新概念机翼尾流特性实验

大型飞机常采用开启襟翼以增大机翼升力系数,实现较大迎角的起飞和降落,而机翼在大迎角状态下,翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡,严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性,提出一种新概念飞机襟翼布局,通过水槽实验发现:新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用,不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考,在满足飞行力学设计的基础上,合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散,提高机场飞机起降效率。     

双翼尖涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究

采用一种结构化矩形直机翼涡发生器产生一对大小不同、方向相反的翼尖涡,调节双涡涡量的大小比例Γ1/Γ2及其间距b,触发两涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性.实验采用流动显示方法定性观察双涡相互作用过程,通过二维PIV(粒子成像测速)系统定量研究双涡相互作用特征,得到双翼尖涡中主涡及次涡的运动特性、环量-时间特性.对不同实验参数下残余环量比例进行分析,发现双涡涡量大小比例Γ1/Γ2在1.3~1.4、b为50mm时双涡相交削弱效果良好,能够实现翼尖涡强度削弱程度达30%~40%.     

同轴旋转圆台环隙流动机制及实验研究

同轴旋转圆台环隙内流体的流动是基于经典的两同轴旋转圆柱环隙内泰勒库特流的一种扩展研究。通过流动显示实验和PIV粒子图像测速技术对圆台环隙的内部流场进行可视化和定量化的研究,分析涡运动的周期性规律,探究圆台环隙内雷诺应力分布和水位高度对流场的影响。研究表明,随着时间的发展,涡列周期性明显且整体在下移,当脉冲数为100脉冲/s时,环隙内形成均匀分布的正反交替的涡;当脉冲数为200~500脉冲/s时,存在快慢交替的分裂周期;在3种水位高度下也都存在明显周期性分裂,只是周期时间和涡的个数不同;平均流场存在上凸型外向流和下凹型内向流2种流态,流态的差异是离心力与静压力双重作用的强弱变化所致;雷诺应力分布中,径向正应力占主导,并主要集中在环隙中部。      

襟翼翼尖涡控制飞机尾流机制实验研究

为了研究襟翼小涡与主翼尖涡相交不稳定性触发条件,采用矩形机翼模型产生一对翼尖涡,同时在机翼上安装不同宽度及攻角的襟翼,对35个翼展下诱发R-L(Rayleigh-Ludwig)不稳定性的最佳涡系参数组合进行了研究。结果表明:通过水槽流动显示实验发现,单主翼尾涡在第35个翼展处未发生明显变化,能量衰减缓慢;加装襟翼后尾流不稳定性被触发,衰减效果明显,在一定范围内尾涡能量衰减值随着襟翼攻角的增大而增大;环量统计半径Rd=50mm时,对主翼尖涡环量进行PIV(Particle Image Velocimetry)分析时发现,当主翼攻角α=8°,襟翼攻角β=28°,襟翼宽度b=55mm,来流速度V=0.5m/s时尾涡能量消散最快,主翼尖涡环量在第35个翼展时衰减为第一个翼展的28%;证实通过安装合适的襟翼可以有效地控制飞机尾流,加速其破裂和消散。     

双翼尖涡Rayleigh—Ludwieg不稳定性实验研究

采用一种结构化矩形直机翼涡发生器产生一对大小不同、方向相反的翼尖涡，调节双涡涡量的大小比例Г1／Г2及其间距b，触发两涡Rayleigh—Ludwieg不稳定性。实验采用流动显示方法定性观察双涡相互作用过程，通过二维PIV（粒子成像测速）系统定量研究双涡相互作用特征，得到双翼尖涡中主涡及次涡的运动特性、环量-时间特性。对不同实验参数下残余环量比例进行分析，发现双涡涡量大小比例Г1／Г2在1．3～1．4、b为50ram时双涡相交削弱效果良好，能够实现翼尖涡强序削弱程度扶30％～40％。     

突扩间隙比对单通道扩压器内流动力特性影响的试验研究

为了研究突扩间隙比与扩压器内流动力特性的影响关系,采用水流模拟流动显示及PIV(Particle Image Velocimetry)流场测速试验方法,对不同突扩间隙比的内流瞬态流场、时均流场、雷诺切应力等关键流场信息所表征的扩压器内流动力特性进行了研究。结果表明:突扩间隙比为1.6～1.7时,静压恢复系数与总压损失系数比值达到最大,此时扩压性能最优;扩压器突扩间隙比为1.64时,主流从前置扩压器流出时由于强剪切作用卷起扩散涡,为维持突扩区域空间内流动稳定性,进而诱导出消耗涡;总压损失变化是突扩区消耗涡、回流扰动及火焰筒前缘背压反流共同作用的结果,雷诺切应力与总压损失系数成正比;扩压器出口速度分布对于突扩间隙比变化的不敏感性体现出较好的内流流动稳定性。     

四涡系统构建及其特性的实验研究

飞机尾涡是与升力相关的固有流动现象,威胁着机场附近的飞行安全,同时也限制了机场使用效率。在矩形机翼翼尖以一定方式安装涡流发生器,产生与主涡旋向相反的小涡,来构建一种具有自我消散机制的四涡系统,能实现尾涡集中能力的快速消散。结合流动显示和粒子成像测速(PIV)测量,探索了在不同的参数匹配下,下游25个翼展范围内该四涡系统的空间发展过程、涡量发展曲线,以及45个翼展范围内主涡环量的衰减程度。实验结果表明,受小涡诱导,尾涡出现了相交不稳定性,主涡提前破裂,涡量随之降低。当小涡和主涡的初始环量比为-0.581、初始距离比为0.5时,45个翼展范围内,主涡环量衰减34.7%。该实验结果为低尾流机翼的设计提供了一定的参考。     

我国民航维修业的现状与挑战

中国民航运输业的快速发展,推动了民航维修业的成长与变革。本文回顾了飞机维修业的发展历程,分析了基于国情的现状特点。展望了维修业的发展趋势,包括布局向中西部发展,迎接通航市场,面临机型更新换代的挑战,企业维修资质认可性增强,大型企业进行升级转型,发展“客改货”等业务,涉足设计领域等。并重点关注了人才培养的问题,指明了高校、企业、培训机构在人才培养上的问题和改进方向。     

开缝圆柱缝隙倾斜角对脱落涡的影响

开缝圆柱绕流作为钝体绕流研究的分支,具备很强的应用前景,但是对其复杂的流动现象的物理本质的理解仍不完善。本文采用流动显示技术和粒子成像测速技术(PIV),探究缝隙对开缝圆柱流场结构的影响,在数据处理方面采用本征正交分解(POD)方法对开缝圆柱流场信息进行了重建。实验研究表明:在一定雷诺数范围内,开缝圆柱缝隙的存在从根本上改变了圆柱绕流近区尾流的结构;开缝圆柱脱落涡的脱落频率对开缝圆柱缝隙倾斜角具有一定的敏感性,随着缝隙倾斜角的增大其斯特劳哈尔数逐渐变大,对比发现开缝圆柱狭缝比(缝隙/直径)为0.15时较0.10的斯特劳哈尔数具有更强的稳定性。