环量控制尾梁参数对直升机尾梁侧向推力的影响

用动量源法模拟了旋翼的下洗流,对壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数进行了研究,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系.其中,动量系数(喷气强度)和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点.研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;旋翼下洗流中单缝最佳缝隙位置与风洞中相差很大;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数.     

环量控制尾梁实验研究

介绍了带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验。根据测量数据计算出尾梁上气动力随环量控制参数的变化情况，并绘制成曲线。主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响。     

无尾桨及其实验研究

介绍了无尾桨概念及带环量控制尾梁的直升机模型在风洞中和旋翼下的测压实验，主要研究动量系数和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响；另外，对环量控制尾梁上的流动状态也进行了显示实验。通过对实验结果的分析，研究环量控制尾梁的原理及应用。     

直升机环量控制尾梁截面形状分析

基于二维可实现k-Epsilon湍流模型模拟计算了直升机环量控制尾梁上的升力,并与试验结果进行了对比,计算结果与试验结果之间显示出了可接受的吻合度。利用已验证的数值计算方法和网格划分方法,分别计算了三组不同截面形状的环量控制尾梁在不同几何参数(喷射角、缝位角、基准直径和狭缝数量)或试验条件(喷射气流速度、下洗流速度)下的升力。结果显示,通过优化尾梁截面形状和狭缝相对位置,引导气流在截面曲率较大的位置处脱离壁面,可以提高尾梁升力并增强附壁气流的稳定性。模拟计算结果还揭示了提高下洗流速度和降低狭缝喷射角可以提高优化尾梁截面和狭缝相对位置的效果。     

环量控制机翼增升及滚转控制特性研究

环量控制作为一种高效的主动流动控制技术,在飞行器的气动改善、姿态控制方面具有巨大潜力。本文设计一套可以实现向下吹气的环量控制装置,并将其应用于飞行器进行气动控制。首先,通过数值模拟选取环量控制参数,同时分析环量控制翼型的气动特性。通过风洞实验,对同尺寸常规舵面模型和带有环量控制装置的模型进行气动力和气动力矩研究;采用粒子图像测速(PIV)技术,对环量控制模型开展流场研究,分析该装置产生气动控制效果的流动机理。测力实验表明吹气系数C_μ=0.04时,环量控制机翼升力最大增加32.4%,滚转力矩最大增加60.3%。PIV测流场实验表明,较高速度的射流使机翼后缘的气流发生了偏转,增加了环量,改变了机翼受力。引入"有效升阻比"的概念,分析环量控制机翼的吹气效率,结果表明,当吹气系数C_μ=0.02时,有效升阻比最大,环量控制机翼的吹气效率最高。     

尾梁边条对直升机气动性能影响试验研究

为克服旋翼产生的反扭矩,目前直升机上主要采用单旋翼带尾桨、双旋翼等布局方案,同时发展了尾梁环量控制及尾梁边条技术。本文应用旋翼/机身组合模型风洞试验方法,探究了尾梁边条对直升机悬停及前飞性能的影响。重点研究了悬停及不同前飞速度下,不同长度和不同安装角度尾梁边条对直升机气动性能的影响。试验结果表明,悬停状态尾梁边条可通过提供侧向力来增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载从而减少尾桨功率消耗。而前飞状态尾梁边条对直升机气动性能基本没有影响。     

旋转圆柱对翼型气动特性影响的数值模拟研究

采用数值模拟的方法研究了旋转圆柱对NACA0015翼型气动特性的影响,着重分析了前缘旋转圆柱转速比和缝隙大小对翼型升阻特性的作用规律以及不同安装位置的高速旋转圆柱结合简单襟翼偏转下的翼型气动力特性。结果表明,高速旋转的圆柱代替翼型前缘可以有效地抑制翼型背风区的流动分离,延缓边界层的发展从而改善翼型气动特性。前缘旋转圆柱理想的转速比在4附近,缝隙在2.5mm至1.5mm之间可以满足使用要求。简单襟翼结合前、后缘高速旋转圆柱情况下翼型的气动力特性可以比拟精心设计的多段翼型。旋转圆柱具有增升减阻效果显著,需要主动输入的能量极少等优点,是一种具有良好应用前景的边界层流动控制技术。     

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。     

涡轮叶栅尾缘冷气喷射对主流场干扰的物理模型的研究

本文分析了叶片尾缘喷气与主流干扰的机理,改进了二维、可压缩的涡轮叶栅尾缘喷气模型,并以能量损失系数ξＦ 来反映冷气喷射对主流的气动影响。通过尾缘喷气模型与涡轮叶栅流场计算及附面层参数的关联,分析了冷气喷射后的气动损失。与实验结果的对比分析表明,该模型能较准确地反映叶栅尾缘冷气喷射与主流的掺混情况,适用于预测不同形式的叶栅尾缘喷气对叶栅气动性能的影响     

结冰环境下结冰/除冰过程的气动参数测量实验技术

采用结冰风洞实验方法,在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平,获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略,单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中,圆柱模型阻力系数随时间不断增大,呈现出近似线性增长趋势,而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中,前缘冰壳滑动改变了姿态,会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化,其对气动性能的影响难以预测。