基于等效盘模型的滑流对涡桨飞机气动性能的影响

 推导了螺旋桨等效盘模型的相关气动计算公式,建立了考虑螺旋桨桨盘前后压差和滑流旋转速度以及变桨距、螺旋桨转速等因素的较通用的等效盘模型。将等效盘边界条件应用于NAPA软件进行了三维流场计算,分析了流场计算结果和流场特征;并采用某螺旋桨的试验数据对等效盘模型进行了检验,推力和扭矩的计算值与试验结果吻合较好,表明该等效盘模型能较为准确地模拟螺旋桨的推力、扭矩、压力变化和旋转速度变化,能在一定程度上替代真实螺旋桨的气动效应。然后应用该等效盘模型对某四发涡桨飞机的全机三维流场进行了数值模拟研究,分析了螺旋桨滑流对全机流场特征的影响,给出了滑流对全机升、阻力系数的影响量。计算结果表明,螺旋桨后形成的涡能改变下游的流场并使机翼表面流线偏转,螺旋桨滑流能明显改变机翼表面的压力分布,使全机升、阻力系数增大,且滑流强度越大,效果越明显。     

斜、直圆柱绕流的CFD模拟

采用CFD软件CFX5.5对直圆柱和斜圆柱绕流进行数值模拟,计算了直、斜置圆柱的阻力系数、升力系数、周向平均压力系数及其脉动压力系数的均方根值,并与试验结果进行了比较.计算表明,斜圆柱绕流与直圆柱绕流有很大的差异:斜圆柱绕流的平均阻力系数减小,平均升力系数不等于零,升力系数的频域除包含有传统的卡门涡脱频率外,还包含有许多低频成份.     

旋翼滑流对倾转旋翼机飞机模式下气动特性的影响

建立了考虑旋翼桨叶形状、桨叶片数、桨距和转速等因素的等效桨盘模型,该模型中桨叶对气流的作用被等效为时间平均的源项添加到控制方程中,并通过两个算例验证了模型的有效性。对V-22倾转旋翼机飞机模式高速巡航状态下的全机三维流场进行了数值模拟,分析了旋翼流场特征,定量给出了滑流对气动力系数的影响量。计算结果表明:旋翼滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使全机升力系数增大,最大升力系数增量为4.6%;0°迎角下滑流使阻力系数减小了29%,而4°迎角后,滑流使得阻力系数增大,在14°时增量达到了32%;俯仰力矩系数的变化量为4.6%。进一步研究发现,滑流对平尾下表面压力系数分布产生较大影响,而对垂尾影响则较小。      

Viscous Crossflow Around a Rotating Circular Cylinder

Unsteady viscous crossflow around a rotating circular cylinder is studied in the laminar and turbulent flow regimes. The dependences of drag and lift coefficients of the cylinder on the rotation speed are obtained.     

临近空间螺旋桨气动性能数值分析

在实验条件不成熟和计算性能不够好的情况下,提出了一种研究螺旋桨气动性能的方法.首先对叶素周围的流场进行数值模拟,分析叶素的气动性能并得出叶素升阻系数,然后差值得到叶素升阻系数沿桨径的连续分布,再利用叶素理论对螺旋桨的整体气动性能进行分析.研究表明,所提出的研究方法不仅可以对叶素周围流场进行详细的分析,还能够较好地分析螺...     

介质阻挡放电等离子体对翼型流动分离控制的实验研究

在低速开口风洞中进行了等离子体激励器对NACA0015翼型流动分离控制的实验研究。采用PIV技术,对翼型绕流流场进行了测量,显示了施加等离子体激励后流场的变化。通过五分量天平对升力和阻力的测量,研究了激励电压和激励频率对翼型流动分离控制的规律。研究表明,低风速下在翼型前缘施加等离子体激励,能够有效地控制翼型流动分离,在来流为20m／s时,最大升力系数增加11％,失速迎角增加6°;在给定的流动状态下,激励电压和激励频率存在一个阈值,不同迎角下该阈值不同,迎角越大,分离越严重,对激励强度的要求也越高。     

Two-dimensional viscous vortex flow around a circular cylinder

A code based on a vortex method for simulating viscous vortex flow around a circular cylinder has been developed. The original method to obtain the no-through and no-slip condition introduced here is described in detail. The diffusive part of the vorticity transport equation is treated using a deterministic method based on the solution of the heat equation. Results have been obtained and are presented concerning the vorticity field, the velocity field, the evolution of drag and lift coefficients and the Strouhal number.     

低速翼型分离流动的等离子体主动控制研究

为了研究等离子体激励器的放电形式及其诱导气流的规律,以及翼型迎角、自由来流速度分别对翼型流动分离抑制效果的影响。在低速、低雷诺数条件下利用介质阻挡放电等离子体激励器对NACA0015翼型进行了主动流动控制研究。结果表明：介质阻挡放电的形式为丝状放电;等离子体激励器诱导气流的方向由裸露电极指向覆盖电极,由电极的布置方式决定,与接线方式无关;当来流速度为25m／s,雷诺数为2．03×10^5时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型最大升力系数增大约为9．7％,翼型l临界失速迎角由17．5°增大到20．5°;翼型失速延迟的真正原因并非单纯的气流加速;等离子体激励器的作用效果随着来流速度的提高而减弱,研究非定常激励或等离子体激励器与流场之间的耦合效应,也许更加具有潜力。     

吸气条件对圆柱非定常分离流影响的数值研究

本文根据二维可压非定常Ｎ－Ｓ方程，基于Ｂｅａｍ ａｎｄ Ｗａｒｍｉｇｎ及Ｓｔｅｇｅｒ的方法，在圆柱绕流出现周期分离后，施加吸气条件，研究气对于圆柱非定常绕流的影响，计算结果表明，在恰当地区域施加恰当的吸气条件，可以希望通过减小压差阻力来减小总阻力，吸气还有抑制尾迹中非对称流动的作用，从而使圆柱所受的垂直于来流方向的升力的变化幅度减小，变化频率减小，但是吸气会增加磨擦阻力，过份的吸气会导致摩阻增大太     

翼型分离流动的等离子体控制数值分析方法研究

利用等离子体进行流动控制是当前的研究热点之一.本文研究通过数值方法模拟等离子体对流场作用的实现方法,及利用数值模拟方法研究翼型大迎角分离流动的等离子体控制.利用CFD软件Fluent中的自定义函数接口,通过C语言编程在软件中引入DBD等离子体激励模型外加体积力源项,对NACA0015翼型大迎角下的等离子体控制进行数值模拟.验证DBD等离子体激励在抑制流动分离与增升减阻方面的作用.结果表明：流动控制效果与DBD激励器布置位置有直接关系;激励器的数量与激励强度均会影响流动控制作用.     

Drag Reduction for an Airship with Proper Arrangement of Propellers

In this article, the flow field around an airship with propellers blowing is calculated on the basis of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with SST turbulent models. Modeled each as an actuator disk, the propellers are arranged at different positions around the body of airship in the flow direction. The numerical results show that the blowing propellers produce open outer flows. They drive the separated vortexes off the body thus reducing the drag coefficients. The results also show that the position after leading sucking peak is the best place for a propeller to blow. When the propellers are positioned after sucking peak, the longer the area which the propellers work on, the more the profile drag coefficients can be reduced. If the working position of propeller moves from the sucking peak forward to the leading edge, the friction drag coefficient will increase. The bigger the diameter of the propellers and the stronger the pressure jump, the more the drag coefficient will be reduced. The results also reveal that for the design of circularly-positioned propellers with space intervals, the more drag coefficient reduction results, the smaller the space interval is specified.     

趋于临界马赫数的圆柱跨声速绕流特性分析

通过深化认识趋于临界马赫数Ma_cr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据。采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma_∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×10⁵的圆柱跨声速绕流。结果表明:当Ma_∞趋于临界马赫数(Ma_cr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制;通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性;圆柱的阻力减小与其背压上升有关;剪切层初始阶段的对流马赫数Ma_c随Ma_∞的增加而增大,而增长率相反,这使得剪切层更为稳定、柱体背压更高。此外,由于Ma_∞=0.85时边界层分离点处的激波和尾迹处的激波向下游推移,使得近尾迹处的湍流脉动减弱,进而导致柱体的表面压力振荡和升力系数振荡被抑制。     

超临界机翼介质阻挡放电等离子体流动控制

为了进一步提高等离子体激励器可控雷诺数,采用测力以及粒子图像测速(PIV)等研究方法,从二维机翼到三维半模,从低雷诺数到高雷诺数,开展了对称布局式介质阻挡放电(DBD)等离子体激励器控制超临界机翼气动特性的试验研究,分析了控制机理,实现了等离子体"虚拟舵面"的功能。结果表明:在雷诺数为2×10⁶的情况下,对称布局式等离子体气动激励能较好地抑制超临界机翼绕流流场分离,使失速迎角推迟2°,最大升力系数提高8.98%。     

纳秒脉冲等离子体激励器用于圆柱高速流动控制的数值模拟

利用数值模拟,研究了纳秒脉冲介质阻挡放电（NS-DBD）等离子体激励器在圆柱高速流动控制中的应用。首先,研究了单电极NS-DBD等离子体激励器在静止空气中放电后的流场特性。研究表明在介质阻挡放电形成的等离子体区域,有局部能量快速注入,放电结束5 μs后在上极板后端点位置形成了一个局部温度高达900 K的热点,由此引发很强的压力扰动,形成以上极板后端点位置为中心,扩散速度约为声速的半圆形压缩波。在此基础上,通过数值模拟研究了NS-DBD等离子体激励器布置在直径为6 mm的圆柱上,来流马赫数为Ma_∞=4.6时,对圆柱脱体激波的控制作用。研究表明介质阻挡放电形成的半圆形压缩波对于脱体激波有很强的干扰作用,激波距离增加了15.7%,激波强度也有相应的减弱,导致阻力减少了13%。     

基于滑移网格的螺旋桨滑流影响研究

基于滑移网格技术,通过采用准定常N—S方法,分析研究螺旋桨滑流对全机气动特性的干扰影响。以某带四台螺旋桨发动机的巡航构型为例,对比研究滑移交界面的影响,确立准确的滑移交界面建立方式,进而重点对某带后缘襟翼的螺旋桨飞机的流场特性进行计算分析,研究螺旋桨滑流对全机流场和气动性能的影响。数值计算表明：提出的用于研究螺旋桨滑流影响效应的滑移网格方法,是螺旋桨飞机设计评估的一种有效数值模拟手段,可简化动静网格的数据交换,具有一定的工程实用价值。     

等离子体热效应对NACA0012翼型增升减阻的研究

基于等离子体热效应机理,在来流速度为34m/s和攻角0～12°内,对NACA0012翼型在等离子体激励下的流场特性进行数值模拟。通过研究等离子体激励的位置和数量对翼型的升阻力特性的影响,得出翼型增升减阻的最佳位置和数量。为保证计算模型的准确性,将未激励的翼型流场参数与NASA实验数据进行对比验证。结果表明:未激励翼型的流场计算参数与实验结果吻合度较高;在等离子体单激励下,最佳减阻位置位于翼型下表面的前缘,最佳增升位置位于翼型下表面的后缘,且二者受攻角的影响较大;在翼型下表面的前缘和后缘同时施加激励时,翼型的减阻比约为20%,最大增升比为52%。     

采用上游扰动体被动控制减阻技术的实验研究

通过风洞测压和水洞流动显示实验,研究了不同直径的扰动体尾迹下圆柱的流动结构和气动特性。结果表明当扰动体和圆柱串列布置时,流动呈现出两种流动模式:空穴流动和尾流撞击模式。当圆柱处于空穴流动模式时,其阻力可以大幅度降低。当扰动体直径为圆柱直径1/2时,圆柱阻力最大降低98%。综合绕流结构和圆柱表面压力分布的变化,指出阻力减小的原因主要是扰动体对圆柱前体的保护作用以及对后体流动的干扰作用,其中后者占主导地位。随着扰动体直径的增加,扰动体对圆柱前体的减阻效果增加。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

旋翼螺旋桨/机翼巡航状态气动干扰规律研究

为优化倾转旋翼机气动布局,研究旋翼螺旋桨与机翼间复杂的气动干扰,在考虑有限翼展三维效应、翼尖小翼情况下,通过改变机翼外翼段的长度,研究了旋翼螺旋桨与机翼间的气动干扰规律.使用计算流体力学的三维非定常计算方法获得了巡航状态下旋翼螺旋桨与机翼的流场特征及气动特性参数,研究了螺旋桨滑流对机翼的上洗、下洗作用,以及机翼对螺旋桨...     

外边界位置对数值计算翼型绕流的影响

用数值方法计算翼型绕流时,外边界位置一般只取在距翼型有限的距离。本文用不可压位流理论找出该问题的精确解,从而得到外边界位置对计算的升力、阻力和表面压力分布的影响。