后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼交迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。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也不同于卡门涡的是稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

振动鸭翼复杂流场测量

研究鸭式布局飞机模型振动鸭翼对翼面涡流场的非定常干扰影响，进行了有无鸭翼、鸭翼不同偏角和不同振动频率，不同振动平均偏角及不同模型攻角下的主翼面涡流场静动态流动显示和翼面及立尾上压力分布测量。分析上述参数对主翼涡大小和强度、主翼涡位置和破散特性，压力分布特性的影响及其造成该现象的上下洗效应，涡系干扰和动态迟滞特性等复杂流动机理。     

基于数值风洞的鸭翼-前掠翼布局涡干扰特性研究(英文)

基于高性能数值风洞,在低雷诺数下对前掠翼布局中鸭翼涡和主翼涡之间的干扰机理进行了研究,着重研究了前掠翼鸭式布局中鸭翼位置对纵向气动特性影响的机理,发现鸭翼和主翼之间的气动力干扰与相互的耦合作用在全机的升力特性和稳定性方面做出了很大的贡献。随着鸭翼的引入,可以从根本上改善主翼表面的流态,由它产生的自身脱体涡涡系对主翼涡系能够产生有利干扰,可以有效的控制边界层的气流分离。中小迎角时,其气动特性的提高主要取决于鸭翼和主翼的相互位置;而大迎角飞行时,则还与主翼和鸭翼自身产生涡系的强度、位置、破裂早晚以及相互的控制力有关等。并展开速度矢量图、空间流线图以及压力云图对其不同的气动布局和涡系进行了分析.     

圆柱-平板角区湍流流动控制的风洞试验研究

角区流动中马蹄涡系的存在通常会造成不良影响。对圆柱-平板角区流动,在圆柱上游放置一倾斜的小圆棒能够改变角区流动结构。利用油流法和平板表面压力测量方法探讨了湍流流态下不同的小圆棒对平板表面的摩擦力线和压力分布的影响。油流实验揭示了倾斜棒能够改变角区的三维分离,新的分离线由倾斜棒和圆柱共同作用引起;倾斜棒对角区的作用可归类为两种不同的物理现象;倾斜棒能够引起圆柱侧面的分离线向下游发生极大的迁移,导致圆柱底部区域尾迹变窄。平板表面压力测量实验揭示附加的倾斜棒能够极大地改变压力分布情况,角区的逆压梯度相应减小;由此,逆压梯度引起的三维分离必然被削弱。     

两种导弹型的翼-身组合体的涡系干扰

通过染色法和氢气泡法流态显示技术观察了迎角从零至25°的两种翼-身组合体的涡系干扰现象,一种是十字翼-身组合体,另一种是×字翼-身组合体。并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析比较和讨论。为了比较,对单独外露弹翼也进行了实验观测。     

动态复杂流动显示

本文给出不同后掠角的三角翼模型在低速风洞中大幅度俯仰运动时和带鸭翼飞机模型主翼面上的动态流显示；分析了动态流动迟滞特性的流动机理及缩减频率的影响和鸭翼涡对主翼涡的干扰影响及随鸭翼振动时主翼涡位置、强度、涡破散点位置的变化。     

双三角翼及其翼身组合的滚转运动特性比较研究

采用Navier-Stokes方程与滚转运动方程耦合计算方法,比较研究了不同后掠角的双三角翼和翼身组合体的滚转运动特性,分析了机翼前缘后掠角及细长机身对非定常滚转力矩时滞环、动态流场结构和物面瞬时压力分布的影响。研究结果表明：主翼迎风面上的融合涡能量在80°/60°双三角翼上耗散较小,而在76°/40°双三角翼上耗散严重,这是造成两模型滚转力矩稳定性与时滞特性差异的主要因素;机身对气流的扰动作用,大幅增强了滚转力矩的线性分量;机身对气流的上洗作用,增强了边条涡与融合涡吸力及其时滞性,同时加剧了主翼背风面的两涡干扰;大滚转角时机身对横流流动的干扰,使得主翼背风面压力分布的时滞差异显著增加。该研究结果有助于认识后掠角与细长机身影响双三角翼滚转运动特性的物理机理。     

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响,基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局,在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下,通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08,在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明,在相同迎角条件下,翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响,翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局,且在前缘涡破裂之前,翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓,升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时,前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关,当前缘涡穿过激波时,涡强和涡核轴向速度迅速降低,当涡核轴向速度降为0时,前缘涡破裂。     

前体涡诱导双极限环摇滚流动特性的实验研究

通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼-身组合体双极限环摇滚的流动机理。实验结果表明,前体涡与机翼翼面流动的相互作用使模型在正负滚转相位处分别出现极限环摇滚运动;正负滚转相位过渡是模型运动惯性与气动力共同作用的结果。     

高超声速飞行器体襟翼局部分离流动数值研究

采用全Navier-Stokes方程的计算流体力学模拟技术研究了类HTV-2高超声速飞行器体襟翼局部分离流动特性,分析了不同飞行高度、壁面温度、飞行迎角等对流动分离特性的影响。研究表明:随着高度增加,壁面附近压力分布发生改变,沿着流向所形成的逆压梯度不断减小,使得体襟翼与飞行器表面附近的分离区减小;壁面温度增加导致压缩拐角(体襟翼与飞行器表面间)上游的流向速度梯度减小,即壁面粘性力减小,从而使分离区增大;随着迎角增加,压缩拐角内的逆压梯度增大,但上游流向速度梯度增加带来的黏性力增大更为明显,使流动更不容易发生分离,即分离区减小。