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3.0×1.6m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1.0×10(6),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.     

20°圆锥分离流动的发展特性

文章对20°顶角的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了表面压力分布测量和二维粒子图像测速。基于圆锥底面直径的雷诺数0.3×106,迎角0°~35,°包含40个滚转角,以9°为等间隔,滚转角范围0°~351°。文中主要分析了不同迎角下,圆锥段9个测量截面上的压力分布以及积分得到的截面当地侧向力随滚转角的变化特性,由压力分布对测量截面的流动分离状态进行了推断,推断结果与二维粒子图像测速实验进行了比较。结果表明:迎角从0°增大到35°的过程中,当地侧力系数随滚转角的变化曲线分别呈现:①零值线;②连续波曲线;③方波曲线。当侧力系数变化呈现连续波曲线和方波曲线时,所有测量截面上波曲线的周期和相位都近似相同。圆锥上非对称力的产生和发展是由于分离涡的不稳定性造成的。     

飞翼布局纵向气动特性的等离子体激励控制

为提升飞翼布局飞行器的升/阻力、俯仰力矩和失速特性,利用纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励对飞翼模型进行控制实验研究,分析激励对全机绕流的控制机理,讨论最佳激励位置。实验在直径1.5 m的低速风洞中进行,风速30 m/s,迎角范围0°~30°。实验结果发现:纳秒脉冲等离子体激励输出纳秒级的脉冲波形,能耗低,其诱导速度几乎为零,快速的瞬时温升产生平面–半球形组合压缩波,该压缩波在20μs内以超音速传播,随后迅速降低至亚音速水平,最终表现为弱的速度扰动;来流速度v∞=30 m/s下,应用纳秒脉冲激励控制飞翼前缘流动分离,全机最大升力系数提高7.5%,失速迎角推迟3°,俯仰力矩系数平均降低11.6%;小迎角下,前缘分离从机翼外侧翼尖部位开始,位于前缘外侧的激励器控制效果明显,随着迎角逐渐增大,分离点位置向机翼上游内侧移动,位于前缘内侧的激励器控制效果明显。实验研究表明纳秒脉冲等离子体激励可有效控制机翼前缘流动分离,提升飞翼布局的全机纵向气动特性及其失速特性。     

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。     

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。     

背鳍对三角翼大迎角脱体涡的影响

通过EU LER方程数值模拟了绕三角翼的大迎角流动,计算了来流迎角为30,°后掠角为82.5°的三角翼,针对不同背鳍高度情况,研究了背鳍高度HC/S分别为0、0.75及1.5时背鳍对三角翼前缘脱体涡的影响。计算结果表明,背鳍的存在对三角翼前缘脱体涡的特性有明显影响,计算结果与实验结果吻合良好。