AC-DBD等离子体激励对L形截面钝体风荷载减阻的实验研究

等离子体流动控制是一种应用广泛的主动流动控制技术.为进一步研究其机理、拓展其应用范围,针对L形截面钝体模型,采用3种AC-DBD(介质阻挡放电)等离子体激励器布置形式,比较了施加激励后的减阻效果,并对减阻机理进行了研究.实验在南京航空航天大学0.8 m低速直流风洞中进行(风向角0°、来流速度2～8 m/s),激励器布置...     

共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法

针对共轴刚性旋翼桨毂阻力全机占比较大的特征,开展桨毂减阻优化设计方法研究。首先分析了共轴刚性旋翼桨毂外形特点,确定减阻整流罩基本型式,建立了减阻整流罩参数化模型。分析了整流罩参数对桨毂阻力的影响,进行参数样本选取。在此基础上建立代理模型,采用优化算法求解代理模型进行参数优化设计,最终建立了适用于共轴刚性旋翼桨毂的减阻优化设计方法。通过计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算结果、试验结果以及优化结果对比验证,结果相差小于2%,说明了建立的共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法有效、可信。     

表面微纳结构对气-水界面稳定性和流动减阻的影响

利用压力-流量测量和流动显示方法研究了6种具有不同微纳结构尺寸的超疏水表面的减阻效果以及表面微结构形状对气-水界面稳定性的影响。实验结果表明:设计的各种超疏水表面在层流和湍流下均具有一定的减阻效果;在相同的固体面积分数情况下,微结构间距越小,减阻效果越好;在具有最小结构间距的微纳二级结构表面上实现了最大减阻率（38.6±4.5）%。流动显示观测发现:减阻率与微结构的层级、尺寸、形貌及槽道流态有关,它们均对气-水界面稳定性有一定的影响,揭示了复合微纳结构之所以能够显著提升减阻效果,是由于添加纳米二级结构减小了原有表面的固体面积分数,并提高了气-水界面的稳定性。此外,对于具有双内凹（伞状）微结构表面的微槽道,即使表面为亲水材料,也可以有效捕捉气体,形成稳定的气-水界面,从而实现超疏水性能。     

Tomo-PIV亚跨声速风洞应用探索

层析粒子图像测速技术(Tomographic Particle Image Velocimetry,Tomo-PIV)是将PIV技术和计算机断层诊断技术(CT)相结合的一种瞬时三维流场速度测量技术,能够定量获取流场的三维结构。通过对该技术的研究,实现了其在亚跨超声速风洞的应用,并进行了超临界翼型小肋减阻的试验验证。基于中国航天空气动力技术研究院FD-12亚跨超声速风洞,设计了体光源和相机等硬件设备的布局方案,解决了示踪粒子的均匀播撒问题,测量了Ma=0.6条件下的自由来流流场,并与PIV测试结果进行对比,两者数据吻合较好,验证了Tomo-PIV的测量精度。针对超临界翼型OAT15a,测量了翼型表面分别贴附光滑薄膜和顺流向对称V形小肋薄膜后翼型尾缘后方的三维速度场。对比发现,贴附小肋薄膜后尾缘后方流场的马赫数增大,说明小肋能够减小翼面摩擦阻力,具有一定的减阻效果。     

平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究

以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机,通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明:与Y形尾翼相比,十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力;从俯仰静稳定性的角度而言,十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不定变为纵向静定;但由于尾翼产生较大的附加阻力,因此需要采取一定的减阻措施。进一步采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制,研究其在不同迎角和侧滑角工况下的减阻效能,发现在α=8°、β=0°或β=-8°、α=0°工况下可以获得减阻效果,且MVG布置更密时,获得的减阻效果更好。     

湍流状态下超疏水表面流场减阻特性数值仿真研究

通过对湍流状态下具有特定微观尺寸的超疏水表面流场进行数值仿真计算,对超疏水表面流场的减阻特性进行了分析。针对超疏水表面矩形微观形貌特点,计算域采用结构化网格进行划分,采用VOF多相流模型,Realizable湍流模型,对超疏水表面流场进行仿真。结果表明:受微观形貌的影响,超疏水表面在宏观上的壁面滑移、微观凹坑处的低剪应力和近壁面的低湍流度是其具有减阻特性的重要原因;超疏水表面减阻特性受凹坑内空气体积比影响很大,但是在凹坑内全充满液体条件下,依然具有减阻效果。     

一种新型商用飞机翼梢小翼设计及优化

翼梢小翼可以有效的减小耗散飞机的翼尖涡,减小诱导阻力,从而达到商用飞机减阻增升、节省燃油的目的。本文研究分析了blended winglet和raked wingtip两类小翼的特点,设计了综合这两类小翼特性的翼梢小翼,具有结构简单,增加的有效翼展小、适合于中小型机场特点。同时研究了bladed wingtip形式翼梢小翼的设计原理、设计方法及流场特性。采用的外形参数化设计及自动生成程序方法通过小翼的前后缘来确定小翼的几何形状,具有快速生成外形、易实现优化设计、工程设计效率高等特点。本文设计的bladed wingtip形式的翼梢小翼具有设计点压力峰值低、没有激波、翼尖不易先分离、在增加的有效展长很小的情况下仍有较好的减阻效果等特点。     

圆柱体减阻技术及其机理初步研究

利用氢气泡显示技术观测空心圆柱体在开有不同数目的细缝以及细缝在不同的攻角情况下的流态,对此类空心圆柱体的减阻机理进行了初步探讨.细缝是否改变了圆柱体的尾迹流场是其能否减阻的主要判据,据此得到细缝的攻角 α满足|α|≤60°时可以降低圆柱体的阻力,且当|α|=20°时,效果最佳.此时位于下游的细缝将产生明显的二维射流,极大地影响尾迹的流态.而当细缝的攻角满足70°≤|α|≤90°时,细缝对阻力几乎没有影响.      

未来航空空气动力学的发展(上)

介绍了与航空空气动力学相关的技术,包括湍流理论、涡结构、转捩和分离机制及主动涡控制技术,大型高速民航机和军用运输机减阻技术,可重复使用的高超声速空天飞行器以及与未来微型航空器相关的昆虫飞行动力学.     

基于响应面法的带喷流激波针参数优化研究

对基于响应面法的带喷流激波针参数优化方法进行了研究,优化目标是最佳减阻效果和最小喷流流量,优化参数是激波针长度、喷流出口总压和喷流出口直径,利用响应面模型对设计参数与响应目标的关系进行建模,样本点设计采用了Ⅳ-最优方法,样本点的气动响应通过数值计算得到,最后用期望函数法进行多目标寻优。研究表明:激波针长度、喷流总压和喷流出口直径与阻力呈现2阶或3阶非线性关系,且激波针长度和喷流出口直径耦合效应较强;响应面模型给出了阻力与各设计参数关系的数学表达式,仅用较少的样本点就获得了设计空间内任意参数组合的阻力预测值和置信区间,效率较高;通过响应面法获得了最优参数组合,其阻力预测值与校验结果相比精度较高;响应面法应用于带喷流激波针这类多参数、多目标优化设计问题中,有计算量小、结果可信、实用性强的特点。