边条翼前缘涡非定常涡场特性研究中PIV技术的应用

描述了应用PIV技术在水槽中对边条机翼上旋涡及破裂旋涡流场进行的测量和分析。实验是在北航水槽中进行的。通过PIV技术的测量,揭示了旋涡及破裂旋涡中的非定常特性,这种非定常特性同飞机上机翼、尾翼的抖振密切相关。实验结果表明,对于未破裂的边条涡,存在着两种非定常特性,其一是剪切层中不断地有小涡沿剪切层输运和合并。其二是由一次涡诱导的二次涡与剪切层中的小涡互相诱导引起的非定常现象。对于破裂涡,则发现与未破裂的涡相比,截面上涡量分布的区域突然扩大很多,最大涡量的绝对值也比上游未破裂区截面上的涡量最大值小。此外还发现在涡量分布区域出现反涡量,这同涡破裂后出现涡核螺旋变形有关。对于同一截面处涡量分布是非定常的。     

鸭翼双三角翼流态及气动力特性研究

本文给出了鸭翼对双三角翼气动特性及涡的发展和破裂过程的影响，进而分析了鸭翼位置、平面形状对全机气动特性影响的机理，并提出了合理的鸭翼双三角翼布局形式。     

翼刀对双立尾／三角翼立尾抖振的影响

在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾／三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。     

一种小边条飞机的低速气动特性及其外翼分离控制研究

油流试验表明,迎角α＝８°时,小边条机翼的外翼上就出现分离区。通过加翼刀或锯齿或缩短翼展都可以抑制分离区的发展。试验表明,采用加双翼刀和缩短翼展的组合方案,可以使升力曲线随迎角的变化直到α＝１６°都是线性的。     

三个丁坝流态研究

利用流动显示和片光源技术对绕丁坝的流动结构在北航水槽中进行了研究。研究发现在丁坝的上游会形成马蹄涡,在丁坝的头部会形成卡门涡,按Re数的大小可以把绕丁坝的流态分成5类。实验表明丁坝的交角及丁坝的个数对丁坝的流态有重要影响。     

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.      

后掠翼身交接区流动结构及参数影响研究

在水槽中利用激光片光源及荧光素钠染色液显示方法,研究了圆柱、机翼与平板交接区及后掠圆柱、后掠机翼交迎角情况下的干扰流场结构、特性及参数影响规律。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也不同于卡门涡的是稳定发展的三维旋涡系即背涡。讨论了干扰背涡产生的机制及其与马蹄涡的相互关系。     

机翼及振动襟翼的非定常气动力计算

 <正> 1.引盲 研究细长翼及其前缘襟翼大幅度振动所引起的气动力,有助于了解非定常流的一些特点,对未来高机动飞机的设计和飞行控制也有重要意义。计算这种情况的气动力,因涉及大尺度非定常分离流问题,需要能模拟自由涡面变化的位流方法,如常值偶极子格网法〔‘、涡格法山。〕和混合涡法〔‘〕。这些方法及其应用还在发展中〔,,。〕。为拓展位流方法的应用范国,本文就涡格法对单、双三角翼带振动前缘襟翼的气动力进行了探讨     

应用PIV研究角区三维分离的附着奇点结构

利用PIV测试技术从定量的角度实验证实了角区干扰马蹄涡在一定条件下存在着有别于传统"分离奇点"的"附着奇点结构",即对称面最上游的流线并非是从壁面向上抬起而从壁面"分离",而是经由空间的一个奇点向壁面"附着",从而表明表面油流显示中的渐进收拢线可能是附着线而非分离线,因而油流渐进收拢线只是分离的必要条件而非充分条件.PIV实验结果还表明角区干扰马蹄涡存在着三种可能的附着奇点结构,三种附着奇点结构都满足奇点指数拓扑法则.     

翼身组合体流场测量和分析

本文给出了翼身组合体空间流场测量结果,揭示了机身涡、机翼涡随迎角的变化及相互干扰情况。当迎角足够大时,翼面上方流态从破裂涡发展成完全分离流,其尺度可达5～8倍机身直径。