大迎角下小振幅振荡三角翼破裂涡的频率特性

在风洞和水洞中分别进行了小振幅振荡三角翼的动态测压和热膜测速实验,目的是研究振荡的无量纲频率 n 对于三角翼前缘涡的频率特性的影响.对风洞中测得的压力数据进行频谱分析,发现 n 值在0.018~0.036时,即与三角翼翼面上涡破裂点的振荡频率接近时,会发生耦合现象,使振动能量明显加强;对水洞中测得的速度数据进行频谱分析,则发现 n 在0.8~1.4的范围内,即与螺旋波的传播频率接近时,三角翼的振荡会使涡破裂点向后缘移动,延缓了涡的破裂,使螺旋波频率增大.     

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.     

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.      

后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟

为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.      

尖顶襟翼长度对三角翼前缘涡破裂的影响

为了抑制三角翼前缘涡破裂的发生,研究了大攻角下(30°～50°)尖顶襟翼对70°三角翼前缘涡破裂的影响.在静态实验情况下,尖顶弯折对三角翼前缘涡破裂影响的参数有2个:尖顶襟翼弯折的角度及其长度.染色液流态显示结果表明:尖顶襟翼的向下弯折减小了靠近襟翼翼面的有效攻角,从而推迟了前缘涡破裂的发生,涡破裂位置随弯折角的变化呈非线性变化且弯折襟翼越长效果越好,α=35°时两个弯折组合的效果要比单个弯折的好.     

绕三角翼流动中的非定常现象研究

利用流动显示技术、片光技术及PIV技术,对三角翼面上的各种非定常特性做了研究.分别对涡层中的小涡结构,二次涡同主涡相互作用所引起的二次涡的喷射效应,螺旋破裂扰动的非定常特性,涡破裂点沿轴方向振动的非定常特性,以及完全分离流中的非定常特征进行了较为细致的研究,给出了不同扰动的频率特性.      

双三角翼外翼前缘钝度对气动特性的影响

笔者对75°/60°双三角翼模型进行了水洞流态观测实验、低速风洞测压实验、空间流场测量实验,研究了双三角翼外翼前缘钝度对气动特性影响,包括对涡态的影响。这里发表的是第一期实验的初步结果。结果表明,外翼前缘钝化使内翼涡涡核推迟破裂,外翼前缘钝化主要影响双三角翼前缘折点后的后半翼上表面的C_p分布,特别是在涡发生破裂后,其影响较大。     

非定常集中涡破裂形态及其对扰动的影响

本文中利用三角翼前缘涡襟翼的强制振动来推迟涡破裂。流场显示实验结果表明,在有强制扰动时,集中涡显示出两种不同形式的破裂,可分成六种不同的破裂形态。非定常集中涡的一个破裂过程涉及几种破裂形态之间的转换。涡襟翼振动产生的非定常效应对涡破裂的影响与三角翼后掠角有密切的关系,随后掠角增大非定常效应的影响变小。就实验迎角范围而言(α<35°),对50°后掠角三角翼,涡襟翼振动可显著推迟涡破裂;但对70°后掠角三角翼,振动却能促进涡的破裂。涡襟翼振动改变了集中涡的性态,使集中涡趋向于和前缘平行。振动对涡破裂的作用部分地与这种效应有关。     

双三角翼大迎角翼面压强分布与涡态相关分析

将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析,分析表明:垂直于双三角翼翼面的典型横截面上展向压强系数Cp分布与空间涡态有明显的对应关系,Cp分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态,Cp峰值随α变化反映了涡强随α的变化,Cp峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置,Cp峰形的平坦反映了涡的破裂.     

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

基于流动显示的翼尖涡不稳定频率测量

翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不稳定模态的频率,2种方法得到的频率相对误差最大不超过5%。研究结果表明:涡对的空间运动通常展现出长波与短波模态的耦合,涡核的高频短波振荡耦合在低频长波摆动中,以前者为主要含能模态;短波不稳定性的无量纲振荡频率随雷诺数的增大而增大、随机翼攻角的增大而减小。      

涡街流量计信号处理方法与实现

设计一种基于变增益运算放大器和带通开关电容滤波器的新型涡街流量计信号处理电路.单片机利用模拟数字转换电路(A/D)实时检测涡街流量计传感器输出信号的幅度和频率,同时利用数字模拟转换电路(D/A)对变增益运放进行控制,为后续的信号检测电路提供幅度相对稳定的有效信号.带通开关电容滤波器在单片机的控制下实时跟踪变增益运放输出的信号频率,保证带通滤波器的中心频率接近信号频率,以达到良好的滤波效果.滤波后信号通过单片机进行频率信息的精确计算以及流量的解算.实验结果表明,变增益运算放大电路有效解决了涡街流量计传感器输出信号幅度变化范围大而造成的放大电路复杂,分段放大信号幅度不连续等问题;带通滤波器通过单片机实时调整中心频率,对信号中各种干扰起到较好滤波效果.      

鸭翼布局中双立尾对全机气动及流场特性影响

在战斗机先进气动布局研究中,双立尾位置的选择始终是一个十分重要的问题.不适当的双立尾位置会给飞机纵横向气动特性带来严重的影响.对一种鸭翼布局的飞机模型,按3种不同的双立尾配置进行了气动力测量、流态显示,然后用PIV(Particle Image Velocimetry)进行了不同迎角下的流场测量.结果表明:双立尾处于飞机内侧后置内移位置其最大升力系数具有最大值.破裂过程及流场特性同无双立尾时的情况十分相似,进而说明双立尾同机翼涡的干扰主要是促进了涡的提早破裂,从而恶化了全机气动特性.      

基于EEMD-Hilbert谱的涡街流量计尾迹振荡特性

为了研究涡街流量计尾迹振荡特征,采用集总经验模态分解(EEMD)-Hilbert谱方法,对测量介质为空气、流量范围为10.58~220 m~3/h的涡街流量计管壁差压信号进行处理,首先用EEMD方法对管壁差压信号进行分解,得到固有模态分量,然后对分解后的各个分量进行Hilbert变换,得到Hilbert谱和边际谱,进而提取管壁差压信号的旋涡脱落频率。比较了Fourier变换与EEMD-Hilbert谱方法在信号去噪和频率提取方面的性能。结果表明:EEMD-Hilbert谱方法可有效去除叠加在实际涡街成分之中的噪声,能够较完整保留尾迹振荡的固有成分;在流量较低时,EEMD-Hilbert谱方法对尾迹振荡频率的提取精度比Fourier变换高30%以上,有效拓展了涡街流量计的测量下限;通过计算能量比,揭示了EEMD-Hilbert谱方法提高频率提取精度的原因,即EEMD-Hilbert谱方法降低了信噪比;Hilbert谱直观表示信号的时间-频率-能量关系。