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1、第1卷第3期2010年8月航宅T程进展AI)VANCESINAER()NAUTICAI,S【、I}’NCEANDENGlNEERINGV01.1NO.3Aug.2010文章编号:1674—8190(2010)03—219一06大迎角侧向力控制的一种新方法探索研究于昆龙,张陈安,叶正寅(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室,西安710072)摘要:本文提出了运用充气气囊控制飞机头部大迎角分离涡的思路,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程模拟了不同形状充气气囊作用F的飞机大迎角流场。计算结果表明,通过飞机头部增设充气气囊,可以改变飞机大迎角分离涡的强度
2、和空间涡轨迹。其意义在于一方面可以通过充气气囊获得希望的某个方向侧向力;另一方面通过充气气囊的变化,可以实现对侧向力大小的控制。这种充气气囊控制分离涡的技术思路具有成本低、不破环飞机外形和实现方便的优点,为乜行器大迎角侧向力的控制探索了一条新的途径。关键词:分离涡;大迎角;侧向力控制;充气气囊中图分类号:V211.3文献标识码:AANewSideForceControlTechniqueatHighAngleofAttackYuKunlong,ZhangChenan,YeZhengyin(NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnolo
3、gyonAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China)Abstract:Aforebodyseparatedvortexcontrollingtechniqueathighangleofattackusinginflatableaircellisin—troducedinthepresentpaper.AnunstructuredgridbasedReynolds-AveragedNavier-StokescodeisusedtOsimulatethe
4、flowfield.TheresultsindicatethattheadditionoftheaireellwilIvarythestrengthandtrackoftheseparatedvortexsheet.Thedirectionandamplitudeofthesideforcecanbecontrolledbychangingtheshapeoftheaircell.Thisair—cell—basedseparatevortexcontrollingtechniqueisoflOWcostandeasytosetupandwilInotchangethe
5、configurationoftheaircraft.Itisanewapproachforaircraftsideforcecontrolathighanglesofattack.Keywords:separatedvortex;highangleofattack;side-forcecontrol;inflatableaircell0引言尽管现代战斗机强调中、远距离的打击能力,但也有专家认为战斗机仍然有30%以上的概率需要近距格斗uJ。自从过失速的大迎角机动要求[2。3]提出以来,围绕15l机头部大迎角非对称分离涡的基础研究工作一直没有间断过。随着对大迎角流场研究工
6、作的不断深入,尽管分离涡演化成非对称涡系的机理仍然存在争论[47
7、,但现在已经清楚地认识到,导致飞机大迎角非对称气动力的原凶在于从飞机头部演化发展出来的:{E对称分离涡系f8。9],而且飞机头部细小变化是导致飞机非对称气动力方收稿日期:2010—05—21;修回Et期:2010—08—13基金项目:国家自然科学基金(10872171、10802067)资助通信作者:叶正寅。yezy@nwpu.edu.ca向的敏感位置。然而,非对称侧向力具有很大的不确定性,这会给飞机大迎角15-行造成极大的困扰,F—117的实验[1叨表明,非对称分离涡引起的侧向力可以达到操纵面最大控制力
8、矩的9倍,可见,分离涡引起的侧向力特性虽然带来毪行姿态控制方面的困难,但也可以加以利用,增加飞机的机动能力,但必须使它的气动力和变化规律在有效的掌握之中。自从上世纪80年代以来,如何控制大迎角分离涡的研究:【作一直在继续。关于早期的控制技术在文献[11,123中已经有比较全面的综述,总的来看,不同的措施有不同的问题和不同程度
9、:的应用难度。其中,控制方法比较典型的技术有吹/吸气的方法[1315]、小型扰流片方法【16-17j和设置边条方法[18
10、,还有近期采用的等离子体控制方法¨争2州。吹/吸气方法摹本上不改变飞机外形,但如果需要长时间控
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