非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响

在国内首座非定常风洞中，研究了不同幅值、不同频率脉动的非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响。结果表明，当来流减速时，升力系数增加，当来流加速时，升力系数减小；随着迎角的增大，非定常自由来流对升力系数的影响增大；当来流脉动频率一定时，随脉动幅值的增大，升力系数增大；当脉动幅值一定时，随脉动频率增大，升力系数增大。因此在研究飞机机动飞行的同时，考虑飞行速度变化的影响是十分必要的。     

带升力风扇飞翼布局开口机翼气动特性研究

为获得带升力风扇飞翼布局飞机因开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下开口机翼的气动特性进行三维气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角变化的特性.结果表明:随着来流速度增大,阻力和力矩呈上升趋势;来流速度一定时,随着迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;随着迎角增大,力矩系数先减小后增大再减小,且一直产生低头力矩.     

基于联合射流的翼型动态失速流动控制研究

动态失速控制对于提高翼型气动特性具有重要意义。采用联合射流方法对翼型俯仰动态失速控制进行数值模拟,完成两方面的研究:一是射流关闭时射流通道对动态失速特性的影响,二是射流开启时不同射流动量系数对动态失速控制的影响和分析。结果表明:射流关闭时,射流通道的存在对翼型上仰过程中附着流阶段的气动特性产生不利影响,使得升力系数明显下降,但是对翼型下俯过程中失速分离流阶段的气动特性影响不明显;射流开启后,动态失速特性得到极大改善,迟滞环面积显著减小,升力增加,阻力减小,且阻力和力矩的峰值显著减小,原基准翼型力矩曲线的负阻尼区域消失。     

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.      

非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响

在南航非定常风洞中,运用动态测力、测压和流动显示技术,详细研究了非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响和三角翼背风面空间流场结构的变化.研究结果表明,在不同攻角下,随来流速度的脉动三角翼气动特性产生的变化不同.非定常自由来流对静态三角翼气动特性产生的影响,主要是由于来流风速的变化对三角翼上翼面的流动结构产生的影响所造成,特别是在静态失速攻角前后,这种影响最为明显,它使原先翼面上的破碎涡流变成了集中涡流.     

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。     

可变形翼型超声速非定常气动力的研究

由小扰动线化方程出发,利用基于格林公式的边界元方法求解二维超声速流动速度场,进而对变形翼型气动特性进行理论分析和数值计算。计算结果显示虚拟质量力导致的非定常附加升力对厚度变化远比弦长或弯度变化敏感;弦长或弯度变化诱导的非定常效应影响很小,此时非定常气动升力和准定常气动升力近似相等,和不可压缩或亚声速时相类似,变形翼型的非定常气动升力近似等于准定常计算结果叠加上非定常附加升力,与具体的变形历史过程无关。同时还分析了超声速时翼型往复变形时的气动特性,和亚声速情况完全不同,随着马赫数升高,完成往复变形所需要外界输入的功逐渐减小,趋近一个常值。另外翼型完成往复变形所需做的功将不依赖于来流攻角,且与翼型参数的变化加速度a存在简单的数学关系:A ∝a～(1/2)。     

共轴双旋翼非定常流场干扰特性

直升机共轴双旋翼相遇过程的非定常气动干扰在其周期性干扰中最为强烈。为了研究该过程中的干扰特征,建立了一个基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,双旋翼的反转运动采用运动嵌套网格进行模拟。为了探究双旋翼相遇时的气动干扰机理,以两个相对运动的双翼型系统来模拟双旋翼特定展向截面的非定常相遇过程。分析了双旋翼和双翼型相遇时的气动特性和流场特征,并对双翼型系统进行了参数影响研究,结果表明:双旋翼上下桨叶相遇时,上下旋翼拉力均会出现先增后减的变化趋势且波动幅值分别为其对应总拉力的30%和22%,双翼型系统的升力波动趋势与之相似;间距增大使上下翼型间的气动干扰减小,且上下翼型升力波动对间距变化的敏感时间不同;翼型相对厚度增大使双翼型升力波动幅值增大,并出现二次波动;有附加来流时,相对来流速度较小的翼型升力波动的幅值与范围更大。      

扑翼飞行器非定常气动特性研究

为了研究复杂的非定常运动状态下扑翼飞行器翅翼的气动特性,针对自行研制的一种仿鸟扑翼飞行器建立了翅翼二维非定常空气动力学模型.基于该模型,通过用MATLAB编制计算升力系数和推力系数的程序,计算并分析了各运动参数对升力和推力特性的影响.结果表明,相位差对推力系数的影响较大,而升力系数随迎角的变化较快.     

带扰流片的二维翼型非定常计算及分析

通过求解二维非定常可压N-S方程,研究了带扰流片的NACA0012翼型绕流问题.首先计算了扰流片固定在三个不同张开角度时的流动,气动力系数变化规律和已有实验数据对比,结论一致.并着重描述了扰流片张开时,背风区涡形成、发展和脱落过程,分析了非定常气动力产生的机理.为了进一步探讨振动扰流片对主翼的影响,采用Chimera重叠网格技术处理多体相对移动问题,分析了振动频率和振动幅度两个因素对时均气动力的影响.     

Experiments on unsteady vortex flowfield of typical rotor airfoils under dynamic stall conditions

A new experiment for airfoil dynamic stall is conducted by employing the advanced particle image velocimetry(PIV) technology in an open-return wind tunnel. The aim of this experimental investigation is to demonstrate the influences of different motion parameters on the convection velocity, position and strength of leading edge vortex(LEV) of airfoil under different dynamic stall conditions. Two different typical rotor airfoils, OA209 and SC1095, are measured at different free stream velocities, oscillation frequencies, and angles of attack. It is demonstrated by the measured data that the airfoil with larger leading edge radius could notably decrease the strength of LEV. The angle of attack(Ao A) of airfoil can obviously influence the dynamic stall characteristics of airfoil,and the LEV would be effectively inhibited by decreasing the mean pitch angle. In addition, the convection velocity of LEV is estimated in this measurement, and the results demonstrate that the influence of airfoil shape on convection velocity of LEV is limited, but the convection velocity of LEV would be increased by enlarging the oscillation frequency. Meanwhile, the convection velocity of LEV is a time variant value, and this value would increase as the LEV convects to the trailing edge of airfoil.     

低雷诺数下翼面局部振动增升机理研究

采用计算流体力学(CFD)方法研究低雷诺数下翼面局部振动对翼型气动特性及其流动特征的影响规律。建立局部振动激励的力学模型,并采用任意拉格朗日-欧拉坐标系下的特征线有限元(ALE-CBS)方法对局部振动激励下翼型绕流问题进行模拟,分析局部振动对非定常流动演化的影响规律,揭示其增升机理。研究结果表明:翼面局部变形的增加会有效降低翼型上表面的前缘压力;非定常流动分离中旋涡之间的距离及其演化频率与振动频率的关系是影响翼型翼面局部振动增升效果的重要因素。当流场主频率与振动频率相同,次要频率为主频率的2倍,即发生锁频时,翼面振动产生的移动分离泡能够使分离区从主流获取更多的能量,使翼型上表面保持较低的压力,有效提高翼型升力。     

粘性流绕俯仰振动翼型流动的数值模拟

本文直接从N-S方程出发,利用LU-ADI格式和Baldwin-Lomax代数湍流模型研究了粘性流绕俯仰振动翼型的流动。数值实验表明,本文的数值结果同实验吻合较好。通过数值模拟手段研究了振动对流场中激波和分离这两大主要特征的影响,结果发现;(1)激波滞后于攻角的变化,如当NACA0012翼型在负攻角状态下上翼面存在激波而下翼面无激波。(2)由于翼型的振动,分离被减轻升力相对提高。(3)随翼型攻角和振幅的变化,翼型振动的升力回线走向可不同。     

多段翼型局部主动变形流动控制的非定常数值模拟

对30P30N三段翼型失速攻角附近的分离流动进行了数值模拟研究。为了抑制大攻角时背风区的流动分离,在主翼段上表面引入了行波壁变形模型和抛物型局部主动振动模型,利用作者以往发展的动态混合网格技术和相应的非定常计算方法,对变形过程中的非定常分离流动进行了数值模拟,分析了各种变形参数对流动分离的影响。计算结果表明,在适当的条件下,局部主动变形能够抑制翼型背风区的分离,由此可以起到增升减阻的作用,改善翼型的气动性能。     

扰流片快速张开诱发的非定常流动研究

通过数值求解二维非定常可压N-S方程,研究了二维翼型上扰流片快速张开诱发的复杂非定常流动问题。利用动态重叠网格方法处理扰流片和主翼相对移动,分析了扰流片快速张开诱发的升力过冲现象及其形成机理。着重探讨了来流迎角、扰流片高度以及快速张开速率对过冲量的影响。     

扰流片快速张开诱发的非定常升力过冲

通过数值求解二维非定常可压N-S方程,研究了二维翼型上扰流片快速张开诱发的复杂非定常流动问题.利用动态重叠网格方法处理扰流片和主翼相对移动,分析了扰流片快速张开诱发的升力过冲现象及其形成机理.着重探讨了来流攻角和扰流片高度对过冲量的影响.