横向喷流对低速大攻角细长旋成体非对称气动特性影响研究

采用风洞试验和数值模拟相结合的方法,对雷诺数Re=55 000条件下细长旋成体有、无横向喷流时大攻角非对称特性进行了分析.通过风洞试验发现了旋成体在法向和侧向进行喷流时其大攻角非对称气动特性与无喷流时的区别,通过数值模拟方法对几个典型工况下旋成体有、无横向喷流时的非对称气动特性进行了分析,揭示了喷流对旋成体非对称流动分离的影响.通过风洞试验发现当细长旋成体进行法向控制时无喷流、喷流位于迎风区和喷流位于背风区的旋成体表现出了不同的非对称流动特性:首先喷流位于迎风区时攻角范围在20°～40°之间有喷流和无喷流旋成体所产生的侧向力方向相反,攻角大于40°之后侧向力系数的方向发生了改变,与无喷流时的侧向力系数方向相同,但是其绝对值要比无喷流时的侧向力系数小.其次喷流位于背风区时攻角在15°～35°之间有喷流时的侧向力系数绝对值要明显比无喷流时大,在随后的40°～70°之间旋成体侧向力系数变化规律与无喷流的趋势相似.当细长旋成体进行侧向控制时由于沿侧向的喷流所产生的直接力使得攻角范围在0°～20°之间和大于45°时有喷流的旋成体侧向力系数绝对值要比无喷流时大,但是攻角在25°～40°之间时旋成体...     

细长体大迎角非对称涡流的数值研究

通过数值方法对大迎角细长体低速湍流流场的模拟,探讨头部顶端极小扰动对细长体非对称绕流形成与发展的影响.结果表明在细长体顶端附近施加极小扰动可以模拟出实验观测到的非对称流场,非对称的涡系结构沿轴向是逐步发展的,截面侧向力沿轴向的分布呈现正弦型曲线的变化特征,扰动能量经过指数增长后达到饱和,有效扰动的规模影响涡流非对称性的大小及分布,单侧扰动产生的流场非对称性随扰动周向位置的变化呈现单周期性规律.小扰动诱发非对称的数值算例表明非对称绕流的形成是源于流场的空间不稳定性机制.     

大迎角细长体绕流背涡结构与气动特性分析

结合实验成果,对大迎角细长体绕流结构及其气动特征进行了分析。利用势流理论,探讨了大迎角下非对称侧向力沿物体轴线的变化特征与分离背涡结构之间的关系,得出截面侧向力系数沿轴向呈现正弦型曲线的变化特征是由轴向旋涡不断脱落所形成的多涡系统诱导的结果。对于三涡以上的多涡系统中,对称的物面压强分布并非一定对应对称的涡结构。     

细长体背风面横向非对称分离的研究

用数值模拟方法研究了超声速情况下，无限长细长体背风面的涡结构。数值模拟的出发方程和计算格式分别为全Ｎ－Ｓ方程和二阶空间精度的ＴＶＤ格式。数值结果给出了圆锥、半球柱体和椭圆锥在不同攻角下的流场结果。结果表明圆锥在攻角α＝１５°，２０°和２５°时背风面呈现明显的稳定非对称横向分离，而半球柱体和椭圆锥在３２．５°和２５°时背风面均未出现非对称的横向分离结构。     

偏转矢量喷流对双三角翼前缘涡破裂影响的实验研究

本文应用染色液流动显示技术对后缘偏转喷流情况下76°/40°双三角翼前缘涡破裂位置的变化进行了观测,实验结果表明偏转喷流主要推迟与喷流方向相同一侧前缘涡的破裂,而使另一侧前缘涡破裂略有提前.随着喷流偏转角度的增大,喷流使两前缘涡破裂位置差逐渐增大.另外,随着模型攻角的增大,前缘涡涡核与双三角翼翼面的夹角逐渐增大,导致偏转喷流的作用逐渐减弱.     

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制.     

大迎角横向流动分离控制器设计

大迎角下横向流动引起的外翼过早分离是后掠翼飞机常见的一大问题,对此提出在机翼下翼面安装分离流控制器来抑制流动分离的方案.二维计算中采用Gamma-Theta转捩模型,三维研究使用SST湍流模型,研究发现分离流控制器的设计使流过上翼面的高能气流通量增加,这些高能流体具有更强的抵抗流向逆压梯度的能力,同时阻碍了边界层向外流动,从而改善了外翼的失速性能.通过参数化设计所得的分离流控制器与原始构型相比失速迎角增加,最大升力系数显著提高,阻力系数显著减小,达到了设计目标.     

超音速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究

在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响. 结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强. 有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷流包裹作用的影响区域前移,喷流的控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显.     

带喷流激波针流动特性实验研究

采用动态测力、动态测压和纹影等风洞实验技术,对加装了带喷流激波针的钝头体的绕流特性、稳定和非稳模态的形成条件和机理进行了研究.结果表明:带喷流激波针流场存在稳态和非稳态两种模态,超声速喷流的压比大于临界压比时流动处于稳定模态,反之则为非稳模态;增大激波针长度可减小钝头体阻力,但达到一定长度后,进一步减阻的效果不再显著;增大喷流压比能够有效减弱再附激波强度,有利于缓解单独激波针的肩部热斑问题;非稳模态下波系自激振荡对再附激波在钝头体表面所围的区域影响剧烈,振荡是周期性的,且存在确定的主导频率,主导频率随喷流压力比增大而减小;自激振荡的产生是由于喷流出口周围的反压在喷流压比小于临界压比时无法获得持续的平衡而导致.      

Reynolds数对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应影响的数值研究

使用低耗散的Roe格式,数值模拟了Reynolds数(Re)对大攻角细长旋成体绕流滚转角效应的影响.模型头部加了几何小扰动块以引发流场的不对称.在较大的Re数(Re=10 5)下,本文的计算结果与实验是相符的,此时细长体的滚转会导致双稳态、双周期现象,即侧向力随滚转角呈现类似方波形式的双周期变化,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反,方波中侧向力基本保持不变的状态对应于流场的正则态,且两个正则态的侧向力方向相反;而在较小的Re数(Re=4 000)下,如果扰动足够大,细长体的滚转将导致不同的双稳态现象,此时两个正则态的侧向力方向相同,而在较小扰动下双稳态现象不再出现;Re数更小时(Re=1 000),即使在较大的扰动下,双稳态现象也不再出现,侧向力随滚动角仍是连续变化的.本文的计算结果表明,Re数越小,流场对头部扰动的感受性越弱.     

伴随超空泡产生的高速细长体入水实验研究

介绍了几种不同工况下高速细长体入水过程的实验研究工作. 用高速摄影仪实时记录了细长体高速入水时与自由液面之间的瞬态相互冲击作用, 清晰地观察了细长体高速入水后诱导生成的水中空泡流的形态及其演化过程. 具体分析了几种工况下高速细长体入水瞬间自由面的波动特性和细长体入水后运动的不稳定性. 从实时记录的照片中,测量出相邻2帧图片之间的细长体的位移差之后, 计算出细长体在入水过程中以及在水中的瞬时速度. 通过分析物体速度的变化趋势, 了解了超空泡流动的复杂过程.      

前体非对称涡高风速烟雾显示技术

通过在细长旋成体模型机身的不同位置设置出烟孔,使用新型发烟装置对模型注入雾化油 滴,采用激光片光法在常规风洞中高风速(60m/s)条件下得到清晰、完整而稳定的截面涡 结构图像. 并通过同状态标定法和等比例网格法发展了简易涡位定量测量技术,为前体非对 称涡Re数效应的研究提供了重要的技术平台.     

超声速大攻角旋成体迎风激波数值模拟

旋成弹体在大攻角超声速流动中其迎风面上有时会出现一种迎风激波．采用非定常雷诺平均的NavierStokes方程以及两方程kω—sst和代数B—L湍流模型成功地模拟了该现象,验证了该迎风激波是由于流场主旋涡导致超声速流动偏移造成的涡诱导激波的一部分的结论．     

Asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angle of attack

The studies of asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angles of attack have significant importance for both academic field and engineering area. This paper attempts to provide an update state of art to the investigations on the fields of forebody asymmetric vortices. This review emphasizes the correlation between micro-perturbation on the model nose and its response and evolution behaviors of the asymmetric vortices. The critical issues are discussed, which include the formation and evolution mechanism of asymmetric multi-vortices; main behaviors of asymmetric vortices flow including its deterministic feature and vortices flow structure; the evolution and development of asymmetric vortices under the perturbation on the model nose; forebody vortex active control especially discussed micro-perturbation active control concept and technique in more detail. However present understanding in this area is still very limited and this paper tries to identify the key unknown problems in the concluding remarks. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10172017), Aeronautical Science Foundation of China (02A51048) and Foundation of National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research (51462020504HK0101)     

Influence of nose perturbations on behaviors of asymmetric vortices over slender body

The influence of nose perturbations on the behaviors of asymmetric vortices over a slender body with a three-caliber ogive nose is studied in this paper. The tests of a nose-disturbed slender body with surface pressure measurement were conducted at a low speed wind tunnel with subcritical Reynolds number of 1×10⁵ at angle of attack α=50°. The experiment results show that the behaviors and structure of asymmetric vortices over the slender body are mainly controlled by manual perturbation on the nose of body as compared with geometrical minute irregularities on the test model from the machining tolerances. The effect of the perturbation axial location on asymmetric vortices is the strongest if its location is near the model apex. There are four sensitive circumferential locations of manual perturbation at which bistable vortices over the slender body are switched by the perturbation. The flowfield near the reattachment line of lee side is more sensitive to the perturbation, because the saddle point to saddle point topological structure in this reattachment flowfield is unstable. Various types of perturbation do not change the perturbation effect on the behaviors of bistable asymmetric vortices. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10172017) and the Foundation of National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research (00JS51.3.2 HK01)     

超声速中等欠膨胀冲击射流的涡声关系研究

使用大涡模拟方法对冲击面为平面的超声速中等欠膨胀冲击射流进行了数值模拟.利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-Kutta法. 通过与经典的冲击射流实验比较,证实了程序的可靠性. 数值模拟得到了流场中不同尺度的涡结构和激波结构,观察到了上行声波和反射波以及流场中不同位置的声源,分析了冲击区剪切层附近区域的压强和涡旋转强度变化的频率、冲击平板上的压强变化频率以及射流剪切层中不同位置的涡合并出现的频率,发现冲击区剪切层附近区域的压强和涡强度变化以及射流剪切层中的涡合并现象和离散频率的冲击单音有重要关联.