亚、跨声速底排减阻特性研究

为了研究亚、跨声速底排减阻特性,采用了底排氢加空气燃烧和底排冷空气的方法进行底排减阻特性的风洞实验研究,实验的马赫数范围为M∞=0.71～1.55。从研究结果看出,底排冷空气的减阻率确实很低,但氢加空气燃烧的底排减阻率是很高的,其最大减阻率△Cmax=40％～120％,比冷排气要高一个量级。说明在亚、跨声速下采用底排燃烧的方法仍可有效减少弹丸底部阻力增加射程。     

基于非光滑表面的直升机尾舱门减阻技术

为了研究凹坑形非光滑表面的减阻效果与流动控制机理,将半球形凹坑单元布置在直升机尾舱门外表面。采用基于k-ω剪切应力输运模型(k-ω shear-stress-transport,k-ω SST)的计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对比分析了非光滑表面机身和光滑表面机身的阻力特性、后体局部流场和表面压力分布。根据凹坑单元内局部流场和压力分布的分析结果,得到了凹坑形非光滑表面的减阻机理:凹坑单元内形成的低速漩涡,能够延缓机身后体流动分离;半球形的凹坑造型和基本恒定的压力分布,可减小对阻力直接做出贡献的低压区面积,两者的共同作用降低了直升机阻力。     

覆盖多孔介质的圆柱减阻特性和机理研究

多孔材料由于其独特的孔隙结构,可用于声学降噪以及流动控制领域。首先,采用大涡模拟（Large eddy simulation,LES）方法,开展了亚临界雷诺数条件下有、无覆盖多孔介质的圆柱绕流数值计算;其次,对比了两种不同工况的升、阻力系数大小,分析多孔介质的减阻控制效果;最后,结合气动力以及流场结构变化,揭示出多孔介质的减阻控制机理。研究结果表明：雷诺数为5.6×10⁴,圆柱表面后缘处铺设位置角为270°的多孔介质时,减阻效果可达到8.53%。由于多孔介质表面具有渗透性,一方面可提高多孔-流体交界面处的滑移速度,稳定圆柱表面的分离剪切层,降低涡脱落频率;另一方面,流体穿过多孔介质可产生类似微射流的作用效果,增强分离区圆柱表面的压力,降低圆柱上下游的压力差,从而显著减小圆柱表面的总阻力。     

采用尾部隔板降低类客车体阻力的研究

针对类客车体(Ahmed Model)1:1.5模型,采用风洞试验和数值模拟相结合的研究方法,研究了在模型尾部安装多种构型的隔板对气动阻力特性的影响规律.通过分析各种构型隔板对尾流结构和尾部压力分布的影响,初步分析了尾部隔板的减阻机理.研究结果表明:①隔板须根据尾涡结构设计其参数和构型布置.才能达到较理想的减阻效果;②隔板以适当的参数及构型布置时,可以控制尾涡、提高尾部压力、减小压差阻力;③针对该文模型,当隔板宽度为60mm,距尾部后缘10mm,并以3横3纵构型布置时,模型阻力系数降低达15.58%.     

基于离散协同射流的翼型增升减阻方法

协同射流是一种近壁面流动的高效、低能耗主动控制技术。重点开展了一种应用离散协同射流的二维翼型增升减阻效应的数值模拟研究,分析了离散协同射流的堵塞度和喷口密集度等关键参数对流场结构、气动特性、功率消耗及能量利用率的影响效应与作用规律。在施加离散协同射流措施后,能够使翼型近壁面空间流场更有效地产生较强的相干涡结构,使得射流与主流及边界层充分混合,可显著提高同等迎角下的升力系数、明显减小阻力系数,最大升力系数提高近150%,失速攻角推迟约5°。研究表明:离散协同射流是一种显著提高翼型性能的高效流动控制方法。     

回转体表面不同间隔脊状结构的减阻数值仿真研究

将脊状表面减阻技术应用于水下回转体,对回转体表面不同间隔的脊状结构在多个速度下进行了数值仿真计算,发现了间隔对回转体脊状表面减阻效果的影响规律。针对回转体脊状表面的流场特性,在进行数值仿真时合理选择了计算模型、计算流域、计算网格及边界条件。仿真结果表明:在同一速度下,相对光滑表面而言,回转体脊状表面所受的压差阻力略有增大,但占总阻力份额80%以上的粘性阻力显著降低,从而形成减阻效果;当间隔等于脊状结构特征尺寸的3倍时,减阻效果最佳;对于同一个回转体脊状表面,低速下的减阻效果明显优于高速。     

高超声速飞行器自适应减阻盘动态减阻机理

针对高超声速飞行器在动态机动过程中的减阻问题，基于非定常流动/运动耦合计算方法及动态混合网格生成技术，对自适应减阻盘在高超声速飞行器机动过程中的动态减阻效果开展研究，并分析飞行器阻力特性随不同参数的变化规律，为高超声速飞行器设计及优化提供一定的参考。同时，通过与固定式减阻盘对比，探讨2种方法在减阻机理上的差异。研究发现，在高超声速飞行器机动过程中，自适应减阻盘始终对准来流，有助于维持钝体前方回流区结构，有攻角状态下依然具有流场重构作用。相对于固定式减阻盘，在强迫俯仰振荡过程中，采用自适应方法后，80%以上的时间中减阻效果提升明显；且随着俯仰角增大，自适应方法的优势愈发显著。     

带不同形状翼尖帆片的机翼地面效应实验研究

翼尖帆片将原型机翼集中的翼尖涡分散成多个小涡，加快翼尖涡的耗散，从而降低机翼诱导阻力。为进一步了解翼尖帆片对机翼在地面效应下流动特性的影响，分别对安装有3片椭圆形和梯形帆片的NACA4412机翼开展了风洞实验研究。测量了2种帆片机翼的气动力和翼尖涡结构，并通过比较流动结构，分析了2种机翼气动力产生差异的原因。机翼的升、阻力用六分量盒式风洞天平测量，翼尖涡速度分布用七孔探针扫描获得，以机翼弦线为特征长度的雷诺数为1.5×105。当远离地面时，梯形帆片与椭圆帆片的升、阻力差别较小，但随着机翼逐渐接近地面，梯形帆片的增升减阻效率逐渐高于椭圆帆片。而机翼升阻力的差异，主要是由于局部气流方向角对各帆片形成的有效迎角有所差别，使得帆片对主翼产生不同的增升和减阻贡献。