后掠翼模型混合层流控制实验研究

利用前缘吸气和顺压梯度,在对称后掠机翼模型上,实现了混合层流控制。在连续式跨声速风洞中,研究了气流马赫数和雷诺数对转捩位置的影响,研究了前缘吸气流量及流量分配对层流控制效果的影响。实验过程中,利用壁面冷却方法,扩大了层流区和湍流区的壁面温度差,利用埋入式安装的热电偶测量了表面温度分布,确定了转捩位置和层流区范围。结果表明,前缘吸气具有良好的层流控制效果,可以使层流区范围显著扩大。前腔吸气流量对层流控制效果影响很大,后腔吸气流量影响较小。     

层流控制技术及对飞行器气动加热的影响研究

本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研究结果表明:前缘吸气可以抑制CF波的成长,吸气流量对层流区的范围有显著的影响,随着吸气流量增大,层流区范围逐渐增大。利用对称机翼模型,研究了层流控制对气动加热的影响,研究结果表明:层流控制技术可以显著扩大层流区的范围、减小气动加热、降低表面温度,前腔的吸气流量对层流控制效果起主导作用,并存在最佳值,吸气流量过大不会进一步改善层流控制效果,吸气流量过小则达不到最好的层流控制效果。     

层流飞行试验迎角精确控制技术研究

针对层流机翼飞行试验需求,开展飞行条件下的层流翼套迎角精确控制试飞技术研究。首先,通过影响迎角的飞行参数变量分析,实施滚转角控制和飞行重量控制措施,以试飞方法、评判准则和机载监控设备构建了一套层流飞行试验迎角精确控制试飞应用技术;然后,在飞行高度6 km和7 km,飞行马赫数0.45～0.65,翼套测试迎角2.0°～4.2°等多个飞行状态下开展飞行试验,对层流翼套迎角精确控制进行技术验证。试验结果表明,该技术实用可靠,可为后续层流机翼或翼套气动力飞行试验提供参考。     

层流流动主/被动控制技术

摩擦阻力在民机总阻力中占很大比重,减少摩擦阻力对改善民机性能和实现绿色航空具有重要意义。层流摩擦阻力远小于湍流摩擦阻力,因此扩大层流区,甚至实现全层流流动,是减阻的一个重要途径。目前形成了自然层流流动、全层流流动和混合层流流动控制（HLFC）3种层流流动主动控制技术。本文基于减阻和流动不稳定分析,对3种控制技术的概念、方法、优缺点、可带来的效益和应用层流流动控制技术的飞机的设计方法及维护（包括预防昆虫和冰粒等污染的措施）等方面作了较为系统的阐述。概要地介绍了X21A、Jetstar、Boeing 757等飞机的HLFC飞行试验验证项目,结果表明了层流流动主动控制技术的有效性和困难性。本文也从原理到飞行试验较为系统地介绍了一种层流流动被动控制技术。     

层流控制和自然层流机翼可压缩边界层计算和应用

本文对后掠层流机翼可压缩边界层进行了计算研究。引入新的相似变换形式,避免了Kaups-Cebeci方法在变换中可能出现的奇性,导出了在新的相似变换下的偏微分方程组。对层流控制(LFC)和自然层流(NLF)机翼进行了计算,得到了满意的结果。     

低雷诺数下翼型层流分离泡及吹吸气控制数值研究

在低雷诺数下Eppler387翼型表面会出现层流分离泡现象,因此本文使用Fluent求解器开展吹/吸气控制翼型表面层流分离泡的数值研究,主要探究了射流位置、射流角度、射流速度比三个控制参数对层流分离泡控制的影响规律.研究结果表明,采用与SSTκ-ω湍流模型耦合的γ～(Reθt)转捩模型可以准确预测层流分离泡的位置;吹/吸气可以有效抑制低雷诺数下层流分离泡的发展,明显提高低雷诺数下翼型升阻比.固定射流位置,较大吸气速度比和较小吹气速度比可分别获得较好的流动控制效果,且吸气控制比吹气控制对层流分离泡的抑制作用更加有效.     

二维翼型混合层流控制减阻技术试验研究

选择NACA0006系列层流翼型作为物理模型,使用FLUENT商用软件计算分析翼型表面压力梯度,结合对翼型后缘做局部优化修形增大顺压梯度范围以及在翼型前缘布置吸气控制单元并配套吸气装置形成混合层流控制减阻技术。风洞试验中应用红外成像技术测量翼型表面层流区域,探索研究了混合层流控制减阻技术的实用效果。试验结果表明：对翼型实施混合层流控制减阻技术后,明显增大了翼型表面的层流面积。     

考虑吸气影响的层流翼型梯度优化设计

针对层流翼优化设计问题,推导考虑吸气影响的层流-湍流转捩耦合伴随方程,并结合链式求导法则、自动微分技术及CK(Coupled Krylov)算法实现耦合伴随方程的高效求解,构建基于离散伴随理论的混合层流(HLF)翼梯度优化设计系统。转捩预测采用基于扰动放大因子模型(AFM)的e^N方法。层流飞行试验结果表明,基于AFM的转捩预测方法能够有效捕捉吸气控制影响下T-S(Tollmien-Schlichting)扰动波失稳诱导的转捩现象。利用构建的梯度优化系统开展层流翼型多点设计,并与非梯度优化方法的优化结果进行对比。自然层流设计结果对比显示,不同优化方法得到的设计结果呈现出较强的一致性。混合层流翼型多点设计结果显示,混合层流优化具有比自然层流优化更强的减阻能力。相比于自然层流优化翼型,混合层流优化翼型分别减阻6.1%、5.9%、33.3%、9.5%。本文构建的基于离散伴随的层流翼梯度优化方法能使混合层流机翼的气动性能得到大幅提升,可为未来混合层流机翼减阻设计提供方法支撑。     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

HLFC后掠翼优化设计的若干问题

使用扩展自由变形参数化方法,基于径向基函数的动网格技术和改进的混合粒子群算法,考虑吸气的e^N转捩预测方法和雷诺平均Navier-Stokes求解器,搭建了针对混合层流流动控制（HLFC）后掠翼的优化设计平台,对HLFC后掠翼的气动外形设计、雷诺数影响、吸气分布设计等多个问题进行了研究,对比分析了在这些因素影响下HLFC后掠翼的阻力系数和层流区长度的差别,进而探索了相应的设计准则。研究表明,对于层流区较长和阻力系数较小的HLFC后掠翼来说,它们上表面的压力分布具有共同的特征：头部峰值较低,之后有一个小的逆压,接下来是一段较长的均匀稳定的顺压,这段顺压最后终结于一道激波。应用HLFC技术后,通过实现大面积的层流区,机翼的摩擦阻力和压差阻力均可显著地降低,降低的幅度远大于不考虑层流控制的设计结果。同时,HLFC机翼的设计应综合考虑摩擦阻力、压差阻力、激波强度和配平阻力（低头力矩）,层流区最长不一定意味着阻力最小。一般来说,雷诺数越高,越难维持层流,但应用混合层流控制技术后,即使在难以实现自然层流的高雷诺数下,HLFC机翼依然有较长的层流区。通过对吸气分布的设计进行研究,说明了非均匀吸气比均匀吸气要更有效率一些,能够节省吸气量。