细长旋成体大迎角绕流中的头涡与卡门涡的脉动压力特性

在迎角很大时细长旋成体背部流场沿轴向通常有两个截然不同的区域,其中卡门涡脱落区域位于后体,而头涡区域靠近旋成体头部。为了寻求两者的区别与联系,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了沿旋成体轴向不同区域的压力脉动特征,即头涡的脉动幅度相对卡门涡较大,而频谱峰频率则较低,而且随着迎角的进一步增大,头涡区会完全消失。     

二维翼型非定常运动的涡流场显示--2俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动

介绍了在水洞中进行的二维机翼纯俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动时的流动显示实验.实验结果揭示了机翼做纯俯仰运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数(Ste)的关系.在Ste=0.105附近,涡街排列成一条线;大于该值,为逆Karman涡街;小于该值,为正Karman涡街.机翼做沉浮/俯仰联合运动时,尾迹中总是出现逆Karman涡街.结合数值计算结果说明,机翼做沉浮/俯仰联合运动时,推力及最大有效迎角与沉浮和俯仰运动之间的相位差有关.并讨论了前缘涡与后缘涡相互作用对推力的影响.     

大迎角细长体头涡结构演变的非定常现象研究

细长旋成体绕流中位于尖部附近的一对头涡在迎角增至一定程度时,会表现出很强的非定常特征,而此时后体上为类卡门涡脱落区域。为了寻找这对头涡的非定常特征随迎角变化的规律,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了在很大迎角下旋成体头涡的脉动频率随迎角基本呈线性变化的规律,而后体上的卡门涡脱落频率则与迎角的正弦值成正比。     

飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法

为了提高飞机在着陆过程中的气动性能,提出了一种新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687,最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。     

考虑波浪形底面影响的边界层风场大涡模拟

为了研究强风作用下海面上的平均风剖面,采用大涡模拟方法对带有余弦波形状底面、自由滑移顶面的渠道流进行了模拟,波幅、波高比2a/λ为0.1,基于平均速度Ub和渠道高度的雷诺数Reb为6760。统计结果表明,波浪形下表面对上方风场分布有着显著的影响,y/H=0.3(y+≈200)是内区、外区的分界线,内区受壁面影响显著,外区受壁面影响较小。流动的分离点位于x/λ=0.14,而再附点位于x/λ=0.65。展向速度脉动峰值出现在上坡处,且超过竖向脉动。表面压力要比表面摩擦力大一个数量级,是阻力的主要来源。随着波幅的增大,回流区面积增大,速度峰值和展向脉动峰值也会增大,展向脉动峰值甚至会超过流向脉动峰值。     

Generalized Kutta–Joukowski theorem for multi-vortex and multi-airfoil flow with vortex production——A general model

By using a special momentum approach and with the help of interchange between singularity velocity and induced flow velocity, we derive in a physical way explicit force formulas for twodimensional inviscid flow involving multiple bound and free vortices, multiple airfoils, and vortex production. These force formulas hold individually for each airfoil thus allowing for force decomposition, and the contributions to forces from singularities(such as bound and image vortices,sources, and doublets) and bodies out of an airfoil are related to their induced velocities at the locations of singularities inside this airfoil. The force contribution due to vortex production is related to the vortex production rate and the distance between each pair of vortices in production, thus frameindependent. The formulas are validated against a number of standard problems. These force formulas, which generalize the classic Kutta–Joukowski theorem(for a single bound vortex) and the recent generalized Lagally theorem(for problems without a bound vortex and vortex production) to more general cases, can be used to identify or understand the roles of outside vortices and bodies on the forces of the actual body, optimize arrangement of outside vortices and bodies for force enhancement or reduction, and derive analytical force formulas once the flow field is given or known.     

倾转四旋翼飞行器垂直飞行状态气动特性

综合采用基于滑移网格技术的计算流体力学(CFD)方法与悬停状态气动干扰试验方法,对倾转四旋翼(QTR)飞行器垂直飞行状态的流场进行模拟与试验,研究飞行器垂直飞行状态气动特性以及部分参数对气动特性的影响.结果表明:倾转四旋翼飞行器在垂直飞行状态,前后旋翼之间干扰不明显,但旋翼与机翼的干扰明显;旋翼旋向对旋翼与机翼的干扰不...     

边条翼布局流场及其双垂尾抖振特性研究

对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行。实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态。测试迎角范围10°~35°,风速4m/s。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关。从而得出结论:边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。     

新型内突扩加力燃烧室方案可行性分析

介绍了一种新型内突扩加力燃烧室方案,具有质量轻、尺寸小、红外隐身功能突出等优点;在分析当前高推重比发动机需求的基础上,结合目前国内外加力燃烧室的技术水平,根据新一代军用发动机的加力燃烧室进气参数,论证了该方案所具有的现实可行性。