前体非对称涡高风速烟雾显示技术

通过在细长旋成体模型机身的不同位置设置出烟孔，使用新型发烟装置对模型注入雾化油 滴，采用激光片光法在常规风洞中高风速(60m/s)条件下得到清晰、完整而稳定的截面涡 结构图像. 并通过同状态标定法和等比例网格法发展了简易涡位定量测量技术，为前体非对 称涡Re数效应的研究提供了重要的技术平台.     

Asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angle of attack

The studies of asymmetric vortices flow over slender body and its active control at high angles of attack have significant importance for both academic field and engineering area. This paper attempts to provide an update state of art to the investigations on the fields of forebody asymmetric vortices. This review emphasizes the correlation between micro-perturbation on the model nose and its response and evolution behaviors of the asymmetric vortices. The critical issues are discussed, which include the formation and evolution mechanism of asymmetric multi-vortices; main behaviors of asymmetric vortices flow including its deterministic feature and vortices flow structure; the evolution and development of asymmetric vortices under the perturbation on the model nose; forebody vortex active control especially discussed micro-perturbation active control concept and technique in more detail. However present understanding in this area is still very limited and this paper tries to identify the key unknown problems in the concluding remarks. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10172017), Aeronautical Science Foundation of China (02A51048) and Foundation of National Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research (51462020504HK0101)     

两类非对称涡流动所诱导的摇滚运动

文章详细讨论了两类非对称涡流动诱发的模型摇滚运动.第1类是针对旋成体机身组合体模型, 其摇滚运动是由前体非对称涡流动诱发的, 运功形态呈现不确定性, 由模型头尖部的扰动触发形成.文章提出了快速旋转头尖部扰动的控制技术, 以抑制该类模型的大攻角摇滚运动.第2类是针对非常规机身的组合体模型, 其摇滚运动的主控流动是非常规机身和机翼的前缘分离涡流动, 这些流动是由组合体模型的边界条件确定的, 从而运动形态具有很好的确定性.所以, 这类模型的自由摇滚运动必须通过改变边界条件来改变诱发摇滚运动的流动, 以达到抑制模型自由摇滚运动的目的.最后, 文章还讨论了这类运动是由非对称的机翼涡涡强主控的.      

边条翼后掠角对钝头细长旋成体非对称流动的影响

为探究大迎角时边条翼前缘后掠角对钝头细长旋成体导弹绕流特性的影响,开展了模型表面测压和粒子图像测速的风洞实验,研究了亚临界Reynolds数Re=150000、迎角α=50°条件下不同前缘后掠角固定边条翼的钝头细长旋成体非对称绕流特性.结果表明,在边条翼上游区,后掠角增大使边条涡涡位更靠近前体物面且对称性更好,导致前体...     

飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究

采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制.     

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变.     

机身后体气动特性及其张线支撑影响研究

以民用机后体为对象，对四线、六线和八线3种张线布局对后体分离流型、旋涡结构及气动 特性的影响进行了研究，实验是在北航D-1风洞中进行的，实验ReD = 2.148×105. 实验研究表明：随迎角从- 10°增加到20°，收缩上翘民用机后体的绕流涡系由下涡系转变为上涡系，直到多涡系结构，相应的分离流 态由上分离流型转变为下分离流型；张线对机身后体绕流流场的影响一方面通过对绕流旋涡 的干扰起作用，张线尾迹区的低能流会降低绕流旋涡对机身表面的诱导作用， 采用1mm张线，对于四线、六线和八线3种支撑型式，机身后体分离流型及旋涡结构未 发生明显改变.     

高机动飞行器非指令运动及其控制的研究进展

高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的, 在发展高机动飞行器的过程中, 其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态. 为此, 应在飞行器设计的早期阶段, 充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术, 以达到抑制非指令运动的目的. 由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关, 为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感, 以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性. 研究表明, 通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性, 并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律. 通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式, 研究它们所呈现的摇滚运动形态, 揭示其摇滚运动的不同主控流动机理, 在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术: 快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相. 在抑制非指令运动的研究中, 深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的, 应予以特别关注.