尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响。迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°。试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好。迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度。对于迎角α=40°,当弯折角度B=20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c。     

机翼上表面喷流偏转被动控制实验研究

通过静态推力实验,研究了襟翼形状对机翼上表面喷流偏转的影响。在此基础上,通过涡流发生器对喷流偏转进行被动控制,研究了涡流发生器安装位置、安装角和涡流发生器高度对喷流偏转性能的影响。结果表明:喷流偏角在襟翼偏角为30°时达到最大值,并随襟翼半径增大而增大;使用涡流发生器有助于促进喷流附着、增大喷流偏角;安装角和涡流发生器高度是影响喷流偏转性能的关键参数。     

大攻角下S弯进气道内气流的动特性

本文给出了横截面形状由矩形圆滑过渡到圆形的S弯进气扩压管道在0°～80°进气攻角下出口截面总压动态信号与进口气流脉动的关系,内容包括进、出口气流动态信号的基本性质及其联合性质,以及出口总压脉动的均方根值随攻角变化的规律。研究结果表明,进气攻角增大时,出口总压脉动的均方根值先增大后降低;进气攻角大于20°后,出口总压与进口气流脉动有相关作用,其中以60°攻角时相关作用最强;S弯管道内的旋流对出口总压脉动最大的位置及它与进口气流脉动相关最强的位置有决定性的影响。     

低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构实验研究

通过水洞流动显示实验对低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构进行了研究,特别是前缘剖面对50°三角翼绕流涡结构的影响及存在双涡结构时模型的最大后掠角.实验表明,双涡结构对染色液的注入位置很敏感,且这一双涡结构现象在64°三角翼绕流中仍可观测到;此外,前缘剖面形状严重影响涡破裂位置及涡核的空间分布.与迎风面倒角前缘相比,背风面倒角的三角翼易于产生双涡结构、可以推迟涡破裂并使涡核靠近模型上表面,进而有利于提高三角翼的气动特性.     

翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“+0-”构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

应用数字图象处理技术研究涡流场

本文描述的实验采用干冰为示踪粒子，对脱体涡系作了流动显示，并对摄取的图片进行了数字图象处理。结果清楚地提示了涡的三层结构。在主涡的诱导下，出现二次涡，而二次涡会影响脱体涡的速度分布。实验还得到了脱体涡流场的灰度分布图，并将得出的涡核直径与ＬＤＶ得到的结果进行了对比。实验结果还证明来流迎角、侧滑角及前缘后掠角会影响涡核的位置和强度。当机翼前缘后掠角增加时，脱体涡向不稳定方向发展。     

零侧滑大攻角下尖拱圆柱形弹体的侧力

在 FD-09低速风洞中进行了零侧滑大攻角下尖拱圆柱形弹体侧力的实验研究。试验是在雷诺数从2.3×10~5至9.2×10~5范围内进行的。攻角从-4°到70°。试验结果表明:侧力的“起始角”当长细比增大时减小,当头部顶角增大时增大。侧力的方向和量值对雷诺数和滚转角的反应是敏感的。头部边条有助于消除侧力。     

布撒器气动特性分析

为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半 ,布撒器纵向最大配平攻角约为 4°～ 6°之间 ;如果采用全部舵偏 ,布撒器在所有实验攻角下均可配平。     

基于时间解析PIV的串列水力转轮尾流特性研究

为研究串列水力转轮组合的下游转轮对上游转轮尾流的影响，采用时间解析PIV系统对2个垂直轴Bach水力转轮之间的流动进行测量。在不同来流速度条件下，研究下游转轮的安放角对上游水力转轮尾流的影响，对比分析受到水力转轮边界影响的尾流特征。研究结果表明:来流速度增大时，速度恢复区向上游转轮延伸，当下游转轮安放角小于108°时，该区域的速度随安放角增大而减小；当下游转轮安放角大于108°时，速度变化趋势相反。尾流中的旋涡涡心位置随安放角不同上下偏移，在部分安放角下，旋涡被拉伸变得扁平，流线也因此呈现出与无下游转轮时不同的非水平偏转状态；高能涡量区域在部分安放角和来流速度增大时，逐渐向下游和尾流中心发展，流场中离散的小尺度涡不断增加；尾流中的大尺度涡结构包含于前3阶的POD模态中，而高阶POD模态主要表征小尺度的流动结构。     

光滑圆盘上小半球对边界层发展影响的实验研究

应用氢气泡流动显示技术对圆盘上小半球对边界层转捩的影响进行了观测.实验结果表明当Rer＞302时,将会从小半球脱落周期性的发卡涡.发卡涡在自诱导速度的作用下产生倾斜向上的运动,发卡涡头部顶端率先进入高速流区,因而比其根部运动更快,使发卡涡受到流向的拉伸,增加其流向的涡强,增加了流向涡强将使发卡涡的头部有更大的向上速度,由此而形成了不断加强的拉伸、自诱导过程,这就使三维扰动快速增长,导致边界层速度剖面出现局部的暂时变形,从而产生一个强剪切层,强剪切层很不稳定,导致发卡涡破裂而形成湍斑,在下游发展成完全湍流,而在边界层转捩过程中则观察到了水充速度有很强的负脉动.在小半球前缘附近会形成稳定的standing涡,并对standing涡及发卡涡对周围流体的诱导作用进行了细致的分析.小半球对边界层的扰动以锲形向下游传播,锲形的半顶角称为扰动扩散角,一个半球与三个半球的尾迹区没有明显的区别,每个半球扰动的扩散角均为5.7°.     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后抗角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分离，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率、高升阻比、大失速攻角及良好的纵横向和侧向静安定性等优点，同时通过电磁模型在微波暗室中测试，在迎头和侧向的ＲＣＳ值（雷达反射截面）均有明显的下降。     

滚摆非定常流场的定量流动显示

对 8 0°三角翼滚摆的非定常流场进行常规流动显示和定量流动显示即PIV测量 ,获得了对于引起和维持滚摆的气动机理的新认识 ,即引起和维持滚摆的气动机理不仅在于前缘分离涡相对翼面位置的动态迟滞特性 ,而且还在于前缘涡强度的动态迟滞特性     

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

1．2m和0．6m高速风洞飞机大攻角测力试验数据相关性研究

介绍飞机大攻角标模在高速所１．２ｍ和０．６ｍ风洞中进行大攻角测力试验研究所得数据与国外２．５ｍ和０．６ｍ风洞所得数据的相关研究情况。相关性研究的试验Ｍ数均为０．３５～０．８；两座０．６ｍ风洞试验攻角为０～２９°；侧滑角高速所为５°，国外为５°、１０°。１．２ｍ和２．５ｍ风洞的试验攻角为－３～４８°；侧滑角为５°、１０°。研究表明，该飞机模型在这四座风洞中吹风试验数据的相关性是好的。     

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构.     

低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究

数值模拟研究了Re=4×10⁴时小迎角下表面局部振动激励对SD8020翼型气动特性的影响,从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明,迎角2°和3°时局部振动激励能够有效对流场施加影响,促进层流分离泡结构的转变,改善翼型的气动性能。同时研究发现,振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似,频率f=32 Hz时气动性能提升最明显;而随着振动幅值的增加,层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明,迎角2°和3°时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程,弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致,此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。     

微型飞行器低雷诺数流场显示试验研究

在南航非定常风洞内,对一盘状微型飞行器的气动特性进行了测力和流场显示实验,给出了不同迎角下微型飞行器的空间流场显示结果.研究表明:随着迎角的增加,在机翼上表面开始形成前缘分离涡,并且前缘涡的尺度和强度不断增加.迎角继续增大,前缘涡首先在后缘开始破裂,并不断前移,最终导致微型飞行器的失速.模型上前缘分离涡的形成、发展和破裂是导致盘状微型飞行器气动力特性产生变化的根本原因.     

以外加辅助件推迟三角翼上涡破裂的初步水洞实验

对尖锐前缘、后掠角为60°的大迎角平板三角翼模型进行了水洞实验。附加小辅助件,使机翼前缘脱体涡推迟破裂。流动显示表明,在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动布局的研究工作参学。     

三角机翼过失速非定常空气动力特性研究

在３ｍ低速风洞中研究了７０°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台，它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度，迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围０°－９０°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出：当作大迎角纵向过失速机动时，其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征，它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角（α＞３０°）具有阻尼特征，但在高迎角时（３