脱体涡流型的数值计算

本文在回顾空气动力体大迎角脱体涡流场数值计算的发展过程之后,详细讨论了各种势流计算模型。

低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响

对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82．5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0．3和0．6，实验迎角范围12°～32°，包括1．66×10^6和2．33×10^6两个雷诺数。实验结果表明：0°侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加上两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大，流场进一步发展的状态。

大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。

不同形式等离子体激励对细长体分离涡的控制

应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器,通过左、右舷等离子体激励器分别开启来实现对圆锥前体非对称涡流场的控制。对圆锥前体8个测量截面的周向压力分布进行了测量,并对相应的缩比模型进行了固定截面的粒子图像测速实验(Particle Image Velocimetry,PIV)。静态压力测量实验在3.0m×1.6m低速低湍流直流闭口风洞中进行,粒子图像测速实验在0.6m×0.5m低速直流开口风洞中进行,迎角固定在45°。研究结果表明:对两种不同形式和布置位置的激励器,当左、右舷激励器分别开启时,压力分布均出现了明显的变化,显示出等离子体激励对非对称分离涡流场可以进行有效控制;顺吹型和逆吹型等离子激励器对流场产生影响的效果和机理有所不同,应用顺吹型等离子体激励器时的流动控制有效风速要高于使用逆吹型等离子体激励器。

用椭圆型方程生成三维贴体与边界正交网格

将Ｈｉｌｇｅｎｓｔｏｃｋ二维求源项方法推广到三维，并实现对内场网格疏密及网格线与边界面夹角的双重控制，生成了翼身融合体近似外形三维贴体与边界正交Ｏ－Ｏ网格和旋成体－后掠翼翼身组合体三维贴体与边界正交Ｏ－Ｃ网格。

三维椭圆型方程网格生成中的新源项修正法

构造一种新的源项修正方法用于三维椭圆型方程网格生成，可以实现对网格与边界正交及网格与边界间距的双重直接控制．

不同迎角下前体涡流动的等离子体控制特性

应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20°顶角圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3.0 m×1.6 m低速风洞中进行,迎角35°～70°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5.0×104。实验结果包括7个测量截面周向压力分布、由周向压力分布推断得到的截面处空间涡结构以及积分得到的截面当地力和圆锥段力。实验结果表明:(1)在35°～50°迎角范围内,圆锥段流场只有一对非对称的主涡,圆锥段分离涡流动呈现近似锥型流特性,随着迎角增大,圆锥段侧向力系数符号不变;(2)在50°～70°迎角范围内,圆锥段流场呈现多涡结构,圆锥段分离涡流动不再呈现锥型流特性,此时随着迎角增大,圆锥段侧向力系数会发生多次变号;(3)等离子体控制使得圆锥段对涡流场中第1个新涡出现的迎角推迟。

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格。在二维发展两种Ｈｉｌｇｅｎｓｔｏｃｋ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面或边界面正交的三维贴体分块网格，用于Ｅｕｌｅｒ方程流场计算。

带背鳍平板三角翼分离涡流场的显示与测量

对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°。结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和稳定的;而加上低高度背鳍后,涡变得非对称、非锥型和不稳定。实验结果直接验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后流场的具体表现特性。

等离子体控制下前体分离涡的研究

在圆锥-圆柱组合体模型半顶角为10°的圆锥前体尖端附近布置介质阻挡放电等离子体激励器,采用正弦波高压电源进行等离子体定常开/关激励。实验在3.0m×1.6m的直流式风洞中进行,迎角固定在45°,基于圆锥前体底面直径的实验雷诺数为5×10-4。对模型表面周向压力分布进行了测量,同时对测压截面处的空间涡流场进行了粒子图像测速。通过对截面压力分布和空间流场的PIV结果的分析,给出了侧向力、涡核中心位置、轴向涡量、涡核半径、次涡核半径、旋涡最大切向速度、环量等参数随等离子体激励的变化特性。结果表明：在等离子体激励的作用下,同侧的分离剪切层及其卷起的涡向外侧移动,同时另一侧的向着靠近模型的方向移动。同时激励器的作用使左舷侧涡心位置偏离次涡核的几何中心,且使得双侧的涡核和次涡核的尺寸增大。

脉冲周期介质阻挡放电作用的PIV实验研究

静止大气下,对施加脉冲周期介质阻挡放电,半顶角为10°的圆锥前体进行了PIV实验研究。采用总平均和相位锁定平均方法对脉冲周期放电进行了分析;对比了不同占空比和不同相位角沿θ=90°半径上的切向速度和轴向涡量分布,得到了在圆锥表面等离子体诱导的最大速度和最大涡量;分析了脉冲周期放电的动量转移特性。实验结果表明:脉冲周期放电引发动量转移的主要机制是涡的增强而非气流的加速;当激励器处于脉冲放电间歇时,相位锁定平均的最大速度和最大涡量不为零,存在流动滞后效应,有利于节省能耗。

圆锥前体涡的等离子体控制特性及机理

在半顶角为10°的圆锥前体尖端处布置一对等离子体激励器,通过占空循环控制技术实现了对圆锥前体力和力矩的近似比例控制,并对流动控制机理进行了讨论。采用静态和动态压力测量实验技术对圆锥前体各测量截面轴向压力分布进行测量,并对流场旋涡结构变化进行了二维粒子图像测速。实验在3.0m×1.6m低速低湍流度风洞中进行,迎角45°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5×104。实验结果表明,等离子体激励器关闭时圆锥前体涡流场非对称,当左、右舷等离子体激励器开启时,涡流场在双稳态之间转换;在占空循环控制下,不同周期同一相位的平均压力结果表明涡流场具有一定的周期性并且在2个稳态之间平缓变化,但变化幅度较原来的双稳态小。

低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82.5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～+10°,实验雷诺数1.66×106。实验结果表明:在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力/力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力/力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。

贴体与边界正交网格及大迎角涡流计算

本文应用空间理想非均匀线性弹性线力学平衡关系生成三维贴体与边界正交网格。通过弹性线的刚度来控制网格的密度,并且自动调整边界节点上外力分布使网格线与边界正交。文中还用欧拉方程有限体积法三步显式时间推进及焓修正方法求解了绕三角翼的大迎角流动。计算结果表明这种方法能够较好模拟跨声速脱体涡流动。

非对称涡流机理的数值研究

基于多重线涡模型(MLVM),本文建立了一种计算机时少、收敛性强的适用于大迎角涡流势流数值模拟的迭代算法,在给定物面上对称或不对称分离线位置条件下,首次得到了迎角大到60°的收敛解,用本文算法对一切拱头体进行的数值实验表明,旋转体在大迎角零侧滑时产生菲对称涡流的机理本质上是粘性的。

20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量。基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×106,迎角35,°包含了以9°为等间隔的所有滚转角。实验结果包括9个截面周向压力,当地/总侧向力及力矩由表面压力分布积分得到。结果表明,侧向力系数随滚转角的变化曲线为近似方波,其周期和相位沿锥体轴向均相同;压力分布表明对称涡流场为绝对不稳定,不对称涡流场为双稳态;流动为非锥型流动。实验结果检验了前人的理论结果,并与现有的实验结果做了比较,结果吻合。

迎角直到60度旋转体涡流的多重线涡模型

本文用改进的多重线涡模型计算大迎角低速旋转体的对称和非对称涡流。通过给定物面上对称或非对称的分离线位置,现在提出的算法有效地解决了涡强度与自由涡线位置的迭代匹配问题,首次得到了迎角大到60度的涡流数值解。对一个切拱头体计算出的气动力特性与实验结果相符。

大迎角涡流的同步迭代算法

基于多重线涡模型(MLVM),本文建立了一种计算机时少、收敛性强的适用于大迎角涡流势流数值模拟的迭代算法。采用本文算法,首次得到了迎角直到60°的旋转体涡流的收敛解。计算出的空气动力数据与实验结果吻合。

机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值分析

机翼跨音速小扰动二级近似方法的数值分析高超，罗时钧经典的跨音速小扰动方程在处理机翼绕流，尤其是具有较大后掠角机翼问题时，计算中常常出现收敛较慢，甚至发散的情况。数值解精度也不高。针对这一问题，为了扩大跨音速Ｊ＼扰动速势方程的应用范围，提高数值解的精度...

不可压缩湍流非对称脱体涡流场数值分析

采用拟压缩性方法，Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ近似因式分解格式数值求解三维定常不可压Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程。对Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，采用Ｄｅｇａｎｉ－ｓｃｈｉｆｆ修正。计算绕尖头正切拱型旋成柱体的大迎角大雷诺数脱体涡流场，计算结果中的非对称脱体涡与实验相符．