题目：前体涡诱导机翼摇滚的流动特性及机理研究

新型战斗机的设计思想“隐身、超音速巡航、跨音速高机动”要求战机具有高机动性和高敏捷性，也就是需要飞机在大迎角甚至过失速状态下具有良好的操控性能。而以细长体为机身的翼身组合体大迎角下前体涡会诱导机体出现一种不可控的非线性运动形式－机翼摇滚(wing rock)，严重影响了飞机飞行的安定性和稳定性，因此该现象成为研制未来高性能战斗机所必须解决的难题之一。全面深入的认识机翼摇滚运动特性、流动机理及研究有效的工程控制方法将为改善新型战斗机大迎角作战性能提供重要的理论基础和技术储备。本文通过风洞实验的方法开展了前体涡诱导机翼摇滚流动特性及机理研究，目标要认识翼身组合体机翼摇滚与头部人工扰动的相关性、机翼摇滚过程中的流动特性及诱导机翼摇滚的流动机理。文中首先发展了应用于动态流动特性研究的摇滚/PIV/压力同步测量技术，其次针对前体涡诱导机翼摇滚的头部扰动效应及运动相关性进行了研究和分析，然后在明确机翼摇滚运动特性与头部扰动的相关性的基础上利用摇滚/PIV/压力同步测量技术对极限环摇滚、双极限环摇滚及微振三种摇滚形式的过程中模型物面压力以及空间流动结构进行同步锁位测量，结合滚转角时间历程运用动态运动与流动耦合分析方法对摇滚过程中物面流动特性、气动力以及模型背涡流动结构的特性及其演化规律进行了分析和讨论，进而初步探究了引起三种摇滚形式的流动机理。通常研究动态运动流动特性主要有动态全机测力、模型表面测压和空间流动显示三种实验方法。然而人们在研究中通常将几种方法分别进行，由于动态运动流动特性具有很强的非定常性，同一状态下不同的测试方法测得的数据较难对应，给分析数据带来很大困难。为了详细认识和了解机翼摇滚中复杂流动的现象和机理，本文首先实现将测量流场平面速度场信息的PIV技术和动态物面测压技术联合使用，一次实验中能同步测量机翼摇滚运动参数（例如摇滚角）和相应的流动多参数（包括物面流动参数例如压力分布，和空间流动参数例如速度场）。该技术的实现为研究翼身组合体机翼摇滚流动机理以及其他动态非定常测量提供了重要的实验技术手段，并且对风洞动态测量技术发展具有一定的指导意义。在机翼摇滚特性与头部扰动相关性研究中，亚临界流动范围内迎角 下，模型头部设置人工扰动对前体涡诱导的机翼摇滚特性影响起主控作用，翼身组合体模型可以得到确定的机翼摇滚运动规律，揭示出摇滚运动特性与头部扰动周向位具有紧密的相关关系；当人工扰动初始位置位于 附近时（规定0°为迎风对称面，面向上游来流顺时针旋转为正），机翼摇滚呈现等幅极限环摇滚运动状态；人工扰动位初始位置位于 附近时，机翼摇滚呈现双极限环摇滚运动状态，许多学者也称之为临界状态或是混沌状态；而在其他扰动周向角下模型滚转偏向平衡位置一侧进行小幅振荡，也称微振。作为动态流动结构及特性研究的基础，流动特性实验研究中首先详细的研究了翼身组合体背涡流动的头部扰动效应及静态流动特性；接着针对翼身组合体极限环摇滚现象运用摇滚/PIV/压力同步测量技术，通过对翼身组合体摇滚过程中模型物面压力及空间流动结构的测量，分析了摇滚过程中模型截面流动结构及空间背涡流场的流动特性及演化规律，讨论了前体涡诱导翼身组合体极限环摇滚的流动机理。实验结果表明极限环摇滚过程中前体非对称涡随模型等幅振荡时经历左右涡型相互变换的迟滞演化过程，其中头部扰动起主控作用；机翼翼面流动在前体涡的诱导下也将经历迟滞演化过程，为模型极限环摇滚提供维持振荡所需的正负滚转阻尼。根据实验结果总结出了前体涡诱导的极限环摇滚运动由两个诱导条件：1、摇滚过程中前体涡在机翼翼面诱导出的滚转力矩与角位移在迟滞演化范围之外要保持符号相反，为摇滚提供阻尼；2、摇滚平衡位置附近前体涡诱导的气动力出现迟滞演化特性。而针对翼身组合体大迎角下出现的双极限环摇滚以及微振现象，同样运用摇滚/PIV/压力同步测量技术，对摇滚过程中物面压力分布及空间流场结构进行了研究和分析，发现微振状态下机翼翼面流动产生的气动滚转力矩保持动态平衡，模型绕其平衡位置保持静止状态或小幅振荡；双极限环摇滚状态下模型由于前体涡在正负相位下平衡位置处出现涡位迟滞演化现象，导致模型分别在正负滚转角相位下出现极限环摇滚现象；在正负滚转过渡过程中由于模型头部扰动效应作用背涡流场涡型反向，模型处于临界状态，既可以随机进入正负两侧进行极限环摇滚。根据实验结果总结出前体涡诱导双极限环摇滚运动由三个诱导条件：1、0度平衡位置处流场结构要发生反向突变，导致气动力也随之发生反向；2、两侧极限环摇滚平衡位置附近前体涡诱导的气动力出现迟滞演化特性；3、两侧极限环摇滚过程中前体涡在机翼翼面诱导出的滚转力矩与角位移在迟滞演化范围之外要保持符号相反，为摇滚提供阻尼。本文的研究结果从流动机理的层面上揭示出前体涡是诱导翼身组合体机翼摇滚运动的主要原因之一，头部扰动效应决定了翼身组合体大迎角下会出现不同形式的摇滚运动，从而为工程上实现机翼摇滚前体涡主动控制提供了理论的基础，为实现新型战机高机动性高敏捷性提供了重要而有效的设计手段。