基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究

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1、航空学报ActaAerOnauticaetAstronauticaSinicaOct．252015V01．36No．103208．3217ISSN1000—6893CN11-1929／Vhttp：Hhkxb．buaa．edu．cahkxb@buaa．edu．CFI基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究高传强，张伟伟*，叶正寅西北工业大学航空学院，西安710072摘要：跨声速抖振引起的非定常脉动载荷会造成飞行器结构疲劳甚至引发飞行事故，所以跨声速抖振的控制研究逐渐成为航空领域的热点。采用基于Spalart—Allmaras(

2、S-A)湍流模型的非定常雷诺平均方程开展了基于谐振舵面的跨声速抖振抑制研究。首先验证静止NACA0012翼型的抖振边界和频率特性，然后分别从舵偏平衡位置、舵偏幅值、频率以及相角等角度研究了谐振舵面的控制效果。舵偏平衡位置等效于减小了翼型的有效迎角；幅值和频率对抖振抑制效果影响较大，当舵面振荡频率与抖振频率接近时发生共振现象；相角对控制效果有一定影响，在270。相角附近，升力系数幅值减小了60％。在合适的舵偏幅值、频率以及相角组合下，谐振舵面有可能成为跨声速抖振的有效开环控制策略。关键词：激波；跨声速流动；抖振；流动控

3、制；开环控制中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：1000—6893(2015)10—3208—10在跨声速状态下，激波附面层干扰引起的激波周期性振荡会造成机翼结构疲劳，引发飞行安全问题。所以跨声速抖振尤其是跨声速抖振抑制减缓研究一直是航空工程领域的难点和热点。跨声速抖振现象最早由HumphreysL11在1951年的试验中发现。Lee[23提出一种自维持反馈模型，认为由激波运动形成的压力波向激波下游的分离区传播，并在尾缘处诱导产生向上游逆流的声波，如此往复形成激波和尾缘声波的反馈，其中抖振周期就是下行波从

4、激波位置向尾缘传播和上行波从尾缘向激波位置传播的时间之和。Doerfferl3]和Jacquin[11等分别以NACA0012翼型和()ATl5A翼型为试验模型，通过多种测量手段得到了跨声速抖振的抖振边界、抖振强度及其频率特性。以上文献提供了较详尽的试验条件和丰富的试验结果，被作为检验计算程序和研究抖振现象的标准算例。随着计算流体力学(CFD)技术的发展，基于湍流模型的雷诺平均Navier—Stokes(RANS)方法迅速在跨声速抖振仿真方面取得成功。董璐[-]和Yang[63等采用定常RANS方法，通过求解定常流场

5、，从升力系数拐点、激波位置突变等角度预测抖振边界，虽然效率较高，但是误差较大。文献[7—12]采用非定常RANS(URANS)方法，研究跨声速抖振的边界及相关特性。Goncalves[71和Bara—kos[83等采用URANS方程从升力系数幅值、频率以及脉动压力均方根等角度比较研究了不同湍流模型对跨声速抖振数值模拟的影响，发现一方程的Spalart—Allmaras(S—A)湍流模型在抖振发生后具有较高的预测精度，但对抖振发生前的升力幅值预测较小。总的来说，通过合理的参数设置，基于S—A湍流模型的URANS方法可以

6、获得较收稿日期：2014．09-22；退修日期：2015-01—14：录用日期：2015一01·28；网络出版时间：2015-01—2913：57网络出版地址：WWWcnki．net／kcms／detail／11．1929．V201501291358002html基金项目：国家自然科学基金(11172237)；新世纪优秀人才支持计划(NCET一13-0478)*通讯作者Tel：029·88491342E-mail：aeroelastic@nwpu．eduCB引用格武lGaoCQ，ZhangWW。YeZY．Studyo

7、ntransonicbuffetsuppressionwithflappingrudder￡J]．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica．2015．36(10)：3208-32177高传强．张伟伟．叶正寅基f谐振舵面的跨声速抖振抑铂探究￡Jji航空学报。2015．36r10)：3208-3217高传强等：基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究高的仿真精度。由Lee[纠的模型可以发现，翼型上表面附面层和尾缘的环境在抖振作用过程中扮演了重要的角色，所以跨声速抖振控制的主要思路就是改变附面层或者尾

8、缘的环境[I3。19]。附面层方面主要是某些被动抑制方法，如附面层凹槽[13。、控制鼓包J¨朝和前缘涡流发生器[1胡等。这些策略可以在一定程度上延迟或减缓激波附面层的大范围分离，达到控制抖振的目的，但是仅在某些预设状态下具有一定的控制效果，而在非预设状态可能会影响其他方面的气动性能。尾缘偏流(TrailingEdgeDeflector，TED)