● 摘要
前体非对称涡绕流是一种影响现代飞行器大迎角机动性能的重要流动现象。本文通过风洞实验的方法，首先对与前体非对称涡Re数效应研究相关的风洞实验技术进行了研究与开发，然后采用表面测压，物面油流显示和空间流场显示等实验手段，对前体非对称涡流动结构中的绕流流型、物面边界层状态、空间涡系结构及其横侧气动力特性随Re数的演化规律进行了研究。在不影响前体二涡区流动的条件下截短旋成体后体，同时加粗模型将不会影响由前体二涡主控的非对称涡绕流特性，从而研究了前体非对称涡流动Re数效应的风洞局部模拟技术，这为扩展常规低速风洞实验Re数范围提供了实验依据；在不影响流动的前提下，采用模型体发烟的方法能在较高的风速（60m/s）条件下得到清晰正确的空间涡结构图像，并通过简单的图像处理能得到定量结果，这种高风速烟雾显示技术为非对称涡流场结构Re数效应的研究提供了技术支持。根据非对称涡绕流流型随Re数的演化特性，可将其分为亚临界区，临界起始发展区，临界区，超临界区和过临界区。在亚临界区，非对称涡绕流两侧只呈现层流分离形式（L），边界层状态为L/L；在临界起始发展区，非对称涡绕流在低涡侧呈现转捩分离形式（Tr），而高涡侧却始终保持层流分离，旋成体两侧的边界层状态为L/Tr；在临界区，非对称涡绕流两侧都呈现转捩分离形式（Tr），绕流两侧边界层状态为Tr/Tr；在超临界区，非对称涡绕流两侧的转捩分离气泡将沿旋成体轴向开始无规律的消失，分离形式开始向完全湍流分离演化，此时非对称涡绕流两侧是一种混合型的边界层状态；在过临界区，非对称涡绕流两侧的转捩分离气泡将完全消失，只呈现完全湍流分离（FT），旋成体两侧的边界层状态为FT/FT。从压力分布随Re数的演化规律入手，将物面流态与非对称涡空间结构的演化相结合，在非对称涡绕流Re数效应的各个区域中，分析了物面边界层状态及分离形式与分离涡及其诱导作用之间的关系。研究发现，层流分离和完全湍流分离能形成集中涡特性明显的涡结构并且分离涡具有较强的诱导作用，同时层流分离涡的诱导作用略小于湍流分离涡，而转捩分离却无法形成具有规则集中涡特性的涡结构，分离后的流动对物面几乎没有诱导作用。因此，随着Re数的增加，当非对称涡绕流从亚临界区向临界起始发展区和临界区演化时，背涡结构将从清晰逐渐向模糊演化，旋成体背风面的吸力峰值将逐渐减小并消失；当非对称涡绕流从临界区向超临界区和过临界区演化时，背涡结构又将从模糊逐渐向清晰演化，旋成体背风面的吸力峰值将逐渐增大。从侧向力随Re数的演化规律，及其沿轴向的分布形态入手，基于边界层分离形式与分离涡结构及其诱导特性之间的相关关系，在非对称涡绕流Re数效应的各个区域中分析了背涡结构与边界层状态对侧向力的产生所起的作用。在亚临界和过临界区，非对称涡绕流能诱导出较大的侧向力并且随Re数基本保持不变，此时，背涡空间结构的不对称是旋成体绕流形成非对称，产生侧向力的主要原因，侧向力沿轴向的减幅正弦分布形态是非对称涡系结构沿轴向演化和发展的反映，但由于层流分离涡的诱导作用强于湍流分离涡，亚临界区的侧向力将略大于过临界区；在临界起始发展区，低涡侧的转捩分离从旋成体中段开始演化，旋成体绕流两侧边界层状态和分离形式的不对称增强了绕流的非对称性，侧向力在此区域将达到最大，此时，背涡结构和边界层状态的不对称共同成为了旋成体绕流产生侧向力的主要原因；在临界区，旋成体绕流两侧的转捩分离将逐渐发展成对称，背风面吸力峰值将完全消失，此时，侧向力将明显减小到零值，由于高涡侧的转捩分离是从后体向前体逐渐演化的，因此侧向力沿轴向分布的最大值将在头部出现，这种分布形态是临界区旋成体绕流沿轴向多种流态共存的结果；在超临界区，旋成体两侧的转捩分离气泡将沿轴向无规律的消失，湍流分离区将随Re数增加而逐渐扩大，此时，背涡空间结构的不对称将逐渐成为侧向力产生的主要原因，侧向力轴向分布逐渐向减幅正弦分布形态演化的过程反映了非对称多涡系结构的恢复过程。