小展弦比飞翼标模跨声速横向失稳运动

适应于高速巡航、隐身、机动飞行的小展弦比飞翼布局采用了大后掠三角翼外形,在跨声速时会面临与三角翼类似的前缘涡非对称破裂引起的横向失稳运动。为了研究该失稳运动特性及其控制策略,以小展弦比飞翼标模（前缘后掠角65°,展弦比1.54）为研究对象,结合气动/流动一体化测量风洞试验、自由滚转风洞试验以及数值模拟等综合手段,成功地在风洞中捕捉到了马赫数为0.8、0.9,迎角为15°~20°条件下的横向失稳运动,包括机翼下落和机翼摇滚运动形式。对失稳运动进行的品质因数分析表明,其横向飞行品质大幅下降。利用频谱和相轨迹分析发现其失稳运动属于混沌或多周期的宽频振荡。采用前缘襟翼下偏10°、内外侧副翼同时下偏10°的组合进行了自由滚转风洞试验对比研究,证明了该舵偏组合在马赫数为0.8,迎角为20°时起到了抑制失稳运动的作用。基于CFD手段开展了失稳运动流动机理研究,结果表明在跨声速时,左右机翼的前缘涡在激波干扰下分离不对称,产生的滚转力矩高低频共存,引起了模型自激振荡。     

小展弦比飞翼布局飞机横向涡流控制气动机理

为增加小展弦比飞翼布局飞机横向控制效能,设计了可提供飞机滚转力矩的涡流控制方案,在此基础上研究了三角翼前缘非对称垂直喷流对前缘涡破裂位置和结构的影响。应用三维任意坐标系下的雷诺平均N-S方程数值模拟方法和Spalart-Allmaras方程湍流模型,对小展弦比飞翼布局飞机前缘非对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究分析。结果表明：与无喷流情况相比,喷流速度、喷口压力、飞行迎角的不同造成了涡破裂点的改变以及涡的强度和涡轴位置的变化,这些因素最终引起流场变化,并产生不对称力和力矩;喷流产生的直接力和力矩与飞行状态无太大关系;垂直喷流在进行横向控制同时产生较小的偏航力矩,对阻力的影响也较小。     

小展弦比飞翼布局作战飞机垂直面机动性研究

比较分析了某小展弦比飞翼布局作战飞机与典型的常规布局战斗机F16在亚、跨、超声速范围的气动特性,相对而言,飞翼布局飞机具有较大的升阻比和较低的翼载荷.计算并分析了该飞翼布局作战飞机与F16在垂直机动面内的平飞加速性能和跃升性能,得到了由于布局和气动特性不同引起的飞翼布局作战飞机机动性的新特点.研究结果对飞翼布局作战飞机的设计和作战使用均具有一定的参考意义.     

小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响, 基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局, 在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下, 通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08, 在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明, 在相同迎角条件下, 翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响, 翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/C_r=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局, 且在前缘涡破裂之前, 翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓, 升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时, 前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关, 当前缘涡穿过激波时, 涡强和涡核轴向速度迅速降低, 当涡核轴向速度降为0时, 前缘涡破裂。     

小展弦比飞翼布局飞机稳定特性

 飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,构型的改变导致其稳定特性与常规飞机有很多不同。针对小展弦比飞翼布局飞机,分别研究其在几种典型飞行状态下的纵向和横航向的静、动稳定特性,通过与常规布局飞机进行对比,着重揭示了飞翼构型参数、飞行状态与其稳定性间的量化规律,并详细分析了这一布局纵向短周期模态及横航向荷兰滚模态发散的具体成因。     

小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

在小展弦比飞翼布局机翼外侧上/下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面, 并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明, 上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩, 实现航向控制;当α>6°时, 由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内, 在前缘涡的吸力作用下, 嵌入面航向控制效果迅速下降, 直至失效, 且进行航向控制时存在不利的滚转耦合;下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩, 实现航向控制;通过在小迎角范围内使用上嵌入面, α>6°时使用下嵌入面, 不仅可在全迎角实现航向控制, 且不影响飞机的隐身性能。     

涡流控制在小展弦比飞翼布局飞机上的应用研究

全隐身布局飞行器采用无尾飞翼布局,此种布局具有很多优点,但是在动态特性上存在一些新的问题,造成了飞行器稳定和操纵的困难.通过对小展弦比飞翼布局飞机进行涡流控制,可以产生较大的控制力矩,从而对飞机进行纵向和航向的控制,改善飞机的操纵效率.控制力矩是非线性变化的,其大小与飞机飞行状态(迎角、速度等)以及喷流的状态(喷流速度、喷孔位置、喷流方向等)有关.将喷流产生的控制力矩应用于飞机的控制,通过对增加喷流后飞机静操纵特性的分析,表明其改善了飞机静操纵特性和隐身性能,具有较好的实用性.     

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究

采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow, 计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究, 得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下, 雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时, 雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时, 雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时, 雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题, 发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。     

小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性

小展弦比飞翼布局是中国新型战斗机布局的选择之一,其动态特性尤为重要。针对小展弦比飞翼标模在较大攻角下出现的非定常流动与自由摇滚现象,采用延迟脱体涡模拟（DDES）方法以及动力学模态分解（DMD）方法研究了飞翼标模在Ma=0.6下的非定常流动特性、脉动压力特性、自由摇滚特性,分析运动失稳机理,探索失稳运动控制方法。研究表明：飞翼标模大攻角下非定常流动特性主要体现为,头部发展的集中涡、涡破裂、螺旋波流动结构,其中旋涡破裂点以St=0.12～0.23的频率沿涡轴振荡,螺旋波频率在St=1.16～2.33范围内。数值模拟获得的飞翼标模自由摇滚特征与风洞试验吻合较好,摇滚运动出现在俯仰角24.5°～26°,滚转角平衡位置为28°。对摇滚机理的研究发现,背风侧的集中涡流动与迎风侧的分离流动相互“博弈”是摇滚运动发生与维持的物理机制。上扰流板打开30°时,对自由摇滚运动控制效果不明显,外侧副翼向下打开30°时,自由摇滚现象能够得到较好的抑制。     

飞翼模型高速风洞PIV试验研究

对小展弦比飞翼标模在2.4米跨声速风洞中创新开展了PIV试验。对空风洞进行了测速校核, 并对小展弦比飞翼标模开展了二维、三维涡迹PIV测试, 试验马赫数为0.4~0.9。测试结果表明, 2.4 m风洞PIV试验数据具有较高的准确度, M≤0.8时空风洞测速结果与理论值相差不超过1%, M=0.9时相差不超过2%。小展弦比飞翼标模测试结果显示, M数增大使机翼尾涡涡量和切向速度增大, 涡核向内展向方向移动。前缘涡与上翼面分离具有密切关系:当M=0.8、α≤12°时, 翼梢测试截面的前缘涡尚未破裂, 上翼面未发生显著的流动分离;当α≥13°时, 前缘涡破碎时机提前, 当地后1/2弦长区域产生了比较明显的流动分离。     

有限长圆管内刚体旋转流的直接数值模拟

通过对三维不可压缩粘性流体的直接数值模拟,研究了有限长圆管内刚体旋转流在初始扰动下,扰动的增长和动力学演化过程.首先,通过改变流动的Reynolds数和旋转角速度ω,分析了轴对称流动中Reynolds数和ω对流动失稳的影响.对于高Reynolds数轴对称流动,利用数值模拟得到的不稳定结果与无粘线性稳定性理论预测的结果一致.最后,为进一步研究流动不稳定发展的三维效应,又进行了完全三维流动的模拟.数值结果表明,三维流动中不稳定的主导模态为螺旋模态,模态在线性段指数增长,导致流动产生螺旋型的漩涡破裂,之后经过非线性段的增长后达到饱和,流动最终发展为轴对称泡型旋涡破裂的稳定状态.     

俯仰三角翼的流态及结构

本文对俯仰三角翼的流动特性进行了实验研究,给出了俯仰三角翼的截面流态特点,对三角翼俯仰运动的流动机理进行了分析.     

分离涡运动和破裂特性的理论研究

本文提出不可压和可压缩粘性涡核运动方程及其解法;研究旋涡破裂边界,初始参数和外流参数对旋涡破裂的影响以及旋涡破裂机理;给出细长三角翼前缘分离涡破裂的理论模拟方法,初始参数对高速旋涡破裂的影响,可压缩粘性旋涡的运动特性以及压缩性效应。     

鸭翼双三角翼流态及气动力特性研究

本文给出了鸭翼对双三角翼气动特性及涡的发展和破裂过程的影响，进而分析了鸭翼位置、平面形状对全机气动特性影响的机理，并提出了合理的鸭翼双三角翼布局形式。     

弹体头部形状与弹翼位置对弹翼涡破裂位置的影响

1.引言 近代战斗机和战术导弹,为获得高机动性能,一般均在大迎用下飞行.众所周知弹翼涡的破裂对大迎角导弹气动特性有着重要影响.因此影响涡破裂的因素是设计部门极为关