细长体大迎角非对称流动的高速PIV风洞试验研究

具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力,该现象受多种因素影响,而其中对压缩性效应的研究相对较少。在0.6m亚跨超声速风洞中,采用PIV测量技术,对尖拱细长旋成体大迎角非对称流动开展了试验研究。试验M数范围为0.4~1.2,迎角为40°。试验结果表明:细长体模型在高速情况下仍然存在非对称多涡流动结构;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响;模型头尖部人工微扰动与非对称涡之间存在确定的响应关系。     

飞行器大迎角非对称涡与气动特性的实验研究

针对飞行器大迎角绕流的非对称气动特性,采用变湍流度技术,通过对细长体和翼身组合体模型的实验研究,分析了湍流度和人工扰动对飞行器大迎角流动非对称性的影响规律。实验结果表明,湍流度和人工扰动对飞行器大迎角情况下的非对称流动特性影响显著。     

Re数对细长旋成体非对称涡及气动力特性影响的实验研究

通过对细长拱柱旋成体大迎角绕流不同截面测压结果分析，探讨了绕流舶数对非对称涡结构和气动特性的影响，得出舶数不仅影响分离线位置和绕流流态结构，而且影响边界层的绕流特征及其分离涡的强度，非对称性的出现与细长体两侧边界层的绕流特征和分离涡的强度不等存在密切的关系。特别是在同种流态下，两侧边界层的绕流特征和分离涡强度不等是造成侧向力的主要原因；在两侧不同的流态下，转捩不对称是产生大侧向力的主要原因。     

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。     

细长体大迎角压缩性效应试验分析

采用尖拱细长体模型,在高速风洞中完成了压缩性对大迎角非对称流动影响的试验研究。试验迎角范围为10°～50°,M数范围为0.4～1.2。试验结果表明:压缩性对非对称流动的产生和发展过程不产生本质影响,但影响非对称的强弱和发展速度;当横流Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而增加,当Mc0.4时,流动非对称性随M数增加而减弱;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响。     

细长旋成体背风面非对称流场的DES模拟

利用脱体涡模拟DES方法对细长旋成体非对称绕流进行数值模拟,比较了基于S-A湍流模型的DES与RANS方法对背风面非对称分离涡的数值模拟能力,发现在大迎角非对称涡未破裂情况下,DES与RANS均能模拟出与实验相符的非对称绕流;当迎角增大,背风面非对称涡发生破裂时,RANS无法准确捕捉到背风面流场的非定常性,而DES能准确预测非对称涡的飘起与破裂,并与实验值接近。计算结果表明:与RANS方法相比,DES方法具有更好的模拟大攻角,大分离流动的能力,尤其在非对称流场的分离涡破裂模拟方面具有明显优势,能够更真实模拟出细长旋成体背风面分离涡破裂之后的非定常流动特征。     

跨、超声速X形鸭翼-弹身组合体旋涡运动

应用蒸汽屏方法显示跨、超声速X形鸭翼-弹身组合体旋涡运动.实验马赫数0.90～4.01,攻角范5°～32°.截面图象表明随马赫数增大,涡迹尺度减小.在低马赫数小攻角下,截面流场中旋涡结构呈现对流和扩散效应,旋涡间相互诱导生成流面;在中等攻角下,弹身上方出现四个鸭翼涡,在横流平面上形成"蛙跃”趋势;在大攻角下,流场由弹身不对称涡主导,鸭翼涡被体涡缠绕、合并.在高马赫数下,截面流场上,翼涡紧缩成"点涡”状.体涡两侧产生横流激波.     

多喷嘴超声速引射器启动性能试验

建立了多喷嘴超声速引射器试车台,采用燃气作为一次流驱动工质对多种多喷嘴构型引射器的启动性能进行了试验研究。试验结果表明:相对于环型引射和中心引射,具有较高一次流马赫数的多喷嘴引射在增强混合的同时引入了额外的压力损失,其启动所需要的第二喉道面积更大、最小启动压力更高;引射喷嘴个数越多、管道马赫数越高、引射喷嘴出口马赫数越高,则所需启动压力越高;引射喷嘴出口马赫数越高,所获得的盲腔压力越低;二次流的"助推"作用可以在一定程度上改善引射器的启动性能。     

三维厚度机翼上亚临界定常流压力分布的面元法迭代解

一、问题的提出 对于远离临界马赫数的亚音速薄翼(或细长体)绕流来说,线化的小扰动速度势方程可以足够准确地描述其流动过程。此时,为求解方程(1)的三维机翼边值问题,面元法是一种简便而有效的方法。但是,众所周知,如果流动接近临界状态,非线性效应显著增长,线性理论就不再成立了。     

跨声速半球柱绕流流场的激波系结构

本文在1相似文献   

高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究

采用尖拱细长旋成体模型,在M=0．4～1．2范围内,通过表面压力测量和PIV流态观测手段,对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明：在此高速范围内,尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现出非对称多涡结构,头部微扰动对非对称涡有影响,但对模型的非对称气动力影响不明显。     

Initial experiments and analysis of blunt-edge vortex flows for VFE-2 configurations at NASA Langley,USA

A review is presented of the initial experimental results and analysis that formed the basis the Vortex Flow Experiment 2 (VFE-2). The focus of this work was to distinguish the basic effects of Reynolds number, Mach number, angle of attack, and leading-edge bluntness on separation-induced leading-edge vortex flows that are common to slender wings. Primary analysis is focused on detailed static surface pressure distributions, and the results demonstrate significant effects regarding the onset and progression of leading-edge vortex separation.     

超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展

应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。     

细长旋成体大迎角俯仰振荡的数值研究

为研究俯仰振荡对细长旋成体流场与气动特性的影响,利用雷诺平均方法与大涡模拟的混合方法相结合的脱体涡模拟方法对大迎角下细长旋成体俯仰运动进行了数值模拟研究。通过对背风面分离涡的强度和位置、细长体绕流形态、截面压强系数和侧向力系数的观察和分析,发现施加小振幅、特定频率的俯仰振荡对大迎角细长旋成体背风面流场有明显的控制能力,...     

Low-frequency unsteadiness of vortex wakes over slender bodies at high angle of attack

A type of flow unsteadiness with low frequencies and large amplitude was investigated experimentally for vortex wakes around an ogive-tangent cylinder. The experiments were carried out at angles of attack of 60–80 and subcritical Reynolds numbers of 0.6–1.8×105. The reduced frequencies of the unsteadiness are between 0.038 and 0.072, much less than the frequency of Karman vortex shedding. The unsteady flow induces large fluctuations of sectional side forces. The results of pressure measurements and particle image velocimetry indicate that the flow unsteadiness comes from periodic oscillation of the vortex wakes over the slender body. The time-averaged vortex patterns over the slender body are asymmetric, whose orientation is dependent on azimuthal locations of tip perturbations. Therefore, the vortex oscillation is a type of unsteady oscillation around a time-averaged asymmetric vortex structure.     

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。     

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。     

合成射流大攻角非对称涡控制的试验研究

利用合成射流对细长旋成体大攻角非对称涡控制进行了研究,基于合成射流激励器设计了一频率高达1kHz的非定常小扰动控制机构,并将其成功应用于大攻角非对称涡主动流动控制。应用天平测力和七孔探针流场测试技术,研究了合成射流非定常小扰动电压和频率对非对称涡的控制特性和规律。结果表明,采用合成射流能够完全消除背涡的非对称性,扰动频率是影响非对称涡控制的一个关键参数,高频扰动下模型背风区非对称涡结构趋于无控制流态。且文中结果发现,当攻角α=57.5°、非定常小扰动频率fs=150Hz时,即可将非对称涡完全控制成为对称涡。     

细长旋成体大迎角绕流的背涡结构与压力脉动特性

在亚临界流动范围内,通过尖拱细长旋成体在无侧滑状态下的脉动压力测量,对大迎角下细长旋成体非对称背涡结构沿轴向的压力脉动特征进行了研究分析,揭示了压力的脉动幅度与频率沿旋成体轴向的变化规律及其与背涡结构之间的对应关系,并对压力脉动特征沿轴变化的原因进行了初步探讨.