施瓦泽269型直升机涡环边界确定

本文针对一起典型的施瓦泽269型直升机做自转下滑训练时进入涡环状态的飞行事故进行分析研究。介绍了直升机涡环的形成机理,基于经典的高-辛判据方法计算得出施瓦泽269型直升机的涡环边界,并使用该型机对计算结果进行验证试飞,经综合分析最终确定了的涡环边界,为后续的特情飞行训练提供了技术保障。     

等离子体控制下前体分离涡的研究

在圆锥-圆柱组合体模型半顶角为10°的圆锥前体尖端附近布置介质阻挡放电等离子体激励器,采用正弦波高压电源进行等离子体定常开/关激励。实验在3.0m×1.6m的直流式风洞中进行,迎角固定在45°,基于圆锥前体底面直径的实验雷诺数为5×10~4。对模型表面周向压力分布进行了测量,同时对测压截面处的空间涡流场进行了粒子图像测速。通过对截面压力分布和空间流场的PIV结果的分析,给出了侧向力、涡核中心位置、轴向涡量、涡核半径、次涡核半径、旋涡最大切向速度、环量等参数随等离子体激励的变化特性。结果表明:在等离子体激励的作用下,同侧的分离剪切层及其卷起的涡向外侧移动,同时另一侧的向着靠近模型的方向移动。同时激励器的作用使左舷侧涡心位置偏离次涡核的几何中心,且使得双侧的涡核和次涡核的尺寸增大。     

旋翼桨尖涡模型及其参数确定方法研究

介绍了基于有效湍流粘性系数假设的半经验桨尖涡涡核模型,并将桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的影响引入该模型.采用流场显示的方法利用"粒子空白区"确定桨尖涡涡核半径,并进行了拉伸压缩修正以获得纯扩散效应引起的涡核半径增长量,以此来确定该模型的关键参数.参数确定结果表明,在中等到大涡雷诺数下湍流扩散效应引起的涡核扩散远大于分子动量扩散效应的作用,桨尖涡拉伸压缩效应对涡核半径的增长有重要影响.     

旋翼桨尖涡模型及其在自由尾迹分析中的影响

 建立了一个旋翼桨尖涡初始涡核半径计算模型,用于消除旋翼自由尾迹分析中桨尖涡涡核半径依靠经验设定的现状。该方法利用涡量和涡矩守恒关系,考虑旋转效应的影响,并修正Vatistas涡量分布函数,得到了一个关于桨尖涡初始涡核半径与桨叶附着环量分布之间的非线性关系。将新建立的初始涡核模型同先前建立的涡核扩散与拉伸模型以微分方程初值问题的形式组成一个完整的桨尖涡模型,并将其应用于自由尾迹分析方法中,分别对两副模型旋翼的悬停尾迹进行分析。计算得到的桨尖涡初始涡核半径和展向位置与实验测量值的对比表明本文模型具有较高的准确性。此外,讨论了涡核湍流动量扩散效应在自由尾迹分析中的影响,分析表明该效应对自由尾迹分析的收敛性有重要影响。     

基于桨盘倾角的直升机涡环状态边界修正计算方法

首先对模型试验直升机和实飞直升机下滑角进行了对比,明确了桨盘倾角是使理想涡环曲线存在误差的主要原因,分析了斜下滑时直升机各姿态角随前飞速度增大的变化趋势,结合平衡方程和高-辛涡环判据,提出了计入桨盘倾角的实飞涡环状态边界计算方法,最后通过算例对计算方法进行了验证和分析。结果表明,基于桨盘倾角修正的涡环边界与试飞数据基本吻合,桨盘倾角对旋翼涡环临界值影响较大,且影响程度因机型而异。     

基于数值模拟的飞机近场尾涡特征参数计算

尾流间隔是飞机起降和飞行过程的安全保障。近场尾涡特征参数是尾涡远场演变和消散研究的基础，是缩减尾流间隔以提升机场及空域容量的理论依据。采用雷诺平均法数值模拟A320飞机尾涡的近场演化过程，对近场尾涡特征参数的计算方法进行了研究。结果表明：与Hallock-Burnham模型相比，Lamb-Oseen模型能更准确地描述近场尾涡速度分布；采用平均椭圆法计算的近场尾涡涡核半径比采用传统方法计算的精度更高；数值模拟中，A320机型更适合采用3～12 m的平均环量值来描述近场尾涡强度。     

强欠膨胀圆管射流中二次涡环的形成机理

基于大涡模拟方法与高精度混合格式,对出口压力比(n)为1.4与4.0的弱与强欠膨胀圆管射流初始流场进行了数值模拟。结果清晰地描述了两种压力比条件下欠膨胀射流初始流场的结构特征,包括涡与激波结构及它们演变过程,发现强欠膨胀射流中二次涡环是由三波点向下游形成的滑移层失稳而直接卷起,此与弱欠膨胀情况不同。另外,还讨论了二次涡环在绕主涡环外缘向后翻转过程中的演变过程及其对主涡核的影响。当n=4.0时,得到射流域内桶形激波长度与马赫盘直径分别为24mm与0.84mm,与经验公式的计算结果相符。     

直升机涡环区域边界包线的确定

在旋臂式模型旋翼试验机上模拟直升机的垂直下降和斜下降飞行，试验中首次发现了旋翼进入涡环区域的特征现象－－旋翼轴扭矩的异常变化。在分析试验结果的基础上，探讨了确定涡环区域的方法，对美国Ｐｅｔｅｒｓ教授提出的涡环边界判据进行了试验修正，进而建立了一套通用的半经验算法，计算出涡环区域的速度边界包线。     

飞机近场尾涡特性数值模拟研究

对飞机近场尾涡参数进行定量分析是研究尾涡运动、消散规律的基础,也是合理缩减空中交通尾流间隔的重要理论依据.采用有限体积法求解质量加权平均Navier-Stokes方程,湍流模型采用RSM模型,数值模拟了B757-200飞机的近场尾涡特性,并对飞机尾涡参数进行了相关计算.结果表明:在飞机尾涡的近场区域初始尾涡位置与飞机迎角无关;涡核间距随流向距离的增加线性减小;尾涡切向速度的最大值随流向距离的增加呈指数规律递减;涡核半径约为机翼展长的5％ ～ 10％.     

来流扰动对圆盘绕流结构影响的实验研究

主要讨论由水槽流动显示实验得到的圆盘绕流结构在上游小圆柱尾迹干扰下的变化,对圆盘前驻点附近逆压区的流动通过氢气泡显示技术进行观察.由实验结果处理得到圆盘前大涡的结构特征(如周期、最大宽度、在周期内结构随时间的变化等)受扰动几何参数的影响.发现无量纲参数L/d(L为小圆柱中心与圆盘迎风面之间的间距,d为小圆柱直径)对圆盘前驻点区域中大涡的形成和发展有重要的影响.圆柱尾迹中涡通量的增加会在圆盘前产生大尺度的涡对,其周期性演化的频率随L/d增加而增加.     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

尾涡中涡强与轴向速度的相互关系

大型飞机的翼尖涡会对飞入它尾流中的其它飞机造成巨大的危害。文章希望找到尾涡核中的轴向速度超过自由流速度的条件，从而深入了解这种尾涡的特性。在风洞实验中，我们采用的机翼模型的型号是NACA0015，它的半翼展展弦比为0．80。我们利用三传感器热线探针来测量尾涡核中的轴向速度，并将之与测得的涡的环量进行了比较，结果发现，轴向速度与一个无量纲环量参数呈线性关系。当这一环量参数较小时，轴向速度小于自由流速度，而当环量增大时，轴向速度也将逐渐增大，甚至能够超出自由流速度70％。我们还发现，轴向速度的大小对实验中所采用的两种端帽结构——平型和圆型十分敏感。另外，如果利用涡的半径来修正这一环量参数，那么两种端帽结构下的数据将会重合为一条直线。     

MVG控制斜激波/湍流边界层干涉的大涡模拟

采用浸没边界法(IBM)对带有微型涡发生器(MVG)控制器的激波/湍流边界层干涉流动进行了大涡模拟(LES)。以来流马赫数为2.3的斜激波(由平板上方8°楔产生)为基本流动入射平板湍流边界层,通过在干涉区前布置MVG阵列来控制激波诱导的边界层分离。采用浸没边界法处理MVG的复杂几何,分析了MVG尾迹区平均流速度剖面,雷诺应力,瞬态旋涡结构。结果表明:时均流场显示MVG尾迹区存在一对对转的主流向涡,流向涡加剧了边界内的动量交换从而增加了边界层抗分离能力,而瞬态流场则反映出MVG尾迹区的剪切层由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性会卷起为一列展向旋涡。     

襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究

为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件,采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡,同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼,对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现,单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化,能量衰减缓慢;加装襟翼后尾流不稳定性被触发,衰减效果明显,在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大;环量统计半径Rd=50mm时,对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现,当主翼攻角α=8°,襟翼攻角β=28°,襟翼宽度b=55mm,来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快,主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%;证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流,加速其破裂和消散。     

直升机涡环状态和改出

涡环状态是直升机在下降或下滑飞行阶段一种固有的危及飞行安全的危险状态。它会导致直升机操纵失灵,在颠簸下跌中坠地失事,在我国也发生过多起这类事故,因而涡环边界的确定是保证直升机飞行安全的重要措施。本文介绍了国外直升机涡环状态及其边界的理论和试验研究现状,并重点介绍了我国对此问题的研究和我国学者如何通过模型试验及理论计算,结合飞行试验,得到了比国外的研究更为实用的直升机涡环状态边界的情况     

浮动环涡动对浮环轴承油膜压力分布影响的研究

研究了考虑浮动环涡动时,内、外层挤压油膜力的分布情况。从广义不可压Reynolds方程出发,推导了浮环轴承内、外层油膜的瞬态控制方程,结合Hirs整体流动理论和Moody壁面摩擦系数方程,获取浮动环的运动方程。通过算例,较为深入地研究了浮动环涡动情况以及对油膜压力分布的影响：涡动半径随轴颈偏心率增大而略呈减小趋势,内层油膜其正压力区将沿周向平移。     

跨音风扇激波/漏流涡干扰模型探讨

激波/漏流涡干扰系旋转运动与突然的逆压力梯度的强相互作用,引起各自形态和强度发生变化。涡破裂对风扇/压气机效率和稳定性十分不利。本文探讨了激波/漏流涡干扰的物理模型,通过求解涡核运动方程,分析了涡核特征参数对涡破裂的影响,为控制涡破裂提供了根据。      

圆盘表面出气环境散射返回流TPMC模拟

针对航天器工作中的返回流污染问题,利用试验粒子Monte Carlo(Test Particle Monte Carlo,TPMC)方法对圆盘表面出气分子形成的环境散射返回流进行数值模拟,验证了计算结果与相关研究的一致性。结果表明:返回通量比随圆盘表面半径、来流气体速度、来流气体分子数密度的增加呈线性增大;随出气分子质量、来流气体攻角的增加而先增大后减小;随出气表面温度的增加而减小并渐趋于稳定;随来流气体分子质量的增加而增大并渐趋于稳定;随来流气体温度的增加而增大。同时,采用分子动理学的观点,分析了这些因素影响返回通量比的物理机制。     

宽速域翼尖涡及其与斜激波相互作用

针对宽速域飞行器产生的翼尖涡及其与斜激波相互作用问题,采用数值模拟方法,在来流马赫数0.2～6.0范围内,研究了翼尖涡的演化特性,并探讨了斜激波诱导翼尖涡破碎的机理。结果表明,在宽速域范围,翼尖涡的切向速度和环量分布仍然符合低速流动中的自相似关系式;在超声速至高超声速流动中,翼尖涡强度沿流向更快地减弱;当翼尖涡与斜激波相互作用时,涡核处压力越低的翼尖涡更容易破碎,而经典的涡破碎理论难以在宽速域范围内准确预测涡破碎现象;通过引入涡核处的压力亏损效应修正经典理论,大幅提升了预测斜激波诱导翼尖涡破碎的能力。     

浮环涡动对浮动环轴承油膜压力分布影响的研究

研究了考虑浮动环涡动时,内、外层挤压油膜力的分布情况.从广义不可压Reynolds方程出发,推导了浮环轴承内、外层油膜的瞬态控制方程,结合Hirs整体流动理论和Moody壁面摩擦系数方程,获取浮动环的运动方程.通过算例,较为深入地研究了浮动环涡动情况以及对油膜压力分布的影响:进动半径随轴颈偏心率增大而略呈减小趋势,内层油膜其正压力区将沿周向平移.