横摆振荡翼型动态气动掠效应试验研究

大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求,研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义.借助电子凸轮技术和动态数据同步采集手段,针对翼型动态掠效应首次开展了横摆振荡风洞试验研究,研究表明:横摆振荡翼型的气动曲线存在明显迟滞效应,吸力面压力周期性波动是主要诱因,且随着振荡频率、初始迎角和振幅的增大,气动迟滞特性均增强;升力和压差阻力随横摆角变化的迟滞回线呈W形,俯仰力矩迟滞回线呈M形,升力差量迟滞回线呈∞形;负行程下翼型气动力相对于正行程下的更高,且负行程下翼型气动力随振荡频率的增大而略有增大,正行程下则明显减小;升力系数功率谱密度分布在振荡频率倍频处的能量集中的幅值随着振荡频率增大有增大趋势;吸力面1.2%和40%弦长处压力的滞回特性较强,是由于翼面剪切层涡和动态分离涡周期性发展、运动、破裂和重建;振幅为10?时,升力迟滞曲线呈∧形,振幅为30?时,升力迟滞曲线呈∧∧∧形.     

风力机叶片翼型动态试验技术研究

风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行, 以前对许多动态问题不清楚的阶段, 工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计, 通常忽略横摆振荡的影响; 大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出了更高要求, 研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义. 本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究, 采用“电子凸轮”技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化, 基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量, 实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集, 分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究, 试验结果准度较高、规律合理; 分析了动态试验洞壁干扰影响机制. 研究表明, 横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应; 随着振荡频率升高, 翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强; 翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟; 洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大; 建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑.      

基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究

针对直升机旋翼反流区因反流动态失速导致的非定常载荷、阻力激增以及负升力等问题,开展了基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究.采用动态压力测量结合翼型表面压力积分的方法,重点分析了后缘小翼不同的振荡相位差、幅值和减缩频率对反流动态失速控制的影响规律,对比了后缘小翼动态偏转和固定偏转的差异,试验雷诺数Re=3.5×10⁵.结果表明,当后缘小翼与翼型以相同的频率正弦振荡运动,且二者的相位差为0°时,能改善反流动态失速过程中钝几何前缘的流动分离,并在反流状态下实现了翼型负升力系数下降21.2%,阻力系数下降37.5%,俯仰力矩系数迟滞环面积下降44.6%的控制效果;动态偏转的后缘小翼对翼型反流动态失速的控制效果随后缘小翼振荡幅值的增加而增加,但进一步增加振荡幅值对于控制效果的提升有限;当减缩频率增加时,动态偏转的后缘小翼对反流状态下翼型阻力的控制效果会更加明显;后缘小翼的动态偏转与固定偏转都能有效改善翼型在反流中的动态气动性能,但是动态偏转对于不同翼型迎角的适应能力优于固定偏转,并取得了更好的非定常载荷控制以及更好的阻力和负升力改善效果.     

折算频率对翼型动态升力特性影响的初步研究

本文根据在西北工业大学翼型研究中心（ＣＡＤＲ）进行的ＮＡＣＡ００１２翼型动态特性研究，着重介绍测力法研究中，滤波器截止频率和动态特性研究中最重要的相似准则折算频率影响的研究结果．结果表明，对动态特性研究而言，恰当的滤波器截止频率是获得正确结果的必要条件，在此基础上，通过改变折算频率，得出它对升力特性影响的可信结果．     

基于低雷诺数串置翼型气动特性研究

基于低雷诺数,应用二维CFD方法,对串置翼型的气动特性进行了数值模拟。比较了串置翼型布局与常规单独翼型的升阻特性。分析了翼差角度对串置翼升阻特性的影响,并且在保持鸭翼±5°偏角不变的同时,研究了两翼之间的距离以及安装的相对高度对整个串置翼型升阻特性的影响。发现上鸭翼与主翼相结合具有相对较高的最大升力系数和临界迎角, 可以显著改善串置翼型的气动特性。     

旋翼翼型动态失速流场特性PIV试验研究及L-B模型修正

为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性,采用3D-PIV 技术,对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量,发现涡在不同位置处的输运速度不同:位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39,位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征,改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes,L-B）模型,将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位置变化的时变函数,修正后的模型计算得到翼型法向力峰值相对原L-B 模型提升5%,力矩系数负峰值相对原L-B 模型提升13%,与试验值相比更加吻合,表明修正后的翼型动态失速模型更好地体现了翼型前缘涡的物理特征.      

两种椭圆翼型高速气动特性实验研究

新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16％相对厚度,相对弯度分别为0％和3％的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。     

等速上仰翼型分离流动结构的研究

本文通过在翼型上游和翼表面边界层内放置产生氢气泡的铂丝的方法,清楚地显示了上仰翼型分离剪切层的结构。揭示了在不同的翼型转动角速度范围内,存在三种分离流结构。研究了失速涡,剪切涡及起动涡随时间的演变,它们之间的相互作用和转动角速度等参数的影响,分离剪切层的流动显示结果,结合翼型上气动力与流场中涡量矩的关系的理论,定性地解释了上仰翼型产生非定常高升力的原因。     

基于气动特性翼型参数化方法的适用性研究

翼型的优化设计在飞机的研发生产过程中占据相当重要的地位,因为翼型的几何外形会直接影响到飞机的整体气动性能．合理选择恰当的翼型表达方式是翼型优化设计成功的关键之一,其中,参数化方法在近年来得到了广泛应用．针对翼型参数化方法,提出“几何鲁棒性”和“性能鲁棒性”作为评判方法优劣的重要参考标准．选取三种常用的翼型参数化方法--NURBS、CST和PARSEC方法,七种不同类型的翼型,采用四项指标作为系统的评判准则来研究各方法的拟合精度与多点扰动下的几何鲁棒性,并利用Foil Design软件计算气动性能的相关数据,研究各方法在多点扰动下的性能鲁棒性．经对比分析,这三种参数化方法对大部分翼型均具有良好的表达能力,且不同程度地体现了一定的几何鲁棒性与性能鲁棒性．     

动力子结构试验加速度振荡及其控制

考虑试件质量的实时子结构试验中,因为试验系统采用数字控制器,输入到物理试验系统的采样离散信号包含高频分量,所以试件的加速度响应出现高频振荡。研究了高频振荡产生的原因和控制高频振荡的方法。首先对物理试验系统建立传递函数模型,分析了高频振荡产生的机理。然后采用前置滤波和后置滤波结合的复合滤波方法来控制高频振荡。对纯质量和动力试件分别进行了阶跃输入和地震波加载试验仿真,结果验证了这种方法的优越性。最后,采用中心差分法对纯质量试件进行实时子结构试验仿真,验证了复合滤波控制方法的有效性。     

NUMERICAL STUDY ON DYNAMIC STALL FLOW CONTROL FOR WIND TURBINE AIRFOIL USING PLASMA ACTUATOR 1)

针对动态失速引起的风力机翼型气动性能恶化的问题,本文基于动网格和滑移网格技术, 开展了大涡模拟数值计算研究,探索了非定常脉冲等离子体的动态流动控制机理. 结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速, 改善平均和瞬态气动力,减小力矩负峰值和迟滞环面积. 压力分布在等离子体施加范围内出现了负压"凸起",上翼面吸力峰值明显增大.脉冲频率和占空比这两个非定常控制参数对流动控制影响显著,无因次脉冲频率为1.5时等离子体控制效果较好,占空比为0.8时即可接近连续工作模式下的气动收益. 翼型深失速状态,等离子体促使流动分离位置明显向后缘移动, 抵抗了大尺度动态失速涡的发生,分离涡结构破碎耗散、重新附着, 涡流影响范围减小; 浅失速状态,等离子体激励具有较强的剪切层操纵能力, 诱导了翼型边界层提前转捩,促进了与主流的动量掺混. 等离子体气动激励诱导出前缘附近贴体翼面"涡簇",起到了虚拟气动外形的作用.不同尺度、频域的动态涡结构与等离子体气动激励的非线性、强耦合作用导致了气动力/力矩的谐波振荡.     

等速上仰翼型尾部流动观察及动态失速机理探讨

在尾缘处置氢气泡铂丝,观察了上仰翼型自尾缘流入尾迹的涡层。基于尾涡层及(以往)上翼面分离涡的观察,用涡动力学理论,探讨了动态失速的机理,并解释了新的失速现象。     

PIV EXPERIMENTS ON FLOWFIELD CHARACTERISTICS OF ROTOR AIRFOIL DYNAMIC STALL AND MODIFICATIONS OF L-B MODEL

为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性,采用3D-PIV 技术,对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量,发现涡在不同位置处的输运速度不同：位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39,位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征,改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes,L-B）模型,将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位置变化的时变函数,修正后的模型计算得到翼型法向力峰值相对原L-B 模型提升5%,力矩系数负峰值相对原L-B 模型提升13%,与试验值相比更加吻合,表明修正后的翼型动态失速模型更好地体现了翼型前缘涡的物理特征.     

EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON LIFT INCREMENT OF A PLASMA CIRCULATION CONTROL AIRFOIL

利用等离子体激励器发展了新型的环量增升技术,并对二维NACA0012翼型绕流实施控制。由于NACA0012翼型为尖后缘构型,环量增升装置由2个非对称型介质阻挡放电等离子体激励器构成。一个等离子体激励器贴附于翼型吸力面靠近后缘处,其诱导的壁面射流沿来流方向指向下游;另一个等离子体激励器贴附于翼型压力面靠近后缘处,其诱导的壁面射流与来流方向相反指向上游。在风洞中通过时间解析二维PIV系统对翼型绕流流场进行了测量,基于翼型弦长的雷诺数Re=20 000。结果表明在等离子体激励器的控制下,翼型压力面靠近后缘处可以形成一个定常回流区,从而起到虚拟气动外形的作用,因此翼型吸力面的流场得到加速,压力面的流场得到减速,使得翼型压力面的吸力以及压力面的压力都得到增加,进而增加了翼型的环量。风洞天平测力实验进一步验证了该环量增升技术的有效性。在整个攻角范围内,施加控制的翼型的升力系数相比没有控制的工况有明显的提高。     

高强铝合金的动态拉伸断裂行为实验研究

采用不同的冲击加载方式对棒材铝合金(2024-T4、7075-T6)进行动态拉伸断裂实验研究.单轴动态拉伸加载下7075 T6的初始屈服应力与断裂应变明显高于2024 T4,但三点弯曲和层裂实验中,2024 T4表现出更好的抗裂纹扩展与层裂失效能力.断口扫描电镜分析发现:2024-T4中孔洞或裂纹主要成核于晶内强化相,形成穿晶断裂,而7075-T6部分孔洞或裂纹在晶界成核增长形成沿晶断裂,部分孔洞或裂纹在晶内强化相周成核形成穿晶断裂.     

合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究

为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理, 开展了NACA0021 翼型失速特性射流控制的风洞试验研究. 通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验, 深入探索了合成射流各参数对翼型失速特性控制效果的影响规律. 试验结果表明射流偏角在翼型升力和失速迎角控制方面的效果对射流动量系数较为敏感: 当动量系数较大时, 近切向射流的控制效果更好. 射流动量系数为0.033 时, 偏角30°的射流使得翼型升力系数峰值提高23.56%, 失速迎角增大5°; 而动量系数较小时, 偏角较大的射流能够获得最佳控制效果. 射流动量系数为0.0026 时, 法向射流对翼型最大升力系数控制效果最好(提高9.2%).      

高能材料动态力学性能的研究

采用自制的高能材料动静态变温三轴、单轴压缩试验装置、在熔点以下温度,以及在中等应变速率（２～４／ｓ）和准静态（３１０￣（－３）／ｓ）条件下测试了ＴＮＴ材料三轴、单轴压缩力学性能参数。试验结果表明,ＴＮＴ材料具有明显的应变率相关和热软化效应。在单轴压缩条件下,ＴＮＴ材料是脆性破坏,断裂强度小于屈服极限;在三轴压缩条件下,试件有较大的塑性变形。根据试验结果拟合了ＴＮＴ材料随着加载速率和环境温度变化的本构关系,分析表明该本构关系可以很好地描述材料的应变率、温度效应。     

辽西风积土动应力试验研究

通过对辽西地区风积土动三轴试验, 研究了动荷载作用下辽西风积土的动强度特性和抗液化特性.通过控制不同的动荷幅值、固结比和固结围压等试验条件, 获得了抗震设防烈度为7 度时, 辽西风积土的动应力值和抗液化剪应力比. 利用Excel 软件, 对试验数据进行回归处理, 得到了该土试样的动应力与固结比和固结围压两种因素的经验关系式. 试验和回归分析结果表明, 风积土的动应力与固结比和固结围压成正比. 试验研究了不同固结比条件下辽西地区风积土的液化强度特性, 获得了不同固结比条件下的抗液化剪应力比. 试验结果表明, 风积土的抗液化剪应力随着固结比的增加而增大. 上述试验结果对于辽西地区工程的抗震设计具有重要的指导意义和工程实用价值.