边条翼布局双垂尾抖振表面脉动压力风洞实验研究

对边条翼布局双垂尾发生抖振时的表面脉动压力进行了风洞实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞进行。实验迎角范围：10°-40°，风速：50m／s。实验测量了垂尾内外侧表面各9处的脉动压力，并将脉动压力沿表面积分近似得到垂尾的根部弯矩响应。实验同时测量了垂尾根部应变、翼尖前缘及后缘的加速度响应。实验结果表明，通过不同测量方法得出的垂尾抖振响应规律一致，得到的垂尾抖振起始迎角相同，这表明垂尾的抖振响应是由边条涡破裂流作用在垂尾表面的脉动载荷引起的；随迎角增大，边条涡破裂流的能量不断增加，且越来越集中于低频范围，但当迎角过大时，边条涡的破裂点远离垂尾，破裂涡的能量耗散很大，从而作用在垂尾表面的脉动载荷减弱。

边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究

对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究.实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行.实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态.测试迎角范围10°～35°,风速4 m/s.通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现：垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关.从而得出结论：边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因.

边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°-40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明：该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。

边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究

对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。

双垂尾抖振实验研究

边条翼双垂尾布局是新一代战斗机的主要布局形式,这种气动布局可能引起双垂尾抖振,是飞机设计中的一个技术关键。边条翼布局双垂尾的抖振特性实验研究在西北工业大学低速风洞进行,测试迎角范围:0°～50°。实验还将垂尾位置前移了30mm(15.8%垂尾平均气动弦长)进行测量,并将垂尾前后2种位置的响应进行了对比分析。对2种模型都测量了垂尾的根部弯矩响应和翼尖加速度响应的时间历程,经数据处理得出弯矩和加速度脉动响应的均方根值及功率谱密度分布。实验结果表明:1抖振主要发生在一弯模态;2当迎角达到20°后,翼根弯矩响应和翼尖加速度响应都急剧增加,抖振起始迎角约为20°;3抖振响应在迎角27～40°之间最大;4垂尾前后位置对抖振起始迎角影响不大,但对抖振响应强度有明显影响;5边条涡破裂是诱发边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。

边条翼布局主要参数对其双垂尾抖振响应影响的风洞实验研究

对边条翼布局的双垂尾抖振问题进行了较为深入的风洞实验研究。实验采用简化边条翼双垂尾半模。通过对垂尾的表面脉动压力、根部弯矩和翼尖加速度的测量,研究了边条后掠角、机翼后掠角、垂尾弦向位置及垂尾展向位置对边条翼布局的双垂尾抖振响应影响的规律。结果表明:①边条后掠角越大,双垂尾抖振起始迎角越大;②机翼后掠角对垂尾靠内时的抖振响应影响较小,而当垂尾靠外时,大后掠机翼的垂尾抖振响应相对较小;③垂尾弦向位置对垂尾抖振起始迎角影响较小,但对最大抖振响应影响较大;④垂尾的展向位置越靠外,垂尾抖振起始迎角就越小,但最大抖振响应也越小。