低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82．5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～＋10°,实验雷诺数1．66×106。实验结果表明：在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力／力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力／力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。     

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.     

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。     

大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法.采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用.实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向.还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索.     

AC-SDBD等离子体激励防/除冰研究现状与展望

层流控制、复合材料、全电驱动等创新性航空技术的应用给传统防/除冰方法带来了新的挑战。基于高电压驱动的表面介质阻挡放电等离子体激励新概念防/除冰方法因其没有复杂的机械构造和潜在的气动耗损，从而有潜力成为下一代飞行器采用的防/除冰方法。该综述从飞行过程中的结冰与防/除冰研究、等离子体空气动力与热激励特性研究、等离子体激励防/除冰研究等三个方面，对等离子体防/除冰方法的研究现状和发展趋势进行了分析，指出等离子体防/除冰研究的关键科学问题主要包括：1）以等离子体空气动力与热激励为主要因素的多物理场耦合机制；2）等离子体激励下多物理场非平衡相变演化规律与防/除冰机理。上述科学问题的研究包含了等离子体物理特性、流动控制机理、结冰机理、防/除冰规律等众多流体力学前沿方向，等离子体防/除冰研究的难点在于涉及多物理场耦合和多时间尺度，因此，相应的数值模拟方法与实验观测技术成为解决上述科学问题的关键突破点。探索等离子体激励防/除冰机制以及解决面向工程应用的技术问题，是下一步需要聚焦的研究方向。