基于涡系相交不稳定性的飞机尾流控制方法

在飞机飞行的过程中尾涡会伴随着升力产生,威胁后机的飞行安全.在简化机翼模型上添加扰流片,通过一个矩形翼以引入一个与主翼尾涡大小不同、方向相反的小涡,构建尾流自消散四涡系统,以期诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性.通过改变扰流片的大小形状,调整模型的攻角和拖曳速度,采用粒子图像速度场仪测量系统定量研究在低雷诺数下单主翼尾涡发展特性以及双涡相互作用特性.研究表明:在未添加扰流片时,尾涡环量在45个翼展内相对于初始环量基本保持不变;在添加扰流片的情况下尾涡的环量衰减可以达到35%~55%,而未添加的基本翼型的尾涡的环量则几乎保持不变,这说明添加适当的扰流片能诱发尾涡的Rayleigh-Ludwig相交不稳定性,加速尾涡的消散,当小涡和主涡的初始环量比为-0.489、初始距离比为0.5时,45个翼展范围内,尾涡环量衰减55.9%.本文系统性的实验结果可以为低尾流机翼的设计提供参考依据.      

旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法

 以重点考察旋翼尖涡的运动为目标来构想一种悬停和前飞旋翼涡尾流的理论计算方法.首先从预定的广义尾流入手,并引入尖涡涡核作用的半经验修正,对旋翼的自由尾流进行计算分析.然后在环量收敛与尾迹收敛的条件下,计算拉力以满足拉力收敛准则.之后,作为本方法的工程应用,文中给出了计算的旋翼沿火箭发射线的下洗速度分布并作了简单分析.从理论上说,文中所发展的方法可以为进一步研究尖涡的生成模式与涡核结构所应用,同样也可以预测旋翼的涡诱导流场.     

边条/鸭翼对前掠翼和后掠翼气动特性的影响

为分析前掠翼气动布局设计在航空工业中无法得到推广运用的原因,将前掠翼和后掠翼通过加装边条和鸭翼形成简化的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局,从而深入认识前掠翼和后掠翼两种不同布局之间的流动特点以及涡系干扰机理。首先进行算例数值计算,通过对比分析计算结果与试验数据,验证了数值计算方法的可靠性和准确性;然后对不同布局进行数值计算,得到各布局的升力系数曲线;最后通过压力分布云图和流线图对各布局中复杂涡系的干扰机理进行分析。结果表明:基于后掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间通过诱导和卷绕作用,涡系相互增强,大幅提高了布局的升力系数并推迟失速迎角,同时加装边条和鸭翼效果更加明显;基于前掠机翼形成的边条翼布局、鸭式布局和边条/鸭式布局中的涡系之间不存在卷绕作用,涡系之间存在碰撞挤压的不利干扰,这使得前掠翼布局在大迎角时的升力系数远远低于相应的后掠翼布局。前掠翼气动布局中的机翼前缘涡在大迎角时无法同鸭翼涡和边条涡相互耦合增强,不能充分地利用非线性升力,这是前掠翼气动布局设计中的一些不足。      

直升机发动机入口绕流的数值模拟

对直升机发动机入口处流场采用有限体积法,通过生成贴体结构化网格求解Navier-Stokes(N-S)方程, 进而对MI-171直升机低空悬停和前飞状态进行数值模拟,计算了该型直升机发动机进气道处的流场特性.然后以广义尾流入手,并引入尖涡涡核作用的半经验修正的旋翼自由尾流模型对该机发动机进气道处流场进行计算分析.对沿发动机轴线剖面以及垂至于该轴线剖面的分析结果表明,CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟方法与旋翼自由尾流分析方法均可以对涡诱导流场进行预测.     

矢量喷流下平尾偏转对飞机气动性能的影响

通过系列参数试验,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流/矢量喷流之间干扰特性的影响.实验结果表明:在亚音速中小迎角下,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性,只是改变飞机的零升力矩系数m_z0和零升力迎角α₀,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态,减缓机翼涡及边条涡的破裂.此外当飞机处于失速状态时,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用,对飞机的气动特性产生了较大的影响,其干扰区域不仅局限于飞机后体,而且还延伸至前机体,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的10%以上.     

前体边条控制技术对航向静稳定性的影响

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。      

前体尾流对降落伞工作性能的影响

为研究前体尾流对降落伞工作性能的非定常影响,基于Realizablek-ε湍流模型采用PISO算法开展了物伞系统的非定常绕流数值计算,获得了精细的流场旋涡结构。在此基础上,研究了不同拖曳比下物伞系统的尾涡演变规律、流场分布规律以及伞衣气动特性变化。结果表明:前体尾涡导致伞衣入口处的涡量大小和方向时刻变化,随拖曳比增加,涡量黏性耗散增强,进入伞衣的旋涡强度逐渐减弱,伞衣入口形成稳定的负涡量区,伞衣尾涡脱离周期随之延长;拖曳比对尾涡区后端（伞衣入口处）流场压力的影响远大于前端,随拖曳比增加,流动形式逐渐由闭式转变为开式,流场的速度分布和压力分布更为对称,伞衣入口形成稳定的正压区,内外压差增加;当拖曳比大于9时,前体尾流对降落伞阻力系数和表面压强系数的影响减小。      

鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.      

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.      

航空母舰尾流数值仿真研究

为研究舰载飞机进舰着舰过程中航空母舰尾流的影响,选取了一个尾流模型在微机的MATLAB环境中模拟其速度的空间分布.根据成因将紊流分为4个组成部分:自由紊流分量的功率谱用成形滤波器法模拟,稳态分量通过线性插值得到,周期性分量可直接计算得到,而航母诱导的随机紊流分量则通过MATLAB的SIMULINK工具包模拟.模拟表明周期性分量占主导地位.此模型需要实验数据和船上实测数据进一步确认.     

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果.结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Re数对干扰区流动特性的影响,流态可以从一涡系变成多涡系,由定常变成非定常,而且在一定的Re数以后涡系会紊流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导致干扰区的旋涡很弱,甚至不出现,这是很有实际意义的.     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

鸭翼布局中双立尾对全机气动及流场特性影响

在战斗机先进气动布局研究中,双立尾位置的选择始终是一个十分重要的问题.不适当的双立尾位置会给飞机纵横向气动特性带来严重的影响.对一种鸭翼布局的飞机模型,按3种不同的双立尾配置进行了气动力测量、流态显示,然后用PIV(Particle Image Velocimetry)进行了不同迎角下的流场测量.结果表明:双立尾处于飞机内侧后置内移位置其最大升力系数具有最大值.破裂过程及流场特性同无双立尾时的情况十分相似,进而说明双立尾同机翼涡的干扰主要是促进了涡的提早破裂,从而恶化了全机气动特性.      

矢量喷流对战斗机绕流和气动特性影响的研究

在双三角翼、椭圆机身的冀身融合体气动布局中配置二元矢量喷管,本文对该布局形式的矢量喷流和主流绕流之间的干扰流场及其对机翼气动特性的影响进行了系统的实验研究。结果表明,矢量喷流对主流及其气动特性的干扰效应可以分为三类:矢量喷流对附流的干扰效应仅限于喷口附近,主要表现为引射或阻塞作用;矢量喷流对前缘涡的干扰效应起稳定旋涡的作用,这样对稳定涡系的干扰影响很弱,但对破裂涡绕流的干扰效应较强,且随喷流矢量角的增大而增强。     

中等迎角下组合体的涡系干扰

本文实验是在北京航空学院流体力学研究所的水槽中进行的,通过用染色法和氢气泡法流态显示技术,观察了迎角α=0°～25°时+字翼体组合体及×字翼体组合体的涡系干扰现象,并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析、讨论。     

自动空中加油阶段加油机尾涡流场建模与仿真

针对自动空中加油技术对于加油机尾涡精确建模的需要,通过分析大型加油机机翼尾涡形成机理和运动规律,运用改进的马蹄涡理论方法建立了较精确的考虑尾涡衰减和扩散特性的尾涡空间流场计算模型,之后将此流场模型在受油机质心处线性化,并采用平均化的方法计算得到受油机受到的平均风分量和风梯度值,在分析受油机受扰运动中利用气动等效的方法将尾涡对受油机的影响模型加入到受油机非线性全量方程中.在此基础上利用Matlab/Simulink搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰动运动进行了仿真验证.仿真结果表明,所建立的尾涡模型能够反映受油机受扰后的动态特性,与有人机飞行员的飞行经验相符,该模型还可用于大型飞机起飞飞行安全和近距编队飞行的扰动分析.     

改型对剑形深波谷交变波瓣喷管射流掺混的作用

结合现有交变波瓣喷管的特点对基准波瓣喷管进行处理,设计了一种新型交变波瓣喷管——剑形深波谷交变波瓣喷管.采用数值方法研究了扇形处理和斜切处理对剑形深波谷交变波瓣喷管射流掺混的作用.结果显示,随着扇形处理和斜切处理各自改型程度的增加,波峰尾流区掺混速度变快,而核心区主流完全掺混所需距离略有增加.斜切处理促进掺混能力优于扇形处理,扇形处理后引射能力和流动损失基本不变,斜切处理后引射能力和流动损失稍有减小.计算结果还表明流向涡的形态对掺混效率的影响大于流向涡的强弱.     

后掠翼身干扰区流动显示

在水槽中利用激光片光源及荧光素纳染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼变迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律.实验结果表明,除Re数之外,模型迎角、后掠角等参数对干扰区马蹄涡特性有很大影响.研究发现后掠圆柱及后掠机翼在一定条件下存在一类既不同于马蹄涡也不同于卡门涡的空间稳定发展的三维旋涡系即背涡.背涡在一定的迎角及后掠角条件下发生破裂;机翼背涡随迎角变化具有不同于圆柱背涡的特点.讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系.此外还给出了对于干扰流场典型截面的PIV测量结果.