后掠翼身干扰区流动显示

在水槽中利用激光片光源及荧光素纳染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律.实验结果表明,除Re数之外,模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响.研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡.背涡在一定的迎角及后掠角条件下发生破裂;机翼背涡随迎角变化具有不同于圆柱背涡的特点.讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系.此外还给出了对于干扰流场典型截面的PIV测量结果.     

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流/矢量喷流之间干扰特性的影响.实验结果表明:在亚音速中小迎角下,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性,只是改变飞机的零升力矩系数m_z0和零升力迎角α₀,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态,减缓机翼涡及边条涡的破裂.此外当飞机处于失速状态时,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用,对飞机的气动特性产生了较大的影响,其干扰区域不仅局限于飞机后体,而且还延伸至前机体,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的10%以上.     

带肋变截面回转通道内流动与换热的数值模拟

开发了三维流动换热的通用计算程序,数值研究了带肋变截面回转通道内流动与换热的特性.湍流模型采用低雷诺数k-ε模型.通道肋间距为25mm,肋高分别为1mm,1.5mm,2mm,冷气进口雷诺数Re分别为7500,12500,18500,25000.计算结果表明:①通道的平均努赛尔数均随进口雷诺数的增大而增大;②对于Re=7500和12500,肋高越高,换热越强;对于Re=18500和25000,肋高为1.5mm的通道换热最强;③局部雷诺数的不同和离心力的影响导致通道内各区域的局部换热随肋高的变化趋势并不一致;在进口段,肋高越高,换热越强;在出口段,当Re=7500和12500时,肋高越高,换热越强,而当Re=18500和25000时,存在最佳肋高1.5mm.     

栅格翼和机身组合体的气动特性计算与分析

给出计算栅格翼和机身组合体亚超音速气动力干扰理论方法.亚音速采用涡格法计算栅格翼气动力,用一个二维偶极子和圆柱映像涡系模拟机身的上洗流场和栅格翼迁移到机身上气动载荷.超音速假定栅格翼处在机身横向流动的上洗流场中,用翼片理论计算机身对栅格翼气动力干扰的修正因子.用本文方法计算了几个栅格翼和机身组合体的气动特性的到了比较满意的结果.      

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.      

绕丁坝流动结构实验研究

利用流动显示和片光源技术,对绕丁坝的流动进行了实验研究,以便了解丁坝参数对流态的影响.实验是在水槽中进行的.发现在丁坝的上游会形成马蹄涡,在丁坝的背风面会形成卡门涡.按雷诺Re数的大小可以把绕丁坝的流态分成4种类型:定常单个马蹄涡、非定常单个马蹄涡、非定常双马蹄涡Ⅰ及非定常双马蹄涡Ⅱ.实验表明丁坝的交角及丁坝的个数对丁坝的流态有重要影响.     

近壁区流向涡生成的数值模拟

对于在湍流边界层近壁区,作为相干结构的主要特征的流向涡的产生及发展的全过程进行了研究.采用准二维的共振三波作为湍流边界层近壁区相干结构初值,用直接数值模拟方法模拟了准二维波发展到明显的三维扰动以及其中流向涡生成的整个过程,经分析发现,在该过程中,由于非线性作用,相干结构出现了明显的三维性,并产生了马蹄涡,与实验结果相一致,而且也研究了压力梯度对于流向涡生成以及发展的影响, 在逆压梯度下,流向涡的生成得更早、更快,相干结构幅值增长较快,结构变得更加复杂.这些都说明了逆压梯度对相干结构具有激励作用.     

逆压梯度湍流边界层中的相干结构

利用流动稳定性理论中一般共振三波的概念对4种定常逆压梯度以及两种变逆压梯度湍流边界层的相干结构进行研究.其中2种变逆压梯度分别为压力梯度由小变大和由大变小,变化的终了具有相同的压力梯度.通过计算得出逆压梯度能够激励相干结构的生成和发展,而且逆压梯度越大作用越强.在变压力梯度流动中,压力梯度由大变小的情况对相干结构的激励最强.此外,逆压梯度使相干结构的流向尺度变小,而展向间距基本在100个粘性长度左右,这些变化趋势与实验以及直接数值模拟结果一致.     

战术导弹横向喷流数值模拟

为了研究喷流对导弹不同升力面的干扰影响,通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格.通过几种升力面和弹身组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,计算的马赫数为2和4.5,计算结果显示具有升力面的喷流干扰比光弹身的喷流干扰大.研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将导弹喷流干扰力放大因子及喷流引起的压心变化的计算结果与目前国外公布的试验值进行比较分析,二者显示了良好的一致性.     

攻角拉起时前体非对称涡诱导机翼摇滚运动

针对目前前体非对称涡诱导机翼摇滚研究时攻角往往处于静态而没有考虑攻角动态拉起的问题,在北航D4风洞中采用细长旋成体与30°后掠翼的组合体模型,通过不同拉起速度下的机翼摇滚运动实验,分析了攻角拉起速度对前体非对称涡诱导机翼摇滚运动的影响及影响产生的原因;随后通过在快速拉起摇滚运动过程中进行模型表面压力测量,研究了快速拉起机翼摇滚的流动机理.实验结果表明,由于机翼摇滚运动的时间随攻角拉起速度增加而减少,使得在3个不同的拉起速度分区内,摇滚运动呈现为不同的运动形态,其中第3个快速拉起分区内的摇滚运动为与攻角静态时完全不同的类正弦摇滚运动形态.与攻角静态时机翼摇滚的流动机理不同,快速拉起时这种类正弦摇滚运动主要源于前体非对称涡随攻角的演化,前体非对称涡随滚转角的涡型切换不再重要.      

旋涡发生器对机翼最大升力和失速迎角的影响

对一个展长为500?mm,弦长为250?mm,翼型为NACA0012的机翼模型,安装各种小三角翼旋涡发生器作低速风洞测力实验,研究小三角翼各种弯度和它与机翼的相对位置对机翼最大升力和失速迎角的影响.实验结果表明当小三角翼与机翼在某个最佳相对位置时,机翼最大升力和失速迎角有个最大的增加.当小三角翼与机翼的相对位置不变时,各种弯度的小三角翼都可以使机翼最大升力和失速迎角有较大的增加,并且相互差别不大.     

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明, 随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。      

沟槽面湍流减阻研究综述

对近20年来沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构、湍流减阻及其机理的研究进展进行了综述.内容涉及沟槽面平板、旋成体、机翼等在压、跨、超音速流动情况下的实验研究成果;压力梯度、攻角、侧滑角等的影响;湍流猝发特性、紊动特性、近壁区带条结构的特征及减阻机理等方面的工作.为更有效地减少表面摩阻,必须深入开展对沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构及湍流减阻机理等方面的研究.      

近距耦合鸭式布局复杂涡系的干扰机理

在不同的迎角范围内,通过求解雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程模拟了雷诺数Re=2.4×10⁵下,鸭翼和机翼前缘后掠角均为50°的近距耦合鸭式布局简化模型的绕流结构,并与该模型的风洞测力和水洞流动显示实验结果进行了比较和验证,分析了鸭翼涡和机翼涡在不同迎角下的演变过程.根据鸭翼的不同作用效果,将迎角范围划分为3个区域,分析了各个迎角范围内的主要作用机制.鸭翼涡与机翼涡的演变和干扰过程虽然极为复杂,但可将其概括为诱导、卷绕和破裂作用.分析结果表明:中大迎角以后鸭翼涡都会对主翼涡产生有利影响,尤其在中大迎角下,卷绕起到了主导作用,鸭翼涡产生的增升效果也最好.     

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究

流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵.      

一种战斗机外形涡流场Euler方程数值模拟

 用三步显式格式时间推进求解物理空间曲线网格上有限体积离散的Euler方程,数值模拟一种战斗机外形的涡流场.计算的机翼表面压力分布与实验符合较好,用Euler方程捕获到机翼前缘分离涡(主涡)及翼面上的二次分离涡.Euler方程解中出现的二次涡可能是逆压梯度、尖锐边缘和人工粘性共同作用的结果,它的流谱与实验定性符合.