大迎角下翼型振动的气动性能研究

众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性.选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响.研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同.     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁设计新方法研究

根据机翼气动载荷和机翼弹性变形之间存在的关系,以机翼的总升力不变和结构强度作为约束条件,提出一种新的气动/结构耦合的刚度设计方法。该方法首先通过数值实验设计研究机翼扭转变形和弯曲变形对机翼气动载荷的影响,并用主成分回归方法构建了机翼变形和气动载荷之间的响应面模型。然后以该模型为基础,构建气动/结构一体化设计模型,此模型仅考虑强度约束和总升力不变的要求,放弃了传统优化设计模型中的挠度和扭转约束。通过2种优化模型的对比,说明应用该方法设计出的机翼结构,重量减轻1.23%,机翼总体扭转变形减小33%,刚度设计更为合理。     

大展弦比机翼低速静气动弹性模型的设计、制作和风洞试验

通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段.发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验.详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考.     

低速振荡三角翼气动特性研究

对后掠角７０°尖前、后缘三角翼进行了低速风洞试验。用五分量内式应变天平测量了静、动态气动力。考核了动态试验装置、测试系统和数据采集／处理方法。模型静态法向力测量结果跟文献［１］实验符合;在一定折合频率范围内作大振幅动态运动时,法向力和俯仰力矩出现过冲量;动态失速延迟;上仰和下俯运动产生的气动载荷形成滞后环。用俯仰气动阻尼表示滞后度并确定振荡稳定特性。文中还对实验结果用傅里叶分析作了预测,二者趋势一致。     

用 Euler 方程计算某些特殊的二维分离流动

采用非定常Ｅｕｌｅｒ方程、总体时间步长、隐式时间推进,计算了几种特殊类型钝体的二维有分离绕流。一类是光滑的圆柱体,在跨音速时计算出因激波诱导分离而周期性地脱落在尾迹上的非对称涡排。另一类是带尖角的物体,如三角形柱体,计算出从尖角处脱落在尾迹上的分离旋涡,形成卡门涡街。对这两类物体,计算的平均阻力系数,分离涡脱落的Ｓｔｒｏｕｈａｌ数以及流态都与实验接近。结果表明,对于这类绕流问题,用非定常Ｅｕｌｅｒ方程计算,具有一定工程实用意义。     

跨音速机翼操纵面定常、非定常气动力计算

采用代数方法及椭圆型方程线松弛迭代优化方法生成三维ＣＨ贴体网格。用时间精确近似因式分解差分方法求解守恒型非定常全位势方程。操纵面偏转用物面当量法向速度模拟。考虑附面层影响,通过粘位迭代得到跨音速机翼操纵面的定常、非定常气动力。所得结果与实验数据相当吻合。     

用Euler方程计算某些特殊的二解分离流动

采用非定常Ｅｕｌｅｒ方程、总体时间步长，隐式时间推进，计算了几种特殊类型本的二维有分离绕流。一类是光滑的圆柱体，在跨音速时计算出因激波诱导分离而周期性地脱落在尾迹上的非对称涡排。另一类是带尖角的物体，如三角形柱体，计算出从尖角处脱落在尾迹上的分离旋涡，形成卡门涡街，对这两类物体，计算的平均阻力系数，分离涡脱落的Ｓｔｒｏｕｈａｌ数以及流态都与实验接近。结果表明，对于这类绕流问题，用非定常Ｅｕｌｅｒ方     

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究.结果表明:模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净.鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注.     

基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性研究

考虑气动力非定常效应和惯性载荷作用对机翼气动弹性行为的影响,采用基于Euler方程和有限元的CFD/CSD耦合方法分析了大展弦比机翼的气动弹性时域响应,实现静、动气动弹性一体化计算.计算结果显示在相同马赫数下,机翼静变形随着飞行动压增大而增大;但是随着飞行高度的增加,机翼在进入稳态之前振荡越剧烈,响应超调越大,升力损失...     

弹性变形对柔性飞艇气动特性的影响

设计加工具有相同几何外形的刚性飞艇模型和可变内压的柔性飞艇模型,并进行了低速风洞实验.研究了内压变化对柔性模型阻力和俯仰力矩特性的影响,比较了柔性模型和刚性模型气动特性的差异.实验结果表明,随着内压的增加柔性模型的阻力呈下降趋势;对于具有相同几何外形的柔性和刚性模型,柔性模型的阻力明显大于刚性模型;刚性模型的尾翼对俯仰力矩的影响较大.     

非定常涡升力的实验研究

本文简要介绍近年来国外进行非定常涡升力实验研究的一些情况,以供开展有关工作的参考。     

环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上,采用施加声激励的实验手段,系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理,证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小,从而降低总压损失,达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发,探索了影响激励效果的途径。     

低雷诺数下翼型表面局部振动控制研究

数值模拟研究了Re=4×10⁴时小迎角下表面局部振动激励对SD8020翼型气动特性的影响,从时均化和非定常流动两个方面分析了频率和幅值两个振动激励参数对于翼型分离和转捩特性的作用。结果表明,迎角2°和3°时局部振动激励能够有效对流场施加影响,促进层流分离泡结构的转变,改善翼型的气动性能。同时研究发现,振动频率在不同迎角下对翼型气动特性和流场结构的影响规律类似,频率f=32 Hz时气动性能提升最明显;而随着振动幅值的增加,层流分离泡长度减小且整体向前缘移动。进一步非定常分析表明,迎角2°和3°时流场在同一振动激励参数下表现出相似的非定常涡演化过程,弦向位置的压力脉动频率与振动激励频率一致,此时流场的非定常流动特征由振动激励主导。     

通过损失系数实验值确定堵塞系数的方法

现有设计体系中损失系数主要是由实验和经验来确定.通流气动设计则需计入叶片槽道内的边界层及局部分离区的堵塞效应,反映边界层和局部分离区的堵塞影响的堵塞系数也是依经验给定.本文对多台风扇设计进行分析后,发现现有设计体系中损失系数和堵塞系数之间彼此孤立且在数值上不协调,而事实上,两者是紧密相关的,体现在物理上就是损失和开式分离流之间的关系.本文在分析现有设计体系模型的基础上,提出了一个工程模型,试图把两者关联起来,通过损失系数的实验值确定堵塞系数的值.     

圆柱体绕流分离区流动特性

本文介绍了用热线和热膜的整流效应方法,对圆柱体绕流分离区表面以及“死水区”的时间平均流动特性进行试验研究的结果。同时,用底层隔板对圆柱体表面流动方向进行了检测。 试验结果表明,在“死水区”内,存在着与低雷诺数情况下类似的流动结构。 最后,本文对尾流中涡街形成的机理作了初步讨论。     

提高飞行器气动效益的一条技术途径

本文对人类升空奋斗史作了简要的回顾,指出人类虽然在飞行技术方面现已取得了惊天动地的成就,但有许多飞行技巧还远远不如飞鸟与昆虫;阐述了飞行器欲获得其升力的第二峰值之可能途径——对飞鸟与昆虫为获取其非定常涡升力的一些飞行奥秘作了剖析,在此基础上对当今空气动力学研究的一些方向性问題提出了一些见解,并就我国在这方面应当开展的研究工作提出了一些具体的建议。     

二元超音速进气道唇口分离流动及其控制

本文着重研究了二元超音速进气道几种唇口内侧壁面分离流动控制结构,对进气口流场、几何喉道下游邻近截面的流场及其壁面附面层参数、进气道出口流场和性能的影响。并对唇口分离流吹除和吸除之后,进气口再附着点下游截面上的总压脉动压力均方根值分布及功率谱密度-频率特性进行了比较。     

数值模拟具有四个腔室的多分支管道二维非定常流动

应用基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的二维非定常流数学模型,模拟具有四个腔室的多分支管道内的瞬变气体运动,以便对该气体运动的发展过程有一更好的了解。根据所给出的模型编制了相应的计算及绘图软件。数值模拟定量给出了多分支管道内详细的速度矢量场,压力样梯度场及各分支管道的质量流量变化曲线。并对多分支管道内非定常气体运动过程的某些特征做出了分析和讨论。计算结果表明：基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的非线性波作用计算方法能成功地处理合压力波（包括激波）的传播发展和含复杂几何形状边界的多分支管道流动问题。因此该方法可以作为一个有效的数值分析工具,用来精确预测多分支管道内详细的压力变化、速度变化和质量流量变化的过程。     

转子叶尖间隙非定常压力场频谱分析

深入研究压缩机转子叶尖间隙非定常压力脉动,掌握其变化规律,对进一步提高压缩机效率是非常重要的.利用快速傅立叶变换技术(FFT)将转子叶尖间隙非定常压力场时域图转换成频谱图,分析了其频谱特性与转子转速、出口背压以及叶尖间隙轴向位置的关系,同时与压缩机的气动性能和气流稳定性相关联.实验表明:转子叶尖间隙非定常压力脉动主频随着转子转速的提高而增大,与出口背压无关;主频的峰值随着转速的提高而升高,随着出口背压的提高而降低;同前、后缘相比,转子叶尖中部非定常压力脉动主频的峰值在叶中较大.研究结果对研究其它旋转流场压力脉动也有参考价值.