小振幅振动翼型升力迟滞环变向的成因分析

在低雷诺数条件下研究了SD7037翼型小振幅强迫振动时，振动轴位置和减缩频率对翼型气动特性的影响。通过升力系数随时间变化曲线与迎角随时间变化曲线的对比，发现引起升力系数随迎角变化的迟滞环变向的原因主要是升力系数随时间变化曲线的相位发生变化，并从数学上证明了这个相位是关于减缩频率的函数。而且，当升力系数随时间变化曲线的相位变大时，会使得对应的升力系数随迎角变化的迟滞环曲线从逆时针向顺时针方向变化，这中间必然会经历一个"直线"过程，就好像迟滞现象消失了一样。进一步通过对比流场，发现振动轴位置和减缩频率对此相位的影响机制不同，振动轴位置主要改变翼型的有效迎角，而减缩频率的增大则影响了周围流场结构，使得附加质量带来的反作用力变大，进而提高升力，振动轴向前移动和减缩频率的增大都会增大升力系数曲线的相位。     

涡襟翼在不同雷诺数下的控制分离特性研究

受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发,涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性,其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域,且涡心位置的涡量得到大幅提升,使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面,而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开;但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况,由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性,而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。     

不同振动形式下的翼型失速特性

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了翼型在强迫振动和自然结构振动下的大迎角流场特性,尤其是失速迎角附近的流场和气动特性.研究结果表明:在接近颤振临界速度情况下结构自然振动可以引起翼型大尺度的分离,导致失速分离涡提前出现;强迫性的沉浮运动和俯仰运动在一定幅度下也可以引起失速性质的大分离,而且沉浮和俯仰振动的频率和振幅都是影响翼型大尺度分离的重要因素.     

环量控制翼型气动力迟滞效应研究

为研究环量控制翼型在非定常运动中的气动力迟滞效应,通过求解环量控制翼型的强迫俯仰振动数值模拟数据,研究了不同减缩频率、振幅和射流动量系数对环量控制翼型气动特性的影响规律,分析了不同动量系数对非定常流场变化的作用机理。研究结果表明:减缩频率和迎角振幅越大,气动力迟滞效应越明显;小迎角下动量系数越大,迟滞效应越微弱,而大迎角下动量系数越大,迟滞效应越明显,并表现出提前动态失速的特征;气动力迟滞效应主要受翼型上表面压力分布影响,与后缘涡和上表面分离涡关系密切。所得结论对于环量控制技术在无人飞行器控制和操纵方面的应用具有一定的实际意义。     

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明：在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。     

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。     

风洞实验中机翼振动对气动特性影响的计算分析

通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。     

翼型等速上仰绕流结构的观测

 翼型在不同转速下等速上仰时,其绕流结构不一样,转速越高,前缘涡开始形成的迎角越大。给定转速时,初始迎角大前缘涡形成得早。终止迎角对流动结构的影响与转速有关。平板翼型上仰时,前缘涡在较小迎角开始形成,涡的尺寸较大。     

低雷诺数翼型局部振动非定常气动特性

针对低雷诺数翼型特殊的气动特性,采用基于动网格的非定常数值模拟方法,研究翼型表面不同弦向位置的局部蒙皮以不同频率及振幅振动时对低雷诺数翼型气动特性及流场结构的影响,揭示蒙皮振动增升减阻的机理。研究表明,在低雷诺数条件下局部蒙皮振动可有效提高翼型气动特性,与刚性翼型相比蒙皮局部振动可使翼型升力系数提高,阻力系数降低,升阻比提高。振动位置对翼型气动特性及流场结构有显著的影响,振动表面位于翼型前缘附近或位于层流分离泡中心时可有效控制翼型层流分离,从而提高翼型气动特性。振动频率对翼型表面层流分离及转捩位置均有显著的影响,随着振动频率增加,翼型气动特性出现最优值。与刚性翼型相比,表面振动使翼型转捩位置略向上游移动,摩擦阻力增加,但振动使等效翼型相对厚度减小,压差阻力明显减小。在小幅振动范围内,随着振幅增加,流场非定常特性更加显著,翼型升阻比增加。     

绕翼型分离流结构的数值研究

利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。     

动失速型非定常分离流的主动控制

本文对动失速型非定常分离流的主动控制方法在低速风洞中进行了实验研究。在二元平板模型中部安装一作振荡运动的主扰流板产生动失速型非定常分离流；在其上游的模型表现上安装另一控制用的振荡小扰流板，应用非定常流的相平均测压技术，研究前置小扰流板的控制效果。实验结果表明，通过控制两扰流板之间的运动相位差，可以显著影响并改变动失速型分离涡的强度和对流时间特性。在有利的控制相位下，涡的负压峰值最大可降低４８％，涡     

小振幅振荡圆柱域内部的定常整流旋涡流动

对充满静止不可压缩粘性流体的圆柱形，当柱壁沿垂直于柱轴方向作小振幅简谐振荡时的内部流动进行了实验研究，发现柱壁振荡在圆柱域内也诱导形成旋涡形态的定常整流流动。流动图谱随不同的振荡参数组合呈现四涡形态、双涡形态以及足印状双涡和蝶状四涡的过渡形态，并初步给出了不同整流图谱随数变化的演化规律。     

计算谐振机翼气动力的激波膨胀波级数展开法

本文根据激波-膨胀波理论,忽略了反射波对翼面压强分布的影响,把斜激波之后和通过一族主特征线的压强展成级数,给出了沉浮和俯仰谐振翼型表面压强分布的近似解析解。然后应用片条理论导得三维机翼振动导数的闭式解。文中给出三角形机翼俯仰导数的几个实例,数值结果与现有其它方法的结果有很好的一致性。     

绕振动旋成体的跨声速流数值分析

本文采用Ｅｕｌｅｒ方程和ＴＶＤ格式数值求解了小幅振动旋成体的非定常跨声速绕流问题，，假设在绕小幅振旋成体的非定常气流中，物理量的变化为平均定常扰动物理量的高阶小量，然后对Ｅｕｌｅｒ方程进行摄动展开，导出前两阶（零阶及一阶）摄动量的控制方程和相庆的边界条件，并进行数值求解。文中仅给出了振动旋成体的非定常压力分布。     

压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟

对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率.      

垂直交叉双圆柱绕流强迫振动数值模拟

采用虚拟体法数值模拟了平面单圆柱绕流强迫振动,以及空间垂直交叉双圆柱绕流下游圆柱强迫振动流场。验证了单圆柱强迫振动中的锁定状态以及相位突变现象,从而证实了该数值方法模拟振动流场的可靠性。研究了在雷诺数Re=150、间距为5倍圆柱直径、下游圆柱按正弦曲线振动时,对尾流场的影响。下游圆柱两端尾流场在振动的作用下,涡的横向间距增大,而中心尾流场由于受上游圆柱尾流的影响而保持原先的状态。下游圆柱在锁定区的振动使尾流场变得稳定,表现在流向二次涡结构的减少,以及尾流场的速度场频谱趋向单一化。     

改进的VOF方法对气液两相流振荡流动和传热计算的影响

在VOF(volume of fluid)模型的基础上,引入level set函数,形成CLSVOF(coupled level set volume of fluid)模型对气液两相流的振荡流动和传热过程进行数值模拟,与只采用VOF模型模拟的结果进行对比分析,并与实验结果相比较.结果表明:无论是针对矩形空腔中两相流的振荡流动和传热,还是活塞冷却油腔中机油的振荡冷却过程,采用CLSVOF模型都可以更为准确地模拟气液两相流的振荡流动规律,传热系数计算值也与实验结果保持了更高的一致性.对于活塞冷却油腔中机油的振荡冷却计算,随着转速即雷诺数的增大,传热系数计算值的误差开始增大.在极限转速3000r/min时, CLSVOF模型的误差为3.8%,VOF模型的误差为7.5%, CLSVOF模型的误差增幅稳定在0.6%左右.CLSVOF模型的误差较小且误差增幅稳定,说明其计算准确性更高.      

机翼动态气动特性实验研究

介绍了动态特性风洞实验的技术方案、测试系统和测试软件。对前缘后掠６０°的三角翼在迎角０°～９０°范围内快速上仰时的升力进行了测量。结果表明：机翼快速上仰时,随上仰速率增大最大升力系数增高,即动态升力效应更明显;失速迎角也增大。此外,给出了简缩频率、平均迎角、振荡振幅以及俯仰轴位置等对振荡机翼产生的非定常瞬时力的影响     

机翼及振动襟翼的非定常气动力计算

 <正> 1.引盲 研究细长翼及其前缘襟翼大幅度振动所引起的气动力,有助于了解非定常流的一些特点,对未来高机动飞机的设计和飞行控制也有重要意义。计算这种情况的气动力,因涉及大尺度非定常分离流问题,需要能模拟自由涡面变化的位流方法,如常值偶极子格网法〔‘、涡格法山。〕和混合涡法〔‘〕。这些方法及其应用还在发展中〔,,。〕。为拓展位流方法的应用范国,本文就涡格法对单、双三角翼带振动前缘襟翼的气动力进行了探讨     

大厚度翼型分离流场的稳定性探讨

基于k-ω的SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均Navier-Stokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了弹性支撑下的大厚度对称翼型流场及其翼型动态过程,研究结果发现：在所给定的雷诺数条件下,弹性支撑下的大厚度翼型在一定大迎角范围内存在分离流场稳态的转化现象,此结果的意义在于：1）同一基本迎角下的翼型分离涡存在多个稳态流场;2）弹性支撑的翼型在大迎角分离流条件下气动力在物理上本身就存在非唯一性,从一个新的角度解释了大迎角气动力测量中的分散性。