双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173(°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度。通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法。应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律。在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡。研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上。其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡。在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度。

舰船飞行甲板真实流场特性试验研究

介绍了某驱逐舰在实际航行时 ,舰尾飞行甲板进行流场实测的结果。给出了飞行甲板直升机起降区流场的速度矢量图 ,为制定直升机安全起降风限图及流场理论计算的验证提供了依据。试验结果表明 ,用自行开发的适于外场测量的七孔探针测试系统 。

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术 ,即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力 ,并且有效控制攻角范围从 30°直到 80°。

大迎角细长体侧向力的比例控制

介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。

大迎角细长体非对称空间流场特性的试验研究

应用七孔探针定量流场测试技术,在低速风洞中通过定量测试细长旋成体背风区三维空间流场,研究了零侧滑条件下细长旋成体在典型大迎角情况下(迎角为55°)背风区附体和离体涡系的空间演化规律,加深了对细长旋成体背风区不对称涡系空间结构的认识。解释了截面侧向力沿模型体轴分布为幅值递减波形的形成机制。给出了有、无头部小扰动片及小扰动片非定常摆动控制三种情况下的细长体背风区不同的多涡空间结构。细长旋成体背风区横截面的涡量和总压分布测量结果表明在模型头部固定小扰动片可以改变非对称涡的非对称特性,但不能使非对称涡变为对称涡,而在头部非定常小扰动的控制下模型背风区流动呈现对称涡的流态特征。

应用PIV技术研究“零质量”射流的非定常流场特性

首次采用PIV瞬态流场测试技术对"零质量"射流激振器近出口处附近的非定常流场进行了定量测量,应用相位锁定采样技术,测到了激励周期内不同相位时射流出口的瞬态流场,由200幅瞬态流场图像的平均得到了射流流场的平均流动特性。通过对射流出口涡环的产生、发展及运动特性的分析,认识到涡环之间相互作用是形成"零质量"射流的流动机理。

零质量射流激励器内外流动特性的PIV研究

设计了腔体透明的电磁式零质量射流激励器。采用非接触式瞬态流场测试技术,对激励器腔体内部和外部的流场进行了定量测量。研究了激励驱动信号频率变化对射流形成的影响,研究结果表明50Hz为射流的共振频率,可以产生最强的射流。比较和分析了共振频率下零质量射流平均和瞬态流场特性。同时观察到,在激励周期的'吸入'阶段,周围气体向激励器腔体内向补充,腔体内部也会产生反方向的'零质量射流'现象。

全机模型大迎角侧向力控制的实验研究

研究和验证了在风洞模型试验雷诺数为70万情况下，在大迎角细长旋成体头部安置非定常小扰动激励器来控制非对称流动从而控制侧向力的技术。利用大迎角细长旋成体非对称流动的主动流动控制技术，在DBM-1全机模型大迎角状态下，以很小的能量输入为代价得到了可控的侧向力和偏航力矩。

表面热膜在高超声速边界层中的应用

本文针对标准 1 0°圆锥在不同攻角下边界层的转捩和流动分离现象进行了试验研究。在高超声速情况下 ,应用表面热膜试验技术测得了 1 0°圆锥在不同攻角下的壁面摩擦应力和动态信号数据。试验研究结果表明表面热膜技术可以成功地应用到高超声速的边界层研究中。所得到的数据有助于正确理解高超声速的边界层的特性。特别是驻点线上 。

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%).

斜出口合成射流控制机翼分离流实验研究

采用倾斜出口合成射流激励器对NACA633-421三维直机翼进行分离流主动流动控制,天平测力结果表明合成射流可以有效地控制机翼流动分离,提升最大升力系数10.4%,推迟失速迎角4°。运用边界层测试技术及粒子图像测速系统(PIV)对合成射流分离流控制机制进行研究分析,结果表明,控制后边界层速度型变得"饱满",形状因子减小,其底层能量增加,抵抗逆压梯度能力增强。瞬态及时均化PIV测试流场图进一步证明合成射流向主流进行动量注入及掺混后,主流附着机翼表面,翼面附近流体湍流动能和雷诺剪切应力增加,分离点向下游推迟,流动分离得到抑制。

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。

斜出口合成射流激励器非定常流场特性实验研究

设计了平直和倾斜单出口合成射流激励器,应用非接触粒子图像激光测速技术(PIV)对出口附近的非定常流场特性进行了研究,得到了两种激励器产生的合成射流的瞬态和时均流动结构。研究结果表明:斜出口和常规平直出口激励器流场结构存在明显差异,右斜出口激励器仅在出口左侧边缘形成集中旋涡,在右侧形成附壁射流,补充激励器内部质量的空气来自于尖锐出口左侧,时均流场呈现沿壁面的横向输运特性,其流动特性十分有利于进行边界层分离流动控制。

基于涡流发生器的Ahmed模型分离流被动控制实验

能源危机和环境恶化使人们意识到提高车辆燃油经济性的必要性,从而推动了车辆气动减阻技术的研究。选择具有尾部典型特征的30°倾角Ahmed模型为研究对象,通过在模型尾部安装涡流发生器控制装置,利用七孔探针测试技术研究了涡流发生器不同排列方式对尾流场的控制特性。结果表明,在实验状态下,Ahmed模型尾部存在大范围低压分离区,该分离区长度约为模型总长度的50%,是形成压差阻力的主要原因;涡流发生器排列方式对模型的尾流结构影响较大,当涡流发生器产生的流向涡与模型尾部分离涡运动方向相同时,分离流动控制效果明显,流向涡使得沿车身底层的动量掺混作用增强,模型尾流区的相对压差恢复系数可增加6.94%,尾流区长度降低40%;与之运动方向相反的流向涡会对模型尾部的分离涡运动产生阻碍作用,导致模型尾部流场中的压力降低。

垂直于流向的截面中2D-PIV测量误差分析

常规二维粒子图像测速技术(2D-PIV)作为重要的流场测试手段,被越来越多地应用到各种类型的流场测量中。然而采用该技术对垂直于流向的截面进行测量时会产生明显误差,该误差是由2D-PIV原理中几何透视成像关系引起。本文分析了测量截面内有法向速度分量时透视误差产生原因及影响因素,建立了2D-PIV测量平面内的误差模型。通过实验测试验证了误差模型的正确性,确定了影响测量误差的关键参数为测量平面的法向速度和视场的离轴角。计算结果显示,最大透视误差可达法向速度的9.3%。根据误差模型进行分析,透视误差对流向涡类流场测量的影响主要为3个方面:改变流场速度量值大小、改变旋涡形状、改变旋涡的位置。最后,提出了一些减小误差的措施,为2D-PIV应用于垂直流向截面的测量提供了改进方法。

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器,对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究,粒子图像测速仪(PIV)流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混,提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究,天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内,射流能量比Cμ值越大,控制效果越好,当Cμ=0.00168时,机翼最大升力系数提升了5.92%,失速迎角推迟了2.5°(激励器阵列位于0.3c处)。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数,阵列位于0.3c处时最大升力系数提升量大于位于0.55c时。

合成射流后台阶分离流动控制的实验研究

具有边界层分离和再附的后台阶流动是工程中常见的一种复杂现象,研究后台阶绕流具有重要的理论意义和应用价值。后台阶流动包含了多种复杂的流动现象,如流动的转捩、分离、再附和非定常等流体力学基本问题。应用表面测压和粒子图像测速(PIV)对合成射流后台阶湍流分离流动控制进行了研究,通过分析后台阶壁面压力系数分布、瞬态旋涡流场结构以及时均流动结构,揭示了合成射流对后台阶再附点长度和回流区的分离流动控制机理。结果表明:在台阶前缘施加合成射流可有效减小回流区范围,回流区涡结构被施加的合成射流扰动"锁定"。在实验状态下,合成射流的动量系数越大,控制效果越好。从时均效果看,当合成射流的动量系数为0.771%时,可使再附点长度减小50%。

同轴送粉喷嘴保护气体流场研究

为解决飞机结构损伤激光在线修复过程中同轴送粉喷嘴气体保护效果不佳的问题,利用粒子图像测速(Particle image velocimetry,PIV)和Fluent软件对喷嘴保护气体流场进行了研究。将喷嘴气流的同轴射流和同轴冲击射流的数值计算结果和实验测量结果进行了比较,分析了喷嘴气流速度变化对流场稳定性的影响。结果表明:喷嘴中心、内环和外环气流流速由内向外递减时可获得稳定的流场;喷嘴中心、内环、外环喷出的气流速度接近一致时,流场比较稳定;喷嘴中心气流速度小于内环和外环的气流速度时,工件表面出现漩涡,破坏了流场的稳定性。

合成射流低速射流矢量偏转控制的PIV实验研究

通过在二元矩形射流风洞出口两侧布置斜置扩张的斜出口合成射流激励器,并调整到合适的扩张角,在主射流未形成Coanda效应的前提下,利用合成射流非定常扰动来"激发"诱导主射流剪切层,使主射流发生矢量偏转。结合PIV测试技术,对合成射流在不同电压和频率参数下控制低速主射流的时均流场进行了测试。结果表明仅需改变激励器的电压和频率电参数,就可实现对主射流矢量偏转的主动控制。随电压的逐渐增加,可实现对主射流的比例偏转控制。频率变化对主射流矢量偏转角的影响较显著,在共振频率下可以获得最大的矢量偏转角。通过控制两侧激励器的"开—关"控制,可以实现对主射流矢量偏转的切换控制,PIV瞬态流场测试结果表明该切换过程是连续可控的。