前体涡诱导机翼摇滚的控制机理研究

1144766066 · 发表于 2022-4-23 17:36:00

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雅宝题库解析：
在大攻角下，带有细长前体的小后掠翼身组合体会在前体非对称涡诱导下产生机翼摇滚现象，前人研究表明以一定频率旋转的前体尖部扰动可以有效的控制机翼摇滚的生成，但控制的流动机理尚不清楚。本研究针对此现象，通过PIV、物面测压及测力等实验手段开展了基于旋转扰动的前体涡诱导机翼摇滚的控制机理研究，并结合理论分析揭示机翼摇滚的控制机理。为开展机翼摇滚控制机理研究，首先发展了头部旋转头的精确控制及与流动的同步联合测量技术，通过该技术，以锁位方式，实现了头部旋转过程中对动态流场参数的瞬时测量。基于上述实验技术，首先研究了亚临界雷诺数下前体涡随头部扰动旋转频率的演化规律。结果表明随扰动旋转频率的提高，动态前体涡流动依次从双稳态状态向连续态过渡；在这个过程中，前体涡依旧保持有双周期双稳态特性，仍受头部扰动主控；但前体涡诱导的侧向力逐渐减弱，前体涡涡位逐渐降低。由于头部扰动不断地使前体涡切换，动态前体涡延轴向的流动主要体现为迟滞。同静态流动相比，动态前体涡在前体各个截面的涡结构不尽相同，前体各截面由非对称涡诱导的侧向力方向、大小不尽相同，因此动态前体涡在前体产生的总侧向力要小于静态。接着研究动态扰动下前体涡对机翼上翼面的诱导规律及机制。揭示了在动态旋转头部扰动下，由于前体涡不断切换，前体涡在机翼上来不及充分改变整个机翼的压力分布，主要影响区域靠近翼根处，因而导致在动态扰动下由机翼产生的滚转力矩减小。最后建立了摇滚运动的微分方程，分析了摇滚控制过程中的运动特性及流动机理。结果显示，头部扰动旋转后，使得前体涡流动同模型滚转角解耦，使摇滚运动的非线性自激振动方程蜕化为有解析解的外界激励的强迫振动方程。通过分析强迫振动方程的性质可得，扰动旋转频率远离机翼摇滚的固有频率，导致模型来不及响应前体涡的驱动作用是机翼摇滚得到抑制的主要原因，而非对称涡随扰动频率增加使非对称度降低，从而导致滚转力矩幅值减小是次要原因。

前体涡诱导机翼摇滚的控制机理研究

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