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.     

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变.     

三角翼前缘涡的某些破裂形式及特性研究

基于流动显示和PIV技术测量的实验结果，对三角翼前缘涡破裂的一些形式和破裂特性进行了分析和讨论。通过PIV测量所得到的涡量分布证实了在螺旋破裂的情况下，涡核的螺旋方向与前缘涡的旋转方向相反，及双螺旋破裂形式的存在等。进而对螺旋波的形成机理提出了与有关文献不同的看法。     

慢扩张旋涡破裂位置的确定

在慢扩张的假设下给出一类旋涡发展的解析表达式,讨论了解的性质,在一定情况下会出现泡型区和涡破裂,讨论了扩张角及旋转速度对涡破裂位置的影响。     

雷诺数三角翼绕流的影响

应用梁色液流动显示技术研究了雷诺数对６０°尖前缘三角翼前缘涡破裂位置、背风面流动结构等的影响，并详细分析了前风面流动随攻角的变化。     

三角翼大迎角流场结构和气动力特性的数值分析研究

采用数值计算方法对亚音速三角翼纵向及带有小侧滑情况下的流场结构和气动力特性进行了计算。文中给出了三角翼大迎角纵向情况下气动力、机翼前缘分离涡轴线位置和旋涡破裂位置随迎角的变化规律，以及带有横侧小扰动和小侧滑情况下流场结构的非对称性对气动力的影响。计算结果表明与实验结果符合较好。     

雷诺数对三角翼绕流的影响

应用染色液流动显示技术研究了雷诺数对６０°尖前缘三角翼前缘涡破裂位置、背风面流动结构等的影响，并详细分析了背风面流动随攻角的变化．     

三角翼动态大迎角气动力特性数值分析研究

采用数值计算方法,对三角翼从 0°上仰至 90°的动态流场和气动力特性进行了计算,并对俯仰角速度对三角翼流场和气动力特性的影响进行了计算分析。给出了三角翼纵向动态情况下的气动力系数变化,特别是大迎角横侧力矩系数的变化特征。结果表明,随着机翼俯仰角速度的提高,前缘分离涡破裂位置相对滞后,机翼升力和阻力系数明显增加,机翼抵抗旋涡非对称破裂的能力明显增强。     

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.      

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.     

底部喷流及后掠翼前缘涡破碎的流动显示研究

本文介绍了在中国科技大学立式水洞中进行的底部喷流流动显示及底压测量实验以及对x型翼体组合体弹翼上前缘涡破碎的观察,系统地比较了有、无喷流及有、无尾罩下各种底部流态,为工程应用提供了实验依据.     

圆射流中拟序涡配对的数值模拟

用三维涡丝法结合涡丝的增加与合并技术,对不可压圆射流场,数值模拟了在扰动中加入次谐波后流场拟序涡的配对,配对情况与实验结果一致,通过对不同时刻涡量图的比较与分析,给出了次谐波初始强度对涡配对的影响,初始强度越大,涡配对出现越早,涡配对位置越往上游移动;同时还得到了基波与次谐波初始相位差和涡配对的关系,没有相位差时,次谐波增长最快,相位差增加时,涡配对的速度降低。说明控制次谐波的初始强度和基波与次谐波的相位差,能起到控制圆射流剪切层乃至控制整个射流场的目的。     

俯抑振荡三角翼前缘涡破碎的流动显示

前缘后掠角为６５°和７０°的两个平板三角翼作俯仰振荡运动１，前缘涡破碎的流动显示实验研究在南京航空航天大学１米低速风洞中进行。俯仰振荡运动的攻角范围为０°－６０°，折合频率为０．０３和０．０６。采用四氯化钛发烟技术显示前缘涡核轨迹及涡破碎位置。     

细长三角翼前缘和后缘涡层的卷起及其相互作用研究

本文目的在于建立一个简单的二维理论模型,试图在电子计算机上数值地模拟出Hummel关于三角翼前缘涡和后缘涡层的卷起及其相互作用的实验结果。实验表明,在有前缘涡存在情况下,在后缘下游,后缘涡层也要卷起另外一个涡,而且前缘卷起的涡与后缘卷起的涡环量方向相反,所得计算结果与实验图象甚为相似。     

俯仰振荡三角翼前缘涡破碎的流动显示

前缘后掠角为６５°和７０°的两个平板三角翼作俯仰振荡运动，前缘涡破碎的流动显示实验研究在南京航空航天大学１米低速风洞中进行。俯仰振荡运动的攻角范围为０°～６０°，折合频率为０．０３和０．０６。采用四氯化钛发烟技术显示前缘涡核轨迹及涡破碎位置。流动显示图形采用相位锁定照相记录。实验结果表明大幅俯仰振荡三角翼的动态涡破碎的弦向位置明显滞后于相应攻角下的静态位置，此滞后量随折合频率增加而增大。本文也根据测得的涡破碎位置随攻角变化曲线讨论了涡破碎位置的传播速度     

定常吹气对倾转旋翼机向下载荷的影响

为进一步提高倾转旋翼机悬停状态下的有效载重,开展了定常吹气流动控制对向下载荷的影响研究。首先应用延迟脱体涡模拟(DDES)方法对翼型-90°迎角下非定常大范围分离流动结构进行了数值分析;然后分别开展了前缘吹气、后缘吹气降载措施研究,揭示了吹气降载的机理,并对不同吹气口位置和吹气动量系数的影响进行了定量分析,最后开展了前、后缘同时吹气作用下降载数值模拟研究。计算结果表明:前缘最佳吹气位置在翼型的前缘点,而后缘吹气最佳位置位于襟翼弦长的15%处;前缘吹气的降载效果要优于后缘吹气,而且吹气动量系数对向下载荷的影响较小;相对于初始未施加流动控制构型,阻力系数减小量可达到32.72%。     

柔性非定常细长升力面理论及涡面作用

本文讨论柔性非定常升力面的细长体理论。对于前缘问题,后缘问题和升力面外存在有旋涡的第二前缘问题的的流动作了分别的讨论,得出了统一的理论和流动的解。在后缘问题中联立求解了Kutta条件涡面积分方程和涡量守恒微分方程,得到了各个不同位置不同时问的旋涡分布,γ(y,x,t),因而比较清楚地阐明了后缘旋涡脱落和运动的机理以及非定常涡面的发展过程。对于第二前缘问题,考虑了涡面离开流动对称面的位移影响,并由此克服了涡面和物面重叠带来的困难。分析表明,当重叠部分的涡面无限接近物体(升力面)表面时,涡面的作用趋于消失。此外,在分析旋涡作用时发现,截面上涡面的流体动力效果可以由一个单一参数(记为W)来表示。W是有速度的量纲,物理上它是在物面上旋涡诱导速度的加权平均值。     

槽道内涡波流场的POD分析

对槽道内涡波流场的瞬态速度矢量场进行了2DPIV测量实验,将2DPIV测量的矢量场数据进行POD分析,根据POD分解的各阶模态的能量比确定了表征涡波流场主导结构的前15阶模态。结果表明,POD分解的前15阶模态发现槽道内涡波流场是由槽道壁面剪切层诱导的涡列以及伴随的波状主流组成;流场中大尺度的涡旋发展为涡对,对波状主流的脉动频率产生影响;根据涡波流场中的驻点和鞍点,获取了流场的大尺度涡对、平均流场以及Helmholtz涡环等明显特征;最后根据POD分解的前15阶模态对槽道内涡波流场进行重组,重组流场表征了槽道内层流状态下波状主流的形态和涡旋共存的涡波结构以及驻点和鞍点的位置处涡旋的变化等主要特征,有效地剔除了PIV测量流场中的随机信息,保留了PIV测量流场的主导特征。     

槽道内涡波流场的POD分析

对槽道内涡波流场的瞬态速度矢量场进行了2DPIV测量实验,将2DPIV测量的矢量场数据进行POD分析,根据POD分解的各阶模态的能量比确定了表征涡波流场主导结构的前15阶模态。结果表明,POD分解的前15阶模态发现槽道内涡波流场是由槽道壁面剪切层诱导的涡列以及伴随的波状主流组成;流场中大尺度的涡旋发展为涡对,对波状主流的脉动频率产生影响;根据涡波流场中的驻点和鞍点,获取了流场的大尺度涡对、平均流场以及Helmholtz涡环等明显特征;最后根据POD分解的前15阶模态对槽道内涡波流场进行重组,重组流场表征了槽道内层流状态下波状主流的形态和涡旋共存的涡波结构以及驻点和鞍点的位置处涡旋的变化等主要特征,有效地剔除了PIV测量流场中的随机信息,保留了PIV测量流场的主导特征。     

可压缩、粘性翼前缘分离涡研究

从N-S方程出发,推得用于描述飞行器分离涡的可压缩、粘性涡核方程,给出了对于亚、跨、超音速都适用的数值解法,它可以计算分离涡或尾迹涡特性。导出了可压缩分离涡的破裂条件,并用于计算破裂位置。得到和分析了压缩性等参数对分离涡运动影响的一系列感兴趣特性。