等离子体激励翼型分离流动控制数值模拟

文章利用CFD软件FLUENT中的自定义函数接口, 将等离子体对中性气体的激励作用模型化为体积力引入Navier-Stokes方程, 研究了等离子体气动激励诱导的平板射流, 以及介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体激励对NACA0015翼型大迎角分离流的控制作用.计算分析表明, 多对电极等离子体激励器可以有效控制NACA0015翼型大迎角分离流动.      

网格间距及正交性控制在翼—身—尾组合体三维绕流中的研究

用椭圆型方程生成网络。在二维发展两种Ｈｉｌｅｎｓｔｏｃ方法实现对网格与边界间距及与边界正交的控制，并将其思想推广到三维，生成了翼－身－尾组合体与公共交界或边界面正交的三维贴体分块网格，用于Ｅｕｌｅｒ方程流场计算，效果良好。     

固定转捩实验中粗糙带破损对翼型气动特性的影响研究

本文以RAE2822翼型前缘7%位置3mm宽的金刚砂粗糙带为例,研究了粗糙带破损对翼型压力分布的影响。实验结果表明：粗糙带破损会引起激波位置小幅移动,而对翼型后缘压力分布影响很小。当Ma=0.5时,粗糙带破损对升力系数的影响很小;在α≥4°以后粗糙带破损对阻力系数和俯仰力矩系数的影响逐渐增大,且破损位置距翼型中心对称面越远,影响越小。当Ma=0.75时,粗糙带破损对升力系数与阻力系数的影响直到α≥4°后开始逐渐增大,并且随着破损位置远离中心对称面而减弱;俯仰力矩系数对粗糙带破损较为敏感,且粗糙带破损的位置距离中心对称面越远、尺寸越小则影响越小。     

充气结构与流场的耦合求解方法

针对一种充气前缘增升技术,建立了其充气结构与流场耦合作用的运动方程.将方程写成状态空间形式,采用时域推进方法求解.对使用了变前缘增升技术的NACA 63-212翼型进行了充气结构静变形的数值计算,结果表明充气结构的刚度对翼型的气动特性有明显影响.与原翼型相比,在不考虑充气结构变形时,该增升技术大约能使翼型的失速迎角增加30%,最大升力系数增加22%;考虑结构变形后增升效果有所降低.刚度较低的薄膜在前缘吸力峰的作用下会隆起形成鼓包,容易引起流动分离.     

某型双立尾战斗机的网格生成及流场解

以某型双立尾战斗机为例，给出了实际复杂型号飞行器结构网格生成的一种分块方案及实现过程。用一种矢性三次多项式插值的方法生成相邻块公共交界面的网格，用求解椭圆型方程的方法生成块内空间网格。在所生成的双立尾战斗机分块结构网格中分区求解Ｅｕｌｅｒ方程，获得了合理的全机气动力系数、翼面压力分布和绕流图谱结果     

超临界翼型跨音速特性实验研究

针对新设计的超临界翼型，采用风洞实验方法验证和评估了其气动特性。在增压连续式跨音速风洞(NF-6风洞)开展了超临界翼型跨音速特性的实验研究，验证了该翼型设计的压力分布曲线特点。激波位置和波后压力平台区长度表明设计结果和实验结果基本一致，揭示了超临界翼型跨音速的气动特性;阻力发散马赫数达到期望的设计指标，探讨了雷诺数对该翼型气动特性的影响。最后采用升华法实现了翼型表面流动特性的显示。结果表明转捩点约在16%弦长位置。