大攻角側(cè)向力控制技術(shù).pdf

1、本文以現(xiàn)代大攻角飛行器前體非對(duì)稱背渦產(chǎn)生的隨機(jī)側(cè)向力導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)的復(fù)雜運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象為研究背景，以細(xì)長(zhǎng)旋成體和BMA-01 標(biāo)準(zhǔn)模型為實(shí)驗(yàn)研究對(duì)象，以風(fēng)洞模型試驗(yàn)為主要研究手段，采用模型表面測(cè)壓和測(cè)力技術(shù)，詳細(xì)的研究了側(cè)向力隨著攻角和滾轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律。 通過對(duì)細(xì)長(zhǎng)旋成體的測(cè)壓試驗(yàn)，研究了大攻角側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化特性。 試驗(yàn)過程中，通過旋轉(zhuǎn)模型的頭尖部來改變模型的滾轉(zhuǎn)角。并在此基礎(chǔ)上在模型的頭部粘貼小擾動(dòng)片和在模型兩側(cè)粘

2、貼轉(zhuǎn)捩絆絆，研究頭部小擾動(dòng)片和轉(zhuǎn)捩絆線對(duì)側(cè)向力的影響。研究結(jié)果表明：模型側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化存在兩種形態(tài)：連續(xù)變化和雙穩(wěn)態(tài)，在40°<α<50°范圍內(nèi)，呈現(xiàn)連續(xù)變化，在α>50°范圍內(nèi)，呈現(xiàn)為雙穩(wěn)態(tài)。在本次試驗(yàn)中，發(fā)現(xiàn)一個(gè)特殊的臨界狀態(tài)：模型在α=50°時(shí)，沿著軸向，側(cè)向力隨滾轉(zhuǎn)角的變化存在著連續(xù)變化狀態(tài)、過渡狀態(tài)和雙穩(wěn)態(tài)狀態(tài)。 頭部小擾動(dòng)片可以控制側(cè)向力的方向，而無法降低側(cè)向力的幅值，而轉(zhuǎn)捩絆線則可以大大降低側(cè)向力的幅值。

3、 通過對(duì)BMA-01 全機(jī)模型的測(cè)力試驗(yàn)，研究了頭部小擾動(dòng)、邊條和這兩種擾動(dòng)的組合擾動(dòng)對(duì)全機(jī)模型側(cè)向力的影響。研究結(jié)果表明：頭部單小擾動(dòng)片同樣可以控制全機(jī)模型受到的側(cè)向力，但是由于垂尾的存在，在攻角大到一定程度后（α>45°），單擾動(dòng)片的控制效率降低，側(cè)向力存在變號(hào)，而頭部雙擾動(dòng)片則可以很好的消除這種現(xiàn)象。大攻角下模型兩側(cè)的邊條對(duì)稱，強(qiáng)制模型兩側(cè)邊界層分離對(duì)稱依然會(huì)產(chǎn)生很大的側(cè)向力，且側(cè)向力的隨機(jī)性很強(qiáng)。組合擾動(dòng)也可以很好的控制