大攻角细长旋成体非对称涡组合扰动控制的数值研究-空气动力学学报.PDF

第28卷第4期 空气动 力 学学报 V01．28。No．4 SINICA 2010年8月 ACTAAERODYNAMICA Aug．，2010 文章编号：0258—1825(2010)04—0365—07 大攻角细长旋成体非对称涡组合扰动控制的数值研究 冯 峰，柳 阳，孙德军 (中国科学技术大学近代力学系，安徽合肥230027) 摘要：使用数值模拟的方法。研究了采用三角扰动块加单孔位微吹气进行大攻角细长旋成体绕流非对称涡控制 的组合扰动技术。结果表明，组合扰动可以实现旋成体侧向力的渐变控制。对流场结构的分析发现，组合扰动是 通过改变旋成体头部流场涡结构从而实现了对整个非对称流场的控制。据此可以确定能实现侧向力控制的有效吹 气孔周向位置。计算中还发现，吹气孔位于离顶部较远位置时，侧向力随吹气强度变化平缓易控制，但需以较大吹 气强度为代价。 关键词：流动控制；大攻角；非对称涡；双稳态 中图分类号：V211．3 文献标识码-A 孔位微吹气控制技术和人工扰动块控制技术各自的 0 引 言 优点，提出了组合扰动控制方法，即利用人工扰动块 随着对细长旋成体非对称绕流机理的深入了解， 控制技术得到确定的非对称流场，再通过单孔微吹气 人们对非对称背涡流场引发的侧向力的控制给予了 技术成功实现了侧向力的渐变控制，该方法展现出了 越来越多的关注。旋成体背涡的非对称分离是由于 良好的应用前景。 旋成体不规则头部触发的不稳定性引起，这一观点很 本文采用数值模拟方法，研究了大攻角旋成体绕 流的组合扰动控制技术。由于数值模拟可以较实验 早就有人提出【l矗j。Levy等人[31利用数值模拟方法研 究旋成体背风涡流场时发现，随着旋成体头部的人工 测量给出更详细的流场细节，本文着重对于头部附近 扰动块高度的增加，背风涡的不对称程度逐渐增大， 流场，特别是吹气孔附近流场结构的变化及其与相应 并最终达到最大状态，这为通过改变旋成体头部扰动 侧向力的关系进行了研究，分析了吹气孔周向位置、 强度实现侧向力主动控制提供了思路。然而，由于在 轴向位置变化对侧向力控制的影响规律。 工程实际中扰动块的位置和大小不易改变，因此较难 1数值方法 应用。另外，较为流行的主动控制方法还有Bernhardt 等[4巧1的不定常吹吸气控制技术和Roos等¨]的定常 1．1计算方法与模型 微吹气控制技术，但这两种方法的控制在双稳态区会 采用一般曲线坐标系下的三维可压缩守恒型N— 遇到侧向力的阶跃变化，也难以应用于飞行器的侧向 S方程： 力控制。Roos提出的增加模型头部钝度或减少攻角 。 来解决这一问题，又使得侧向力主动控制的容量减 3t a拿 a叩 af 小。近期邓学蓥等人[7’8-提出的单孔位微吹气技术， 其中时间离散采用含子迭代的近似分解(AF)方法， 利用吹气强度增大时，侧向力随模型滚转由双周期方 对流通量项采用Roe格式离散，粘性通量项采用中 波逐渐向单周期方波过渡的流动规律，很好地实现了 心差分格式离散。