尾翼抖振抑制新方法探索研究

抖振是现代高机动飞机在大迎角飞行时垂尾遇到严重问题之一。本项目从风洞实验和数值模拟两方面入手，利用申请人近年来在柔性充气结构方面的研究基础，探索一种抑制飞机垂尾抖振的新方法。其基本思路是通过在飞机头部附近设计布置充气气囊，影响机身、机翼前缘的大迎角分离涡演化过程、涡强度和空间轨迹，使得尾翼上游的分离涡在破裂后能够避开尾翼区域，从而达到避免尾翼抖振和减低尾翼抖振强度的效果。由于充气气囊只有在需要时才充气打开，使得该方法可以在不同迎角下都可以抑制尾翼的抖振现象，而且在其它条件下不改变飞机的基本外形，避免了不希望的附加阻力。此外，充气气囊是非金属柔性结构，它不会增加飞机的雷达反射面积，有利于飞机保持好的隐身性能。是一种简便、廉价的主动抑制抖振的思路和方法，通过不同气囊形状、湍流度等参数的影响研究，对深入理解飞机大迎角尾翼抖振的物理过程和开发新型的抖振抑制方法具有很好的实际意义。

根据申请项目的研究目标，课题组逐项完成了原计划的研究内容，并在完成原定研究内容的基础上，受相关研究工作的启发，提出了另外两种对前体分离涡进行控制的方案，并且通过风洞实验进行了试验和验证。项目研究工作进展包括数值计算方法和分离涡控制的风洞实验研究。在数值计算方面：（1）为了更好地模拟分离涡流动，减小数值耗散对分离涡的非物理影响，同时，考虑到流场大范围的高精度数值计算不仅需要巨大的计算量，而且在远离分离涡区域也没有必要进行高精度运算。课题组发展了一套分区高精度的数值计算方法，在分离涡附近区域进行高精度的空间离散，而在其它远离分离涡的区域采用常规二阶精度的空间离散方式，既不显著增大计算量，也保证在分离涡区域具有良好的精度。（2）为了适应上述分区精度数值方法的离散要求，同时也为了进一步提高网格使用效率和便于网格自适应，提出了一种广义网格方法，打破了传统结构化网格、非结构化网格对网格拓扑结构的限制，将多边形网格（三维对应的是多面体网格）与无网格算法结合起来，极大地提高了数值方法在实际工程中处理复杂流场区域的能力。（3）通过数值模拟方法，对充气气囊影响分离涡、涡破裂的物理过程进行了多方位的数值计算，数值计算的结果与风洞试验的结果基本吻合。同时，对认识影响分离涡强度、分离涡破裂位置的机理取得了更直观的结果。.在风洞实验研究方面：（1）根据原计划，设计并加工了一套前体机身两侧气囊交叉突起影响下游机翼分离涡的三维全金属风洞实验模型，在低湍流度风洞进行了风洞实验研究。通过监测垂尾的根部弯矩，研究了不同迎角下气囊非定常突起对分离涡及其垂尾抖振特性的影响规律。（2）通过分析研究，认识到对分离涡强度和位置的控制就是抖振控制的机理，这也是传统细长体非对称分离涡及其侧向力的控制原理。因此，设计和实验了一种微型漩涡发生器影响分离涡的控制措施装置，通过风洞实验研究，实现了对大迎角状态下旋成体侧向力的近似比例控制。（3）进一步运用柔性材料的流固耦合思路，在细长体头部安装一个薄膜材料的微型旗帜，微型旗帜的自激振动影响下游气流，达到影响分离涡流场的目的。通过设计相应风洞实验，实现了对大攻角状态下旋成体侧向力近似线性的控制。.总之，课题组在数值计算方法和分离涡控制方法方面取得了多方面进展，达到了预期目的。设计并通过实验验证的分离涡控制方法和措施，丰富了本项目研究内容，为进一步研究建立了更好的基础。