高速下模型头部扰动与非对称涡流动响应研究

采用尖拱细长旋成体模型，在M=0．4～1．2范围内，通过表面压力测量和PIV流态观测手段，对高速情况下模型头尖部微扰动与大迎角非对称涡流动的响应关系进行了研究。研究结果表明：在此高速范围内，尖拱细长旋成体的大迎角流动仍然呈现出非对称多涡结构，头部微扰动对非对称涡有影响，但对模型的非对称气动力影响不明显。

飞机大攻角最大侧向力和偏航力矩预测的风洞试验方法研究

具有尖头细长构型的飞行器在实际大攻角飞行和风洞试验中,侧向力系数和偏航力矩系数存在非确定性,给数据分析和使用带来很大困难。为了改变这种情况,本文发展了一种附加头部微扰动的试验技术,并在YF16模型大攻角试验中开展了应用。试验中通过压力分布确定头部分离流动特征,再采用人工转捩和头部微扰动技术在大攻角风洞试验中确定侧向力和偏航力矩系数。结果表明本文发展的试验方法改善了数据的一致性,在大攻角风洞模型试验中是有效的。

融合体型机身大攻角流动结构及特性研究

针对现代飞机布局中融合体型机身的大攻角复杂绕流,通过测压及PIV风洞实验对头部扰动对融合体机身流动的影响及融合体机身背涡结构进行了研究.在模型头部设置人工扰动的实验表明融合体机身气动特性不会受到头部扰动的影响,常规旋成体机身的不确定性问题在融合体机身中并不存在;其次,大攻角下融合体机身背涡沿轴向从前往后可依次分为锥形流线性发展区、背涡强度衰减区、背涡非对称破裂区及完全破裂区,文中给出了这种背涡结构与相应截面气动力沿轴向变化之间的关系;再次,本文给出了融合体机身背涡涡心轨迹及背涡结构沿轴向分区特性随攻角的演化规律;最后,本文在Re=1.26×105~5.04×105范围内对融合体机身Re数效应的研究进一步证实了前人的结论：融合体型机身绕流对Re数影响的不敏感性,Re数仅对绕流中的二次分离和相应的吸力峰值产生较小的影响.