展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用

旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要。研究表明展向吹气是控制机翼上旋裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。     

细长翼绕流中的旋涡特性

 本文综述了细长翼绕流中由前缘分离形成的集中涡的各种运动特性。细长翼翼面上方的前缘集中涡是控制机翼绕流和影响机翼气动力特性的主要因素。为此本文详细介绍了前缘涡的形成及其基本流动结构;前缘涡的破裂现象及其对机翼气动力特性的影响;并给出前缘涡破裂的各种理论模型和它的估算方法。最后还简单介绍了绕流中旋涡之间的绕合现象和互相干扰的流动结构。     

绕三角翼纵向俯仰大迎角气动特性计算研究

 采用数值计算方法, 对三角翼从0°上仰至90°的动态流场结构进行了计算, 在此基础上, 对三角翼在上仰过程中受到横侧小扰动情况下的流场结构和气动力特性进行了计算研究。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化, 特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征, 并对受到横侧小扰动后横侧运动的稳定性进行了计算与分析。结果表明, 机翼的上仰运动延迟了机翼上翼面旋涡的破裂。同时, 随着机翼俯仰角速度的提高, 机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强, 机翼运动的稳定性也明显提高。     

横向射流对凹腔湍流特性影响的数值模拟

为拓宽先进旋涡燃烧室运用领域,探索横向射流与先进旋涡燃烧室凹腔之间的相互作用,采用数值模拟方法,研究了燃料横向射流对凹腔内旋涡结构和燃料分布的影响,以及射流对燃烧室湍流燃烧流动的作用规律。结果表明,冷态射流时,凹腔内湍流强度随射流中心距凹腔的距离增大而增大,且旋涡结构逐渐趋于均匀稳定对称;横向射流可加强燃料与空气的卷吸混合,同时加剧凹腔内质量扩散输运;射流燃烧时,凹腔内可形成高温区域,但旋涡流场由冷态时的两对旋涡结构转变为单对旋涡结构,且旋涡相对不稳定。     

基于表面压力信息的空间流向涡识别方法

旋涡与表面的相互作用广泛存在于各类飞行器的绕流中，旋涡影响飞行器表面的压力分布，引起其气动特性的改变。而表面压力分布同样反映飞行器绕流中复杂涡系的空间流动特征，结合迎角、侧滑角等来流参数，可以判断飞行器受力状态和运动趋势。以平面点涡和“镜像涡”理论为基础，建立基于表面展向压力分布曲线的空间涡识别方法。根据截面展向压力分布曲线是否存在因主涡诱导下洗气流产生的正压区，定义流向旋涡的近物面流动和远物面流动；根据二次涡相对于主涡的位置，定义压力分布曲线的“近二次涡侧”和“远二次涡侧”。利用展向压力分布曲线“远二次涡侧”的1/4峰值、峰值及其展向位置，识别流向旋涡空间位置特征和强度特征。搭建涡-面相互作用试验平台，比较空间流场测量结果和表面压力信息识别结果，验证该方法有效性。研究结果表明：通过表面压力分布曲线可以辨识流向旋涡的空间位置和强度特征，空间流场测量与基于表面压力信息的旋涡识别结果的关联性分析验证了该方法的有效性。为重构飞行器周围旋涡流动结构，以及实现飞行器气动力的预测奠定了重要的技术基础。     

具有轴向流的可压缩非定常旋涡流

本文研究埋定常轴对称自由旋涡流动结构的可压缩效应，探索旋涡的密度变化，粘性扩散和热传导的耦合作用机制。在回顾了前人某些典型结果之后，首次给邮了具有轴向拉伸率的可压缩非定常轴对称自由旋涡在高Ｒｅ数和小Ｍ数下的近似解析解。     

小振辐振荡圆柱诱导的二次旋涡流动

本文给出充满粘性不可压缩流体时同心圆柱间内柱作小振幅振荡所诱导的二次旋涡流动的解析解,对典型的柱径比给出容器外边界对二次旋涡流动流线、涡量分布和动能分布的影响。给出了等涡量线和等动能线分布的鞍点。采用数值求解非定常Stokes流动考察了二次旋涡流动的发展过程。二次定常旋涡流动的显示实验表明,解析解、数值计算和实验显示所示流谱基本一致。     

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果。结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Ｒｅ数对干扰区流动特性的影响,流成可以从一涡系变成多涡系由定常变成非定常,而且在一定的Ｒｅ数以后涡系会湍流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导至干扰区的旋涡很弱,甚至不     

高负荷压气机叶栅内三维旋涡结构及其形成机理的研究进展

压气机内的三维流场中存在着复杂的旋涡运动及气流分离,这些复杂的流体运动影响着压气机的高效及稳定运行,有必要了解并掌握压气机内旋涡结构的产生与发展机理。本文首先回顾了叶轮机械内经典的旋涡模型,重点综述了压气机叶栅旋涡模型的研究成果。然后,详细介绍了在矩形扩压叶栅和跨声速压气机静叶的旋涡结构方面取得的阶段性研究成果,分别讨论了三维旋涡结构的三种研究方法,验证了数值计算获取叶栅旋涡结构的可靠性,阐述了高负荷矩形扩压叶栅旋涡结构与流动损失的关联性,建立了跨声速压气机静叶三维定常旋涡结构模型,揭示了压气机静叶失速过程的涡动力学机理,并分析了非定常因素对静叶旋涡结构的影响规律。最后,针对今后在压气机旋涡结构的发展中会遇到的技术挑战和未来的发展方向做了几点展望。     

连续双扫掠激波/湍流边界层干扰流动特性研究

为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相似特性,但受其干扰所形成的非均匀流的影响,第二道扫掠激波/边界层干扰却不再具有准锥形相似特性,同时第二个干扰区将影响其上游临近气流的运动甚至影响第一个干扰区的再附线和分离线等结构。两个干扰区形成各自的λ波结构,并且沿着流向两个干扰区内的激波结构相互汇聚,最终合并为单个更强的λ波结构;不仅如此,两个干扰区内还形成了复杂的旋涡结构,包括一级主旋涡和二级主旋涡,这些旋涡向下游运动,最终融合成一个尺度更大的锥形主旋涡。     

双三角翼前缘剖面形状对涡运动的影响

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,研究了前缘剖面形状对双三角翼涡运动的影响,分析了前缘剖面形状对三角翼、双三角翼涡运动影响的不同机理 :对三角翼,尖前缘可以形成组织最好的涡结构,但对于双三角翼,圆前缘生成的旋涡结构较靠近翼面,涡结构紧密,诱导能力较强,可以形成有利的涡涡干扰,使内翼涡通过剪切层向外翼涡输入涡量更加容易,合并涡变得更加稳定,推迟了涡破裂,而且由于涡较靠近翼面,因而可以产生较高的非线性涡升力,这同传统的认识是不一致的。     

鸭翼双三角翼流态及气动力特性研究

本文给出了鸭翼对双三角翼气动特性及涡的发展和破裂过程的影响，进而分析了鸭翼位置、平面形状对全机气动特性影响的机理，并提出了合理的鸭翼双三角翼布局形式。     

机身前体横截面形状对三角翼涡破裂位置的影响

通过求解三维定常雷诺时均方程,采用剪切应力输运(SST)湍流模型,在亚声速范围内,分别对融合体前体-三角翼组合体和旋成体前体-三角翼组合体流场中翼涡破裂现象进行了数值模拟.模拟结果显示:与旋成体前体相比,在中、大迎角时,融合体前体的分离涡,涡量集中、强度高,进入机翼上方流场后,能够与翼涡密切耦合,彻底地改变翼涡强度的分...     

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.     

三角翼大迎角绕流的数值模拟

采用FINETM/HEXA非结构网格流场计算软件包对三角翼飞行器的低速大迎角绕流进行了数值模拟.结果表明,计算值与实验数据符合较好,采用Agglomeration 方法能大幅度提高收敛速度,而网格自适应方法用总体不大的网格单元数可较精细地模拟流场.本文还分析了前缘分离涡破裂前后的流动现象和旋涡横截面流线图谱的变化规律.     

洞壁对过失速非定常三角翼涡破碎位置的影响

在南航低速风洞中用两组后掠角分别为６５°和７０°的三角翼模型进行了过失速非定常涡破碎位置测定实验。各组模型几何相似,展长与风洞宽度之比分别为０．１７５,０．３５和０．７。涡及其破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示并由相机记录。实验表明,同样攻角条件下,随着模型加大涡破碎点位置不断后移     

带背鳍平板三角翼分离涡流场的显示与测量

对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°.结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和稳定的;而加上低高度背鳍后,涡变得非对称、非锥型和不稳定.实验结果直接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流场的具体表现特性.     

Pω增强型k-ω湍流模型在三角翼旋涡流动的应用

在三角翼旋涡绕流数值模拟中,标准 Wilcox k-ω湍流模型生成项未考虑旋度的影响而导致预测的旋涡强度较弱。通过引入探测因子区分剪切层和涡核,在旋涡流动的高旋度区域增加ω方程生成项的方法,基于结构化网格上的 RANS 求解器,加入了 Pω增强型 k-ω湍流模型,对绕尖前缘三角翼亚声速和跨声速旋涡流场进行了数值模拟。计算结果与 NASA 的 NTF 风洞和 DLR 的 DNW-TWG 风洞试验数据进行了对比分析,结果表明：不论在亚声速还是跨声速自由来流条件下,Pω增强型 k-ω湍流模型计算的压力分布、涡破裂位置均与试验数据吻合良好,准确地预测出了三角翼上翼面的主涡、二次涡结构,特别是跨声速条件下激波干扰导致的涡破裂的临界迎角及涡破裂位置,表明 Pω增强型 k-ω湍流模型在绕三角翼旋涡流动数值模拟中具有良好的适用性。     

低背鳍对细长平板三角翼流场影响的

 对细长平板三角翼及其对称面上加低背鳍组合体在低速风洞进行了二维粒子图像测速（PIV）实验,三角翼后掠角为82.5°,背鳍当地高度与三角翼当地半展长的比值为0.6,实验迎角为30°,无侧滑角,基于三角翼根弦长的雷诺数为2.33×10⁶。实验结果表明：单独细长平板三角翼分离涡流场对称、定常;加上背鳍后,组合体分离涡流场变得定常、非对称和非锥型。实验结果证实了低高度背鳍对细长平板三角翼分离涡的稳定性起着削弱和破坏的作用,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30°迎角下分离涡失稳后的具体表现特性。     

上仰三角翼的流动与频率特性

在水洞和风洞中分别完成了上仰三角翼的流动显示和动态测压试验,目的是研究上仰-停止三角翼的流动和频率特性。水洞中的流动显示试验结果表明,在不同的上仰迎角范围和不同的简化频率k值下,三角翼前缘涡破裂点的位置变化是不相同的。通过分析在风洞中测得的三角翼做上仰运动时的压力信号的结果表明,在破裂涡区中,在相同的名义迎角下,无量纲螺旋波的主频比静态时的高,且k值越大无量纲螺旋波频率越高。不同后掠角的三角翼均能得到相似的结论。