免费论文：钝头旋成体布局摇滚运动特性实验研究

为应对高机动高敏捷的现代战斗机，各国都在开发具有大攻角机动飞行能力的新型空空导弹。通过对比这些新型导弹，发现它们普遍采用这样的气动布局形式：弹身为一个钝头部细长旋成体，头部布置四片“十”型布局小翼，中部布置四片“×”型布局窄条翼，尾部布置四片“×”型布局尾舵。而钝头体在大攻角下会产生非对称涡结构，该非对称涡作用于导弹翼片（包括前小翼、中窄条翼、尾舵）上会引起非指令的摇滚运动，影响导弹飞行精度和安全。在此背景下，本文采用该布局的实验模型，通过风洞实验研究了模型在各个静态攻角下的和攻角快速拉起时的非指令摇滚运动形态。

在开展摇滚运动研究之前，本文首先开展了模型基本流场特性的研究。发现大攻角下钝头体的非对称涡形态具有不确定性，而通过在钝头体头部黏贴人工颗粒扰动，可确定钝头体非对称涡的形态，且头部人工扰动周向位置变化一周，非对称涡形态呈现单周期的变化规律。位于钝头体头部的小翼，在大攻角下会产生一对小翼涡，该小翼涡会减弱钝头体非对称涡的非对称性。

随后，本文开展了固定攻角下模型自由摇滚运动的研究。发现在攻角大于20°，钝头体非对称涡开始出现以后，模型即出现摇滚现象；且摇滚运动形态随攻角呈现出明显的分区效应，可随攻角分成6个区：不摇滚区(0°~17.5°)、极限环摇滚区(20°~22.5°)、偏向一侧微振区(25°~30°)、不规则摇滚区(32.5°~35°)、发散区(37.5°~40°)和自旋区(42.5°以后)。通过开展拆装部件的自由摇滚实验发现：任意去除头部、中部或尾部的翼片都会使得第2~4区的摇滚形态出现很大的变化，而对5、6区的摇滚影响不大。针对模型在攻角20°附近的极限环摇滚运动，本文进一步研究了其流动机理，发现摇滚所需滚转力矩是由窄条翼分离出的流动直接作用在尾舵上产生的，但主控运动的窄条翼流动与钝头体前体非对称涡的关系目前还不清楚。

本文最后开展了攻角拉起中模型摇滚运动研究。发现拉起速度越快，摇滚随攻角的变化曲线迟滞越明显，摇滚曲线与固定攻角时的摇滚相比差别也越大。研究同时发现，摇滚运动形态在拉起低速、临界速度和高速三个区域体现出了明显的不同。

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