涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟

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1、航空学报ActaAeronauticaeIAstronauticaSinicaMay252012V01．33No．5788．795ISSN1000-6893CN11-1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．Grlhkxb@buaaedu．crl文章编号：1000—6893(2012)05—0788—08涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟韩冰，徐敏*，蔡天星，姚伟刚西北工业大学航天学院，陕西西安710072摘要：采用数值模拟方法研究了大后掠三角翼前缘涡破裂诱导的垂尾抖振问题．分析了大迎角条件下的垂尾抖振特性。采用Navier-Stokes方程求解非定常气动

2、力、耦合结构动力学方程，建立了气动弹性方程．在时域内采用松耦合方式推进以得到垂尾结构响应。研究结果表明：涡破裂流的脉动频带覆盖了垂尾扭转模态的固有频率，诱发了垂尾抖振现象l与传统的颤振频域响应特性不同，垂尾抖摄响应的各阶位移与加速度响应主频均位于各阶结构模态固有频率附近。此外，弯曲与扭转响应存在耦合效应，且耦合作用的频率与提取的垂尾表面气动载荷脉动频率一致。垂尾的位移响应由一阶弯曲模态主导，振幅不大；加速度响应主要由扭转模态产生，量级较大，使结构持续遭受严重的附加惯性载荷作用。关键词；垂尾抖振；大后掠三角翼；大迎角；弯扭耦合；抖振加速度中图分类号：V215．3文

3、献标识码：A现代飞行器要实现大迎角、超机动飞行和改善过失速机动性能，通常采用三角翼、边条及垂尾的气动外形。当迎角过大时，翼和边条产生的分离涡在到达垂尾前就破裂了。使垂尾受到高度紊乱的尾涡流的宽带激励。在这种强非线性流场的作用下，抖振成为一种典型的气动弹性问题。抖振现象的物理机理与传统的颤振及极限环振荡(LC0)不同，Wentz等口]对F／A一18飞机问题进行的模型风洞试验研究表明，垂尾抖振是强涡系破裂产生的激励力的频带覆盖了结构的某一阶或几阶模态的固有频率诱发的共振现象。它虽然不会使结构的位移响应迅速发散或进入极限环状态，但会引起大幅的加速度响应并造成结构疲劳破

4、坏，近年来引起了国内外有关研究者的高度重视。涡流流场作用下的气动弹性问题的数值模拟研究多集中于气动载荷、轻质材料的颤振及极限环振荡响应，而对刚度较大的柔性体抖振响应的时频特性研究较少。Findlay[23采用TI。NS(Thin—LayerNavier—Stokes)方程模拟了三角翼涡破裂流作用下的垂尾附近的流场，得到的垂尾表面压力分布与试验吻合良好。李劲杰等[31采用Euler方程计算了边条翼布局的双垂尾抖振载荷，在抖振区域计算得到的根部弯矩均方根值与试验值大体符合得较好，但由于未考虑结构变形，计算所得峰值响应与试验值有所差别。Kandil等n。81采用耦合层

5、流Navier—Stokes方程及结构运动方程，研究了弯扭耦合效应及来流马赫数对垂尾抖振响应的影响。考虑弯扭耦合得到的总变形和频率要比纯弯曲运动情况下大一个量级，而跨声速区的垂尾载荷比亚声速下小一个数量级。张伟伟等【91采用基于Euler的气动力降阶模型研究了收稿日期：2011—08-03；退修日期：2011-08—30；录用日期：2012-01—16；网络出版时间：2012-02—1614：31网络出版地址：WWWcnkinet／kcms／detail／111929V．201202161431．001．htmiDOI：CNKI：11-1929／V．201202

6、16．1431001基金项目：国家自然科学基金(90816008)*通讯作者．Tel．：029．88494614E-mail：cfd—csd@163．corn戮甩榕武tHanB．XuM．CaiTx．etal．Numericalsimulationofverticaltailbuffetinginducedbyvortexbreakdown，ActaAeronauticaetAs—tronauticaSinica．2012。33(5)：788．795．韩泳．徐敏。蔡天星．等．涡破裂诱导的垂尾抖振数值模拟航空学报．2012。33(5)：788．795韩冰等：涡破裂诱

7、导的垂尾抖振数值模拟大后掠柔性三角翼的颤振特性，崔鹏等口叩采用ANSYS／CFX耦合系统研究了小迎角时切尖三角翼的极限环振荡。本文为进一步研究抖振响应的时频特性，强化了垂尾结构刚度，力图消除紊流流场中垂尾的颤振效应，而单独考察垂尾的抖振特性。考虑到Euler方程无法细致地描述大迎角、大分离情形下的湍流流动[11-12]，采用Navier-Stokes方程、剪切应力输运(SST)k-co两方程湍流模型模拟了Hummel[”1的大后掠角尖前缘三角翼模型的旋涡流场，与试验对比以验证程序。而后建立垂尾结构模型，采用计算流体力学／计算固体力学(CFD／CSD)耦合计算方法

8、研究了涡破裂流对垂尾结构