基于离散协同射流的翼型增升减阻方法

协同射流是一种近壁面流动的高效、低能耗主动控制技术。重点开展了一种应用离散协同射流的二维翼型增升减阻效应的数值模拟研究,分析了离散协同射流的堵塞度和喷口密集度等关键参数对流场结构、气动特性、功率消耗及能量利用率的影响效应与作用规律。在施加离散协同射流措施后,能够使翼型近壁面空间流场更有效地产生较强的相干涡结构,使得射流与主流及边界层充分混合,可显著提高同等迎角下的升力系数、明显减小阻力系数,最大升力系数提高近150%,失速攻角推迟约5°。研究表明:离散协同射流是一种显著提高翼型性能的高效流动控制方法。     

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°。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

仿生正弦前缘对翼面动态失速的影响

动态失速导致叶片气动载荷急剧变化，造成振动载荷激增，桨叶寿命大幅衰减。针对动态失速问题，从座头鲸胸鳍在动态倾转下取得良好的流动特性获得启示，据此模化出仿生正弦前缘翼面（包含3种波峰和2种波长），旨在实现动态失速控制。借助三维非定常数值模拟方法，采用运动网格技术，基于SC1095旋翼翼型，研究了仿生前缘动态失速流动控制机理及运动参数和来流速度的影响。结果表明：正弦前缘大幅度降低俯仰力矩系数峰值和阻力系数峰值；前缘波峰越大、波长越小，阻力系数峰值与俯仰力矩系数峰值的抑制效果越明显，虽然升力系数峰值减小，但其减小量远小于前两者，例如其中一种仿生翼使俯仰力矩系数峰值减小了47.7%，阻力系数峰值减小了36.4%，升力系数峰值减小14.1%；在最大迎角附近，正弦前缘能够缓和失速特性，使载荷变化更为平缓；在高平均迎角、低俯仰频率、低马赫数下，仿生翼动态失速控制效果更强，相比较而言迎角振幅的影响较小。     

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。     

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

采用基于k-ωSST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

翼型分离流动主动控制实验

设计制作了两种布局形式的压电式合成射流致动器, 采用热线风速仪在静止环境下对长方形喷口的速度场进行了测量, 结果表明致动器喷口法向喷出最大速度可达到21.32 m/s.开展了基于合成射流技术的翼型分离流动主动控制实验, 致动器采用倾斜喷出时速度为10 m/s量级, 有效推迟了翼型表面流动的分离, 改善了翼型的失速特性, 最大升力系数提高11.36%, 失速迎角增加3°.与此同时发现动量系数达到10-3量级时分离流动主动控制效果显著, 动量系数小于10-4量级分离流动控制将几乎没有效果.      

鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

大湍流度对超低雷诺数下翼型受力及绕流的影响

实验测量了超低雷诺数(Re=5 300)下 NACA 0012翼型在自由来流下的升力系数和阻力系数,重点研究来流的湍流度对升力系数和阻力系数的影响,并进一步通过对翼犁流场的研究揭示湍流度对翼型受力产生影响的机理.结果显示,低湍流度下升力系数和阻力系数均无失速特征;当湍流度提高,升力系数和阻力系数在12°～15°迎角下表...     

高亚声速低雷诺数翼型气动优化设计研究

针对临近空间和火星飞行器的螺旋桨通常面临的高亚声速、低雷诺数的特殊气动问题,首先,结合经过验证的基于■转捩模型的RANS数值模拟方法,并基于代理模型建立了高亚声速、低雷诺数气动优化设计框架。然后,针对临近空间螺旋桨翼型,在设计工况点(Ma=0.77,Re=1×10⁵)开展了以改善升阻比为目标的气动优化设计。结果表明,优化翼型较原始低速翼型升阻比在设计点附近大幅提升,气动性能得到显著提高。研究结果可为临近空间和火星飞行器的气动设计提供技术支持。     

一种新型风机翼型设计思路的探索研究

提出了一种新型风机叶片的翼型设计思想。通过在翼型上表面后缘附近设计一个凹坑,形成了一种稳定的驻涡流动,利用该驻涡的影响,与传统的Gurney襟翼联合作用下,提高翼型的气动性能。通过将该方法在瑞士FFA-W3-301风机翼型上的初步运用,数值模拟结果表明:所提出的新型翼型设计思路,不但可以在相同迎角下提高翼型的升力系数,而且可以将原来翼型的失速迎角从12°提高到18°,极大地扩大了翼型的迎角工作范围。是一种具有一定探索潜力的新思想。     

扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟

基于扇翼飞行器翼型特殊的几何形状及流场特性,在原有翼型的弧形槽下方和后缘加装控制阀门,通过调节阀门开启及开启尺寸的大小,利用弧形槽低压涡所产生的吸力对翼型后缘的附面层进行一定的控制,达到增升减阻的效果。通过采用计算流体力学的方法对其机理及阀门开启尺寸的影响进行了详细计算和分析,研究表明当阀门开启的尺寸为10 mm时,修改翼型的最大升力系数、失速迎角及相同迎角下的升力系数和推力系数均大于基本翼型;随着阀门开启尺寸的增大,修改翼型的最大升力系数和失速迎角均减小,但是在失速前,修改翼型在相同迎角下的升力系数大于基本翼型。此方法可以改变先前通过增大横流风扇的转速来提高其气动性能的做法,减小了能量的消耗,增大了整个飞行器的航程,为扇翼飞行器能够早日投入实际运用奠定了一定的理论基础。     

翼型失速的非线性动力学特性及其控制

以NACA0012翼型为研究对象,应用CBS( Characteristic-Based Split)有限元方法对翼型绕流流场进行数值模拟,着重对翼型失速现象的动力学机理和特征进行研究.首先给出了静止翼型在不同迎角下流场的瞬时流线图以及静态翼型的迎角-升力系数关系曲线,并且分析出此曲线具有滞后、突跳等典型的非线性动力学...     

弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。     

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。     

零质量射流推迟翼型失速的数值模拟

 通过在具有分离流动的翼型表面局部地引入零质量射流干扰,可以较小的能量代价实现对翼型绕流的全局性主动控制,从而达到抑制分离、推迟翼型失速的目的。本文发展了零质量射流与翼型绕流干扰的数值分析方法。在格心有限体积法的基础上,空间离散采用AUSM+up格式,时间推进运用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格法等技术。以TAU0015翼型失速主动控制为算例,通过在翼型上表面前缘附近引入零质量射流控制,使翼型失速特性得到改善。将计算结果与实验结果做了比较,验证了本文发展的数值模拟方法及程序的正确性。还以NACA0015翼型为例研究了射流动量系数、射流频率、射流偏角等关键参数对失速控制效果的影响,得出一些关于如何选择控制参数的结论。     

等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究

在NACA23018两段翼型上安装等离子体激励器,通过风洞测力和丝线流态试验,研究了等离子体对翼型最大升力和失速迎角的影响。研究表明,等离子体激励可以显著地增加NACA23018两段翼型的最大升力系数和失速迎角,来流风速20m/s时,最大升力系数增加52%,失速迎角增加12.4°。等离子体激励和前缘缝翼的作用类似,并且可以和后缘增升装置配合使用,在运输类飞机设计中有潜在的应用前景。     

缝道几何构型对翼型气动特性的影响

为深入研究翼型开缝抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术，在探讨开缝依据的基础上，针对NACA4421翼型设计了7种缝道构型，并给出了缝道构型之间的几何联系，对比分析了曲线、折线及直线3种形式的缝道对翼型失速的控制效果，发现曲线缝道能够显著提高翼型的最大升力系数和失速迎角；分析了曲线缝道构型升力系数“双峰”现象的机理，提出了一种新型导流片缝道构型，该构型利用“科恩达效应”能够全面改善基准翼型的失速特性，失速迎角推迟可达14°，最大升力系数提高122%，达到2.785，可为增升装置设计提供新的思路和参考。     

低雷诺数下协同射流关键参数对翼型气动性能的影响

协同射流是一种高效的新型主动流动控制技术,至今缺乏关键参数对翼型气动性能影响规律的系统研究。通过引入螺旋桨激励盘模型,发展了一种新的协同射流翼型流动模拟方法,使得射流反作用力计算更符合实际。在低雷诺数条件下,以NACA6415为基准翼型开展了射流动量系数、开口尺寸和位置等关键参数对翼型气动性能的影响规律研究,并探讨了相应的物理机制。结果表明：大迎角分离流状态下,射流动量系数对翼型气动性能的影响规律比小迎角附着流状态更复杂;随着吹气口尺寸增加,气泵功率系数先减后增,有效升阻比先增后减;随着吸气口尺寸增加,气泵功率系数逐渐减小,有效升阻比先增加后趋于平稳;吹/吸气口位置对翼型气动性能和气泵功率系数的影响很小。