宽速域翼尖涡及其与斜激波相互作用

针对宽速域飞行器产生的翼尖涡及其与斜激波相互作用问题,采用数值模拟方法,在来流马赫数0.2～6.0范围内,研究了翼尖涡的演化特性,并探讨了斜激波诱导翼尖涡破碎的机理。结果表明,在宽速域范围,翼尖涡的切向速度和环量分布仍然符合低速流动中的自相似关系式;在超声速至高超声速流动中,翼尖涡强度沿流向更快地减弱;当翼尖涡与斜激波相互作用时,涡核处压力越低的翼尖涡更容易破碎,而经典的涡破碎理论难以在宽速域范围内准确预测涡破碎现象;通过引入涡核处的压力亏损效应修正经典理论,大幅提升了预测斜激波诱导翼尖涡破碎的能力。     

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。     

尾涡中涡强与轴向速度的相互关系

大型飞机的翼尖涡会对飞入它尾流中的其它飞机造成巨大的危害。文章希望找到尾涡核中的轴向速度超过自由流速度的条件，从而深入了解这种尾涡的特性。在风洞实验中，我们采用的机翼模型的型号是NACA0015，它的半翼展展弦比为0．80。我们利用三传感器热线探针来测量尾涡核中的轴向速度，并将之与测得的涡的环量进行了比较，结果发现，轴向速度与一个无量纲环量参数呈线性关系。当这一环量参数较小时，轴向速度小于自由流速度，而当环量增大时，轴向速度也将逐渐增大，甚至能够超出自由流速度70％。我们还发现，轴向速度的大小对实验中所采用的两种端帽结构——平型和圆型十分敏感。另外，如果利用涡的半径来修正这一环量参数，那么两种端帽结构下的数据将会重合为一条直线。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×10^4,喷流系数（喷流与自由来流的动量比）Cμ=0.017。研究结果表明：组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用＂＋0-＂构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

地面效应作用下翼尖涡特性的PIV实验研究

完成了NACA23012机翼地面效应条件下翼尖涡结构及升阻力特性实验。实验在拖曳水槽中模拟机翼的飞行状态,获得了在多种飞行高度、0°攻角时机翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖涡流场的变化规律,对比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖涡速度、涡量分布的区别及其可能对机翼升/阻力造成的影响。实验结果表明:即使在正弦波浪地面附近,随着机翼逐渐靠近地面,升力逐渐减小至负升力,翼尖涡的强度亦发生相应变化;尤其是在小间隙比、负升力情况下,翼尖涡的旋转方向产生了改变;流场结构不仅受机翼距地面高度影响,也随着波浪地面与机翼瞬时所处位置构成的相对相位关系的不同而变化,并且涡量沿波浪地面运动的变化呈现周期性,但变化规律并不符合正弦周期,主要原因在于波浪地形与下翼面所构成的流道形状及狭窄程度的周期性变化对翼尖涡流场结构的发展和演化产生不同程度的抑制。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法（VLM）对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证。首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12％,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小。     

机翼亚音速非定常气动力计算

分析机翼非定常气动力特性既可用实验方法[1～3],也可用数值计算方法[4]。现采用非定常涡格时间历程法对机翼沉浮、俯仰、偏航和滚转振荡时的气动力进行计算。1　基本原理与计算公式设图1中t=0时机翼作定常运动;t=Δt时,机翼攻角突变1°,则机翼上产生一涡环ΔΓ1,并以V0向下游运动;t=2Δt时,机翼上又产生一涡环ΔΓ2;随着时间的推进,不断产生以V0向下游运动的涡环,从而模拟机翼的非定常绕流。当涡环以V0运动时(图2),其速度势为φP0=V0Γ4πlimy→0y∫b/2-b/2dz∫x1+V0tx11rdx上式对x、y、z分别求导得到非定常涡环的诱导速度Vx=V0Γb4πx…     

微型扑旋翼的运动测量与气动特性分析

采用实验测量和数值仿真相结合的方法研究了微型扑旋翼多自由度复杂运动及运动与气动特性之间的相互作用。基于机械式扑旋翼运动模型,使用高速摄影测量和数字图像处理的方法,测量了扑旋翼的运动与变形,并将此结果作为数值仿真的输入,进一步研究了翼的气动特性。结果表明:1)扑旋翼的拍动角近似三角波变化,旋转角随时间线性增加,俯仰角在初始迎角附近波动,并有三个波峰;2)弦向弯曲度的变化规律近似为三角波,沿展向不同位置有相位差异,展向扭转角的变化规律接近于梯形波;3)扑旋翼运动产生的翼尖涡、前缘涡与后缘涡形成了复杂的涡环,涡结构的变化决定了翼的瞬态气动力的产生;4)扑旋翼的柔性变形能够带来平均和峰值升力的提高。     

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。     

一种快速计算螺旋桨气动声学特性的数值方法

在低速螺旋桨性能计算方面,涡格法是快速有效的方法。但是在计算表面压力分布时,传统的涡格法遇到了无法克服的困难。本文推导出在叶片表面布置分布涡强的方法,既保持了涡格法计算快的优点,又较好地计算出叶片表面压力分布。以此为基础,本文采用FW-H方程忽略四极子效应的时域解法,使用与气动计算相同的表面网格,快速解出了螺旋桨的远场声学特性,计算结果与实验结果符合程度较好。说明该一体化方法可以用于螺旋桨噪声机理分析和低噪声螺旋桨设计,从而为分析螺旋桨噪声机理和设计低噪声螺旋桨提供简便工具。     

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。     

扩压叶栅中的旋涡流动

本文以旋涡作为研究线索, 对扩压叶栅内旋涡流动作了较为全面的试验研究, 提出了一个常规扩压叶栅内部近壁流动的物理模式, 包括角涡与叶面附面层干涉的壁面拓扑流型, 扩压叶栅流动中的旋涡结构, 以及这个旋涡结构在不同攻角下与叶栅损失结构和负载结构的关系, 从而解释了扩压叶栅角隅区高损区存在的原因。      

低雷诺数下压气机的二次流旋涡结构

为了探究高空低雷诺数条件下跨声速压气机的流动规律,对NASA Rotor37进行单通道数值模拟,探索其在低雷诺数进气条件下二次流的旋涡结构.研究发现:马蹄涡压力面分支诱发压力面角区诱导涡,壁角涡形成了顺流和逆流的两段式结构,脱落涡由叶根角区发展起来后不断从尾缘脱落,泄漏涡近失速点仅局部破裂不是失稳触发的主要原因.通道中的激波系诱发了吸力面和压力面的两个径向涡,压力面径向涡构成闭合的气泡式分离,吸力面径向涡在叶顶的破碎诱导产生分离涡,触发了低雷诺数下压气机的失稳.流场旋涡结构由马蹄涡、壁角涡、径向涡、泄漏涡、分离涡、脱落涡6个大尺度旋涡以及其他小尺度旋涡组成.      

pq阶亚循环群局部传递的图

所指的图是有限的、单的、无向的且无孤立点。如果图的自同构群分别在图的边集合和点集合上传递．分别称图是边传递的和点传递的。设G≤Aut（F），如果对于每个α∈V（Г），Gα在Г（α）上传递，则称Г是G-局部传递图。主要利用边传递、点传递和局部传递的关系及陪集图的理论，获得了关于pq（p、q是素数，p〉q）阶亚循环群局部传递的图的完全分类。获得的结果为：关于pq阶群局部传递的图或为弧传递图，或为二分的边传递图，或为一些边传递图的并。     

低排放驻涡燃烧室冷态流场特性试验

利用粒子图像测速仪(PIV)对低排放驻涡燃烧室模型进行冷态流场测量,获得该燃烧室流场的变化规律和压力损失的变化情况.试验结果表明:低排放驻涡燃烧室涡系结构稳定,在主流后方的驻涡区存在主副双涡结构,联焰板后方的驻涡区存在单涡结构,两者之间特征截面呈现出双涡涡系逐渐向单涡涡系过渡,涡心位置也随截面的变换而变化.随着进口马赫数(0.15~0.30)的增大,主涡面积随之增加,副涡面积在进口马赫数为0.2时最大,而各特征截面上主副双涡及单涡的涡心位置基本不变.驻涡区涡系强度及其边缘的气流速度,以及主燃区的气流速度均随进口马赫数增大而提高.总压损失随进口马赫数(0.15~0.30)的增大而增加.      

基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理

相比于机翼产生的孤立翼尖涡,加装小翼之后的翼尖涡表现出双涡甚至多涡结构,并且呈现出更加复杂的不稳定特征。为揭示翼尖双涡结构不稳定特征及其演化机理,采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和全局线性稳定性分析（LAS）方法对不同雷诺数和攻角下带双叉弯刀小翼的M6机翼产生的翼尖涡结构在尾迹区的不稳定特征进行研究。试验结果表明,对称布置的双叉弯刀小翼产生的翼尖涡包含上/下小翼产生的主涡（上/下主涡）结构,两者构成近似等强度的同转涡对,在相互靠近的同时以20 rad/s的角速度相互缠绕。对上/下主涡瞬时涡核位置的统计分析表明,翼尖涡摇摆幅值随流向位置逐渐增大,随雷诺数的增加而增大,随攻角的增加先增大后减小。对16倍弦长的尾迹截面处的翼尖双涡结构进行全局时间稳定性分析,不同工况下,上/下主涡最不稳定模态（模态P/模态S）的稳定性曲线变化规律与摇摆幅值的变化规律相一致,表明翼尖涡的摇摆源自于其内在的不稳定性特征。增加流向扰动波数,发现模态P切向波数逐渐增加;而模态S则是径向波数逐渐增加。不同工况下,模态P的切向波数为5~6,扰动波数分布在[2.75,5]的区间内,所对应的不稳定放大率均大于模态S,而不稳定放大率最大的模态扰动范围作用在上主涡的整个涡核区域,表明这种大切向波数的扰动模态在翼尖涡流控中的潜在价值,也意味着加装小翼会增加涡结构的个数,增强不稳定性的发展,有助于翼尖涡的快速失稳衰减。     

可压流条件下凹腔驻涡流动试验

针对几何因素和气动因素对凹腔驻涡流动的影响进行了研究.试验研究了改变凹腔的高长比、射流孔位置和主流进气角度等对凹腔驻涡流动的影响,研究了改变主次流进口流速等气动因素对凹腔流动的影响.总压损失采用总压探针测量,速度场采用粒子图像测速仪(PIV)测量.试验结果表明:①两股射流在中部和底部喷射时均能产生大尺度涡结构,在中部喷射时产生一对旋向相反的涡对,在底部喷射时产生单涡.②在中部喷射情况下,增加主流马赫数和主流进气角度,凹腔上部空间的涡度增强.③主流进口马赫数增加,试验件的总压损失显著增加.      

横流对冲击射流换热特性的影响

用实验和数值计算的方法研究了横流对单孔短距冲击换热特性的影响规律.结果表明:①在实验研究范围内,冲击靶面平均努塞尔数Nu_av,is随横流的增大而增大;②冲击靶面前区努塞尔数Nu_fia随横流的增大而减小,这是因为壁面附近x负向流动的气流流速绝对值变小,换热削弱;③靶面冲击点附近及冲击靶面后区努塞尔数Nu_bia随横流的增大而增大,原因是在冲击点上游出现的马蹄涡的旋涡方向和冲击射流自身形成的卷吸涡拉伸涡对方向相同,这两种涡的叠加使该区域冲击靶面的换热得到增强.      

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。