扇翼飞行器机翼布局研究

研究主要分为三部分:首先,建立扇翼飞行器机翼的数学模型,说明扇翼飞行器的增升原理;其次,使用CFD软件对扇翼飞行器的机翼进行数值模拟,得出可行的机翼模型设计方案;最后,设计风洞试验模型并进行风洞测力和粒子图像测速试验验证,结合理论计算和风洞试验结果,给出一套适合本模型的机翼布局方案。研究结果表明,适合本模型的参数如下:机翼风扇叶片偏角取值范围为5～10°,叶片宽度取20mm,风扇转速2000r/min左右,平飞速度5～10m/s,平飞时机翼迎角4°。

圆柱体绕流尾迹的PIV测量

PIV是一种先进的流场定量测量技术,在生产性风洞中的应用前景非常广泛。利用PIV测量技术,采用双CCD摄像机在FL-5低速生产性风洞中对不同的雷诺数Re下圆柱体绕流尾迹进行定量的测量,给出了圆柱体绕流尾迹的瞬时速度场、涡量场和流场的流线图。通过测量发现剪切层的相互作用是圆柱体绕流尾迹区旋涡形成和脱落的重要因素,并直接验证了Gerrard的绕流尾迹理论;在雷诺数Re=104～105范围内,随着雷诺数的增大圆柱绕流近尾迹区旋涡形成区域长度在逐渐缩短。

视频测量方法在风洞模型姿态角测量中的应用

在现代的风洞模型试验测量中,角度测量误差所引起的阻力系数误差大约占总阻力系数误差的1/4,准确地测量模型的实际角度是提高数据准确度的一个重要因素。应用视频测量原理,通过图像处理的方法动态实时采集计算模型的实际角度值,模型角度的测量精密度可达0.01°,测量准确度可达0.015°。测量速率每秒25次。

圆柱尾流场的Tomo-PIV测量

层析粒子图像测速(Tomo-PIV)是一种先进的光学测量技术,能够定量获取三维体视流场结构,可作为诸如湍流、多涡系干扰等三维复杂流场的有效测量手段。为了实现该技术在风洞模型测量中的应用,研究了工程应用和数据处理方法。在中航工业气动院FL-5风洞,选取12mm直径的圆柱体作为试验模型,应用Tomo-PIV技术测量了圆柱三维尾流场,通过解决体光源引入、示踪粒子投放和现场标定等关键技术以及对数据处理方法的研究,成功获得了圆柱体后方典型的三维卡门涡流场。测量区域约95mm×70mm×8.5mm,粒子图像分辨率达到20pixels/mm,包含数万个速度矢量数据,实现了Tomo-PIV的风洞试验验证。

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×10^6),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。

飞翼模型纵向气动特性等离子体流动控制试验

为了改善大展弦比飞翼模型纵向操纵性和稳定性,在低速风洞中开展了等离子体流动控制技术的试验研究.采用粒子图像测速技术获取了等离子体对翼面流场的影响.采用静态测力技术获取了等离子体对模型气动力和升降舵舵效的影响.采用虚拟飞行试验技术获取了等离子体对俯仰角和俯仰角速度时间历程的影响.通过对粒子图像测速和测力试验结果的分析表明,等离子体能够抑制翼面流动分离,阻止气动中心前移,改善模型的大迎角纵向气动特性.通过分析不同舵偏角的测力数据,来流风速V=50 m/s时等离子体能够改善飞翼模型大迎角的升降舵舵效,在不同舵偏角时均使模型的最大升力系数提高约0.1、失速迎角推迟4°以上.通过分析虚拟飞行试验结果,等离子体能够将模型的临界俯仰角提高3.6°,能够改善飞翼模型的纵向飞行稳定性和操纵性.

基于微秒脉冲激励的飞翼模型等离子体流动控制试验研究

为了改善飞翼布局的大迎角气动特性,采用飞翼全模和半模分别在低速和跨声速风洞中开展了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制的试验研究。通过流动显示和测力的试验方法研究了等离子体流动控制的主要作用机制和激励频率与激励电压等对飞翼模型失速特性的影响规律,验证了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术从低速到亚声速的有效性,有效的试验最高马赫数Ma达到0.6、雷诺数Re达到3.05×10^(6)。试验研究表明:微秒脉冲介质阻挡放电等离子体通过非定常微尺度压缩波扰动的形式作用于翼面流场,通过频率耦合机制减弱模型的前缘分离涡、抑制翼面的流动分离;无量纲频率F^(+)是影响等离子体流动控制效果的重要参数;在低速风洞试验风速V=30 m/s时,无量纲频率F^(+)=0.35~1.06的控制效果较好,可将模型的最大升力系数提高25%以上、失速迎角推迟4°;在跨声速风洞试验马赫数Ma=0.6时,无量纲频率F^(+)=0.22和F^(+)=0.44的控制效果较好,可将模型的最大升力系数分别提高4.72%、4.77%,失速迎角分别推迟2°、1°;激励电压越高激励强度越大、等离子体流动控制效果越好。

飞机模型蒙皮气动热风洞试验温度测量方法初探

本文通过在直流连续式跨音速FL-7风洞进行的一次气动加热试验,针对某型号飞机模型介绍了一种接触式与非接触式测量相结合的表面蒙皮温度场测量方法,并针对测量数据进行了初步分析。试验结果证明这种测量方案是可行的,有效的。

二维翼型吹/吸气流动控制试验研究

吹/吸气控制可以有效地对边界层流动进行干预。针对NACA0015翼型,应用吹/吸气流动控制系统在低速风洞进行了不同位置、不同流量的吹/吸气对翼面流动分离控制的试验研究,并采用粒子图像测速(PIV)技术试验的方法分析了翼面流动分离的规律。试验结果表明,吸气控制效果整体优于吹气控制;吹气控制时,在10%c附近进行吹气对翼面流动分离的抑制效果较好,在流量较小时,对模型失速特性的改善不明显,当流量继续增大到一定程度时,对模型失速特性的改善出现较大的改善,但当流量继续增加时,改善效果降低;吸气控制时,在翼型前缘吸气的效果最好,较小流量就可明显提高模型的失速迎角,但当流量增大到一定程度后,对模型失速特性的改善不会随流量的增大而提高。

PIV技术在直接空冷模型风洞实验中的应用

本文利用PIV技术在生产性风洞中对某发电厂直接空冷系统模型的空间流场进行了测量，得到了绕模型的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟空冷系统流场提供可靠的数据，为空冷系统的改进优化提供指导和依据。

风洞模型角度的视频测量技术研究

随着现代风洞测量技术的高速发展，风洞测量已经涉及了许多学科，其中视频测量技术作为一种无接触的测量方法已经被应用到了许多方面。目前在国外先进风洞，已经发展出了采用视频技术测量风洞模型的实际角度并取得了显著的成绩，在国内的先进风洞，中航气动院已经开发出了单自由度的视频角度测量系统。本文详细介绍了中航气动院在视频测量方面所取得的成绩，从视频测量原理、方法、测量系统等多方面进行了细致的讨论，并且通过此项技术。风洞模型角度测量已经达到了如下的技术指标：模型角度的测量精密度可达0．005°；测量准确度可达0．015°；测量速率每秒25次。

PIV技术在降落伞绕流实验中的应用

本文利用PIV技术在风洞中对五种不同类型降落伞模型的绕流空间流场进行了测量，得到了绕降落伞的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟降落伞绕流流场提供可靠的数据，为降落伞的改进优化提供指导和依据。

扇翼飞行器机翼设计与研究

扇翼飞行器是近年来发展起来的低速大载荷飞行器，本文介绍课题组在过去的两年里通过数学推理、数值计算和风洞试验三种手段对扇翼飞行器进行了研究。通过数学模型了解扇翼飞行器的原理，在原理的指导下进行数值计算。将计算结果指导应用于风洞试验，风洞试验验证理论计算，最终通过这些方法的应用得出一套性能优良的机翼布局方案，笔者也希望这些方法的应用能够给大家一些启发。

扇翼飞行器风扇叶片偏角影响数值分析

本文对扇翼飞行器二维机翼的风扇在不同偏角和不同转速下进行了数值模拟，针对数值计算的结果进行分析。升力系数和升阻比随着叶片偏角的增大而减小。来流速度为零时，叶片偏角小于8度时，升力系数随着转速的增大而增大，叶片偏角大于8度时，升力系数随着转速的增大而减小：阻力系数在数值模拟的偏角分为内，同一转速下，随着偏角的增大而增大。

PIV技术中的示踪粒子发生和布撤

示踪粒子发生和布撒，是粒子图像测速（PIV）技术的重要组成部分，是影响速度测量质量的关键环节。介绍PIV技术对其示踪粒子的基本要求和示踪粒子发生、布撒装置.介绍在风洞PIV测量中，示踪粒子发生、布撒的方式、方法及作者得到的实际经验和切身体会以及对避一步提高风洞PIV测量中示踪粒子发生、布撒质量的见解。

单支杆腹撑支架干扰测力及PIV试验研究

针对FL–51低速风洞单支杆腹撑,为研究和优化其支架干扰特性,在风速为70和50 m/s时,开展了支杆预置角11°时(支杆与模型机身轴线的夹角为79°)的24棱、圆截面和截断翼型截面的三维支杆在飞机巡航与增升构型下的纵、横向两步法支架干扰试验。在预置角11°单支杆腹撑支架干扰特性研究基础上,进一步开展预置角为30°、60°(支杆与模型机身轴线的夹角分别为60°和30°)时24棱、圆截面和截断翼型截面支杆的支架干扰特性风洞试验研究。为进一步分析不同尺寸、截面形状的二维支杆绕流与尾流特性,开展了风洞PIV试验。研究结果表明:翼型支杆纵向支架干扰最优,但在横向恶化;随着最大厚度的增大,翼型支杆的尾涡具有较好的一致性,24棱和圆截面支杆的尾涡则随直径变化存在一定的变化;对于仅进行纵向试验或以纵向试验为重点的风洞试验,支杆宜选择翼型截面或适当截断的翼型截面。

基于非接触测量技术的降落伞流场测试方法研究

在开口单回流式风洞试验中,采用由激光器、片光元件、光臂、激光脉冲同步器、CCD摄像机等组成的成像系统获取图像数据,再由帧抓取器和图像分析软件组成的分析与显示系统,获取了几种典型结构的模型伞尾流绕流场特性。试验结果表明,非接触式的粒子图像测速技术应用于降落伞流场测试试验是可行的,测取的数据真实准确;相比它接触性流场测量技术,具有可以全场瞬态的定量测量、仪器对流体干扰少、较高的精度与准确率等优点。