翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×106的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在22°攻角下升阻比提升2倍左右;对抑制流动分离效果不佳的尺寸较小的静止板施加以合适振幅和频率的振动后,可以有效地抑制翼型的流动分离,得到增加升力、减小阻力的效果。

高超声速条件下,气动光学效应的存在严重影响红外成像制导精度,已经成为新一代高超声速精确打击武器研制面临的关键技术难题之一。为解决这一技术瓶颈,需要开展适用高超声速飞行环境的超声速气膜冷却光学窗口研究,解决高超声速飞行条件下光学窗口防热和成像难题,突破现有红外成像制导武器的速度和温度限制,可为实现高超声速条件下武器对空、对地和对海高精度打击提供支撑。

通过改变椭圆长短轴比来构造不同曲率的翼缝,并研究了翼缝开口宽度和不同曲率对垂直轴风力机功率系数和启动特性的影响。结果表明在低尖速比、大攻角下弯曲翼缝翼型使流体重新附着于吸力面,有效延缓了流动分离,使扭矩波动减小,且扭矩系数较原始翼型显著提高;与原始翼型相比,弯曲翼缝翼型的最佳尖速比较低,风力机运行环境更加稳定。

为了探索尾部吹气控制对城市轨道交通列车气动阻力的影响,采用基于Realizable k-ε两方程模型的DDES方法模拟列车明线运行时的车身周围流场结构,分析了在尾车不同位置施加吹气控制,以及不同吹气速度的影响规律,并通过风洞试验结果验证了文章选用的数值模拟方法。研究结果表明压差阻力是列车阻力的重要来源,约占总阻力的80.1%,摩擦阻力占比约为19.9%;列车尾车设置吹气控制可显著减小列车气动阻力,且对列车压差阻力的影响远大于摩擦阻力;不同吹气方案下,尾车减阻效果最显著,其次是中间车,最高减阻率分别为27.6%和4.6%;分离点区域压力和流向涡强度是影响列车阻力的重要因素,吹气边界靠近流向涡涡核时可弱化流向涡强度,特定吹气边界控制下列车尾车压差阻力的减阻率高达31.9%;列车气动减阻率随吹气速度增大而增大,当吹气速度由0.2U增大至0.4U时,整...

以采用分布式动力的翼身融合飞机为研究对象,探究了吸气流动控制方式(吸气位置和吸气动量)对飞机起飞和巡航状态下气动特性的影响规律,解释了吸气流动控制影响翼身融合飞机气动特性的机理。研究结果表明起飞大攻角状态下,采用外翼段吸气方案(吸气位置为0.05c,吸气动量为0.02),飞机最大升力系数与无吸气状态相比提升7.16%;巡航状态下,采用中心体段吸气方案(吸气位置为0.6c,吸气动量为0.0125),可改善动力系统的压力分布,飞机升阻比与无吸气状态相比最大提升2.14%。

为进一步提高风电机组的发电能力,需要在叶片局部安装如VG、扰流板等附件用于提高其气动性能。由于附件为叶片下线后进行安装,为确保附件的有效性,需要对附件本身的加工精度以及安装精度等进行控制。以扰流板为例,明确关键等效参数,进行基于工艺偏差的扰流板气动性能影响研究。首先,按照设计要求明确关键影响参数;其次,对关键影响参数进行模型等效;再次,开展基于面元法及BEM的叶片扰流板偏差影响分析;最后,给出了允许的扰流板安装后容差范围,为下一步的流动控制优化设计验证奠定基础。

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。

飞机由各个部件组装成为一个整体,在各个连接部位彼此气流互相干扰,会导致干扰阻力增加,严重影响飞机大迎角下的气动性能,因此,优化连接部位几何参数匹配对减小干扰阻力及改善飞机大迎角流动具有重要的工程应用价值。以某一特定飞机的机翼-机身的连接部位着陆构型为研究对象,采用数值模拟的方法,从连接部位的前缘、展向中段及后段3个方面开展几何参数优化匹配。结果表明:合适的前缘相对厚度、前缘后掠角和前缘整流长度、展向中段整流长度及后段翼根型面曲率能够有效地改善连接部位的气流分离,减小了干扰阻力,改善了升力特性和升阻力特性。

本文根据轴流式风机内部流动控制方程,进行了流型优化分析,提出了以K值为控制变量的最佳控制旋涡与流型的计算方法,给出了流动图形与计算结果。试验风机包括五种不同K值的叶轮。其系列产品已被推广与应用。文中评价了这些新型轴流式风机的理论分析与试验研究结果。

用流动显示技术研究矢量单喷流对６５°尖前缘三角翼前缘涡破裂影响的实验结果表明，偏转角度小于１０°时，矢量喷流对前缘涡破裂的影响很少；随着喷流偏转角的增大，喷流对流动控制的作用越来越大，喷流使喷流偏转方一侧前缘涡破裂位置的延迟量增大，而另一侧前缘涡有提前破裂的趋势。在相同的喷流情况下，随着攻角的增大，喷流的控制效果有减弱的趋势；另外当攻角α＝４０°时，很小的喷流就可以使前缘涡由左右掺混谱为喷流方向的