型复杂分离流动的DES数值模拟,并应用POD和DMD 方法对流场的非定常特性进行了对比分析,基本结论如下：(1)飞行器背风区流场由一对边条涡的螺旋运动主导,旋涡破裂前在横向空间截面上流场是中性稳定的,同时主涡核的运动是多频耦合的；(2)虽然POD与DMD算法迥异,模态配对的方式不同,但DMD一些主模态的实部和虚部与POD的1阶和2阶主模态具有相似性；(3)POD模态的频率成分较为复杂,能量分布集中在前几阶主模态,因此流场重构的效率较高；(4)DMD将流场的主要特征运动提取为一些单频模态的组合,模态的频率成分单一,能量分布相对分散,因此流场重构需要的模态数量较多,但DMD对特征运动的描述更为详细,同时能够给出模态的稳定性.希望有后续试验数据对以上非定常特性的分析进行验证,同时也希望CFD手段能够对复杂工程试验形成补充.致谢感谢国家重点研发计划(2016YFB0200701)和中国自然科学基金(No.11532016和No.91530325)的支持.参考文献【相关文献】[1] 刘平安,林永峰,陈垚峰,等.旋翼悬停状态桨尖涡测量方法研究[J].实验流体力学,2017,31(4): 39-44.Liu P A,Lin Y F,Chen Y F,et al.Blade tip vortex measurements of a hovering rotor[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2017,31(4): 39-44 (in Chinese).[2] 曹晓东.客机座舱内空气流动特征2D-PIV实验研究[D].天津: 天津大学,2016.Cao X D.Experimental study of the airflow characteristics in a passenger aircraft cabin mockup with 2D-PIV[D].Tianjin: Tianjin University,2016 (in Chinese).[3] Spalart P R,Allmaras S R.A one-equation turbulence model for aerodynamicflows[C].Proceedings of the 30th Aerospace 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飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制
飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制第24卷第5期2009年1O月实验力学JOURNALOFEXPERIMENTAIMECHANICSV o1.24No.50ct.2009文章编号:1001—4888(2009)050439—06飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制史志伟,范本根,吴根兴(南京航空航天大学航空宇航学院,南京210016)摘要:在南航3m低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,通过测力实验研究了某飞机模型静态和俯仰动态过程中大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加上扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下会产生较大的侧向力和偏航力矩,而模型的快速上仰过程则进一步加剧了模型头部流动的非对称性,在大迎角下产生较大的偏航力矩迟滞环;当在模型头部加扰动片后,不论是静态过程还是动态过程,都使得模型的侧向力和偏航力矩减小,从而改善了俯仰运动过程中大迎角下的横侧向气动特性. 关键词:俯仰运动;大迎角;横侧向;前体控制中图分类号:V211.70引言高机动性和高敏捷性已经成为是现代先进飞行武器的一个重要特征_】].高性能战斗机和先进战术导弹在进行大迎角超机动飞行时,状态参数变化迅速,在此过程中边界层的分离,旋涡的形成,发展和破碎,不对称涡的产生等等,导致了作用于飞行器上的气动力,力矩随状态参数变化出现了很强的非定常,非线性特性.有研究表明,战斗机在大迎角机动飞行过程中,最困难的要属动态进入大迎角飞行状态,在试飞过程中曾出现过由于飞行员的操纵动作过猛使飞机产生偏离,进入尾旋的事故.分析认为,这是由于在大迎角范围内出现不对称偏航力矩,以及克服这一力矩的操纵效能不足所造成的.大量研究表明[3-53,当战斗机在大迎角范围飞行时,即使在零侧滑角情况下,在机身前体的背风区也会形成非常复杂的不对称涡系,并诱导产生一个较大的侧向力和偏航力矩,方向又捉摸不定.而此时处在大迎角背风区内的常规气动舵面效率大大降低,不能提供所需的横侧向控制气动力和力矩,在此情况下飞行器的运动规律变的十分复杂,飞行控制也变的十分困难.因此为了完成在大迎角过失速区域内的机动飞行,冲破传统飞行器受到的大迎角限制,这就需要研究人员,对飞行器机动过程中前体非对称涡系的形成机理和发展过程有所了解,并且能对这种非对称流动进行有效控制.近年来国内外对大迎角下前体非对称流动的特性和控制技术进行了许多研究],但大部分的研究仍停留于模型在静态大迎角时的流动特性和控制技术上,而对飞行器机动飞行过程中的前体非对称涡的形成,发展,以及各种运动参数(如缩减频率,运动角速度等)对非对称涡系的影响还研究的很少,对于大迎角动态运动过程中,非对称涡系控制技术的研究则更少.本文在南航3m低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,研究了模型静态和俯仰动态过程中*收稿日期:200905—07;修订日期:2009—06—23通讯作者:史志伟,博士,副研究员.主要研究方向:实验空气动力学,非定常空气动力学,微型飞行器空气动力学.E—mail**************.cn实验力学(2009年)第24卷大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加上扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下产生了较大的侧向力和偏航力矩,而模型的上仰过程又加剧了模型头部流动的非对称性,并在大迎角下产生较大的偏航力矩迟滞环;当在模型头部加扰动片后,不论是静态还是动态过程,都使得模型上的侧向力和偏航力矩减小,改善了大迎角下的横侧向气动特性.1试验设备与模型1.1试验风洞试验在南京航空航天大学NH一2低速风洞中进行.风洞的性能指标:宽×高×长:3m×2.5m×6m,进E1截面积:7.18m,最大风速:90m/s,最小稳定风速:5m/s,平均气流偏角:△口士0.1.,-4-_0.1.,紊流度:￡0.1～0.14,模型区速度场系数:△0.5.1.2测力天平动态试验中用于测量模型动态气动力的是一台28杆式六分量应变天平,量程和校准精度见表1.由于模型做大迎角动态实验时的法向力和俯仰力矩载荷较静态时大,因此该天平升力和俯仰力矩单元的设计载荷也较大.从校准精度来看,该天平的精度较高都在2‰以下.表1天平量程和校准精度表Tab.1Theloadsandprecisionofbalance天平单元XyZmXmYmZ量程(kg,kgm)2016O3223.211检验准度()O.4270.1l7O.152O.325O.192O.249校准精度()O.1740.O36O.1550.0770.1780.O521.3动态试验台实验所用的非定常动态实验机构,不仅可以模拟飞机的单自由度机动过程,而且可以模拟飞机两自由度机动飞行.该实验系统由模型支撑机构,摆动驱动机构,运动控制机构和数据采集处理系统组成.模型采用尾支撑形式,支撑于动态实验机构上,采用液压传动方式驱使模型支撑机构产生有规律的振动,在风洞中真实模拟飞机运动姿态的变化.如图1所示,其中:①偏航摆动油缸,②伺服阀,③角度编码器,④固定支架,⑤摆动支架,⑥滚转摆动油缸,⑦伺服阀,⑧编码器,⑨天平杆,⑩天平.将模型侧装,则可以实现飞机的俯仰振荡运动.1.4模型头部扰动片模型做单自由度俯仰运动时,在其头部两侧安装一对扰动片,用于研究其对横侧向气动特性的控制效果.如图2所示,扰动片离模型顶端距离为30cm,后端高度为8cm,安装之后长度为60cm.图1动态试验机构示意图Fig.1Thesketchoftestapparatus图2扰动片安装示意图Fig.2Thesketchoftheforebodystrake第5期史志伟等:飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制4412数据采集与处理2.1数据采集数据采集系统将分别采集六分量应变天平信号,风洞来流动压信号,实时迎角与滚转角信号.其中迎角与滚转角采用绝对量光栅编码器直接指示角度大小,当模型角度达到设定角度时发出触发信号,采集得到此时模型的姿态角与气动力,迎角与滚转角的采集间隔为1.4..2.2数据处理首先需要采集无风时模型运动过程中的天平信号作为零读数,该读数包括了天平零点,模型重量和模型运动的惯性力.数据处理时从模型对应有风状态的试验结果中减去相应的零读数而获得气动力.模型运动过程中,角度的变化是瞬时的,尽管设定数据采样频率为1000Hz,天平在每个角度下所采集的数据也只是几个点的平均,这样的结果波动性较大,因此需要进行多周期的相位平均,本次试验取7个周期运动的平均值作为某状态时的数据.由于大迎角时气流分离,模型振动等因素,动态大振幅实验的数据离散性较大.因此除了在数据采集时采用10Hz低通滤波器外,另外又设计了数字滤波软件,以去除数据背景噪声,消除数据的跳动现象.3试验结果与分析3.1模型快速俯仰运动时的气动特性模型做俯仰运动的运动规律为a一40.一40.cos(27cft).图3给出的是模型快速俯仰运动时不同运动频率下的纵向气动特性.结果表明,随着模型运动频率的增加,迟滞环的面积增大,迟滞效应明显.在俯仰力矩曲线中,出现了两个迟滞环,小迎角下的迟滞环为顺时针方向的环,阻尼为正值;大迎角下的迟滞环为逆时针环,阻尼为负值;并且迟滞环的大小随频率的增加而增大.分析认为,这主要是由于在模型上仰的过程中,使机翼上表面集中涡的破碎和流动分离过程推迟,而在下俯过程中分离流动又会保持较长时间,从而导致气动力迟滞环的出现,并且迟滞环的大小与模型运动频率有关.然而这样的流动变化又会对横侧向气动特性产生怎样的影响?jE#{j日一,～—_Ⅲ/一J,ILegend簪l二:l一一0.6Hz/_¨…0.10.05J0.05-0..1CImz-o.15-o.2.0.2541..3-0.35;量墨.舀jl,穗l:一一!L≤:…'..一;—0102030405060708001020304050607080Ⅱa图3模型俯仰运动时的纵向气动特性Fig.3Thenormalforceandpitchingmomentcurvesofaircraftmodelwithpitchingmotion图4给出的是模型快速俯仰运动时对横侧向气动特性的影响.结果表明,在迎角5o.到7O.之问,随着迎角的增加,侧向力和偏航力矩都有较大的增加,特别是在快速上仰的过程中,偏航力矩出现较大的峰值,并且随频率的增加,峰值有较大的增加,在频率0.6Hz时最大峰值将近静态值的4倍.分析认为,由于在大迎角情况下,模型头部会产生非对称流动,从而导致了侧向力和偏航力矩的增大,而当模型做快速上仰运动时,则进一步加剧了模型头部流动的非对称性,而下俯过程则使模型头部的非对称性减弱.由此可见,当飞机做快速俯仰运动时,大迎角下的前体非对称流动将对模型的横侧向气动特性产生较大影响,并导致较大的偏航力矩出现,如果这一力矩超过了飞机的操纵效能,就有可能使飞机失去控制.352515O0拍2",o442实验力学(2009年)第24卷0.1-0.05Cz-0.1_o.15-0.2-0.25-0.3Legendl—0.2Hz—★一0.4Hz,.——f0.6HZ…jInlal±'●醅—矿^,;,jj一LegendCA1.\]Legend三I.』"i一.-,\\.趱率\蔼!二0102O30405060708O9001O2O30405060708090图4模型俯仰运动时的横侧向气动特性Fig.4Thelateralforceandyawingmomentcurvesofaircraftmodelwithpitchingmotion 3.2模型头部加装扰动片对静态气动特性的影响图5给出了静态情况下模型头部加扰动片对其纵向气动特性的影响.从图中可以看出,在迎角小于35.时,模型头部加扰动片对法向力系数和俯仰力矩系数的影响不大.而随着迎角继续增加,模型头部所加扰动片对纵向气动特性产生一定影响,一方面使法向力系数增加,另一方面又增加了模型的抬头力矩.4靠.JLeg7~.I一某茹片获～砩O.0.1cmz-0.2-o.3-0.4-0.5Legend由●§-粕—B一加扰漉片—一未加扰流片'.eI01020304050607080900102030405060708090珏也图5模型静态时头部扰动片对纵向气动特性的影响Fig.5Thenormalforceandpitchingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(厂一0Hz)图6给出的是静态情况下模型头部加扰动片对横侧向气动特性的影响.从图中可以明显看到,模型头部不加扰动片时,在迎角50.到7O.之问出现了较大的侧向力和偏航力矩,这主要是模型头部非对称涡所产生的影响,当在模型头部加上扰动片以后,在此迎角范围内,侧向力和偏航力矩系数曲线变的比较平缓,特别是偏航力矩系数有了明显的减小.这是因为在模型头部加装扰动片后,扰动片起到了固定分离的作用,并且使得模型头部的前体涡变的对称.3.3模型头部加装扰动片对动态气动特性的影响图7给出了模型俯仰运动时头部加扰动片对其纵向气动特性的影响.从图中可以看出,在俯仰运动过程中模型头部加扰动片对其法向力矩系数影响不是很大,只是在大迎角下迟滞环有一个向上的平移.而扰动片对俯仰力矩系数的影响在小迎角时只是增加了迟滞环的面积,在大迎角下使得迟滞环的面积减小到几乎消失,但迟滞环的方向没有改变.因此可以认为,在模型头部加装扰动片后,对模型的纵向动态气动特性没有产生较明显的影响.图8给出了模型俯仰运动时头部加扰动片对横侧向气动特性的作用.从图中可以看出,在模型头部没有加扰动片时,模型上仰过程中产生比静态时更大的侧向力和偏航力矩,模型下俯过程中的侧向力和偏航力矩则较小,从而形成了迟滞环.当在模型头部加上扰动片以后,可以看出,在模型的上仰过程中侧向力和偏航力矩系数明显减小,其中偏航力矩系数的最大值较没加扰动片时减小了近8o,因而2=:,¨oIC第5期史志伟等:飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制44332.52Cn1.510.5OfLegendl—e一加扰流片l—禾加瓤片————冬eee/厂0.04O.O30.O2CmyO.O1O-0.01-o.O2Legend^+加扰流片十未加扰藏片fl|r,ee}._——0^\'^4010*********O70809O010*********O7O8O9OⅡ证图6模型静态时头部扰动片对横侧向气动特性的影响Fig.6Thelateralforceandyawingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(,一0Hz) 享——iOOO-~》岳r一/攥户一ILegendi:絮勰蒹片矿O.1O.05O_o.O5CwIz.o.1-o.15_0.2-0.25.0.3囊窖!J抚流片I+未加捷椎片【,,睁9.兽,—一一…}锈{—》0102030405060708001020304050607080证Ⅱ图7模型俯仰运动时头部扰动片对纵向气动特性的影响(_厂一0.4Hz)Fig.7Thenormalforceandpitchingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(_厂一0.4Hz)使得迟滞环的面积减小,减弱了模型俯仰运动过程中的横侧向不稳定性.这对于提高战斗机快速拉起过程中的横侧向性能是有意的._o.O2.04-o.06-o.08cz-0.1_o.12-o.14_o.16一o.18～-i,一l:Legend釜毳墓片il 墨一_…'_…_雠1'\-……0—0.j.一----●lIO.06O.O5O.o4O.O3O.O2Cmy0.O1-o.Of.o.O2.o.O3'每{i—一l≯妻《.,一一1咭一尸二,E—ILege~…..1嚣磊片0102030405060708001020304050607O8O伍证图8模型俯仰运动时头部扰动片对横侧向气动特性的影响(_,一0.4Hz)Fig.8Thelateralforceandyawingmomentcurveswithandwithoutforebodystrake(_厂一0.4Hz)以上分析结果表明,无论模型静态还是单独俯仰运动,模型头部加了扰动片之后,能明显改善大迎角状态下的横侧向气动特性,同时对纵向气动特性也没有产生不良影响.4结论本文在南航3米低速风洞内,利用一套两自由度动态试验机构,研究了模型静态和俯仰动态过程中大迎角下的横侧向气动特性,分析比较了在模型头部加扰动片后,对横侧向气动特性产生的影响.研究结果表明,模型在静态大迎角下产生较大的侧向力和偏航力矩,而模型的上仰过程则加剧了模型头部流蛇¨∞竹¨他¨侣舢舢帅舢n引训训444实验力学(2009年)第24卷动的非对称性,产生了更大的侧向力和偏航力矩,并在大迎角下产生较大的迟滞环;当在模型头部加上扰动片以后,不论是静态过程还是动态过程,都使得模型上的侧向力和偏航力矩大大减小,改善了大迎角下的横侧向气动特性,同时对纵向气动特性也没有产生不良影响.参考文献:[1][2][3][4][5][6][7][8][9]HerbstWB.FurturefightertechnologiesEJ].JournalofAircraft,1980,17(8):561—566. 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