● 摘要
新一代战机拥有高机动性以及良好的飞行性能。像洛克希德马丁公司的F-22、F35和苏霍伊公司的T-50是少有的几款通过在布局和大攻角空气动力学方面深入研究而设计出的先进战机。这些战机的突出的外形特征就是使用了具有脊型截面形状的非常规机身。与先前使用常规圆截面机身的战机相比，这种非常规机身借助背部强旋涡而产生了更大的涡升力，从而具有良好的空气动力学特性，另外也减小了雷达反射面积。
战机在大攻角下的飞行并不是万无一失的。由于大攻角下飞行器的流场被分离流动、旋涡流动、旋涡脱离、破裂以及各部件流场间的相互干扰所主控，因此其空气动力学特性变成高度非线性的。这些流动现象严重影响了飞行器的操作性和稳定性，甚至使其进入极力要避免的飞行状态并产生非指令运动。机翼摇滚运动就是非指令运动中的一种，是一种绕机体纵轴的自激极限环振荡。针对机翼摇滚现象，前人进行了深入细致的研究，使用的模型包括细长三角翼、细长前体与细长机翼的组合体和某些战机，例如F-18、X-29、X-31等，同时人们也对机翼摇滚的抑制手段进行了研究。由于缺乏对非常规机身布局机翼摇滚特性的认识，课题组展开了对带有非常规机身的翼身组合体模型机翼摇滚运动特性及摇滚抑制技术的研究。
本文研究主要内容是通过应用被动控制装置来抑制非常规机身翼身组合体模型的机翼摇滚运动。本文研究中发展的被动控制装置是前体边条。在使用常规机身的战机及翼身组合体的相关研究中，人们对前体边条进行了大量研究，但主要目的是为了改善战机的航向特性以及实现前体流场的强制转捩。然而对于抑制机翼摇滚的手段研究则主要集中在通过前体槽或孔的吹气来控制前体涡。一些研究中也出现了旋转带有边条的模型头部的方法，但主要目的仍是为了航向控制。
首先，本文借助自由摇滚实验装置，在15°到65°攻角范围内，研究了参考机身宽度设计的十种前体边条对固定攻角下摇滚运动特性的影响，实验结果展示出抑制摇滚的潜能。十种边条中，有两种不同宽度中等长度的边条对摇滚运动有最佳的抑制效果。基于这两种边条对不同攻角下运动特性的影响，整个研究的机翼摇滚攻角范围被分成三个区以进行深入细致研究。第一个区里边条效率最高，可以完全抑制摇滚运动，一直持续到35°攻角。第二个区攻角范围从35°到47.5°，此区内边条使运动振幅减小但摇滚运动并未被完全抑制。第三个区是攻角大于47.5°的区域，与基本布局对比，此区内边条对摇滚运动没有显著影响。由于失速攻角也是35°，因此这三个运动分区中的第一个分区可以归为失速前攻角区，类似的，后两个区可以归为失速攻角区。另一个关心的参数是摇滚运动的平衡位置，即模型摇滚运动所围绕的平均滚转角。边条的安装同样也会使摇滚运动的平衡滚转角减小，从全局来看，这也可认为是安装边条对摇滚运动的有利影响。
第二，针对这两种边条，研究了三个摇滚区中典型攻角下它们对静态滚转力矩特性的影响。通过测力实验得到了静态滚转力矩系数，并发现了它与摇滚平衡滚转角间的关系。通过对实验结果的分析发现，拥有同样平衡滚转角的运动由于平衡滚转角处滚转力矩对滚转角斜率的不同导致了不同的摇滚运动，由此推出平衡滚转角处滚转力矩对滚转角的斜率对摇滚运动有重要作用。
第三，通过空间流场显示实验和模型表面测压实验研究了模型的流场特性，从而更好的理解了安装边条后产生的对机翼摇滚运动的抑制作用。此部分研究只针对两个攻角，分别处于摇滚运动分区的前两个区，攻角为α=30°和α=40°。当α=30°时，由于同侧前体涡和中机身涡的绕合和干扰，延迟了迎风侧前体涡的破裂，这些旋涡进一步延迟了迎风侧机翼涡的破裂，从而导致升力及回复滚转力矩的产生。当α=40°时，涡破裂被认为是导致摇滚振幅减小的一个原因。类似的结论已经被提出，即当涡破裂发展在机翼表面时将产生摇滚阻尼。对于两种边条而言，运动的平衡滚转角是不同的，但均在平衡滚转角附近观察到了涡破裂现象。
最后，本文对基本布局模型和分别安装两种控制效果最佳的边条后的模型进行了快速拉起自由摇滚实验，研究了不同拉起速率条件下边条对拉起过程中摇滚运动的抑制效果。与固定攻角下的摇滚运动不同，快速拉起过程中只有一种边条表现出对抑制机翼摇滚运动的潜力。在拉起运动过程中，选定一些攻角进行了运动过程中的测压实验，尝试揭示运动特性演化与流场变化之间的关联。安装边条是一种有效的抑制机翼摇滚运动的技术，并且是最方便的抑制技术中的一种。
本文发展了一种通过安装前体边条来有效抑制非常规机身翼身组合体机翼摇滚的被动控制手段。深入细致的研究，使我们更好的理解了固定攻角下和快速拉起过程中，安装边条所引起的复杂流场结构的变化是如何对摇滚运动产生抑制作用的。