非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究
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第４期史志伟等：非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究４９３
该非定常机构由一组相位差为９０。的叶片组成，当扩压段中的叶片打开时，旁路系统中的叶片则关闭，气流全部从实验段通过；当扩压段中的叶片关闭时，旁路系统的叶片则打开，气流全部从旁路系统通过。因此通过控制非定常机构的闭合，可以实现自由来流的非定常变化［５］。
１．３两自由度动态实验机构
为了实现二维翼型的动态运动，设计、研制了一套两自由度动态运动电控液压实验台。如图１所示，实验台由两个主要部件组成：一个是直线油缸，可以按照一定规律产生直线运动，用于模拟翼型的沉浮运动；另一个是摆动油缸，可以产生旋转运动，用于模拟翼型绕转轴的俯仰运动。两部件都由液压驱动，由伺服阀控制。摆动油缸安装在两个平行导轨上，并由直线油缸推动，从而可以实现沉浮与俯仰耦合运动。模型垂直安装在摆动油缸的输出轴上。动态机构沉浮运动的最大范围为一１２５ｍｍ～１２５ｍｍ，运动频率超过２Ｈｚ；俯仰运动的变化范围为一６０。～６０。，俯仰频率达４Ｈｚ以上。沉浮运动的位移量由直线油缸中的位移传感器来测量，俯仰运动时的角度则由安装在转轴上的高精度角度编码器来测量。
图１二维翼型动态试验机构
Ｆｉｇ．１Ｔｈｅｐｈｏ“ｌｏｆｔｅｓｔａｐｐａｆａｔｕｓ
１．４动态实验机构控制系统
动态机构控制系统框图如图２。该系统不仅可以完成模型的单自由度俯仰运动、单自由度沉浮运动控制，还可以通过调节各路信号之间的相位差，进行多自由度运动的联合控制，如可以进行两自由度的耦合运动，以及对风洞非定常机构的联合控制等。
图２二维动态试验机构控制系统框图
Ｆｉｇ．２ＤｉａｇｍｍＯｆｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ１．５动态压力测量系统
试验中动态压力的测量，采用了在模型表面开测
压孔，并由一段测压管连接压力传感器的方式进行。
用测压管进行动态压力测量的可行性研究见文献
［６］。压力传感器的量程为１ｋＰａ，传感器的频率响应
大于１ｋＨｚ。
２非定常自由来流的生成
由于风洞非定常机构由液压控制系统控制，因此
通过对系统输入信号的设计，可以完成不同形式的运
动变化，如正弦运动、三角波运动、锯齿波运动等，从而得到不同运动规律的来流风速变化。非定常来流
图３正弦输入信号与热线输出信号的比较Ｆ、ｇ．３Ｔｈｅｃｏｍｐａ“ｓｏｎｏｆｉｎｐｕｔ８ｎｄｏｕｔｐｕｔ
ｓ培ｎａｌ
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第４期史淼伟等：非定常宣由来瀛对二维翼型气动特性的影噙疆究
角为１２。。可以看出，计算结果与实验测量结果有着
相同的变化趋势。
逶避对翼壁上豹滚交过程进孝亍分辑，我稚可敬解释升力系数曲线随来流速度脉动频率变化的原因。图７（ａ）为脉动周期２ｓ时不同时刻的流动情况。在∥≯一Ｏ。２羹李劐，来藏速度刚牙始减速，此嚣耄虽然上翼面的压力分布情况与静态时差剐不大，但是此时在上翼面有一个前缘涡开始形成，同时非定常井力系数开始增加。刭了ｆ／Ｔ—Ｏ。５２时刻，在上翼露形成一个比较大豹低珏区，整个上翼面被髓缘分离涡占据。这也就说明，随这来流速度的进一步减小，在减速开始阶段形成的前缘涡不断扩大，并向下游移动超到减速的末鬻。囊寒流开始龆速爵，翦缘涡莰主翼谣开始脱落，上翼面的流动又汗始逐渐恢复到初始状态，￡／Ｔ—ｏ＋７２时刻的流动情况表明，此时上翼面的低压区已经不存在了。瑟？（ｂ＞为蜀麓８ｓ爵不两时裁鳆流动情况。同样在来流减速的最初阶段，翼戮的前缘也开始形成一个分离涡，但是与整个减速阶段相比，聚集成煎缘滋熬过程很楚，当生成豹羲缘提足寸翱强度
还没有栗得及增长时，就被很快地带到了下游，并快
速移动到詹缘。随着这个涡从詹缘脱离以聪，翼型进入深失速状态，医此在长周期情凝下舞力系数趣线会
出现一个谷值。随着来流速度的增加，宪全分离流动被逐渐带走后，翼蕊上的流动又重新恢复到初始状态。
通过将计算结果与水洞实验结果进行对比分析，我们知道，在翼型静态失速玫角下，来流的非定常变
他对势力特馕的影镌与来流脉婪的周期毒穰丈关系，
流动显示表明，这一过程与翼面上煎缘分离涡的脱落过程有关。在这盥存在两个明显的时闾尺度：一个是分离瀑从前缘囱羼缘的传递嚣重阍，这是流动孛固有的对闷尺发；另一个是外部扰动强摇鹃时阙尺度，郾自由来流的脉动周期。因此我们定义一个无量纲的参
数：减缩频率奄＝２覆矗／睨，米反映两个时间尺度之
闻静美系。这垂，是外部撬动频率，帮菲定常来流脉动频率，ｃ是翼毅弦长，Ｕ。是自由来流平均速度。这个减缎频率实际上是前缘涡在翼面上的传递时间
ｅ／战翻终部嚣定嚣膝动震麓对阗ｚ—ｌ／，的魄菝。
减缩频率的大小反映了流动的非定常效应。在实验测量结果中，周期为２ｓ时，在米流减速的最后阶段分离援达戮后缘，戴时势力系数最大，霞攘对应戆减镲频率为矗＝１．４２７，减缩频率远大于１，菲定常效琏明显。在周期３．７ｓ时，来流减速的初期前绿分离涡就已经从冀嚣上被繁走，嚣到寒流减速的艨期，在屠缘
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非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究
作者：史志伟， 明晓， 王同光， SHI Zhi-wei， MING Xiao， WANG Tong-guang
作者单位：南京航空航天大学航空宇航学院,江苏南京,210016
刊名：
空气动力学学报
英文刊名：ACTA AERODYNAMICA SINICA
年，卷(期)：2008，26(4)
被引用次数：0次
参考文献(7条)
1.WALKER J M.HELIN H E.STRICKLAND J H An experimental investigation of an airfoil undergoing largeamplitude pitching motions 1985(08)
2.CHANDRASEKHARA M S.BRYDGES B E Amplitude effects on dynamic stall of an oscillating airfoil[AIAA 90-0575] 1990
3.SHIH C.LOURENCO L.VAN DOMMDLEN L Unsteady flow past an airfoil pitching at a constant rate
1992(05)
4.VIABAL M R.SHANG J S Investigation of the flow structure around a rapidly pitching airfoil
1989(08)
5.史志伟.明晓非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响[期刊论文]-空气动力学学报 2004(04)
6.史志伟.宾斌.李甘牛.明晓非定常自由流中的翼面动态压力测量[期刊论文]-流体力学实验与测量 2004(04)
7.SHIH C.HO C M Vorticity balance and time scales of a two-dimensional airfoil in an unsteady free stream (College of Aerospace Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China) 1994(02)
相似文献(1条)
1.学位论文史志伟非定常自由来流对模型动态气动特性影响的实验研究2006
随着对战斗机性能要求的不断提高，过失速机动能力已经成为下一代战斗机的重要性能指标之一。虽然关于过失速机动飞行中非定常气动力的研究已进行多年，但是过去的研究，主要集中在飞行姿态快速变化产生的非定常气动力上。然而，战斗机在完成过失速机动飞行时，飞行速度也将产生较大变化，因此在研究战斗机过失速机动飞行中的动态气动特性时，考虑飞行速度变化产生的影响是十分必要的。
本文在南航非定常风洞内，以NACA0012翼型和三角翼模型为研究对象，借助动态气动力测量技术、动态压力测量技术、流场显示和PIV测量技术，对非定常自由来流中的二维翼型动态气动特性，非定常自由来流中的静态三角翼气动特性，以及非定常自由来流与三角翼俯仰运动耦合作用下的动态气动特性等，进行了详细和系统的实验研究。分析了来流速度脉动对气动特性产生的影响，分别讨论了对气动特性产生影响的物理机制。应用拓扑分析方法，分析了非定常自由来流下的三角翼空间流场瞬时流线拓扑结构。最后，对实验获得的非定常气动力数据进行了建模，分析了考虑非定常自由来流影响的非定常气动力数据对过失速机动飞行特性产生的影响。
非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响研究表明，来流风速以短周期脉动时，升力系数随来流速度的减小而增加，来流风速以长周期脉动时，升力系数则减小。这与翼型前缘形成的分离涡随来流速度变化在翼面上驻留的时间有关。翼型俯仰运动与非定常自由来流耦合运动下的动态气动特性研究结果表明，耦合运动下的升力系数的迟滞回线比单独俯仰运动时扩大，最大升力系数的值比单独俯仰运动时增加。来流风速的影响作用，在模型静态失速攻角前后表现的最为明显，这是因为来流风速的减速使得模型动态运动过程中产生的前缘涡从翼型上的脱落过程进一步减缓。
非定常自由来流对静态三角翼模型气动特性的影响研究表明，来流减速和加速过程对三角翼背风面空间流场结构和强度产生的影响，是导致三角翼模型气动特性产生变化的主要原因。对三角翼上流动结构影响最显著的，是当前缘涡在翼面上发生破碎以后。而对于小攻角下的附着流动以及很大攻角下的完全分离流动，三角翼上的流动结构变化则表现的不明显。通过对非定常自由来流变化过程中，翼面横截面内的瞬时流线拓扑结构的分析表明，随着来流风速的减小，三角翼上的涡的破碎位置向下游移动，而来流风速的加速过程又使涡的破碎位置提前。横截面内的流动拓扑结构的变化可以大致判断前缘集中涡的破碎位置变化。
三角翼模型单独俯仰运动的实验研究表明，并不是在所有情况下模型的俯仰运动都会产生明显的动态迟滞特性。产生较大动态迟滞特性的运动，是模型上的流动经历了多种流动形态变化的运动，特别是在模型静态失速攻角前后范围内的运动，此时减缩频率的影响也最明显。
来流风速脉动与三角翼模型俯仰运动耦合作用的实验研究表明，在小攻角附着流动和很大攻角完全分离流动的情况下，模型俯仰与来流脉动的耦合作用对模型气动特性的影响并不是很明显。而当模型动态运动经历较大流态变化时，特别是在模型静态失速攻角前后，来流风速脉动使气动特性的迟滞回环进一步扩大，并增大了模型的最大升力系数，推迟了动态失速攻角的出现。流动显示和PIV测量结果说明，模型上仰运动时，来流风速的减速过程对前缘涡的破碎起到进一步的推迟作用，而来流风速的加速过程则促进了前缘涡的破碎。
非定常气动力数学模型的研究表明，不论是模糊逻辑模型还是基于模糊聚类分析的模糊神经网络模型，对于多变量输入输出系统来说都是比较好的建模方法，有较强的预测能力。而模糊聚类分析方法则很好地解决了模型的结构辨识问题，提高了计算速度。过失速机动中迎角定直飞行的仿真计算表明，考虑来流非定常变化的非定常气动力数据，对战斗机的飞行特性和飞行控制律都产生了明显的影响，因此在新一代战斗机的设计、研制中，必须加以考虑。
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翼型气动特性实验指导书2017版
《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模
型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图
超声速翼型和亚声速翼型的气动特性
超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)
超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实
际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波
动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。
小展弦比机翼的低速气动特性
小展弦比机翼的低速气动特性 通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。 1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前 缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼 面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下 图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升 力常称为涡升力。 造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。 2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966） 小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。 该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有
其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。 与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。 小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L p 前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。 根据适当的理论推导，得到 为系数，对于小迎角的情况 其中K p 说明，K 为势流升力线斜率。 p 对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力） 从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。 根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。 由此导出