跨音速翼型风洞上下壁干扰及侧壁影响的实验研究

 在西北工业大学跨音速翼型风洞（又名57风洞）中,对弦长分别为50、100、125毫米的三个RAE 104翼型模型进行了压力分布测量。结果表明:当上下壁开闭比选用2％时,风洞的堵塞干扰基本消除。 采用实侧壁、多层网板而不进行抽气及多层网板进行抽气这三种侧壁状态,对RAE 104翼型模型所做实验结果表明:有多层网板而不抽气,使升力系数大大低于无干扰值;在M相似文献   

Gao-Yong模型用于吹气环量控制翼型的研究

应用Gao-Yong湍流模型模拟了吹气对翼型表面分离流控制的影响.结果表明,该模型不仅能够对翼型绕流的分离点、表面压力分布、升阻特性等做出较好预测,而且还能模拟出控制分离的吹气效果:①有效消除翼面分离涡;②"裹携"翼面来流进一步提高升力系数.提高吹气动量系数,升力曲线上移的幅度也相应增加;而吹气角度对吹气射流"裹携"作用的强弱也有一定的影响,当吹气方向相对于翼弦偏上时,吹气射流"裹携"来流与消除分离涡的作用增强,升力提升更为明显.      

多段翼型前缘缝翼吹气流动与噪声控制数值研究

根据吹气边界层流动控制的特点,探索了前缘缝翼流动控制和减噪技术。利用FLUENT软件对某多段翼型进行数值模拟,求解RANS方程和FW-H声学方程。在前缘缝翼下翼面设置吹气孔,通过改变吹气系数,研究缝翼缝道内吹气流动控制对二维多段翼型气动性能及噪声特性的影响。计算结果表明:应用缝翼吹气技术可在相同迎角下获得更高的升力系数,且能减小缝翼缝道内的分离,降低角涡引起的噪声;不同吹气系数对多段翼升力和噪声有不同程度的影响;迎角为6毅时,吹气控制可以使低频噪声减少2~4.5dB。     

翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模拟试验对风洞侧壁干扰进行模拟，将简单代数湍流模型扩展用于机翼／风洞侧壁结合区流动，分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素，如翼型展长、风洞侧壁边界层厚度及侧壁边界层抽吸等，对实验结果的影响，得出了一些有用的结论。计算格式空间采用中心有限体积离散，时间采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。     

风洞侧壁干扰控制与修正方法研究

风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。     

基于涡流发生器的翼型风洞试验侧壁干扰控制研究

大厚度翼型风洞试验的侧壁干扰严重,需对侧壁边界层进行控制。本文首次使用被动式涡流发生器（VG）对大厚度翼型 FX77-W-400 的侧壁干扰效应进行控制,提出两种基于 VG 的侧壁干扰控制构型：侧壁 VG和翼面 VG,研究 VG 安装位置对翼型气动性能以及压力场细节的影响;使用本征正交分解（POD）技术对翼型表面压力场结构进行研究。结果表明：本文使用的被动式 VG 可对侧壁干扰进行有效控制;侧壁 VG 和翼面 VG对翼型表面的吸力峰值有影响,在本文研究范围内,升力系数和吸力峰值之间存在显著的线性相关性;本文使用的侧壁干扰控制形式保持了基准翼型表面流动的主要结构。     

螺旋桨滑流对简单襟翼吹气控制的影响

为探究螺旋桨滑流对无缝简单襟翼吹气控制的影响,设计了集成吹气系统和螺旋桨的高升力翼型模型,开展了简单襟翼吹气控制的测压和粒子图像测速仪(PIV)流场测试试验,在不同拉力系数下,研究了定常吹气和脉冲吹气对模型不同展向截面的控制效果。结果表明:滑流影响下控制效果具有明显的三维效应,在相同吹气动量系数下,滑流强度较大的截面具有较高的吹气控制效率;对于脉冲吹气,滑流强度较小时,基于襟翼弦长的最佳无量纲频率约为0.31;在最佳频率的吹气可在较低动量系数下实现较大的增升量;最佳频率受滑流强度影响明显。研究结果对高效的吹气襟翼设计提供了试验依据,提出了螺旋桨滑流影响下的吹气襟翼设计建议。      

内吹式襟翼控制机理和失速特性

短距起降运输机对增升装置提出了更高要求,常规机械式增升装置已无法满足,内吹式襟翼系统是当今固定翼飞机最有效的动力增升形式.为推动该技术的工程应用,基于雷诺平均N-S方程,对某加装60°偏角无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究了其在不同吹气动量系数下的气动特性及流动形态,分析了不同环量控制阶段增升机理、失速特性和吹气动量系数对失速特性影响规律.结果表明:内吹式襟翼增升控制效率(升力系数增量与吹气动量系数的比值)较高,在临界吹气动量系数下可达70,此时相较于无吹气状态,升力增加约125％;主翼上由于环量增加产生的升力增量是翼型升力增量的主要来源,约占总升力增量的78％;吹气动量系数增加可造成翼型气动中心后移;附面层分离控制区主要通过消除襟翼上的流动分离增加升力,超环量控制区升力的增加是由于尾缘下游的射流效应使流线进一步偏转而实现的;随吹气动量增加,附面层分离控制区的失速迎角提前,超环量控制区失速迎角略微推迟.     

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。     

跨音速翼型风洞模型区侧壁抽气的影响

引言 侧壁干扰是跨音速翼型风洞洞壁干扰的重要方面,减小它的方法主要是抽吸侧壁边界层。抽吸位置的选取有两种,在距模型前缘一定距离的侧壁处和模型区侧壁处。抽吸。适当的侧壁抽气可使模型区流场更接近于理想的二维流场,因此模型区侧壁抽气对空风洞流场的影响和对二维模型中央剖面压力分布的影响是最基本的问题,我们对它们进行了实验研究。     

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.      

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。     

低雷诺数下吹吸气射流对NACA0012翼型气动性能的影响

基于Favre过滤的大涡模拟方法,对雷诺数Re=10^4,迎角α=6°下的NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行了数值模拟,从翼型周围流场流线图、速度场云图、上下表面压力系数曲线以及上表面边界层位移厚度等多角度地分析了射流位置以及速度变化对翼型气动性能的影响。结果表明:射流位置对翼型气动性能影响较大,且吸气射流要明显优于吹气射流。对于吸气射流,前缘吸气要明显优于中后缘吸气,可有效增升减阻,并减小翼型尾部流动分离,抑制翼型气动参数扰动,其最佳吸气位置随着速度的增大逐渐向下游移动;而吹气射流对翼型气动系数的作用效果较差,但中后缘的吹气射流可减小飞行过程中的气动扰动量,且吹气越大,效果越明显。     

环量控制机翼增升及滚转控制特性研究

环量控制作为一种高效的主动流动控制技术,在飞行器的气动改善、姿态控制方面具有巨大潜力.本文设计一套可以实现向下吹气的环量控制装置,并将其应用于飞行器进行气动控制.首先,通过数值模拟选取环量控制参数,同时分析环量控制翼型的气动特性.通过风洞实验,对同尺寸常规舵面模型和带有环量控制装置的模型进行气动力和气动力矩研究;采用粒...     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟

飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。     

Robust design of NLF airfoils

 A robust optimization design approach of natural laminar airfoils is developed in this paper. First, the non-uniform rational B-splines (NURBS) free form deformation method based on NURBS basis function is introduced to the airfoil parameterization. Second, aerodynamic characteristics are evaluated by solving Navier-Stokes equations, and the γ-Re_θt transition model coupling with shear-stress transport (SST) turbulent model is introduced to simulate boundary layer transition. A numerical simulation of transition flow around NLF0416 airfoil is conducted to test the code. The comparison between numerical simulation results and wind tunnel test data approves the validity and applicability of the present transition model. Third, the optimization system is set up, which uses the separated particle swarm optimization (SPSO) as search algorithm and combines the Kriging models as surrogate model during optimization. The system is applied to carry out robust design about the uncertainty of lift coefficient and Mach number for NASA NLF-0115 airfoil. The data of optimized airfoil aerodynamic characteristics indicates that the optimized airfoil can maintain laminar flow stably in an uncertain range and has a wider range of low drag.     

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。