激光片光技术在非对称分离实验研究中的应用

主要讨论激光片光技术在细长翼身组合体前体非对称分离实验研究中的应用。通过激光的片光显示非对称分离涡，使研究人员能够清晰地看到细长翼身组合体前体的非对称涡的形成和形态。实验采用了四种前体的翼身组合体模型。通过片光显示，得出了每一种模型出现非对称涡的起始迎角。研究表明：l：3尖锥、l：3尖拱、l：3顶点倒圆的尖拱、l：l顶点倒圆的尖拱四种头部出现非对称涡的起始迎角各不相同，它与各自的分离特性关系密切。     

细长体空间涡系的观测

本文用流态显示技术和空间总压测量,对于钝头和尖拱形头部两个细长旋成体模型在中等和大迎角状态的复杂背涡系进行了实验研究。侧重于“二次分离区”的流动观察和测量。实验表明:在中等迎角时细长体背风面上存在有一对二次涡,它们的旋转方向相反;靠外侧的一个涡尺度较大,其旋转方向与同侧主涡相同,当同侧主涡破裂时,它也发生破裂。随迎角进一步增加此涡呈现出从物面上间断地形成和脱落。     

低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82．5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～＋10°,实验雷诺数1．66×106。实验结果表明：在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力／力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力／力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。     

航天飞机简化模型的低速流型及其三维分离特性研究

本文系统研究了航天飞机简化模型在迎角0°～50°范围内低速绕流中的不同分离流型。通过油流实验观察到在机翼背风面上呈现的六种流谱形态,机身上呈现的四种流谱形态。实验中在机身上还呈现出一类新的分离形态,其分离线起始于鞍点,但又无禁区性特点。为了对该类分离形态合理归类,文内详细讨论了开式分离和闭式分离在各种流动特性上的差异。在此基础上按其流动特性,将这类新型的分离形态归入闭式分离,并称其为第二类闭式分离。     

大迎角下椭圆截面头部细长体的涡系和压强分布

本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。     

民机上翘后体绕流流型的实验研究

针对民机上翘后体绕流特性为研究目标，在D－1风洞应用油流显示、它间烟线显示、烟线、激光片光显示和测压等多种实验手段，着重研究在不同迎角下，上翘角对后体分离流型的影响。显示实验结果表明随着模型由负迎角向正迎角改变，后体流型照物面油流图画的表面形式分为上主分离线流型、无主分离线流型和下主分离线流型，对应的空间涡系则称为下涡系、无涡系和上涡系。在相同的迎角下上翘角大的后体分离强于上翘角小的后体。上翘角的存在引起的后体局部迎角改变是上涡系和下涡系产生机理不同的根本原因。     

钝锥有攻角分离流动的数值模拟及其分析

本文定性分析了开式分离的性状,并对钝锥有攻角超声速绕流的开式分离作了数值模拟。分析指出,开式分离可能存在两种形态,第一种分离线的起点为正常点,第二种分离线的起始为鞍、结点(包括螺旋点)的组合。对于第一种形态,分离线的起点是横向分离的起始点,除分离线外,分离面上的流线不是从分离线的起点发出的。对文中计算的情况,流动属第一种开式分离。计算证实了定性分析的结论。计算和分析均指出,对第一种开式分离,在分离的起始区域,分离流面尚未卷曲,但在下游,则变成卷曲面。文中还研究了围绕物体的流管在分离诱导下的变形情况。     

低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响

 对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82.5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0.3和0.6，实验迎角范围12°～32°，包括1.66×10.6和2.33×10.6两个雷诺数。实验结果表明：0°侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加上两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大，流场进一步发展的状态。     

头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1相似文献   

大迎角细长旋成体绕流结构演变过程实验研究

 通过烟流显示和测压实验, 系统地观察和分析了尖拱头细长旋成体绕流结构随迎角的演变过程。实验发现在不同迎角下, 不仅细长旋成体绕流结构形态不同, 而且不同流态结构的演变过程所含迎角范围较小,几乎在几度迎角内就可完成。     

三维分离模式与开式分离研究

 <正> 1.问题的提出 对三维分离的研究仅仅是近三十年的事,曾先后提出过多种分离模式。目前,为大家所应用的有两种模式。一种以Maskell为代表,他们认为分离线是其两侧极限流线的包络,通常称为包络模式。另一种以Lighthill为代表,他们认为分离线开始于鞍型奇点,结束于分离结点,分离线本身是一条流线,同时也是附近其它极限流线的渐近     

用三维欧拉方程计算机身与机翼绕流

本文用Jameson的三维欧拉方程有限体积法、四步Runge-Kutta时间推进格式,计算机身和大后掠细长机翼的三维可压缩绕流。对钝头机身,用C-O型网格;尖头机身与大后掠细长机翼用H-O型网格。本文介绍钝头旋成体、带座舱前机身和三角翼绕流的计算结果,显示流场等值M线分布,计算压强系数分布与实验比较,以及三角翼大迎角分离涡等。由于用了隐式残值光顺等加速收敛措施,有效地减少推进步数,节省机时。     

头部旋转对细长体大迎角不对称涡系影响机理的实验研究

本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。     

弹体头部形状与弹翼位置对弹翼涡破裂位置的影响

1.引言 近代战斗机和战术导弹,为获得高机动性能,一般均在大迎用下飞行.众所周知弹翼涡的破裂对大迎角导弹气动特性有着重要影响.因此影响涡破裂的因素是设计部门极为关     

定常三维分离准则探讨

本文从奇点理论拓扑规律出发,说明在垂直于分离线及物面的截面上的截面流线有半鞍点存在,进而说明Lighthill等人认为的极限流线要在分离线以前抬起来是不合适的。合理的说法应该是极限流线总是同剪切应力线一致。只有在进入奇点以后,极限流线才抬起来离开物面。本文最后表明,单纯把二维分离准则用到三维分离的情况是不够的,并给出三维分离准则的表达式。     

旋涡运动研究的某些进展

 本文简要介绍研究旋涡运动在以下问题上的某些结果:低速不同后掠角三角翼在各个迎角下的九种分离流类型及其边界;应用微分方程定性论与拓扑学对三维分离流与旋涡流的分析;旋涡破裂形态,对三角翼前缘涡破裂的实验研究与理论分析;受控分离与旋涡的干扰,二旋涡的位移、绕转与合并等。     

细长旋成体大迎角非定常运动数值研究

利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。