增升减阻流动控制技术的数值模拟研究

针对微型涡流发生器、实体鼓包这两种被动流动控制技术和零净质量射流这种主动流动控制技术进行了数值模拟。研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼增升减阻的影响规律,高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用;微型涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。研究了实体鼓包的高度对超临界翼型减少激波阻力和增加升阻比的影响规律,在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。还研究了零净质量射流的速度幅值和射流频率对翼型增加升力的影响规律,随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性。     

后掠翼三维鼓包串激波控制参数的影响

针对跨声速后掠翼,三维鼓包串作为一种有效的减阻方式具有结构简单、高效及鲁棒性好等优点.利用全局优化算法探索了鼓包设计参数空间的整体特性,并对鼓包长度、三维鼓包展向设计参数对鼓包减阻效果的影响进行了研究,发现鼓包顶点位置和高度对阻力系数最敏感,三维鼓包的展向设计参数则对阻力系数不敏感,而鼓包长度和鼓包相对展长越长越有利于减阻.在此基础上开展了小后掠角自然层流机翼加3种不同类型鼓包串的优化研究,通过优化结果发现,增加优化后的三维鼓包串,可将小后掠角自然层流机翼阻力发散马赫数向后推移,并且鼓包平均长度和控制区越大,效果越好.三维鼓包串具有良好的局部控制特性,可用于局部较强激波的抑制.三维鼓包串对常规后掠翼波阻具有良好的控制效果,同时能够抑制激波诱导的机翼后缘气流分离.      

跨音速机翼采用鼓包主动减阻技术研究

对二维、三维鼓包进行激波控制减阻,并在大型客机的机翼上进行了对比研究。在研究鼓包减阻的机理时,采用了超临界翼型,鼓包的几何形状及鼓包位置的优化也进行了研究。研究结果表明,鼓包位置、形状及串列式分布对机翼的减阻影响较大。最后把得到的研究结果应用到大型飞机的激波减阻上,结果表明,该方法能较大程度地减小激波阻力,进而提高飞机的升阻比,提高飞机的气动效率。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

脊状表面流场数值计算方法研究

根据现有湍流数值模拟方法的特点和脊状表面减阻理论研究的实际需要,研究了基于雷诺平均N-S方程的脊状表面流场数值计算方法,并基于纵向及横向脊状表面的形状特点,提出了不同脊状表面计算域选取及网格剖分的方法。一系列典型横向及纵向脊状表面流场数值计算结果表明,所采用的这套脊状表面数值计算方法不仅能够精确获得脊状表面的减阻特性,还可以获得脊状结构内部及附近流速、压强、涡量等细微流场结构的分布规律。     

实体鼓包对超临界翼型的流动控制和减阻研究

采用数值模拟的手段,研究了实体鼓包对超临界翼型的流动控制和减阻作用。超临界机翼在非设计状态时由于波阻增加导致总阻力增大;在激波的波脚位置有效地使用实体鼓包,可以减小激波阻力;在中高升力系数情况下,使用实体鼓包可提高升阻比。     

回转体表面不同间隔脊状结构的减阻数值仿真研究

将脊状表面减阻技术应用于水下回转体,对回转体表面不同间隔的脊状结构在多个速度下进行了数值仿真计算,发现了间隔对回转体脊状表面减阻效果的影响规律。针对回转体脊状表面的流场特性,在进行数值仿真时合理选择了计算模型、计算流域、计算网格及边界条件。仿真结果表明:在同一速度下,相对光滑表面而言,回转体脊状表面所受的压差阻力略有增大,但占总阻力份额80%以上的粘性阻力显著降低,从而形成减阻效果;当间隔等于脊状结构特征尺寸的3倍时,减阻效果最佳;对于同一个回转体脊状表面,低速下的减阻效果明显优于高速。     

脊状表面的加工成型技术及其减阻试验研究

为了研究脊状表面的减阻特性,采用数控加工技术在有机玻璃平板上制备脊状表面.在制备过程中,成功解决了脊状结构尺寸的确定、材料的选择、表面粗糙度的提高等问题.利用热线风速仪在低速风洞中分别对光滑表面和多个脊状表面进行了流场测试,获得了湍流边界层内流动参数的分布情况.试验结果表明,脊状表面改变了边界层内的流场结构,抑制了湍流...     

后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响

针对后缘连续变弯度对跨声速翼型气动特性的影响进行了研究。首先不考虑翼型后缘连续变弯度,基于搭建的优化设计系统对跨声速翼型进行气动减阻优化设计,通过添加不同的约束优化得到两种跨声速翼型:无激波翼型和超临界翼型。然后在这两种翼型的基础上,以后缘偏转角度为设计变量、以阻力系数最小为目标,针对不同的升力系数分别进行优化设计,并根据优化结果深入分析后缘连续变弯度对这两种翼型极曲线特性的影响机理。优化结果表明:无激波翼型与超临界翼型相比,其设计点处的气动特性较好,但鲁棒性较差;升力系数小于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型的极曲线特性明显提高,减阻最高达到3.9%,而超临界翼型的极曲线特性提高不明显;升力系数大于设计升力系数时,应用后缘连续变弯度后,无激波翼型和超临界翼型的极曲线特性都明显提高,减阻分别达到2.4%~18.1%和1.7%~13.2%。     

大尺度回转体脊状表面减阻试验

对表面光滑和有脊状结构的大尺度回转体模型在风洞中进行了变速度、变攻角试验,为脊状表面减阻技术的工程化应用提供了参考.对比分析发现:来流速度对脊状表面减阻效果有很大影响,减阻效果随速度增加呈现先增大后减小的趋势,在某一速度达到最佳,减阻效果提高20%;攻角对脊状表面减阻效果影响有限;脊状结构的存在对模型升力系数和俯仰力矩...     

旋成体表面沟槽减阻试验研究

在旋成体模型表面粘贴铝基沟槽蒙皮,研究沟槽表面对模型阻力的影响。给出基于来流单位雷诺数的沟槽尺寸无量纲公式,用于设计沟槽齿高和齿宽,依据试验风洞的单位雷诺数范围,选定3种尺寸的沟槽进行减阻试验。结果表明,在旋成体表面湍流流动区域顺流向布置沟槽,当沟槽齿高和齿宽的无量纲值h＋、s＋均小于25时,在小迎角下具有减阻作用,当s＋约为15时减阻效果最明显,可减小约3%～4%的阻力。     

沟槽壁湍流多尺度相干结构实验研究

应用热线测速技术,对沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理进行了实验研究.测量了风洞中并排放置的沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层在不同雷诺数下不同法向位置的瞬时流向、法向速度分量的时间序列信号.运用流向速度分量信号的多尺度子波系数辨识壁湍流多尺度相干结构,用条件采样和相位平均技术提取了壁湍流多尺度相干结构喷射和扫掠时流向速度分量、法向速度分量和雷诺应力分量的相位平均波形.分析了沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层中多尺度相干结构的持续时间、条件相位平均波形等特征.对沟槽壁面平板及光滑壁面平板湍流边界层多尺度相干结构的多种统计平均特征进行了比较,从壁湍流多尺度相干结构控制的角度研究了沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理.      

减小翼型激波阻力的鼓包流动控制技术

针对2020年使用的N+2代民用飞机的翼身融合(BWB)布局发展需要,以减小激波阻力为目标,采用计算流体力学(CFD)方法,开展弱化激波、减小激波阻力的鼓包流动控制技术研究.提出了λ形激波结构“强干扰”和等熵压缩“弱干扰”两种鼓包激波减阻流动控制原理,给出了两种鼓包基本形状设计方法和工程应用的可行性分析,指出λ形激波结...     

沟槽表面边界层湍动能分布规律

 通过对不同风速下不同尺寸V型沟槽表面及光洁平板表面边界层内湍动能的测试,对比分析了沟槽表面边界层湍动能的分布规律。试验在一小型专用风洞中开展,流场测试中使用恒温式IFA300智能型流动分析仪,测试模型则采用有机玻璃材质的矩形平板结构;而在沟槽表面理论零点及壁面摩擦速度的计算中,采用基于湍流边界层Spalding壁面律公式同时计算壁面理论零点和壁面摩擦速度的改进方法。最终研究结果表明,沟槽结构主要影响边界层流场的近壁区,沟槽的存在提高了边界层中黏性底层内湍流脉动所具有的动能,有效降低了边界层中过渡区内的湍动能,最大相对降幅超过10%,较好地验证了基于“二次涡”的沟槽表面减阻理论。     

Effect of drag reducing riblet surface on coherent structure in turbulent boundary layer

The characteristics of turbulent boundary layer over streamwise aligned drag reducing riblet surface under zero-pressure gradient are investigated using particle image velocimetry. The formation and distribution of large-scale coherent structures and their effect on momentum partition are analyzed using two-point correlation and probability density function. Compared with smooth surface, the streamwise riblets reduce the friction velocity and Reynolds stress in the turbulent boundary layer, indicating the drag reduction effect. Strong correlation has been found between the occurrence of hairpin vortices and the momentum distribution. The number and streamwise length scale of hairpin vortices decrease over streamwise riblet surface. The correlation between number of uniform momentum zones and Reynolds number remains the same as smooth surface.     

Study of riblet drag reduction for an infinite span wing with different sweep angles

This paper studies the riblet drag reduction effect for an infinite swept wing under a low Reynolds number using a large-eddy simulation. The results show that the drag reduction ratio is not linear under different sweep angles. The maximum drag reduction ratio in this study is 9.5% for a wing with a 45° sweep angle. The local surface streamline angle and turbulence quantities are calculated to analyze the drag reduction mechanism. The results demonstrate that the riblets considerably suppress the Reynolds stresses above the wing upper surface, while the turbulence kinetic energy in the near wake is increased. A possible relaminarization phenomenon is observed at the middle part of the wing. Quasi-two-dimensional flow structures are observed near the wall, and a peak frequency is considered as the dominant frequency of the region.     

仿生减阻翼型的气动性能

利用一种基于滑移边界理论的仿生肋条结构的模化方法,对仿生减阻翼型的气动性能开展了数值模拟研究。结果显示:肋条结构同时布置在翼型压力面和吸力面湍流区域时,仿生减阻翼型的阻力可降低1.73%~3.07%,升阻比可提高2.10%~4.08%,其中黏性阻力的减小是总阻力下降的主要原因。对流场分析表明,仿生减阻翼型的速度曲线出现一定抬升,使得湍流边界层中的黏性子层增厚,进而导致了仿生减阻翼型气动性能的提升。