旋翼翼型动态失速等离子体流动控制试验研究

翼型动态失速是指机翼或叶片的当地迎角呈现周期或急剧变化时绕流附面层大范围分离带来的一种强烈的非线性、非定常流动现象。动态失速涡脱离翼型后缘流向下游时,会引发升力急剧下降、阻力迅速增大的失速和颤振问题。基于旋翼翼型两自由度动态试验装置和高频高速振荡试验装置,以典型旋翼翼型为研究对象,利用纳秒脉冲激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,在FL-11风洞和FL-20风洞开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究,试验最高雷诺数突破1.7×10⁶,模型最高振荡频率突破10 Hz。试验结果表明,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,减小俯仰力矩负峰值,减小气动力/力矩随迎角变化的迟滞区域。     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器,对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究,粒子图像测速仪(PIV)流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混,提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究,天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内,射流能量比Cμ值越大,控制效果越好,当Cμ=0.00168时,机翼最大升力系数提升了5.92%,失速迎角推迟了2.5°(激励器阵列位于0.3c处)。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数,阵列位于0.3c处时最大升力系数提升量大于位于0.55c时。     

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.     

斜出口合成射流控制机翼分离流实验研究

采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射流分离流控制机制进行研究分析,结果表明,控制后边界层速度型变得“饱满”,形状因子减小,其底层能量增加,抵抗逆压梯度能力增强。瞬态及时均化PIV测试流场图进一步证明合成射流向主流进行动量注入及掺混后,主流附着机翼表面,翼面附近流体湍流动能和雷诺剪切应力增加,分离点向下游推迟,流动分离得到抑制。     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。     

某运输机加装失速条气动特性研究

为改善某运输机着陆襟翼构型失速急剧滚转问题,采用数值计算和风洞实验方法优选了机翼失速条的外形参数,并对气动力和流场特性进行了研究分析。以失速条高度H和安装位置距离前缘的长度S为设计变量,采用求解RANS方程的方法研究了失速条对着陆构型翼型二维特性的影响,表明S越小（即越靠近上翼面)失速迎角提前越多,H增大也能使失速迎角提前但敏感性小于S。失速条后方产生了分离气泡且随迎角增加而逐渐增大增长,在破裂后导致翼型失速提前,使升力线出现圆弧形的失速特征。设计了4种失速条在机翼上的平面布局方案,通过缩比模型风洞实验验证表明:40%半展长处展向长度2m,S=0的失速条使升力线由急剧失速变为平顶型失速并消除了失速后的不对称滚转力矩,将此失速条展长缩小一半的2种方案也不同程度地改善了失速形态,15%半展长处失速条对失速特性无明显改善,主要原因是气流分离从约40%半展长处开始发生,失速条安装在这一展向位置时才能发挥作用。     

某复杂构型飞机偏航-滚转耦合运动非定常气动力特性实验研究

在 FL-8风洞中设计并制造了一套双自由度大幅振荡实验系统,不仅能模拟飞机单自由度机动历程,还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动及俯仰-滚转耦合运动。本文通过适当的实验设计,基于运动时间历程的影响分析,在振荡平衡位置定量地研究耦合因素对偏航-滚转耦合振荡运动中非定常气动力特性的影响。结果表明,当振荡运动平衡位置迎角远小于失速迎角时,偏航-滚转耦合运动的气动力等于单自由度运动相应气动力的线性叠加,平衡位置迎角在失速迎角附近时,非定常气动特性受耦合因素影响显著,而平衡位置迎角在远大于失速迎角时,非定常气动特性受耦合因素影响变小,但仍然较大。     

等离子体激励低速分离流动控制实验研究

通过风洞流动显示实验,研究了等离子体激励低速条件下对平板表面分离剪切层的控制特性.结果表明等离子体激励在失速迎角附近可以有效抑制平板上的流动分离,实现流动的完全再附.在大迎角下可以显著减小平板完全分离后分离区的宽度.对比五种不同电极的实验,发现对于给定的输入电压及频率,负极宽度越宽,电极内侧正向间距越宽,其流动控制效果越好.最后通过改变发烟钢丝的位置和来流状况,证明了等离子体对周围流场的吸附和加速作用,对等离子体激励控制流动分离的机理进行了分析.     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。     

翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

介质阻挡放电等离子体对NACA0015翼型流动控制的PIV实验研究

采用粒子图像测速(Particle Image Velocimetry,PIV)技术,研究了介质阻挡放电等离子体激励对NA-CA0015翼型表面流动分离的控制特性.通过风洞实验,研究了电极电压、电极位置和布置方式等参数对翼型分离控制的影响规律,并初步分析了等离子体流动控制机理.结果表明等离子体激励在失速迎角附近可以有效抑制翼型的流动分离,实现气流的完全再附着;在来流速度为20m/s时,将气流再附着的迎角提高了5°.     

地面效应下的不同翼型亚声速气动特性分析

采用数值方法研究了亚声速地面效应条件下不同翼型的气动特性,进一步以Ma=0.5来流工况为例,研究了翼型参数和飞行高度对气动特性的影响。计算结果表明在Ma为0.5、迎角为6°的地效情况下,翼型弯度减小,更容易在翼型前缘产生激波阻力;翼型下翼面后缘弯度增大使得后缘压力更高,升力系数和低头力矩相应增大;随着飞行高度的减小,地效作用加强,翼型下翼面压力增大,下翼面的升力增量大于上翼面吸力损失,机翼升力系数和升阻比增加越来越显著。     

双三角翼压力测量实验研究

为了加大某型机航程、升限、延长留空时间,在原型机上采用双三角翼改进气动特性,以期提高该机性能,满足使用需求.在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-24风洞,对某型机模型进行了压力测量实验研究,主要测量了机翼在不同M数,不同迎角下的压力分布,着重分析了模型在不同试验状态下机翼内、外翼流动及压力分布特性.实验结果表明:在亚、跨声速流动中,内翼压力系数Cp随迎角α呈非线性变化,外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,在超声速流中,内、外翼压力系数Cp随迎角α呈线性变化,具有线性和非线性气动特性相结合的特点.在大迎角α时,内翼压力系数Cp值大于外翼相同迎角α下的压力系数Cp值,内翼占主导地位,小迎角α时,外翼压力系数Cp值大于内翼相同迎角α下的压力系数Cp值,外翼占主导地位,尤其在跨声速流中更为突出,兼顾了大小迎角之间的矛盾.超声速时,内、外翼压力系数Cp随迎角α变化规律优于亚、跨声速,兼顾了亚、跨、超声速气动特性.综合利用内、外翼特点,是改进某型机气动特性的一种行之有效的措施.     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——A:实验方案设计

为了获得翼型在尾缘合成射流作用下的气动特性,针对 NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘合成射流实验,设计内容包括实验模型的设计,低频大功率合成射流致动器的设计,以及测量方案的设计。该实验方案在伺服电机达到适当转速时,合成射流器能够达到较好的吹/吸气效果。通过调节地面气缸的行程和电机的工作频率,可以实现对喷口速度、频率等参数的调节,为研究合成射流动量系数和减缩频率对气动力和力矩的影响规律提供了便利。针对二元实验段,采用自行设计的二分量应变天平测量动态升力和力矩。该实验模型在二元风洞中顺利开展了相关实验研究。研究结果显示,当合成射流频率为3Hz 时,升力系数的幅值约为0.16。因此,尾缘低频大功率合成射流可以使翼型获得较大的用于控制气动弹性的控制力。这种新型作动方式为未来飞行器气动弹性稳定性控制提供了一种新途径。     

螺旋桨滑流与平尾深失速效应耦合影响试验研究

本文采用螺旋桨飞机动力模拟风洞试验技术,研究常规布局涡桨飞机的螺旋桨滑流在大迎角条件下对飞机纵向气动特性的影响规律。中航气动院FL-9风洞中通过伺服电机驱动螺旋桨转动进行螺旋桨动力模拟风洞试验,试验迎角范围0°~50°,试验风速范围为30~50m/s。为了获得大迎角试验数据,常规迎角试验采用常规单支杆进行试验,大迎角试验采用带预弯的支杆进行试验。利用螺旋桨滑流风洞试验研究在大迎角时平尾深失速效应与滑流的耦合影响规律。研究结果表明,螺旋桨滑流会使得试验模型升力和阻力增加,纵向静稳定性降低,并且在大迎角条件下依然满足这些规律。此外,在较大迎角时平尾进入滑流与机翼洗流的耦合影响区域后,滑流会使得平尾失速效应加剧并且平尾更难从失速状态中改出,即受平尾深失速影响的迎角范围会更大且平尾深失速效应加剧。     

合成射流控制翼型分离的流动显示与PIV测量

合成射流是一种新型的流动控制技术,近年来引起广泛关注.本文首先利用热线风速仪测量了基于声激励的合成射流流动特性,确定了最佳输入信号频率;采用流动显示和PIV测试技术,研究了合成射流对二维翼型分离流动的控制效果.研究结果表明,合成射流可以有效地抑制二维翼型在大迎角下的分离流动;PIV测试结果进一步表明,合成射流开启后使翼型上表面分离区域减小,分离点后移.应用合成射流控制翼型流动分离,可以大大改善翼型在大迎角下的气动特性.