（流体力学专业论文）细长锥体大攻角脱体涡的机理研究.pdf

西北工业大学硕士学位论文 摘要 在大迎角飞行状态下，细长锥体，三角翼或机身加边条组合体在其背风面会 产生一对脱体旋涡。当攻角大到一定程度时，即使来流无侧滑角，原来对称的旋 涡也会突然变成非对称的，从而导致很大的侧力，这对高机动飞行器的稳定性和 操纵性有重大的影响。本论文主要是通过实验来研究细长圆锥体在大迎角下的绕 流流场的特性和细长三角翼加背鳍后对前缘涡的影响，检验相关理论结果。 实验一是对半顶角为1 0 。的圆锥体在低速风洞进行了压力测量实验。实验包 括迎角为3 5 。，风速8 0 m s 和迎角为0 。3 5 。，风速3 0 m s ，基于圆锥底面直径 的雷诺数分别为0 8 1 0 6 和o 3 2 1 0 6 。滚转角范围0 。 3 6 0 。，每隔9 。测一次值。 结果包括所有9 个测压截面的周向压力，局部侧向力和法向力以及总的力和力 矩，还给出了由压力分布推断出的不同迎角范围内的附面层流动状态。结果表明： 在迎角为3 5 。，风速8 0 m s 时，局部侧向力随滚转角的变化接近方波型，所有截 面的相位与周期几乎一致；压力分布以及侧向力方向的周期性改变表明了圆锥体 背涡相对于迎角平面是一对互为镜面映像的非对称涡；局部侧向力与压力分布具 有独立于滚转角而一一对应的关系( 不是局限于最大和最小侧向力值) ；在风速 3 0 m s ，迎角从0 。增加到3 5 。的过程中，侧向力系数随滚转角的变化曲线分别呈 现( 1 ) 零值线；( 2 ) 连续波曲线；( 3 ) 方波曲线。在所有实验迎角下，所有测 量截面的周期和相位都近似相同。侧力系数随滚转角变化曲线呈现出的不同的形 态是由于涡的动力不稳定性造成的，本质是无粘的 实验二是对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速 风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角8 2 5 度，背鳍当地高度与模型 当地半展长比值分别为0 3 和0 6 ，实验迎角范围1 2 度 - - 3 2 度，包括1 6 6 1 0 6 和2 3 3x1 0 6 两个雷诺数。实验结果表明：零侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂 前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加了 两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不 为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了蔡等 人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大， 流场进一步发展的状态。 关键词：细长锥体，大迎角空气动力学，平板三角翼，背鳍，涡的稳定性 西北工业大学硕士学位论文 a b s t r a c t s y m m e t r i cs e p a r a t i o nv o r t i c e so v e rs l e n d e rb o d i e sm a yb e c o m ea s y m m e t r i ca st h ea n g l eo f a t t a c ki si n c r e a s e db e y o n dac e r t a i n v a l u e ，c a u s i n ga s y m m e t r i cf o r c e se v e na t s y m m e t r i cf l i g h t c o n d i t i o n s t h ep u r p o s eo f t h ep r e s e n tp a p e ri st oi n v e s t i g a t et h ec h a r a c t e r i s t i cf e a t u r eo f t h e a e r o d y n a m i c so fan o s e c o n ea tah i g ha n g l eo fa t t a c ka n ds t u d yt h ev o r t e xs t a b i l i t yp r o b l e mf o r t h ef l o wo v e ra f i a t p l a t ed e l t aw i n gw i t ht h ed o r s a lf i n e x p e r i m e n to n er e p o r t sr e s u l t sf r o map r e s s u r em e a s u r e m e n t so fac i r c u l a rc o n e c y l i n d e r m o d e li nal o w s p e e dw i n dt u n n e l 1 1 1 es e m i a p e xa n g l eo ft 1 1 ec o n ei s10 。t h er e s u l t sc o n s i s to f d e t a i l e dp r e s s u r ed i s t r i b u t i o n so v e rn i n es t a t i o n so nt h ec o n ea t3 5 。a n d0 。3 5 。a n g l eo fa t t a c k t h er e y n o l d sn u m b e rb a s e do nt h eb a s ed i a m e t e ro ft h ec i r c u l a rc o n ei s 0 8m i l l i o na n d0 3 2 m i l l i o n t h et e s t se n c o m p a s s e dac o m p l e t ec o v e r a g eo fr o l la n g l e si n9 。i n t e r v a l t h el o c a la n d o v e r a l lf o r c e sa n dm o m e n t sa r ec a l c u l a t e df r o mt h em e a s u r ep r e s s u r e 。t h er e s u l t si n d i c a t et h a ta t a n g l eo fa t t a c ko f3 5 。，也el o c a ls i d e f o r c ev e r s u sr o l la n g l ei sn e a r l yas q u a r e w a v ec u r v e t h e p e r i o da n dp h a s eo ft h ew a v ei sa b o u tt h es a m ef o ra l lm e a s u r es t a t i o n s p r e s s u r ed i s t r i b u t i o n sa n d t h es i g nc h a n g eo ft h es i d e - f o r c ei n d i c a t e st h a tt h es e p a r a t i o nv o r t e xp a i ri sb i s t a b l ea n dt h e i n s t a b i l i t yi so fa b s o l u t et y p e t h ed k e c f i o ni sf o r m e da tt h ea p e xo ft h ec o n ea n dm a i n t a i n e dt o t h eb a s eo ft h ec o n e i ti sf o u n df o rt h ef i r s tt i m et h a tac h a r a c t e r i s t i cp r e s s u r ed i s t r i b u t i o ni s a s s o c i a t e dt ol o c a ls i d ef o r c e ( n o tl i m i t e dt ot h em a x i m u ml o c a l s i d ef o r c e ) ，w h i c hi si n d e p e n d e n t o f r o l la n g l e a ta n g l e so f a t t a c ko f o 。3 5 。，a st h ea n g l eo f a t t a c ki si n c r e a s e d ，t h el o c a ls i d ef o r c e c o e f f i c i e n tv e r s u sr o l la n g l ed e v e l o p si n t ot h r e es t a g e s ：z e r oc u r v e ，c o n t i n u o u s w a v ec u r v ea n d s q u a r e - w a v ec u r v e t h ep e r i o da n dp h a s eo ft h ew a v ec u r v e sa r et h es a m ef o ra l li n s t r u m e n t e d s t a t i o n sa t a l la n g l e so fa t t a c k t h es t a t eo ft h eb o u n d a r yl a y e ri sd e d u c e df r o mt h em e a s u r e d p r e s s u r e t h ec a u s eo ft h ew a v ev a r i a t i o no ft h el o c a ls i d ef o r c ev e r s u sr o l la n g l ei si n d e n t i f i e da s i n s t a b i l i t yo ft h ev o r t e xf l o ws e p a r a t e df r o mt h ec o n es u r f a c e t h er e s u l t si n d i c a t et h a tm e c h a n i s m i si n v i s c i di no r i g i n t h es e c o n de x p e r i m e n t a ls t u d yw a sp e r f o r m e do naf l a t - p l a t ed e l t aw i n go f8 2 5d e g r e e s s w e e pa n g l ea n dc o m b i n a t i o n so ft h ei d e n t i c a ld e l t aw i n gw i t l ll o wd o r s a lf i n s 。t h et e s tc o n d u c t e d a tt h el o w s p e e dw i n dt u n n e lu s i n gas i x - c o m p o n e n ti n t e r n a ls t r a i n g a g eb a l a n c ea t12 3 2d e g r e e s a n g l e so fa t t a c k t w of i n so fd i f f e r e n th e i g h t sw e r et e s t e d ，t h er a t i o so ft h el o c a lf i nh e i g h tt ot h e l o c a lw i n gs e m i 。s p a nw e r e0 3a n d0 6r e s p e c t i v e l y t h e r ew e r et w or e y n o l d sn u m b e r s ，1 6 6 m i l l i o na n d2 3 3m i l l i o n t h em e a s u r e m e n to ft h ea e r o d y n a m i cf o r c e sa n dm o m e n t sc l e a r l y i n d i c a t e st h a tn ol a t e r a lf o r c eo c c u r so v e rw i n ga l o n em o d e la tz e r os i d e s l i pa tl o w e ra n g l e s ；b u ta s t e a d yf o r c e 。a s y m m e t r yo c c u r so v e rt h ew i n g - f mm o d e l sa tc e r t a i na n g l e s t h ev o r t e xf l o ww i l l b e c o m eu n s t e a d ya th i 曲e ra n g l e so fa t t a c k t h er e s u l t s p r o v i d ef o rt h e f i r s tt i m ef o r c e m e a s u r e m e n te v i d e n c eo ft h ev a l i d i t yo ft h ev o r t e xs t a b i l i t yt h e o r yo fc a i ，l i u ，a n dl u o ( j f l u i d m e c h ，2 0 0 3 ，4 8 0 ：6 5 - 9 4 ) a n dd e p i c tt h ef l o wb e h a v i o ra f t e rt h eo n s e to ft h ev o r t e xi n s t a b i l i t yw i t h i n c r e a s i n ga n g l e so fa t t a c k k e y s ：s l e n d e rc o n i c a lb o d y s ，h i g ha n g l eo fa t t a c ka e r o d y n a m i c s ，f l a t p l a t ed e l t aw i n g ，f i n ， s t a b i l i t yo fv o r t e xf l o w 1 1 西北工业大学硕士学位论文 英文符号 g q c m c n o c 掰 c r o 邻 d d l g 。 r e s x ，y , z 口 口 庐 符号 俯仰力矩系数 m ，钆s d 偏航力矩系数 m ：钆s d 局部法向力系数局部法向力i q 。d 总法向力系数总法向力q 。s 局部侧向力系数局部侧向力q 。d 总侧向力系数总侧向力q 。s 压力系数 圆锥最大直径 圆锥测压截面直径 圆锥总长 自由来流动压 基于圆锥最大直径d 的雷诺数 圆锥底面最大面积 体轴，图3 迎角 方位角，面对来流顺时针方向 滚转角 v 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪言 第一章绪言 1 1 研究背景及研究目的 在大攻角下，旋成体、细长三角翼或机身加边条组合体等飞行器在其背风面 会产生一对脱体旋涡。这对旋涡可以有效地增大飞行器的升力，但是当攻角大到 一定程度时，即使在来流无侧滑的条件下，原来对称的旋涡也会突然变成非对称 的，从而产生很大的滚转力矩和侧力，这对高机动性飞机的安定和操纵性有重大 的影响。因此了解细长锥体气动力和旋涡的发生与演变机理将为实现流动主动控 制提供理论指导。 目前国内外对这种大攻角旋涡变化现象有许多实验和计算研究，但大都局限 于具体的工程应用，关于这种现象的理论研究较为缺乏。因而对旋涡流动的流动 机理仍认识不清，对于各种不同的实验现象，有不同的甚至矛盾的解释或推测。 例如，对于旋涡非对称的发生，e r i c s s o n ”( 1 9 9 2 ) 认为是因为物面分离线( 或 再附线) 不对称造成的；而k e e n e r 及c h a p m a n 【2 】( 1 9 7 7 ) 则认为是由于对称涡 与物面的相互作用失稳而造成的。涡的失稳有两种情形：( 1 ) 对流失稳在微 小的扰动作用下，涡改变形状，而当扰动消失时，涡恢复原状；( 2 ) 绝对失稳一 一涡改变形状是由微扰动触发的，一经触发，即使扰动消失，涡也不会恢复原状。 细长尖头体的脱体涡是从尖头处开始形成的，因此飞行器的头部外形状对其 旋涡特性有着非常大的影响，所以许多风洞实验就是按照这个思想进行的，其静 态气动数据是只对单独的头部模型做的。这些实验包括了很多的头部形状的模 型，很大的马赫数和雷诺数范围。已经发现，对于尖头的细长体，其尖头附近很 小的变化对于流场中下游的发展有着很大的影响，这个现象突出了顶点附近流场 所起的重要作用，由此可见，在顶点附近的流场对流场的不对称性起着关键的作 用。对于任何有着尖头的旋成体，其尖端部分在几何形状上可近似看作相切于尖 头部分的圆锥。这样，在其旋成体尖端附近的当地流动可等同于圆锥尖端附近的 当地流动，任何旋成体尖端部分的初始涡流场状态可以通过研究圆锥头部的涡流 场得到。所以，关于圆锥形状前端的旋成体的实验就有着非常重要的意义。 对称的几何外形、对称的流动条件，其涡流场却从对称变得非对称，这个现 象吸引了很多科学家的兴趣，e r i c s s o n t l l 和l o w s o n ”等人在文章中对此类研究进 行了的很全面的回顾。s h a n k s ( 1 9 6 3 ) 4 1 针对大后掠三角翼作了实验研究，半顶 角6 。2 0 。，迎角接近4 0 。，基于翼根弦长的雷诺数范围为0 9 1 0 6 2 4 1 0 6 ，他 的测量表明：在迎角大于2 4 ，侧滑角为0 。的状态下，那些半顶角小于1 2 4 的模 西北工业大学硕士学位论文第一章绪言 型，会产生相当大的滚转力矩，该实验的结果使得人们相信，对于具有削尖前缘， 低展弦比的三角翼，其涡流场就像细长旋成体的涡流场，在大迎角，零侧滑角的 机翼上的涡发生破裂前，其涡流场会变得非对称。后来，s t a h l ，m a h m o o d 和a s g h a r ( 1 9 9 2 ) 【5 】做了风洞和水洞实验，并且基于他们的测力结果和流场显示结果得出 结论：对于具有削尖前缘的细长三角翼，在涡发生破裂前，其涡流场在所有的攻 角下总是对称的。这个结论目前已经被普遍接受，但是看起来s h a n k s t 卅观察到结 果和目前的公认的结论好像是矛盾的。然而e r i c s s o n t l 】等人注意到，s h a n k s i 4 l 的 三角翼模型同s t a h l 等人【5 1 的机翼模型是有所不同的，在s h a n k s 4 l 的实验中，在 其三角翼模型的中线上存在一个作为机身存在的低的整流板，e r i c s s o n ”声称， s h a n k s 4 1 观察到的涡的非对称并不是由于对称涡不稳定和分离的非对称，而很可 能是因为这个整流板的存在而使得涡发生非对称的再附着造成的。 蔡晋生，刘锋，罗时钧等 6 1 1 7 】( 2 0 0 3 ，2 0 0 4 ) 在过去的几年中发展了一套关 于锥型流中旋涡绝对稳定性的一般理论，并将其应用于研究圆锥、椭圆锥、三角 翼以及他们的组合体背风区脱体涡的稳定性问题，其理论分析的结果大多与文献 中的实验结果相符合，一些过去未能解释的实验结果应用此理论后得到了澄清。 但是，在蔡晋生，刘锋，罗时钧等撕】【7 1 在理论和计算研究中仍然存在一些与某些 实验结果定量和定性上的出入，其中最重要的一个问题之一是关于圆锥体脱体涡 的稳定性问题。对于这个问题，英国r a e 的p i d d 等【8 】( 1 9 9 1 ) 对圆锥体大攻角 脱体涡做了对流失稳的分析，蔡等【6 l 【”( 2 0 0 3 ，2 0 0 4 ) 对多种形状的锥体做了绝 对失稳分析。前者的分析结果是：在一定的攻角范围内，圆锥上的脱体涡( 无论 是对称的或是非对称的) 均可以是锥型且是稳定的；而后者的分析结果是：圆锥 的脱体涡( 无论是对称的或是非对称的) 在所有的攻角下都不可能是锥型同时也 是稳定的。两种理论分析结果各有一些实验结果支持。例如l o w s o n 等【3 】( 1 9 9 2 ) 的烟显示流场观测和b e r n h a r d t 等【9 1 ( 1 9 9 8 ) 在一个横截面上的侧压力分布与烟 流场显示实验分别支持上列两种理论分析的结果。但是已有的实验结果尚不能描 述涡流结构、物面压力分布和物面流谱的内在关系以及它们随攻角和滚转角的变 化规律，所以对于圆锥体脱体涡的稳定性还没有定论。另外，对于三角翼，如 s h a n k s 【4 1 ( 1 9 6 3 ) 的实验发现，大后掠角三角翼在大攻角下原来对称的前缘旋涡 会变成非对称的。而s t a h l 等人1 5 】( 1 9 9 2 ) 同样是对三角翼模型做了水洞和风洞 实验，却发现，在涡发生破裂以前，细长三角翼的涡流场在所有的迎角下都是对 称的。对此，e r i c s s o n t l 】( 1 9 9 2 ) 解释是由于分离流动的附着点不对称造成的， 而蔡等陋】1 7 1 的理论清楚的表明这是由于对称旋涡在与s h a n k s 4 l 模型上存在的背 鳍之间相互作用下失稳造成的，其对带背鳍三角翼非对称涡发生的解释是由于涡 与背鳍的相互作用下，旋涡失稳造成的，属于绝对失稳，但看起来其它不同的理 2 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪言 论解释也有各自的理论基础和实验支持；另一方面，虽然蔡等【6 7 i 的理论预测： 在低的背鳍的作用下，原来稳定的、锥型的和对称的涡将变得不稳定，但是理论 并不能预见涡失稳后的发展状态，所以有必要针对蔡等忙】1 7 1 的理论研究做相应的 实验验证和补充，对带背鳝三角翼的涡的稳定性作出定性的说明 因此，研究圆锥体，三角翼脱体涡，了解圆锥体及三角翼流动的对称涡和非 对称涡的基本机理，回答和澄清上述种种不一致的疑难问题，从而得到有效控制 涡的稳定性的方法和手段，为以后的飞行器设计提供可靠的理论根据有着重要的 意义。 本论文研究将利用西北工业大学先进的风洞实验能力来对这一前体旋涡进 行系统的基础性的研究，以揭示旋涡运动和相应的空气动力变化的根本流动机 理，并进一步利用此机理来控制飞行器的大攻角下飞行的安定性和操纵性。 1 2 细长锥体涡稳定性实验研究的特殊性及采取的解决措施 1 2 1流动对模型顶点附近流动的敏感性 对于锥型尖头的细长体，其尖头附近很小的变化对于流场中下洗的发展有着 很大的影响，这个现象突出了在顶点附近流场所起的重要作用，由此可见，在顶 点附近的流场对流场的不对称性起着关键的作用。前体涡对尖头附近的流动的扰 动十分敏感，必须排除外来的干扰，力求模拟真实的飞行情况， 为此采取了以下措施： ( 1 ) 实验模型的加工具有较高的精度和表面光洁度，模型尖锐头部采用金属 加工，保证模型严格锥型、对称，金属加工部分精度0 2 m m 。 ( 2 ) 实验模型保持表面光洁，每次实验前，用酒精药棉对模型进行了细心的 擦拭，做到一尘不染，避免尖头部分的微尘对下游分离涡的影响。 ( 3 ) 实验模型不允许有变形。 1 2 2 风洞湍流度对流动稳定性的影响 ( 1 ) 在大迎角下，流动对气流的不稳定性非常敏感，大多数流动的不稳定 都是由于自由流的湍流度，选用低湍流度的风洞可以使得流动的不稳定性降到最 低。对于大迎角实验，湍流度的高低直接关系到测量数据的可靠性。因此，本实 验研究选择在西北工业大学n f 一3 风洞的3 5 x 2 5 米实验段进行，其最大风速 为9 0 m s ，最大湍流度so 0 4 5 。 西北工业大学硕士学位论文第一章绪言 ( 2 ) 实验模型的安装牢固，避免对模型绕流的干扰。 1 3 本论文所作的工作 本论文的实验之一是以细长的圆锥体为实验研究对象，对圆锥体的大攻角绕 流进行风洞实验研究，用来校验理论与计算，探索脱体旋涡流动变化的机理，并 从圆锥体涡流问题的分析，计算和实验的对比中，寻求统一的机理性认识。并从 中发展理论和计算方法，用来进一步探索较为复杂的前体的脱体涡流规律，采用 理论分析和计算相结合的方法，寻求利用前体非对称涡流来控制飞行器的横侧安 定性和操纵性方法，并用实验来验证这些方法。 本论文的实验之二是针对大后掠三角翼的实验研究蔡等 6 1 1 7 1 在过去的几 年中发展了一套关于细长锥体在大迎角下的背涡的稳定性判据，并将其应用于研 究圆锥、椭圆锥、三角翼以及他们的组合体背风区脱体涡的稳定性问题，对于大 后掠平板三角翼的前缘分离涡，其理论预测的结果为：大后掠平板三角翼的前缘 分离涡在所有的攻角下总是对称的、锥型的且是稳定的。但当增加低高度的背鳍 时，原来对称、锥型流动会变得非对称、或者非锥型、或者两者兼有，而只有当 背鳍的高度增加到一定程度时，旋涡才重新变得稳定。 因为风洞实验任务的安排和模型加工，本文实验研究部分分两个实验阶段完 成。第一阶段三角翼实验在2 0 0 6 年1 月完成，在风洞的三元实验段完成；第二阶 段圆锥体实验在2 0 0 6 年7 月完成，在风洞的二元段完成。 第一阶段实验是对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体 在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角8 2 5 度，背鳍当地高度与 模型当地半展长比值分别为0 3 和0 6 ，实验迎角范围1 2 度3 2 度，包括1 6 6 1 0 6 和2 3 3 x1 0 两个雷诺数。结果与流场显示实验的结果进行比较得到了一样的结 论。 第二阶段实验是对半顶角为1 0 。的圆锥体在在低速风洞进行了压力测量实 验。实验迎角为0 。3 5 。，来流速度为1 0m s 8 0 m s ，基于圆锥底面直径的最大 雷诺数为o 8 1 0 6 ，滚转角范围0 。3 6 0 。，每隔9 。测一次值。实验结果包括所有 9 个测压截面的周向压力。 最后，本文对全部的实验结果和计算结果进行了详细的比较和分析，系统的 验证了理论预测的正确性，进一步发展了细长平板三角翼涡的稳定性理论。 4 西北工业大学硕士学位论文 第二章圆锥实验设计与实验设备 第二章圆锥实验设计与实验设备 2 1 实验研究的背景和研究目标 在迎角达到一定的程度时，对称分离涡绕过细长圆锥体在无侧滑角的情况下 会变成非对称的，从而会产生非对称的力和力矩。由于飞行器的头部外形对绕过 飞行器的流场特性有重要的影响，并且头部几何形状的相似，在旋成体尖端附近 的当地流动可以等同于圆锥前缘附近的当地流动，任何旋成体尖端部分的初始涡 流场状态可以通过研究圆锥头部的涡流场得到。所以，关于前端是圆锥形状的旋 成体在大迎角情况下的实验研究就显得非常有意义。 为了理解、预估和控制涡的非对称性的发生，针对尖头细长旋成体已经作了 许多实验和理论工作。k e e n e r 等测量了半顶角为1 0 。的圆锥在大迎角、亚音 速下的气动力变化特性，迎角0 。8 8 。但遗憾的是实验是在固定滚转角下进 行的，已经证实，在研究细长旋成体大迎角下的流场特性时，全部的滚转角是必 不可少的。f i d d e s 在r a e5 米低速增压风洞中测量了圆锥一圆柱组合体上六个 横截面的压力分布，但只有四个测量截面是落在圆锥上的，圆锥半顶角为1 0 。 实验雷诺数为3 7x1 0 米，迎角3 5 。，包括了所有的滚转角。p i d d 等对 f i d d e s 的实验结果进行了分析，对锥型流在小扰动下的对流稳定性进行了研 究，结果指出：在大多数条件下，对称涡是不稳定的，而非对称涡可能是稳定的。 蔡等6 1 1 7 1 对大迎角下细长锥体绝对不稳定性进行了研究，发现对于细长圆锥体， 不存在稳定的锥型流，无论是对称的或是非对称的。t o e 等。在低速风洞对半顶 角为8 1 3 4 圆锥进行了应变天平测力实验，给出了六个分量上的力和力矩，攻角 0 。7 5 。，基于圆锥底面直径雷诺数0 1 5 o 3 5 1 0 。除了在0 。，9 0 。，1 8 0 。，2 7 0 。四个滚转角下给出了偏航力矩外，其它力力矩都只给出了一个滚转角 下的结果。结果发现，在迎角从0 。增大到7 5 。的过程中，圆锥的非对称性反向 了很多次。e r i c s s o n 等对细长圆锥上侧力随迎角发生变向的现象进行分析后 指出，对于细长圆锥体，不存在稳定的非对称、锥型涡流场。l o w s o n 等对半 顶角为5 。、1 0 。、2 0 。的圆锥进行了烟激光片光流场显示实验，结果中给出了 随着迎角和风速的变化，圆锥流场非对称及非锥型的发展特性。 l a m o n t 对尖拱一圆柱组合体进行了压力分布测量，头部长细比2 o ，迎角范 围2 0 。9 0 。，包括了所有的滚转角，基于圆柱直径的雷诺数0 2 x1 0 。4 0 x 1 0 。z i l l i a c 对头部长细比为3 o 的尖拱一圆柱组合体进行了测力实验，包括了 所有的滚转角，分析了侧力随迎角的变化特性。 西北工业大学硕士学位论文第二章圆锥实验设计与实验设各 很多实验对细长体分离涡的头部控制进行了研究。b e r n h a r d t 等一对4 5 。迎 角下，半顶角为9 3 。的圆锥顶点吹气对涡流场的控制进行了研究。基于圆锥最 大直径的雷诺数为6 3 x1 0 4 ，给出了流场的烟激光流场显示照片和一个横截面 圆周上的压力分布。a s g h a r 等。给出了3 5 。迎角下，半顶角为8 。的圆锥加背鳍 模型的风洞实验结果，包括一个横截面圆周上的压力分布以及沿圆锥轴线分布的 侧力和法向力之比，基于圆锥底面直径的雷诺数为1 4 2 1 0 。n e l s o n 等和 j e n i s t a 等在2 5 。5 5 。迎角范围内，利用烟激光片光显示技术对在尾部加 背鳍的圆锥分离涡位置进行了测量，其结果表明，在2 5 。和3 5 。迎角下，旋涡的 发展呈直线并且对称；然而在4 5 。和5 5 。迎角下，旋涡变得非对称、非锥型。邓 学蓥等。对尖拱一圆柱组合体进行了实验研究，头部长细比为3 0 ，证实流动的不 确定性来自于模型头部机械加工扰动分布的不确定性，通过设置确定的人工扰动 可获得确定性的非对称涡绕流流场。 众所周知不可压缩流在大迎角下绕过细长圆锥体基本上是锥型的。大迎角细 长圆锥体分离涡的数值计算很多人都做过。d y e r 18 j 计算的涡流模型是基于无粘、 不可压细长体的锥型流，其结果归纳为： 1 ) 当迎角比锥体的半顶角大时，存在唯一的平衡的对称锥型涡流解； 2 ) 如果迎角足够大，则除了平衡的对称锥型涡流解外，还存在一个平衡的 非对称锥型涡流解，即使锥体上的分离位置是对称的； 3 ) 相应于每一个平衡的非对称涡流解，还存在另一个平衡的解，在这个解 中，相应与迎角平面，由于物体的对称性，涡可以是向左偏和向右偏互相交换。 p i d d 等嗍，蔡等吲州研究了锥型涡在小扰动下的稳定性后发现，无论是平衡 的对称涡还是平衡的非对称涡，在小的锥型扰动下都是不稳定的。然而p i d d 等垆1 却发现，在大多数条件下，在小的扰动下，对称涡是不稳定的，而非对称涡是稳 定的。这两种不稳定性前者是时间的概念，后者是空间的概念，但都应该被认为 是稳定的锥型流解存在的必要的条件。目前，圆锥体在理论分析上的这些差异还 有待于进一步的研究。 尽管进行了大量的研究工作，涡流场从对称到非对称这种转变的基本的机理 仍然不清楚，到目前为止，对于流动的非对称性发生的机理还没有一个统一的认 识，但基于实验研究可知，至少存在两个可能造成涡非对称的原因：( 1 ) 无粘流 动的对称分离涡的不稳定性( k e e n e r 等) ；( 2 ) 非对称地流动分离或非对称地 再附着( e r i c s s o n) 。 本论文目的在于研究细长体大迎角下侧力产生的机理，尽量详细地测量圆锥 表面压力分布，由此推断物面流动的发展特性，探讨产生非对称力的主要原因。 实验模型为细长圆锥+ 圆柱组合体，为了细致全面地研究细长圆锥体的流动特性， 6 西北工业大学硕士学位论文第二章圆锥实验设计与实验设备 9 个测量截面全部集中在圆锥段。实验结果与k e e n e r 等。和f i d d e s 。的结果进 行了比较。 本论文的工作是研究当迎角从0 。增加到3 5 。，在所有滚转角下，绕细长圆锥 体的流场的非对称性和非锥型特性的发展情况。对半顶角为1 0 。的圆锥进行了广 泛的压力测量实验，因为相关文献并没有给出完整的实验数据。本工作使用了压 力传感器对模型表面的压力进行了测量，得到了沿着周向的测压截面的压力分布 并且可以推断边界层的发展状态。通过对压力系数的积分可以得到当地侧向力和 法向力以及总的侧向力和法向力和相应的力矩分布。这些数据对分析复杂的三维 流场非常有用，另外，于六分量测力天平相比，使用压力传感器可以使测压点的 分布和数量安置更加灵活。因此，要通过对不稳定流场的修正尽可能的减小模型 的晃动。本论文只是对此次实验结果的部分分析。所有的数据参阅文献旧【1 3 】。 2 2 实验和计算参数的选取 2 - 2 1p s l 9 8 1 8 电子扫描及数据采集系统 本实验的压力测量系统为美国p s i 公司的9 8 1 6 型电子扫描阀，该系统共有2 4 个传感器模块，每个模块有1 6 个通道，可同时进行3 8 4 点压力测量。传感器量程 均为1 p s i ，实验中测压点的时均压力取1 0 0 次采样的算术平均值，测量精度 0 0 5 。 2 2 2 滚转角控制系统 滚转角控制系统由直流稳压电源、四通s h 5 0 8 0 6 型驱动器、五相混合式步进 电机、工业控制计算机组成。由计算机输出的脉冲信号经驱动器来控制步进电机 转速，1 0 0 0 个脉冲信号使步进电机转动一周( 3 6 0 度) ，1 个脉冲信号使模型转 动0 3 6 度，可以通过改变输入的脉冲来任意调节模型的滚转角。本次实验设置 滚转角9 度为一个间隔( 每次发2 5 个脉冲信号，每个脉冲信号模型旋转0 3 6 度) ， 进行一次测量。总共进行4 0 次测量，模型旋转3 6 0 。，所以每次有4 0 组数据。 7 西北工业大学硕士学位论文第二章圆锥实验设计与实验设备 2 3 模型的介绍 2 3 1 模型的设计 模型及支撑的设计及制作非常细致尽可能的减小模型的晃动。模型由半顶角 为1 0 。的圆锥段，圆弧过渡段，圆柱段三部分组成，模型总长1 0 6 0 8 m m ，圆锥 段长度为4 6 3 8m m ，最大直径d 为1 6 3 6 m m ；整流部分( 也即圆弧过渡段) 的 长度为1 9 7 m m ，曲率半径为1 1 3 7 8 5 m m ；圆柱的长度为4 0 0i i l l n ，直径为2 0 0 m m 。 从模型基准面到支撑轴的距离为5 9 4 m m ，圆柱段支撑轴以后部分的长度为 5 9 4 m m 。模型头部可以相对于模型的圆柱体后部自由转动。从圆锥的尖头到支撑 轴的距离是圆锥长度的两倍多，有效的避免了支撑对流场的扰动影响。图1 给出 了具体模型及支撑的设计和模型风洞实验安装照片。 s t 枷c p r e s s u r e 汀a 删s 图1 ( a )模型及支架 8 西北工业大学硕士学位论文 第二章圆锥实验设计与实验设备 图1 ( b )模型风洞实验安装照片 9 西北工业大学硕士学位论文第二章圆锥实验设计与实验设备 为了方便安装测压管，圆锥部分分成两段制作，沿着轴线距离圆锥头部1 5 0 m m 处断开。在两部分合在一起的时候，交接处使用腻子进行粘合并且打磨光滑 使其没有缝隙。模型采用金属制作，模型的装配公差要求为o 0 5 r m n ，其表面 光洁度的接近为0 8 胁，模型采用数控机床加工，以期将模型几何非对称性产生 的影响降到最低。模型不同部分的连接处进行了光滑处理使模型表面的不连续性 低于0 0 2 5 i b m 。 2 3 2 测压截面和测压孔布置 在测压模型圆锥部分均匀设置9 个测压截面，第一个测压截面设置1 2 个测 压孔，间隔3 0 。；第二个测压截面设置1 8 个测压孔，间隔2 0 。；其余7 个测压 截面，每个的周向各设置3 6 个测压孔，间隔1 0 。，一共2 8 2 个测压孔。测压孔 轴线与圆柱外表面垂直，测压孔直径d = o 8 m m ，孔内壁光滑，无毛刺无倒角。各 测压孔由直径1 2 m m 的紫铜管通过转轴引出风洞，由外径为( d 2 m m 塑料管与 p s l 8 4 0 0 系统的传感器相连。实验时，2 8 2 个测压孔同时进行测量。 2 4 风洞的介绍 此次实验是在西北工业大学的n f 一3 风洞的二元实验段中完成的。n f 一3 是一 座低速直流式翼型风洞，全长8 0 m ，全钢结构，动力为1 1 2 0 k w 。该风洞由消声墙、 进气室、静流段、收缩段、实验段，第一扩散段、过渡段、第二扩散段、动力段 第三扩散段、导流片及消声塔等部分组成。风洞有三个可以替换的实验段，分别 为二元翼型实验段、三元实验段和螺旋桨实验段。因为本实验研究用到的实验段 为二元翼型实验段，所以对这个实验段的有关参数在下面做了具体的说明，对于 螺旋桨实验段，在这里不作仔细的说明，图2 给出了风洞二元段的外形示意图 二元实验段的具体参数如下： 实验段长宽高 = 8 m x 3 m x l 6 m 空风洞最大风速v 一 = 1 2 0 m s 收缩比= 2 0 气流紊流度 占0 0 4 5 实验雷诺数 r e 6 x 1 0 6 模型区的静压梯度d c 。d r 0 0 0 1 1 动压场g q 均 0 0 0 3 5 的面积大于6 0 1 0 西北工业大学硕士学位论文第二章圆锥实验设计与实验设备 气流偏角口，a p o 2 5 。面积占实验段截面范围7 0 以上。 四 乜叫 日曰 “ 宙审西始 图2风洞二元段的外形示意 西北工业大学硕士学位论文 第三章实验方法与分析方法 第三章实验方法与分析方法 3 1 实验方法 实验的方法包括实验的手段、实验进行的程序。 3 1 1 实验的条件 本次实验的攻角范围为o 。3 5 ，风速有l o m s 、3 0 m s 、5 0 m s 、7 0 m s 和 8 0 m s 等，4 0 个方向的滚转角( 间隔9 。) 被测量。因为时间的关系，本论文暂 时只做了3 0m s 和8 0m s 两个风速下的实验结果的分析，即基于圆锥最大直径 d 的马赫数分别为0 0 9 和o 2 4 ，相应雷诺数为0 3 x1 06 和0 8 1 0 6 的实验结果。 3 1 2 实验数据的采集 每一次压力测量数据都采集了1 1 5 次，间隔0 0 5s ，最后数据采用1 1 5 次数 据的算术平均值，这样压力数据的起伏波动可以忽略。很显然，高质量的低速风 洞和模型制作的细心使得流场的不稳定性对实验的影响非常小。从实验数据结果 分析发现，在一些滚转角下，有1 2 个测压孔( 总共2 8 2 个) 的数据出现了不正 常现象，这可能时由于测压管在随滚转角旋转的时候出现了扭曲甚至是于紫铜管 脱落造成的。通过对相邻正常的测压孔的值进行线性插值计算得到了不正常测压 孔的近似正确压力系数的值。在l ，3 ，8 ，9 四个测压截面没有发现不正常的测 压孔。 3 1 3 实验的程序 1 ) 每次实验前，为了使模型能沿一个方向顺利旋转3 6 0 。，要先使模型逆时 针旋转1 8 0 度，记住初始( 0 度) 位置，实验时再顺时针方向旋转3 5 1 度，每次 9 度。模型的迎角保证为0 度。 2 ) 固定风速8 0 m s ，只做一个迎角为3 5 。，相对于圆锥直径0 1 6 3 6 米的雷 诺数为o 8 1 0 6 ，使滚转角面向来流顺时针旋转一周，9 。为一个间隔( 步进电机 每次发2 5 个脉冲信号，每个脉冲信号模型旋转0 3 6 。) ，进行一次测量。总共进 行4 0 次测量，所以有4 0 组数据。 1 2 西北工业大学硕士学位论文第三章实验方法与分析方法 3 ) 8 0 m s 风速做完后，改变风速，迎角从0 。开始，滚转角做同样的变化， 做同样的测量。 4 ) 速度分别为1 0m s 、3 0 m s 、5 0 m s 、7 0m s ；迎角取0 。、1 0 。、1 5 。、 2 0 。、2 5 。、3 0 。和3 5 。共7 个迎角。 3 2 数据分析方法 3 2 i 坐标轴系 本次实验的力和力矩是在机体坐标系下通过积分得到的，坐标系原点取在模 型顶端。x 轴沿模型轴向指向模型后方；z 轴指向模型正上方；面向来流，y 轴 指向模型右侧。文章中所描述的模型截面上的流动方向均为面向来流。机体坐标 系见图3 。 ”二歹 图3机体坐标系 西北工业大学硕士学位论文第三章实验方法与分析方法 3 2 2 有关数据的计算 1 ) 模型表面压力分布系数c p 。= ( 只一只) q 。 2 ) 局部法向力系数 c 删：一上季印；c 。so , d s ：一一1 可印；砂 刀2 ：2 ： 3 ) 局部侧向力系数 c 蹦= 一l 辱q p js i n 秒f d s = 一1 g p f d z a 1 去a 舂 采用梯形积分 z 。：测压截面第n 个测压孔相对于截面中心在z 轴的几何分量 y 。：测压截面第n 个测压孔相对于截面中心在y 轴的几何分量 c n d = 吉( c 汐。+ c 。+ 1 ) ( y 行+ l y 。) a c r a = 吉( 印栉+ 印川) ( z 州一z n ) a 4 ) 总侧2 法向力系数的计算 f y o = 皆瞰叔：p 洲。s m a