跨声速翼型上激波／边界层干扰的自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。     

一种分离流数值求解方法

本文以弯管内分离流场为例，根据分离区与未分离的湍流动能差别较大的特点，提出了在分离区和未分离区采用不同的湍流模型来模拟流动的湍流效应，利用Ｎ－Ｓ方程进行了数值模拟，结果表明：利用这一方法，可以加速迭代的收敛，节省机时。     

非定常分离流动的Largrange方法数值模拟

本文对Ｌａｇｒａｎｇｅ坐标系下的边界层方程进行了数值模拟，研究了静止流场中的线涡诱导的非定常边窠层流动，数值结果表明，随着边界层接近分离，确实出现了有限时间奇性。流动在驻定点附近很窄的区域内堆积，并在垂直壁面方向迅速增长，形成一脉冲似的突跃，基于此现象讨论了非定常分离的性质和三种分离模式，采用Ｌａｇｒａｎｇｅ方法能很好的说明有限时间奇性，便于精确地给出分离的定义和判据，而且物理意义非常清楚。Ｌａｇ     

非定常前侧缘分离流的研究

 采用非定常涡格法 ,计算了三角形和矩形薄翼突冲起动和等速上仰这两种常见的非定常运动 ,得到了前 (侧 )缘分离涡及尾涡非定常卷起的流动图象及气动特性。分析了展弦比和攻角的影响。等速上仰的计算结果显示 ,仰起的动态过程能明显抑制分离涡面的破碎倾向 ,提高升力系数。计算结果和已有实验结果相比吻合良好     

机翼的动态分离流动特性

本文对两个机翼等速上仰及下俯的动态分离流动特性在水槽中进行了流态研究。结果表明，动态滞后效应与折算频率关系很大。转轴位置对动态滞后的影响与增加上爷角速度的作用有某种相仿的效应。机翼的初始迎角对动态流动特性有不可忽视的“遗传”效应。     

前掠翼根部流动分离的控制

 在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。     

利用涡的有利干扰推迟翼涡破裂

本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°～3°。     

动态射流控制附面层的分离

本文介绍了利用动态涡流器的流向涡和垂直于型面振动的射流所产生的横向涡的联合作用来控制大攻角下翼型表面附面层分离的实验。实验结果表明 :两种涡的作用能有效地同时推迟附面层分离和提前其再附着 ,使分离区大大缩小 ,附面层内的速度分布相应变得极为饱满。     

三维控制翼周围粘性分离流动的数值模拟

本文首先分析了中心型隐式格式和迎风型隐式格式的优缺点,在此基础上发展了一种自由参数可确定的反扩散隐式格式。用此格式计算了绕三维控制翼的层流和湍流分离流动。出发方程是三维简化N-S方程,用Baldwin-Lomax湍流模型。结果表明,这种隐式格式效率高,能满意地刻划流场。