极低湍流度下翼型边界层及近场尾流的雷诺应力测量试验研究

在西北工业大学低湍流度风洞中，用热线风速仪在对称翼型边界层及近场尾流中，于２０多处剖面上移测速度型、湍流强度、雷诺正应力及切应力等湍流参量。着重讨论了各雷诺应力分量的分布。结果表明，在边界屋和尾流宽度方向及流动方向上均有明显的规律性，其有关特征值明显低于常规风洞湍流度下的结果。     

喷气流与栅后流场掺混及干扰效应的探讨

应用有效的冷气喷射模型，结合涡轮叶栅三维流场计算程序，对叶片尾缘对开缝喷气进行了数值模拟，从栅后速度场、总压场以及气流角分布角度，研究了射流与主流的掺混及干扰过程，结果表明：采用对开缝喷气的涡轮叶栅，在尾缘附近射流与尾迹的掺混占主导地位，经过一段距离后，尾迹与主流的掺混起主要作用，而且后缘对开缝喷气对尾迹的流动结构及漂移过程有一定的影响。     

低湍流度下翼型边界层及近场尾流中湍流切应力和湍流动能间的相关

简述了在西北工业大学低湍流度风洞中，用热线风速仪对翼型边界层及近场尾流中雷诺正应力及切应力等的测量结果，着重讨论了雷诺切应力及湍流动能的分布规律及相关特性。结果表明，各区段的相关规律并不相同，与常规结果有明显差异。     

特高压八分裂导线尾流驰振研究

由于多分裂导线的子导线排列密集,尾流引起的驰振问题可能会严重危害输电系统的安全运行。为研究特高压八分裂导线的尾流驰振特征,通过风洞试验测量了八分裂导线各子导线的气动力系数随风攻角的变化情况,可以看出：由于子导线之间尾流的干扰,八根子导线的气动力系数存在较明显差异,尤其是当子导线处于上风子导线的尾流区时,作用于其上的阻力会明显下降;同时,利用 ABAQUS 有限元软件模拟研究了档距分别为308 m和405 m 的两条八分裂孤立档线路的尾流驰振过程,基于该数值模拟结果,可以分析得到：八分裂导线尾流驰振存在一个临界风速,当风速小于临界风速时,没有发生尾流驰振现象;当线路发生尾流驰振时,子导线的运动轨迹近似为椭圆;在相同风速下,大档距线路的尾流驰振幅值大于小档距线路。     

尾流飞行风险概率拓扑图的构建方法

考虑尾流遭遇情形下的不确定性与随机性因素,利用蒙特卡洛法对三维空间内的每个尾流遭遇点进行大数据量的仿真实验,提取了尾流遭遇情形下的三维极值参数,验证了一维的极值参数符合广义极值（GEV）分布;提出了三维极值参数的四参数变权重Copula（FPAVW Copula）模型,拟合优度检验的结果表明FPAVW Copula具有比其他Copula更高的精度;利用FPAVW Copula对尾流场内每个网格采样点上的三维极值参数进行了辨识,计算出了尾流空间的风险概率指标分布情况;在此基础上对尾流风险概率拓扑在不同发展阶段的结构特征进行了分析,构建了可视化的二维及三维风险概率结构图,可用来研究尾流场内的风险规避策略及算法.所提方法及思路亦可对其他内外部环境因素影响下的飞行风险概率评估及拓扑结构可视化等热点研究方向提供参考.     

双极性等离子体激励器圆柱绕流控制实验研究

在低速风洞中利用多级双极性等离子体激励器控制圆柱绕流的流动分离.实验风速U∞=10m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=2.8×104,在实验中将两组三级双极性等离子体激励器布置在圆柱模型肩部,利用粒子图像测速技术测量圆柱的尾流场.实验结果表明,采用定常和非定常激励均能抑制圆柱尾迹区,等离子体激励强度是影响激励器对圆柱绕流控制能力的重要因素;非定常脉冲激励耗电少,对流动控制能力强,效率明显高于定常激励,脉冲激励频率影响等离子体激励器对流动的控制能力.在实验风速为10m/s时,脉冲激励频率与圆柱涡脱落频率一致,流动控制效果较好.     

基于直接升力与动态逆的舰尾流抑制方法

在复杂的作战和着舰环境下,舰尾气流扰动是着舰误差的最主要来源之一。如果在着舰下滑阶段利用直接升力控制（DLC）的快速性和解耦性能力,可以极大地减轻飞行员着舰操纵负担并且提高着舰最后阶段对舰尾流的抑制能力。从航迹调节和姿态稳定的解耦角度出发,提出在非线性动态逆（NDI）控制框架下实现基于直接升力的着舰控制律方法,并通过建立含有舰尾流扰动的E-2C全量飞机仿真模型进行验证。结果表明：在非线性动态逆控制中引入直接升力的舰载机着舰控制律,可以实现在着舰下滑阶段姿态稳定的同时,通过直接升力快速解耦调节航迹误差,并且在引入舰尾流干扰的情况下,具有快速修正下滑倾角误差、抑制舰尾流干扰的能力,最终达到显著提高着舰精度的效果。     

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。      

不对称静子尾迹流场激振力分析及计算方法

为降低转子叶片在前排静子尾迹流场激振情况下的动应力,提高转子叶片疲劳寿命,对不对称静子叶片分布进行流场分析,研究在不对称静子分布非谐情况下,转子所受到的尾迹流场的激振力频谱及幅值.研究表明不对称静子分布非谐设计下,转子所受到的激振力由静子均布情况下的单频率高幅值激振转变为多频率成分低幅值激振力,通过对各个频率成分幅值的计算分析,得到了不对称静子分布非谐设计可有效降低转子叶片受到的尾流激振力,提高疲劳寿命的结论.同时,对不对称静子分布的三维流场计算,提出了简化计算方法,可大大降低计算时间和对计算机硬件要求.      

近距编队飞行气动影响建模与分析

针对近距编队飞行面临的相互气动影响问题,采用等效气动效应法建立了尾流气动影响的等效模型.该模型可引入编队飞行六自由度方程.通过仿真验证表明,由等效模型计算出的诱导力与诱导力矩和风洞数据具有较好的符合度,等效模型可直接用于编队飞行建模及控制器的设计与仿真.