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。     

双三角翼俯仰振荡运动的流场特性数值模拟

 建立了适用于双三角翼大迎角非定常分离流场模拟的数值方法,研究双三角翼俯仰振荡时的动态流场特性,给出动态流场结构和气动力性能随迎角的变化规律,重点考察了减缩频率、转轴位置、平均迎角和振幅等参数对动态流场迟滞效应和气动力曲线迟滞环的影响。研究结果表明:俯仰振荡到相同大迎角时上仰和下俯的流场存在明显差异;减缩频率对气动力迟滞效应的影响相对大于转轴位置;平均迎角的变化导致双三角翼背风区流场结构呈现不同流态,而振幅的大小决定这些流态的数目,事实上俯仰运动时如果跨越的流态数目越多则流场结构的动态响应滞后现象就越显著。通过数值分析,有利于提高对双三角翼在俯仰振荡运动条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。     

变来流速度下旋翼翼型非定常气动特性分析

为分析变来流速度状态下的旋翼翼型气动特性,提出了利用翼型平移来模拟来流速度变化的数值方法.在此方法基础上,采用基于隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)方法的非定常雷诺平均N-S(Navier-Stokes)(RANS)方程,模拟了SC1095旋翼翼型在定迎角 变来流速度及变迎角 变来流速度状态下的非定常气动特性.通过对比分析发现:翼型在变速度-定迎角状态下会表现出明显的非定常现象,产生了前缘分离涡,气动特性会出现明显的迟滞效应及波动现象,脉动速度越大,非定常效果越明显.并且基准速度越大,翼型气动特性的峰值越大；翼型迎角越大,非定常涡出现的也越早.考虑直升机旋翼翼型实际工作环境,在变速度-动态失速状态下,翼型最大迎角处的气动力会得到一定程度的削弱,在小迎角下的气动力得到一定程度的增强,且脉动速度越大,翼型的非定常特性也越强.      

三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究

本文研究一个 6 0°三角翼以不同振荡频率 ,不同振幅从不同起始迎角进行俯仰振荡的纵向气动力特性 ,研究发现跨越具有不同时间尺度的流态的振荡会产生明显的气动力迟滞现象 ,这一迟滞现象随减缩频率的增大有一个极限值 ;在同一种流态下振荡 ,气动力迟滞现象不明显 ,这一结果对充分利用非定常气动力有指导意义。     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

翼型动态特性数值模拟及其影响因素分析

采用非结构动网格技术模拟了NACA 0012翼型绕1/4弦长位置俯仰的强迫振荡过程,验证了翼型的周期性动态气动特性。分析了不同的湍流模型、单周期内步数和内迭代次数等因素对计算结果的影响;研究了马赫数和减缩频率对动态气动迟滞特性的影响。结果表明, Transtion SST模型得到的结果更准确;单周期内计算步数大于200时,计算结果收敛性更好;随着马赫数变大,迟滞效应先增大后减小;在亚音速区,迟滞环沿逆时针方向,动导数小于零,模型动稳定;而在跨音速区,迟滞环沿顺时针方向,动导数大于零,模型动不稳定;减缩频率越大,翼型动态迟滞效应越明显。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

考虑转捩影响的翼型动态失速数值模拟

用数值求解雷诺平均NS方程的方法来对考虑转捩影响的中低雷诺数下振荡翼型动态失速进行数值模拟,计算中采用了k-ω SST两方程湍流模式,并加入Chen-Thyson转捩模型来模拟流动中的转捩效应.采用该方法分别对雷诺数Re=1.35×105和Re=7.7×104情况下NACA0012翼型的动态失速进行了数值模拟.计算结果显示:计算出的翼型动态失速气动力系数迟滞曲线与实测结果符合较好;对于Re=7.7×104的工况,实测的升力系数迟滞曲线中出现了高频振荡,计算结果有效地捕捉到了这一流动现象,并通过分析瞬时流线的计算结果揭示出尾缘涡的涡脱落是引起该高频振荡的主要原因.此外,通过数值计算分析了中低雷诺数下减缩频率对升力系数迟滞曲线的影响,从结果中看到,随着减缩频率的增加,翼型的失速攻角值会增加,升力系数峰值会增加;当减缩频率减小时,升力系数曲线中的高频振荡频率会增加.通过进一步计算分析知,升力曲线中高频振荡的产生不仅取决于减缩频率,还取决于流动的雷诺数,只有在中低雷诺数、较小的减缩频率下翼型动态失速的升力迟滞曲线中才有可能出现高频振荡.     

Mini-TED跨声速气动特性及其增升机理

通过求解二维可压Navier-Stokes方程,研究了NACA0012翼型加装微型后缘增升装置（mini-TED）后的跨声速流场特性,与Gurney flap （GF）对比分析了几何参数对mini-TED后方涡系及翼型气动特性的影响.将mini-TED的几何细节参数定义为弦向长度和有效高度,两者方向正交.在相同迎角下仅改变mini-TED的弦向长度,后缘涡系结构虽发生变化,但翼型气动力几乎没有影响;反之仅改变有效高度则后缘涡系和翼型气动力系数同时发生明显改变,且与同等高度下的GF气动系数相近.结果表明：有效高度是影响翼型气动特性的决定因素.有效高度改变了mini-TED后涡系的发生范围,而相对于整个翼型绕流,后缘涡系的大小是影响翼型流场最重要的因素,而涡系的微观结构和形态的改变影响相对很小.加装mini-TED后上表面激波位置后移、下表面激波强度削弱,从而翼型表面压力分布特性发生了改变.随有效高度增大,mini-TED诱导的涡系发生区域随之增大,引流作用增强,翼型升力系数、阻力系数和低头力矩系数提高,同时相同迎角下翼型的升阻比明显提高.     

脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

只有采用足够小的能量输入,获取更大的空气动力收益后,主动流动控制才有可能在真实飞机上获得更广泛的应用。脉冲吹气比定常吹气所需能量更少,控制效果更好,在改善翼型气动性能上得到广泛的研究。数值模拟了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻特性的影响规律,研究表明,脉冲频率接近于涡脱落频率时增升效果最好,当脉冲频率小于涡脱落频率时,阻力增加,当脉冲频率为涡脱落频率2倍时,阻力减小最多;动量系数较小时,占空比越小,冲击效应越强,增升效果越好;动量系数小于临界动量系数时,脉冲吹气增升效果优于定常吹气,当动量系数大于临界动量系数时,脉冲吹气控制效果低于定常吹气。研究脉冲吹气参数对翼型性能的影响规律,对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定参考意义。     

内吹式襟翼控制机理和失速特性

短距起降运输机对增升装置提出了更高要求,常规机械式增升装置已无法满足,内吹式襟翼系统是当今固定翼飞机最有效的动力增升形式.为推动该技术的工程应用,基于雷诺平均N-S方程,对某加装60°偏角无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究了其在不同吹气动量系数下的气动特性及流动形态,分析了不同环量控制阶段增升机理、失速特性和吹气动量系数对失速特性影响规律.结果表明:内吹式襟翼增升控制效率(升力系数增量与吹气动量系数的比值)较高,在临界吹气动量系数下可达70,此时相较于无吹气状态,升力增加约125％;主翼上由于环量增加产生的升力增量是翼型升力增量的主要来源,约占总升力增量的78％;吹气动量系数增加可造成翼型气动中心后移;附面层分离控制区主要通过消除襟翼上的流动分离增加升力,超环量控制区升力的增加是由于尾缘下游的射流效应使流线进一步偏转而实现的;随吹气动量增加,附面层分离控制区的失速迎角提前,超环量控制区失速迎角略微推迟.     

旋翼翼型低Ma数动态失速特性计算

低Ma数下,翼型前缘涡强度的增加和移动使法向力系数产生很大的超调量,Beddoes通过增加一项与延迟后后缘分离点有关项来模拟该特性,并改进Leishman-Beddoes二维翼型动态失速模型。在此基础上,本文在非定常法向力系数中引入一阶延迟,推迟失速判断点,得到修正后模型;而后,通过计算NACA0012、OA207翼型在低Ma数下的非定常气动力,并与实验结果进行对比,验证了模型在计算翼型低Ma数下非定常气动力的准确性,并分析了折合频率、迎角平均值、振幅对计算结果的影响。     

大迎角水平振动翼型绕流的数值模拟

从涡量流函数形式的N-S方程出发,数值计算了大迎角水平振动翼型的粘性绕流问题,得到近场涡结构及非定常演化过程。探讨了振动频率、振幅及迎角对流场涡结构及翼型升、阻特性的影响。结果表明,振动频率及振幅增加有助于提高翼型的平均升力;过大的迎角不利于升力提高。     

旋翼翼型非定常动态失速特性的CFD模拟及参数分析

构建了一套基于运动嵌套网格技术和可压缩RANS方程的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度的CFD方法。首先,发展了基于Poisson方程求解的围绕翼型的粘性贴体正交网格生成方法,并提出了基于最小距离法(MDM)改进策略的运动嵌套网格生成方法,克服了弹簧法可能导致网格畸变的不足;其次,为准确模拟由湍流分离和气流再附引起的气动力的迟滞效应,基于RANS方程、双时间方法和高阶插值格式,建立了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用能够较好捕捉气流分离现象的S-A湍流模型;再次,针对旋翼后行桨叶动态失速时桨叶剖面来流速度较低、迎角较大的特点,为解决低来流速度时L-B半经验模型在旋翼翼型非定常动态失速计算中的局限性,并克服可压缩方程对低速流场计算收敛困难和精度低的问题,建立了基于Pletcher-Chen低速预处理方法、FAS多重网格法和隐式LU-SGS方法相结合的高效数值方法。应用发展的方法,分别针对NACA0012、SC1095旋翼翼型静态和轻度、深度动态失速进行计算,精确捕捉了气动力迟滞效应以及翼型前缘脱体涡的产生、对流和脱落过程,验证了本文方法的有效性;最后,着重针对NACA0012动态失速状态,开展了振荡参数对旋翼翼型非定常动态失速特性影响的分析,研究结果表明翼型迎角平均值、振幅及减缩频率的变化均能引起迟滞效应的改变并使得气动力峰值发生有规律的前、后移现象等。     

翼型纵向俯仰非定常气动力研究

飞行器飞行时受到的非定常气动力是飞行器设计以及机动飞行中须考虑的一个重要因素。采用CFD方法数值模拟了NACA0012翼型在马赫数从0.2~5.0范围变化时做强迫振荡的非定常流场。通过积分法计算了在不同马赫数时翼型的俯仰动导数。计算结果表明,迟滞效应随马赫数的增大先增大后减小,在跨声速区域迟滞效应达到最大;迟滞环的绕向在跨声速区域为顺时针方向;迟滞环顺时针绕向时,动导数大于零,模型动不稳定,逆时针绕向时,动导数小于零,模型动稳定;旋转角速度越大,翼型表面非定常气动效应越明显。     

SDM标模大迎角动态特性试验研究

介绍了CARDC高速所进行的SDM模型大迎角的动导数和大迎角大振幅动态试验情况与试验结果.SDM标模的试验结果表明:试验结果与国外文献数据具有较好的一致性.试验结果随马赫数和迎角的变化表现出明显的非线性,而减缩频率的影响并不显著.天平与测试系统的重复性精度较高.在试验条件下,减缩频率、振幅、平均迎角及来流肘数均对模型的动态气动特性有影响,其影响量值的大小与具体的试验条件有关.在迎角约为15°～75°范围内,试验曲线存在着迟滞环.     

尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究

为了实现飞行器新型动态特性控制,提出了一种基于尾缘的低频大功率合成射流致动器的设计方案。通过数值方法对该尾缘合成射流工作下的NACA0012翼型的非定常流场进行了模拟。研究了不同开口形式,喷流动量系数和减缩频率对翼型的升力、阻力和力矩特性的影响。研究表明尾缘处低频大功率合成射流激励能有效改变翼型的升力和力矩特性,动量系数的增加会增大升力和力矩系数的最大值,而减缩频率的增加会使升力和力矩系数的最大值减小,且翼型气动特性系数的滞后角也会随减缩频率的增加而增大。     

考虑地面效应的翼型动态特性数值模拟

为了研究考虑地面干扰的飞行器非定常气动特性,基于滑移网格技术,通过求解二维非定常Euler方程,对不同近地高度下的NACA0012翼型的动态振动特性进行了数值模拟。分析了存在地面干扰时的升力系数以及俯仰力矩系数迟滞环变化,并结合强迫振动法,计算了翼型各个近地高度下的纵向组合动导数。结果表明,地面效应不仅对定常流场产生影响,更显著地影响了非定常气动力及力矩,近地高度越小,这种效应越明显,使得升力系数的迟滞环面积变小,幅值减小,而俯仰力矩系数的迟滞环变化不规律,力矩系数的动导数随着近地高度减小而增大(绝对值减小),纵向的动态稳定性产生损失。地面效应干扰在飞行器非定常气动研究中应该引起重视。     

低雷诺数下吹吸气射流对NACA0012翼型气动性能的影响

基于Favre过滤的大涡模拟方法,对雷诺数Re=10^4,迎角α=6°下的NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行了数值模拟,从翼型周围流场流线图、速度场云图、上下表面压力系数曲线以及上表面边界层位移厚度等多角度地分析了射流位置以及速度变化对翼型气动性能的影响。结果表明:射流位置对翼型气动性能影响较大,且吸气射流要明显优于吹气射流。对于吸气射流,前缘吸气要明显优于中后缘吸气,可有效增升减阻,并减小翼型尾部流动分离,抑制翼型气动参数扰动,其最佳吸气位置随着速度的增大逐渐向下游移动;而吹气射流对翼型气动系数的作用效果较差,但中后缘的吹气射流可减小飞行过程中的气动扰动量,且吹气越大,效果越明显。     

稳定射流环量控制的仿真研究

为改善飞行器的升阻特性,提高其机动性能,利用数值仿真技术对稳定射流在超临界翼型的作用效果进行研究。通过动量系数变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析后发现:稳定射流环量控制与无射流情况对比,有较强的优越性,在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力。通过对后缘半径和射流口高度的变化对环量控制作用效果影响规律的研究分析,得到圆形后缘超临界环量控制翼型的初步设计方法。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。