鸭式布局战斗机大迎角俯仰机动过程非定常涡系干扰机理及控制技术研究

During the pitching progress of canard configuration, unsteady interaction between canard vortex and wing vortex occurs due to the wash flow caused by the pitching movement. However the mechanism of this unsteady interaction is not so clear that no effective flow-control method is developed. The purpose of the current research is to investigate the unsteady vortex interaction mechanism between canard vortex.and wing vortex and develop control methods of canard configuration during pitching progress. In the current research a W40C60F wing-body model is adopt which have a 40 degree wing sweep angle and 60 degree canard sweep angle. The DES(Detached Eddy Simulation) will be used to simulate the unsteady flow field during pitching progress to investigate the effect of pitching-induced unsteady wash flow.on the vortex interaction. Then wind tunnel experiments will be taken to measure the longitudinal aerodynamic forces of the model during pitching movement. The relationship between the unsteady aerodynamic forces and unsteady vortex interaction will be investigated. The hysteresis effect of the aerodynamic forces to the angle of attack will also be revealed. Finally canard span-wise blow, including constant blow and pulsed blow, will be carried out to control the aerodynamic forces. The effect of the blow parameters will also be studied to establish efficient control methods.

鸭式布局战斗机在大迎角俯仰机动过程中，由于非定常不均匀洗流与非定常涡系干扰之间的耦合机理极为复杂，流动非定常性和非线性干扰的机理尚不明确，难以有效地对流场进行控制，导致鸭式布局大迎角机动无法在实战中应用。本项目在课题组对静态鸭式布局涡系干扰机理和间接涡控研究的基础上，开展动态俯仰过程鸭式布局非定常涡系干扰机理及控制技术的研究。研究中采用W40C60(主翼后掠角40度，鸭翼后掠角60度)翼身组合体模型，利用DES方法对俯仰过程中的非定常流场进行数值模拟研究，探索非定常洗流作用下大迎角涡系非线性干扰机理。并通过风洞实验测量动态俯仰过程中的六分量气动力，建立非定常气动力和涡系演变的关系，研究气动力的迟滞效应。最后结合DES方法、风洞实验和水槽实验，在对非定常涡系干扰机理和气动力特性研究的基础上，揭示鸭翼展向连续和脉冲吹气对动态俯仰过程中气动力控制规律。

随着航空技术的发展，未来战争需要战机拥有更高的过失速机动性能，分离涡流型的气动布局由于能在中大迎角下产生稳定的前缘脱体涡而受到了越来越多的关注。在回流水槽中开展了共面鸭式布局的俯仰动态测力及流场PIV实验，对比分析了俯仰缩减频率对模型的非定常气动力与流场演变带来的影响。模型快速转动带来的有效迎角改变是造成鸭翼升力迟滞环发生反向的重要原因。借助CFD数值模拟刻画了高频上仰阶段鸭翼涡与主翼涡由反向涡对转变成同向涡对的演化过程，给出高频下俯阶段主翼段内侧形成高压区的原因。完成了项目中非定常气动力迟滞效应的研究。采用风洞测力、测压的实验方法，针对一系列不同后掠角的简化鸭式布局模型开展鸭翼展向吹气间接涡控技术研究。脉冲吹气可以在获得与连续吹气相同升力值的同时，节省吹气量；布局平均升力系数随脉冲宽度的增加而增大。风洞实验显示吹气在大迎角的控制效果并不佳，所以没有应用在动态俯仰中，而是采用了其他控制方式。在水槽和数值计算的研究中发现，涡襟翼和前缘格林襟翼都显著提升了三角翼布局在过失速迎角范围内的升力系数，且前者更为显著。研究中也开展了半模与全模鸭式布局的数值仿真研究，结果发现两者区别不明显。.本项目也详细讨论了反角、鸭翼偏角鸭翼高度对模型动态气动力与流场演化的影响。项目中主要发现在高频下俯阶段，鸭翼正偏与负偏导致主翼背风侧存在着两种不同的流态演化过程，最终导致了主翼上翼面压强分布的差异性。发现鸭翼高度对鸭翼升力的影响更为明显。低频俯仰时，低置布局的鸭翼涡优先破裂；在高频下俯阶段，低置构型的鸭翼涡通常起到充当主翼涡的作用，提高了中低迎角下构型的主翼升力系数。本项目也开展了对平板、非细长三角翼、双三角翼及其被动流动控制的研究。在高频下俯的中小迎角范围内，非细长三角翼下翼面即使在完全附着流动的情况下也会对布局的气动特性产生决定性作用。