低雷诺数翼型局部振动非定常气动特性

针对低雷诺数翼型特殊的气动特性,采用基于动网格的非定常数值模拟方法,研究翼型表面不同弦向位置的局部蒙皮以不同频率及振幅振动时对低雷诺数翼型气动特性及流场结构的影响,揭示蒙皮振动增升减阻的机理。研究表明,在低雷诺数条件下局部蒙皮振动可有效提高翼型气动特性,与刚性翼型相比蒙皮局部振动可使翼型升力系数提高,阻力系数降低,升阻比提高。振动位置对翼型气动特性及流场结构有显著的影响,振动表面位于翼型前缘附近或位于层流分离泡中心时可有效控制翼型层流分离,从而提高翼型气动特性。振动频率对翼型表面层流分离及转捩位置均有显著的影响,随着振动频率增加,翼型气动特性出现最优值。与刚性翼型相比,表面振动使翼型转捩位置略向上游移动,摩擦阻力增加,但振动使等效翼型相对厚度减小,压差阻力明显减小。在小幅振动范围内,随着振幅增加,流场非定常特性更加显著,翼型升阻比增加。     

高超声速飞行器减阻杆-双盘-槽道组合构型减阻防热特性研究

针对高超声速飞行器减阻防热问题,提出了一种减阻杆头部开槽进气、中部侧向排气的减阻杆-双盘-槽道组合构型。在飞行高度30 km、来流马赫数6条件下,基于SST k-ω湍流模型,采用有限体积法求解了二维轴对称雷诺平均N-S方程,对组合构型的流场进行了数值模拟,并分析了其减阻防热特性。相比减阻杆-单盘构型,减阻杆-双盘构型减阻防热效果更好,而减阻杆-双盘-槽道构型可以进一步提高减阻防热效果。进行了组合构型的影响因素分析,数值仿真结果表明,在研究参数范围内,侧向排气孔靠近两个气动盘中间位置、第二个气动盘直径较大的构型减阻防热总体效果较好。相比减阻杆-单盘构型,较优构型的总阻力系数降低了24.70%,钝体壁面斯坦顿数峰值降低了53.63%。     

沟槽面湍流减阻研究综述

对近20年来沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构、湍流减阻及其机理的研究进展进行了综述.内容涉及沟槽面平板、旋成体、机翼等在压、跨、超音速流动情况下的实验研究成果;压力梯度、攻角、侧滑角等的影响;湍流猝发特性、紊动特性、近壁区带条结构的特征及减阻机理等方面的工作.为更有效地减少表面摩阻,必须深入开展对沟槽面湍流边界层特性、湍流拟序结构及湍流减阻机理等方面的研究.      

高速飞行器等离子体减阻的数值模拟研究

针对典型的楔形体飞行器头部,利用在头部单点喷射产生等离子体的方法,研究了等离子体对高速飞行器阻力的影响。采用二维粘性磁流场方程,计算了不同马赫数、不同等离子体数以及无等离子体情况下的流场特性和阻力。介绍了数值模拟方法、研究对象,给出了典型的计算结果,并分析了等离子体喷流减阻的机理。结果表明：等离子体喷流可以有效减少飞行器的阻力,但其减阻的效果与来流马赫数等参数有很大的关系;当马赫数为3时,等离子体减阻可接近30%.
     

超疏水旋转圆盘气膜层减阻的实验研究

在冯卡门旋流中,对均匀超疏水表面与网纹超疏水表面在雷诺数Re～O(105)量级上的减阻性能与表面气膜状态进行了实验观测.2种超疏水表面均使用物理喷涂法在有机玻璃板上喷涂纳米疏水颗粒制备.网纹超疏水表面制备时增加了丝网掩模的步骤,因此其表面增加了毫米级网格纹理.实验结果表明:对于冯卡门旋流中的超疏水表面减阻而言,存在一个...     

局部后掠型栅格舵的气动特性研究

针对栅格舵(翼)技术的主要缺点——跨声速壅塞和阻力高的问题。以简化栅格为研究对象,采用数值分析方法开展了P型和V型局部后掠对气动特性的影响研究,并开展了不同后掠角对气动特性的影响研究。研究发现,局部后掠方式能够弱化或消除亚声速背风区的分离问题,减小跨声速区激波与边界层干扰,解决栅格舵固有的跨声速壅塞和阻力大的问题。局部后掠对栅格减阻有显著效果,尤其是高超声速段,同时能够增加单位浸润面积的法向力,从而提高栅格舵的操纵效率。     

平片型湍流控制器

本文回顾了平片型湍流控制器的研究发展过程。建立在自己流动显示的基础上,提出了新的减阻机理,改进了设计,并获得较好的减阻效果。     

民用运输飞机减阻技术

减阻是民用运输飞机设计的主要目标之一。运输机巡航阻力主要是蒙皮摩擦阻力和诱导阻力，大约占总阻力的1／2和1／3。混合层流技术和新型机翼翼梢装置为减阻提供了巨大的潜力。非设计条件下飞机性能的提高也可通过后缘优化、激波层相互作用和边界层分离的控制来实现。文章对几种减阻技术带来的成果进行了讨论，并试图对几种减阻技术的效果进行评估。     

边界层减阻研究综述

阐述了目前边界层减阻研究中的一些主要方法、手段及其原理,介绍了国内外对边界层减阻研究和应用的状况,指出了其中存在的一些问题,分析了今后减阻研究和应用的趋势。文中也包括了作者的一些观点和看法。     

基于等离子体激励器简化模型的流动分离控制

对等离子体激励器做简化模型,并研究简化模型对于NACA0015翼型流动分离的控制效果.通过改变激励器在翼型上表面的位置及激励强度的大小,研究了实施流动控制的较佳位置及强度的大小.数值模拟结果表明,在前缘点附近加入控制的作用要优于其它位置;且激励强度对于流动控制的效果有极大的影响,大的激励强度有好的控制效果.此控制方法可以有效地延迟流动的分离,达到增升减阻的目的.是一种有前途的流动主动控制方法.