三角翼作俯仰运动时水洞测力和流动显示实验研究

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三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究

收稿日期:1998-10-22;修订日期:1998-12-28基金项目:国家“863”计划资助项目(863-2-6-5-04) 文章编号:1000-6893(1999)06-0485-04三角翼俯仰滚转耦合运动气动特性研究黄　达,吴根兴(南京航空航天大学六系,江苏南京　210016)INVESTIGATION OF UNSTEADY AERODYNAMIC CHARACTERISTICSFOR A DELTA WING OSCILLATING IN LARGE AMPLITUDEPITCHING -ROLL MOTIONHU ANG Da ,WU Gen-xing(Dept.of Aer odynamics,Na njing U niv.of Aero.and Ast ro.,Nanjing 210016,China)摘　要:介绍一套用于3m 低速风洞的俯仰滚转两自由度大振幅非定常实验系统,并利用该系统对—三角翼单独俯仰和滚转及俯仰滚转耦合运动时的非定常气动特性进行了研究。

结果表明,飞行器俯仰滚转耦合运动时的气动特性比单独俯仰和滚转时的气动特性复杂得多。

关键词:俯仰;滚转;大振幅;非定常实验中图分类号:V 211.74 文献标识码:AAbstr act :This paper is intended to develop a set of the test technology of unsteady aer odynamic char acter is-tics for the model oscillating in lar ge amplitude pit ch-roll mot ion.The equipment was used in a 3-met er low speed wind tunnel at NU AA and a delta wing was tested.The results show that unst eady a erodynam ic char -acterist ics of a delta wing oscillating in lar ge amplitude pit ching -r oll motion ar e m or e complicat ed than in pitching motion or in roll motion.Key wor ds :pitching;rolling;large amplitude;unsteady wind tunnel test 新一代战斗机必须具备高机动飞行的能力,要达到这个目的,在设计时,就必须提供飞机在大迎角、大滚转角状态下的非定常气动特性,进行机动飞行特性研究。

水下航行体俯仰运动微气泡流形态及减阻特性试验研究

水下航行体俯仰运动微气泡流形态及减阻特性试验研究宋武超;王聪;魏英杰;夏维学【摘要】为研究水下航行体俯仰运动过程中,微气泡流形态及减阻特性的变化规律,采用自主设计的驱动装置、高速摄像系统和测力系统,在水洞中开展水下航行体俯仰运动微气泡减阻特性试验研究.基于该驱动装置,实现了航行体模型以正弦变化规律的角速度绕其头部转动;基于高速摄像系统,分析了微气泡流形态变化特性;基于测力系统,分析了俯仰运动过程中水下航行体流体动力特性及不同通气量下微气泡减阻特性变化规律.试验结果表明:较低通气量下,在水下航行体俯仰运动过程中,离散的微气泡始终均匀分布在航行体表面;随着通气量的增加,微气泡流密度逐渐增加,透明度逐渐降低,并最终融合成透明空泡;航行体俯仰运动过程中,其航行体轴向力系数和法向力系数基本呈正弦变化规律,且其周期与攻角变化周期基本同步;不同通气量下航行体轴向力系数的变化规律基本相同,均呈正弦变化规律,且随着通气量的增加,相同姿态下的航行体轴向力系数逐渐减低,并最终趋于恒定.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2019(040)006【总页数】10页(P1216-1225)【关键词】水下航行体;俯仰运动;微气泡;减阻特性;水洞试验【作者】宋武超;王聪;魏英杰;夏维学【作者单位】哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TV131.2+20 引言减小水下航行体运动过程中受到的流体阻力，可有效地提升航速、增加航程，显著地提高水下航行体的整体性能。

水下航行体运动过程中受到的流体阻力可分为压差阻力与摩擦阻力，而摩擦阻力占总阻力的比例高达70%[1]。

因此，减少水下航行体运动过程受到的摩擦阻力，在水下减阻领域显得尤为重要。

1973年Mccormick等[2]通过电解水产生氢气的方式，第一次开展了微气泡减阻试验研究，并取得了最高将近50%的减阻率。

65°三角翼亚音速复杂流场计算和数据可视化

65°三角翼亚音速复杂流场计算和数据可视化李立【摘要】The VFE-2 65° delta wing with sharp leading edge in subsonic flows at Mach number of0.4,angle of attack of 20.3°,and Reynolds number of 2 × 106 is numerically simulated by using an unstructured hybrid mesh based finite volume method,with emphasis on how to extract the key flow features for visualization both on surface and in space for such type of complex flows.Approaches for the advanced flow visualization techniques are used for qualitative and quantitative analyses,as a solid foundation for elaborated analysis of complex flow structures of delta wing.With these approaches,the complex vortex flow structure of the subsonic delta wing at high angle of attack is analyzed,and results are consistent with experiments.It is shown that the flow over delta wing at high angle of attack has a complex physical nature with a strong viscous coupling effect,and the evolutions of the primary and secondary vortices can be accurately captured only by a Navier-Stokes equation based simulation.%提出一种基于非结构混合网格和有限体积法的有效计算策略,对第二期国际涡流试验项目(secondinternational vortex flow experiment,VFE-2)的尖前缘65°三角翼在马赫数0.4,迎角20.3°,雷诺数2×106条件下的亚音速复杂流场结构进行数值模拟,重点探讨了基于计算数据进行该类型复杂涡系干扰表面和空间流场关键特征提取和数据可视化问题.通过与相关试验类比,建立了与先进试验流动显示技术相比拟的定性和定量分析方法,为三角翼这类复杂流场结构的精细分析奠定了技术基础.采用上述方法,细致分析了亚音速三角翼的大迎角复杂旋涡流场结构,得到了与试验一致的结论.研究证实:在大迎角条件下,三角翼流动物理复杂,黏性效应耦合严重,只有通过N-S方程计算才能准确地捕捉主涡和二次涡的发展.【期刊名称】《力学与实践》【年(卷),期】2017(039)001【总页数】7页(P18-24)【关键词】数据可视化;混合网格;有限体积法;旋涡运动;VFE-2(second international vortex flow experiment)三角翼【作者】李立【作者单位】中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所,西安710065【正文语种】中文【中图分类】V211.3Key wordsflow visualization,hybrid mesh,f i nite volume method,vortex flow,VFE-2(second international vortex flow experiment)delta wing三角翼是现代战机及无人机的常见布局形式，具有深刻的工程应用背景.在亚音速条件下，绕三角翼的流动是典型的几何简单，但物理形成机制复杂的旋涡流动.在不大的迎角下，三角翼将在上翼面形成前缘分离涡，并随着迎角增加不断增强；当迎角超过一定限度后，旋涡从稳定发展为不稳定，直至从后缘逐步发生涡破裂.涡破裂对飞机气动特性影响非常明显，严重情况下，会对飞机的操纵性和稳定性带来致命影响.为此，在过去数十年间，各国都设立了相关项目对三角翼的旋涡结构及形成机理开展研究，其中尤以美国和欧盟联合发起的第二期国际涡流试验项目(second international vortex flow experiment,VFE-2)最为知名[1].VFE-2项目的重要价值在于通过发展光学压敏测量技术(pressure-sensitive paint technique,PSP)、粒子影像测速仪技术(particle image velocimetry technique,PIV)等先进试验手段，测量得到VFE-2系列三角翼模型的表面流场和空间流场精细试验数据[2]，为CFD软件的对比分析和结果确认提供了丰富的资源. 近年来，数值计算已在飞行器设计中得到广泛应用.采用数值方法进行流场分析的一个巨大优势是能够获得比试验多得多的流场信息.但选取哪些数据来进行流场分析和进行直观的流动显示，具有一定的挑战性.由于不同的流动往往具有不同的流动特征，因而针对不同问题不大可能采用完全相同的流动分析和显示方法来统一处理.最恰当的办法应是针对不同流动的物体特征，研究建立适当的关键流动特征提取方法.基于这一考虑，本文采用混合网格策略和有限体积法，数值求解了VFE-2尖前缘65°三角翼在马赫数0.4，迎角20.3°，雷诺数2×106条件下的亚音速流场.以此为基础，重点探讨基于计算数据如何进行该类型复杂涡系干扰表面和空间流场关键特征提取和数据可视化，获得与先进试验手段(测压、油流、PSP、PIV等)相比拟的数据可视化方法和结果，从而为三角翼这类复杂流场结构的精细分析奠定技术基础.1.1 控制方程及求解控制方程为雷诺平均 N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程，守恒形式如下其中这里，ρ,U=(u,v,w)T,E,p,τij,qi分别表示密度、速度矢量、总内能、压强、黏性剪切应力张量和热流;δij表示Kronecker函数,δii=1,δij=0(i/=j).剪切应力张量可根据Boussinesq假设，表示为式中，µ为黏性系数，为层流部分µl和湍流部分µT之和,µ，κ为湍动能,I为单位矩阵.压强根据状态方程计算，对理想气体有式中，γ为比热比，对空气，γ=1.4.湍流模型方程采用Spalart-Allmaras(SA)一方程模型[3].相对其他复杂的湍流模型，SA一方程模型具有计算效率高、鲁棒性好、对分离流动的模拟精度高等优点，是航空工程领域应用最广泛的湍流模型之一.为了改善计算的实际收敛性能，本文还引入了涡量修正技术，即将模型方程的涡量值修正为式中，fv1=χ3/[χ3+(0.71)3],χ=ρˆv/µl,ˆv为SA方程的求解变量.对方程(1)，本文采用非结构混合网格策略和有限体积法进行数值求解.目前，利用非结构网格进行有限体积离散主要有两种方式.一种直接采用网格单元作为控制体，称为格心(cell-centered)格式；一种以网格单元顶点为中心，采用对偶网格方法建立控制体，称为格点(cell-vertex)格式.两种方式各有优劣，一般说来，格点格式效率比格心格式要高[4].本文选用格点格式.如图1所示，对每个网格单元的节点，虚框包围部分是实际控制体.由式(1)，在每个控制体上求体积积分，并运用Gauss公式，可得具体计算采用Jameson等[5]提出的标准中心差分格式进行空间离散，并采用3阶总变差Runge-Kutta方法进行时间推进求解.计算过程中，使用了当地时间步长、隐式残值光顺及聚合多重网格技术等进行计算加速[6].1.2 计算模型及网格计算模型是VFE-2尖前缘65°三角翼，模型外形和几何定义参数定义见参考文献[2].VFE-2项目2004年由美国和欧盟联合发起，采用不同前缘钝度的三角翼模型作为研究对象，旨在为CFD软件对复杂涡流场的预测能力评估提供可靠的试验数据.对该系列三角翼模型，NASA在1996年已先期开展了大量试验研究，提供了在较大范围雷诺数和可变马赫数状态下的表面压力分布、法向力、俯仰力矩系数等试验数据[7].与NASA早期的试验不同，VFE-2项目偏重于进行精细风洞试验.试验在德国的德-荷风洞机构的跨音速风洞中进行，采用PSP和PIV等更先进试验手段，提供了在不同马赫数、不同雷诺数状态、不同迎角范围内的详细、可靠的流场数据[2].本文选取M∞=0.4,α=20.3°,Re=2.×106的状态开展研究.该状态接近于涡破裂的临界状态，对软件能力的要求较高[8].为了节省计算量，全部计算基于半翼展模型(半模)展开.采用的计算网格自主生成，物面和空间网格均采用网格自适应技术进行了加密以提高边界层、分离区及剪切层的模拟精度[9-11].如图2所示，计算区域沿流向的远场边界取为50倍弦长，沿展向的远场边界取为20倍弦长.边界层内第1层网格达到5.0×10-6弦长.半模网格总的网格点数约为65万，总的网格单元数约为170万.计算中，远场均采用无反射特征远场边界条件，物面均采用无滑移绝热壁面边界条件.2.1 表面流场的流动显示对于试验而言，用于表面流场的试验流动显示技术主要包括油流试验技术和PSP 等.通过计算数据对油流试验、PSP等试验技术进行复现，相对比较容易.对油流试验结果，计算可以通过绘制极限流线的方式来复现.按照定义，极限流线是流线无限接近物面时的一种极限状态.为了通过计算数据进行极限流线绘制，本文采取的具体步骤是：首先抽取物面网格、第1层边界层网格及相应的解数据(速度场)形成独立的数据集；然后针对该数据集进行流线绘制即得到极限流线.根据极限流线结果可以清晰判定流场的分离和再附.图3给出采用本文RANS方法计算得到的极限流线结果.由图可知，该三角翼构型在选定状态下发生明显二次分离，主涡和二次涡附着线清晰可见.PSP是试验中实时观测三维流动现象的有用工具，试验观测结果为表面压力系数分布.因此，计算可以采用绘制压力系数分布云图的方式来复现.此外，由于计算不像试验受物理条件限制，根据需要还可以显示其他变量的分布云图，其效果等同于PSP.对传统PSP显示进行复现的方法过程为：首先，根据式(3)，可以由守恒量直接计算压强；然后，根据压力系数定义可得这里，q∞为自由流动压，p∞为自由流压强,M∞为来流马赫数.根据表面压力系数分布可以清晰判定三角翼前缘涡在物面留下的印迹，并能定性和定量分析出吸力峰的位置.图4给出本文计算得到的PSP结果与试验结果[12]的对比.作为比较，同时给出Euler和RANS计算的不同结果.图中，低压区即是前缘涡在物面留下的印迹.在图4的结果中，计算比试验给出的低压区更清晰，主要是由于对计算结果进行数据可视化时对压力系数分布区间作了特殊处理.可以看出，Euler计算给出的主涡低压区从机翼顶点一直拓展到约80%弦长位置，之后发生压力陡增.物面压力分布的陡变实际上反映出涡的破裂.与Euler结果相比，RANS计算与试验给出的结果更加接近，其主涡低压区一直拓展到尾缘附近，没有发生压力陡增，表明在选定亚音速条件下，主涡没有发生涡破裂.推测造成Euler计算与RANS计算结果差异大的主要原因是，三角翼边界层黏性效应干扰严重，Euler计算由于忽略了物理黏性影响，造成涡远离壁面后很快被耗散掉，因而提前发生涡破裂.从图4的计算结果还可看出，Euler和RANS计算存在一个显著的区别是后者能够准确预测出前缘和主涡之间的二次涡.图4中试验结果和RANS计算结果给出的前缘与主涡之间存在模糊的低压痕迹直接反映的就是二次涡.这再次说明，对三角翼这类复杂涡流场，RANS计算结果明显优于Euler计算.与Euler计算结果相比，RANS计算给出的主涡和压力吸力峰位置明显更靠近翼根，与试验结果相符.根据PSP结果，可以进一步进行定量比较.图5和图6分别给出沿主涡涡核及沿流向不同横向截面的压力系数分布比较.图5的结果进一步证实了对图4的分析，Euler计算会发生明显的压力陡增.图6的结果表明本文RANS结果与试验结果、文献计算结果[10]符合较好，沿流向60%弦长之后的压力吸力峰位置、强度结果均优于文献.2.2 空间流场的流动显示试验中，用于空间流场流动显示的主要技术是PIV技术.PIV技术从20世纪80年代开始发展，最早用于应力测量，但由于它能在不干扰流场的情况下，获得整个瞬时以及时均的速度场，并可以进一步得到涡流场等参数，很快在流场测量中得到广泛应用.在流场测量中，PIV给出的结果主要是不同截面位置的速度矢量场.图7给出本文RANS计算在x/c=0.7站位对PIV测量速度场[13]的复现结果.可以看到，计算得到速度场所反映的关键流动特征与试验基本一致，在机翼上方存在明显的高速流动分离区，而在翼尖呈现明显的低速回流区.图8进一步给出沿流向不同站位的典型速度流场，清晰反映出三角翼上方主涡分离区沿流向方向的发展.与压力云图反映出的流场特征一样，该三角翼在选定状态沿流向方向直至80%弦长位置仍没有发生涡破裂.值得指出，与试验相比，由于计算结果包含了更完整的流场信息(密度、压强、速度等)，因此通过这些信息很容易得到用户所关心的、更丰富的物理场.对于亚音速三角翼这类复杂涡流场，主要关心两个问题：(1)涡核的计算；(2)设计何种物理量作为关键特征量以进行更清晰、更直观的空间流场展示.问题的实质是，需要进行空间流场关键特征的提取.借鉴课题组在复杂涡流场网格自适应探测器设计方面的经验[9]，对三角翼涡流场关键特征的提取，本文提出以下具体思路.涡核计算可采用对速度梯度张量进行特征值分析的方法.步骤如下：(1)对网格单元的每个节点进行速度梯度张量的计算Aij=(∂Ui/∂xj),i,j= 1,2,3；(2)进行速度梯度张量的特征值分析，得到相应的特征值及特征向量(λi,xi),i=1,2,3；(3)判断该组特征值是否由一个实特征值及一对共轭的复特征值组成；如是，则把该节点标记为涡核. 关于三角翼涡流场关键特征变量的定义问题，很显然，选择并不唯一.传统方法中常把涡量作为反映涡强度及发展的物理量.通过对涡流场特点的分析，结合反复实践和对比研究，发现，总压比、熵估计及湍流涡黏性这几种物理量均是能较好反映涡发展的空间流场关键特征量.总压比和熵估计的定义式分别为式中，M为当地马赫数.图9给出对三角翼流场进行特征提取和流动显示的典型结果.采用在截面进行空间流线投影的方式对涡的发展进行展示，并采用湍流涡黏性、总压比作为关键特征物理量进行空间流动显示，清晰显示出空间上翼尖涡的发展.空间流场结果显示，本文计算准确捕捉到空间上二次涡的发展.从这一流动显示结果可反映出，相对于试验，计算在数据完备性方面具有天然优势.本文提出采用非结构混合网格策略和有限体积法对65°VFE-2尖前缘三角翼进行数值计算.结合与试验流动显示技术对比，开展了该类型复杂流动的数值流动显示方法研究，为三角翼这类复杂流场结构的精细分析奠定了技术基础.通过本文研究，形成主要结论如下：(1)与试验相比，数值计算在数据完备性方面具有天然优势，能够完美复现典型试验流动显示技术(如油流、PSP、PIV等)，并能丰富传统流动显示技术的内涵. (2)本文计算准确预测了尖前缘三角翼在亚音速大迎角条件下复杂的旋涡流场结构.计算表明，亚音速三角翼涡流场的黏性效应严重，采用RANS计算能够准确捕捉到主涡、二次涡的发展，而Euler计算对涡的精细捕捉能力明显不足，过度预测主涡的发展.(3)流场关键特征的提取是流动显示和数据可视化分析的关键问题.对三角翼复杂涡流场而言，除了传统方法中常用的涡量外，实践表明，总压比和熵估计也均能很好地展示涡强度及涡的发展.致谢：本文VFE-2项目试验数据由德国宇航院授权使用，在此表示感谢.【相关文献】1 Hummel D,Redeker G.A new vortex fl ow experiment for computer code validation.RTO AVT Symposium on Vortex Flow and High Angle of Attack Aerodynamics,Loen, Norway,20032 Konrath R,Klein C,Schr¨oder A.PSP and PIV investigations on the VFE-2 con fi guration in sub-and transonic fl ow.46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,Reno,Nevada,20083 Spalart PR,Allmaras SR.A one-equation turbulence model for Aerodynamic fl Recherche Aerospatiale,1994, (1)：5-214 阎超,于剑,徐晶磊等.CFD模拟方法的发展成就与展望.力学进展,2011,41(5)：562-5885 Jameson A,Schmidt W,Turkel E.Numerical solutions of the Euler equations by fi nite volume methods using Runge-Kutta time stepping scheme.AIAA Paper 81-1259,19816 朱培烨.三维非结构网格的欧拉方程聚合多重网格法.航空计算技术,2004,34(3)：6-97 Chu J,Luckring JM.Experimental surface pressure data obtained on 65°delta wing across Reynolds number and Mach number ranges.NASA Technical Memorandum 96-4645,1996 8 Fritz W.What was learned from the numerical simulations for the VFE-2.AIAA Paper2008-399,20089 Bai W,Qiu Z,Li L.Recent e ff orts to establish adaptive hybrid grid computing capabilityat putational Fluid Dynamics Journal,2007,15(4)：438-44910 Pirzadeh SZ.Vortical fl ow predication using an adaptive unstructured grid method.RAT AVT Symposium on Advanced Flow Management：Part A-Vortex Flows and High Angle of Attack for Military Vehicles,Loen,Norway,200111 李立,白文,梁益华.基于伴随方程方法的非结构网格自适应技术及应用.空气动力学报,2011,29(3)：309-31612 Konrath R,Klein C,Engler RH,et al.Analysis of PSP results obtained for the VFE-265°delta wing con fi guration at sub-and transonic speeds.44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,Reno,Nevada,200613 Konrat h R,Schr¨oder A,Kompenhans J.Analysis of PIV results obtained for the VFE-2 65°delta wing con fi guration at sub-and transonic speeds.24th Applied Aerodynamics Conference,San Francisco,California,2006。

三角翼气动特性实验实验报告

研究生《流体力学实验》三角翼气动特性实验指导书班级SY1305姓名周鑫实验日期2014.6.9指导教师白涛北京航空航天大学流体力学研究所一、实验目的1. 了解和掌握风洞常规测量试验的基本方法，了解常规试验测量系统的组成，学习试验测量设备的使用方法，学习和了解实验过程中应注意的技术问题。

2. 了解和掌握不同后掠角和展弦比三角翼翼型随姿态角变化的气动力特性物理变化规律，研究后掠角和展弦比对三角翼翼型气动力特性的影响。

3.了解测力实验系统的组成和关键测量装置（例如，应变式天平、信号放大器等）的基本工作原理。

二、基本原理实验空气动力学是空气动力学的一个分支，是用实验方法研究飞行器及其它物体在与空气或其它气体作相对运动时的气动特性、运动规律和各种复杂物理现象。

实验空气动力学的主要任务是利用风洞进行模型实验，以发现和确认流动现象、探索和揭示流动机理、寻求和了解流动规律，并为飞行器提供优良气动布局和空气动力特性数据，为理论分析提供物理和数学模型。

风洞实验所依据的基本理论是相对运动原理和相似理论。

相对运动原理：无论是物体以某一均匀速度在静止的流体中运动，还是流体以相同速度流经物体，两者之间的相互作用力恒等。

相似理论：论述物理现象相似的条件和相似现象的性质的学说。

是模拟的理论基础。

相似理论的重要课题是确定各种物理现象的相似准数。

风洞试验就是研究实际飞行器的绕流现象与风洞中试验模型模拟的绕流现象的等效性和相似性，建立实验的相似准则，研究模拟试验与实际的物理现象的近似程度以及共同遵循的物理规律或数学规律。

风洞是进行空气动力学实验的一种主要设备，几乎绝大多数的空气动力学实验都在各种类型的风洞中进行。

风洞的工作原理是使用动力装置在一个专门设计的管道内驱动一股可控气流，使其流过安置在实验段的静止模型，模拟实物在静止空气中的运动。

实验段是风洞的中心部件，实验段流场应模拟真实流场，其气流品质如均匀度、稳定度（指参数随时间变化的情况）、湍流度等，应达到一定指标。

三角翼涡破碎

三角翼涡破碎-CAL-FENGHAI.-(YICAI)-Company One1关于三角翼前缘涡破碎的文献综述卞少兵（南京航空航天大学，南京210016）摘要：由于三角翼前缘涡能够产生很大的非线性涡升力,前缘涡提供的升力是大攻角飞行时翼面升力的主要来源。

三角翼能够协调亚、跨、超音速不同速度范围对机翼平面形状要求的矛盾，因此对三角翼前缘涡的研究显得尤为重要。

本文对当前学者三角翼前缘涡破碎位置的研究方法和研究内容以及研究意义进行综述。

关键词：三角翼前缘涡破碎位置研究手段影响因素一主要研究手段1 实验研究水洞实验[1]在水洞中完成三角翼表面的流场显示，实验设备一般为立式水洞或者卧式水洞，通过相似准则雷诺数模拟，采用染色液流态显示技术观察流场，通过拍照技术记录涡破碎位置。

风洞测压实验1.2.1动态压力测量实验是在风洞内进行，基于一定的实验雷诺数进行流场模拟，动态压力测量使用小型动态压力传感器。

通过压力的变化确定不同位置的频谱进而确定涡破碎点的位置。

[2]1.2.2前缘涡破碎的流动显示实验研究在低速风洞中进行。

采用四氯化钛发烟技术显示前缘涡核轨迹及涡破碎位置。

流动显示图形采用相位锁定照相记录。

[10]2 数值计算从流体力学的基本方程出发，利用Hall的涡核准柱假设，导出反映涡核运动的N一S 方程。

采用差分方法计算旋涡流场，进而分析三角翼上前缘分离涡的运动特点及其破碎机理。

[5]通过人工压缩性方法求解了三维定常不可压Euler方程和雷诺平均Nayierstokes方程，应用Beam－Warming近似因子分解格式及其对角化形式，采用BaldwinLomax代数湍流模型。

[11]二涡破碎位置的影响因素1 螺旋形强制谐波振荡对涡破碎位置的影响[3]螺旋形强制谐波振荡对涡破碎位置的影响在实验中首先发现，在此基础上，在同一实验装置上增加了激振系统，对该现象作了专门的研究。

通过研究发现，轴状涡与强制涡量波相互作用的结果会使涡破碎位置发生变化;在一定的雷诺数R。

三角翼布局气动特性及流动机理研究

ＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，２００４，１８（４）：４３ —
４８．）
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［３］ＬＵＣＫＲＩＮＧＪ．ＷｈａｔｗａｓｌｅａｒｎｅｄｆｒｏｍｔｈｅｎｅｗＶＦＥ一２
次涡逐渐消失，并引起较小的涡升力。参考文献：
［１］ＣＨＵＪ，ＬＵＣＫＲＩＮＧＪＭ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｕｒｆａｃｅｐｒｅｓｓｕｒｅ
ｄａｔａｏｂｔａｉｎｅｄｏｎ６５。ｄｅｌｔａｗｉｎｇａｃｒｏｓｓＲｅｙｎｏｌｄｓｎｕｍｂｅｒ
（。）
ｓｅａｒｃｈｏｎｔｈｅｔｅｓｔｓｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｔｈｉｇｈａｎｇｌｅｓｏｆａｔｔａｃｋｉｎ
图ｌＯ滚转力矩系数随侧滑角的变化（Ｍ－０．８）
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涡破裂点前移，涡升力明显；超声速范围内，旋涡不易

NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究

——兰些堕：：！二堂堡！翌！兰垒墨型鱼！翌型堡堡望盐堑苎！！垒些壅鐾堕壅ａ速度矢量陶ｆ无襟翼，ｔ－－Ｏ）一＝》ｏ４ｘ／ｃｏ０１０２０．３ｏ４ｘ／ｃｃ速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ）ｅ速度矢量图（６‰，仁Ｏ＋４Ｇｔ）ｂ速度矢量图ｆ无谗现，ｉ－，０＋２Ａｄ速度矢量图（６‰，ｗＯ＋２Ｇｔ）Ｏ￡速度矢量图（６‰，ｔ＝Ｏ＋６Ａｔ）ｇ流线圈（６‰，ｔ－－ｏ）ｈ．流线图（６‰，ｔ＝Ｏ＋２Ａｔ）ｉ染色液流动显示国ｆ６％ｃ）图１８ＮＡＣＡ００１２翼型加装Ｇｕｒｎｅｙ襟冀后的瞬时图（Ⅱ：２．５。

）０４ｘ／ｃｏ＾彩ｃ“●卧●上李亚拒、王晋军：ＮＡＣＡ００１２翼型Ｇｕｍｅｙ襟翼增升特性及其机理实验研究１６场、流线和染色液流动显示图，从图ａ、ｂ可知，不加装Ｇｕｍｅｙ襟翼时，虽然尾流也有上Ｆ波动，但并不明显，也没有明显的涡结构存在，此时流场中未见明显分离：而在图ｃ．ｆ中则明显示出，加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，尾流包含结构非常明显的交替脱落的卡门涡街，周期性很强，位于Ｇｕｍｅｙ襟翼的正后方。

考察速度大小可以发现，翼型尾缘处上下翼面附近速度由于此交替脱落的涡街的存在而变得明显增大，且流经上翼面的流体速度方向明显下偏。

图ｇ、ｈ分别为对应图ｃ、ｄ的瞬时流线图，可以看出集中涡的位置上下变化，表明涡脱落是上下摆动的，同时，两图中涡的旋向分别为顺时针和逆时针。

从图ｉ给出的染色液瞬时图也可以看出，在Ｇｕｒｎｅｙ襟翼的最上方和最下方交替有涡脱落且呈现周期性。

圈１９给出的是ＮＡＣＡ００１２翼型在攻角５。

时的瞬时流线图，分别为不加襟翼和加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼。

不加襟翼时，流体在流经上翼面尾缘处时明显发生分离，不再能够沿着流体表面流动，由此造成流经箍个翼型的流体在经过翼型尾缘后明显向上偏转，尾流区内火部分处于分离状态；虽然尾流也有摆动，但并不存在明显的旋涡结构。

加装６％ｃＧｕｍｅｙ襟翼后，上翼面尾缘处的分离明显减弱，甚至消失，尾流中一童存在两个反向旋转的集中涡，并呈现交替脱落状态。

75前缘后掠角细长三角翼失速特性实验研究α

第13卷　第3期1998年9月实　验　力　学JOU RNAL O F EXPER I M EN TAL M ECHAN I CSV o l.13　N o.3Sep.199875°前缘后掠角细长三角翼失速特性实验研究α周瑞兴　上官云信　高永卫　郗忠祥　张理　惠增宏(西北工业大学,西安,710072)摘要　本文简介了前缘后掠角为75°的平板三角翼在西北工业大学N F-3低速风洞中的测力和相关的激光片光流动显示实验,给出了部分实验结果,并与文献[1-3]的结果进行了比较,虽然各种来源的结果存在着明显的差异,但N F-3风洞两种测试手段的实验结果却具有良好的相关性。

关键词　细长三角翼　激光片光　脱体涡　测力　流动显示1　引言由于三角翼具有独特的空气动力特性,并兼有良好的结构强度和刚度,因此常常成为现代歼击机采用的一种重要气动力部件形式。

早在本世纪50年代Peckham和A tk in son[4]在三角机翼实验研究中首先发现旋涡破裂现象。

涡的破裂将对机翼升力等气动特性产生显著的不利影响。

为了改善现代飞机的设计和大迎角时歼击机的机动性,必须了解涡破裂的机理,以便采用相应方法实施控制。

因此,对三角翼脱体涡的产生、发展和破裂的研究激起了国内外许多专家学者的兴趣。

特别是在实验研究中开展了大量的定性的流动显示机理研究和测力测压的定量研究,对三角翼脱体涡破裂现象的实验研究已进行得相当深入、广泛和较为完善。

然而由于三角翼静态时脱体涡运动本身的非定常性,脱体涡后缘的逆压梯度和三维流动特性使得涡的破裂研究变得复杂化。

加之实验设备不同,实验条件和方法各异,所得结果还有较大的差异[5-7]。

因此,作为激光在流动显示中应用的实例,对前缘后掠角为75°的细长平板三角翼的低速大迎角气动特性在西北工业大学N F-3风洞中作了测力和流动显示间相关性实验研究。

2　实验设备和方法实验是在西北工业大学N F-3风洞中进行的,该风洞为具有三个可更换实验段的直流式低速闭口风洞,可供二元翼型、三元模型和螺旋浆作实验及研究之用。

三角翼受迫俯仰滚转运动气动特性的数值模拟研究

２数值方法、边界条件和计算网格
物体做非定常运动，网格刚性地固连于物体，部分随物体一起运动，且此另一部分不
动。在惯性Ｃｒｓｎ坐标下，微分形式的非定常Ｎ—Ｓ方程组可写作：ａｔｉｅａ偏
＋ｉ）ｄ，胛）ｓｄ（：／ｒｖ、（＋
值。因此，国内外大量学者对其进行了研究。ｂｅｈｍｉ研究了缩减频率对俯仰运动的影Ａｄｌａｄ
响，现缩减频率增加，力和阻力的峰值增大 ’ Ｍｅｚｓ发升。ｎｉ发现：５ｊ角翼在周定攻角下ｅ６。
做有限振幅的滚转运动时升力系数有较大提高。ａｄｌＫｎｉ在模拟６。５三角翼受迫俯仰滚转耦合运动时发现：当滚转运动的缩减频率提商到２竹时，的破裂将消除，而使升力有涡从所提高”。内，１国阎超等人对三角翼的数值模拟进行了综述ｊ立芝和高正红研究了７。，杨６
关键词：角翼气动特性受迫俯仰滚转耦合运动涡结构三
１．引言
在三角翼绕流这个典型流场环境中，包含了丰富的空气动力学现象。这些现象的研究对空气动力学理论的发展和完善具有重大意义，对提高现代飞行器性能具有重要价
三角翼表面边界条件取无滑移的绝热固壁，远场运用压力远场条件，即给出来流的静压、静温与马赫数，分别为９５９１５ａ２８０Ｋ、．９值２７．６Ｐ、９．５０２。本文所用的外形为６。５后掠三角翼，根弦长为６２ｍ，２ｍ展长为５０ｍ厚度为９５ｍ８ｍ，．ｒ。ａ其详细构型见文献。由于三角翼同时做俯仰滚转偶和运动，较为复杂，所以选用非结构网格进行计算，在翼面和涡核附近适当地进行了加密，以便能更好地模拟流场。第一层网格距物面的距离为ｌ倍根弦长。０

三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究

空气动力学学报 ACTA AERODY N AMICA S INI CA 第 18 卷第 3 期2000 年 9 月 Vol . 18 ,No . 3 Se p . ,2000 三角翼俯仰振荡中若干参数影响的实验研究秦燕华 ,黄军辉(北京航空航天大学 ,北京 100083)摘要 :本文研究一个 60°三角翼以不同振荡频率 ,不同振幅从不同起始迎角进行俯仰振荡的纵向气动力特性 ,研究发现跨越具有不同时间尺度的流态的振荡会产生明显的气动力迟滞现象 ,这一迟滞现象随减缩频率的增大有一个极限值 ;在同一种流态下振荡 ,气动力迟滞现象不明显 ,这一结果对充分利用非定常气动力有指导意义。

关键词 : 非定常空气动力学 ; 大攻角空气动力学 ;三角翼布局中图分类号 :V 21117 文献标识码 :A 文章编号 :025821825 (2000) 0320315209引言0 自从人类在空战中使用战斗机以来 ,对战斗机机动性能的要求越来越高 ,特别是对现代战斗机要求具有大迎角机动性能 (或过失速机动性能) 。

战斗机的过失速状态通常发生在快速俯仰穿越静态失速区的动态飞行条件下 ,因此现代和未来战斗机的设计趋势是摆脱低速飞行时的迎角限制 ,这对飞机设计人员提出了严峻的挑战。

空气动力学发展到目前阶段 ,飞行器设计已不再单纯追求流动附着 ,而是利用尖前缘后掠翼上产生的前缘集中涡来提供较高的前缘涡升力。

但是在较大迎角时 ,三角翼的前缘集中涡会发生破裂 ,导致前缘涡升力丧失 ,机翼发生失速。

已经发现在动态振荡时 ,机翼前缘集中涡的发生、发展和破裂与静态时有很大的差别。

已有的研究结果表明机翼上仰导致上翼面的绕流有一向后的挤压和顺流向的加速 ,涡层不易卷起 ,推迟前缘涡的破裂 ,下俯则推迟分离流的再附和前缘涡的再现。

上仰和下俯之间的流动模式的差别使得气动力的曲线形成一个迟滞回环1 25 。

三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究

三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究丁克文;张文华;李志强;齐孟卜;任荣生【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2000(018)003【摘要】用两个几何相似大小不同的前缘后掠角70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞洞壁上最佳测压点的非定常压力.实验表明,三角翼模型在正弦俯仰振荡时,其吸力面动态压力以及洞壁上最佳测压点的非定常压力与三角翼模型上的法向力一样呈现迟滞环现象.模型展宽比(翼展/洞宽)增大,迟滞环幅度增大,动态压力绝对值增大.无论上仰或下俯,模型展宽比(翼展/洞宽)增大,三角翼模型吸力面涡破碎位置离前缘较远.风洞顶壁上最佳测压点非定常压力迟滞环方向与风洞底壁上对应最佳测压点非定常压力迟滞方向相反.风洞洞壁上最佳测压点非定常压力变化频率与模型正弦俯仰振荡频率一致,各最佳测压点间呈现时间延迟现象.【总页数】6页(P330-335)【作者】丁克文;张文华;李志强;齐孟卜;任荣生【作者单位】南京航空航天大学6系,南京210016;南京航空航天大学6系,南京210016;南京航空航天大学6系,南京210016;南京航空航天大学6系,南京210016;南京航空航天大学6系,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V211.7【相关文献】1.俯仰振荡三角翼在非定常自由流中运动的实验 [J], 史志伟;符澄;明晓2.三角翼大幅度俯仰运动非定常洞壁干扰实验研究 [J], 黄达;李志强;丁克文;张文华3.双三角翼非定常俯仰运动实验与数值模拟 [J], 赵悦;胡天翔;陈庆民;刘沛清4.双三角翼非定常俯仰运动实验与数值模拟 [J], 赵悦;胡天翔;陈庆民;刘沛清5.快速俯仰三角翼的非定常空气动力实验研究 [J], 李京伯;章子林因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

三角翼烟流显示试验实验总结

三角翼烟流显示试验实验总结
近期，我们进行了一次关于三角翼烟流显示试验的实验，旨在探
究三角翼的流场特性。

经过这次实验，我们收获了许多有用的资料和
经验，以下是本次实验的总结。

首先，我们运用烟雾机和三角翼进行了室内试验，通过观察烟流
的走向和变化，我们能够清晰地看到三角翼的流场特性。

实验结果显示，在三角翼的正中央，产生了一个高压区，而两侧则形成了低压区。

在高压区中，流速较慢，烟流也比较靠近三角翼的表面，而在低压区中，流速较快，烟流则会远离三角翼表面。

此外，我们还观察到了三
角翼附近的升力区和失速区，这对于进一步研究三角翼的飞行特性非
常有意义。

其次，我们对三角翼进行了流场数值模拟，通过计算流场的压力、密度、速度等参数，模拟出了三角翼的流场特性。

与实验结果相比，
数值模拟的结果更为精准，可以更全面地描述三角翼的流场情况。

通
过比较实验结果和数值模拟结果，我们可以不断调整模拟参数，使得
模拟结果更加贴近真实情况。

最后，我们根据实验和模拟结果，对三角翼的设计进行了探讨。

针对三角翼产生的低压区，我们可以通过设计气动制动装置或者增加
边翼片等方式来改善。

同时，我们也可以对三角翼的斜率和角度进行
优化，以便更好地控制烟流。

总的来说，本次实验为我们深入了解三角翼的流场特性提供了重要的资料和思路。

在今后的研究中，我们可以结合这些实验和模拟结果，进一步探讨三角翼的优化设计和应用。

机翼流动特性实验报告(3篇)

第1篇一、实验目的本次实验旨在研究机翼在不同迎角和雷诺数条件下的流动特性，包括边界层的发展、分离流动、升力系数、阻力系数等，以期为飞机设计提供理论依据。

二、实验原理机翼的流动特性主要受雷诺数、迎角、翼型等因素的影响。

实验中，通过改变迎角和雷诺数，观察机翼表面的流动情况，并测量升力系数和阻力系数，分析机翼的气动特性。

三、实验设备1. 风洞：用于产生稳定的气流环境。

2. 机翼模型：用于模拟实际机翼的流动特性。

3. 数据采集系统：用于测量升力系数、阻力系数、风速、风向等参数。

4. 高速摄影系统：用于观察机翼表面的流动情况。

四、实验方法1. 实验前，将机翼模型安装于风洞中，确保模型安装牢固，并对模型进行标定。

2. 根据实验要求，调整迎角和雷诺数，使气流在机翼模型上形成稳定的流动。

3. 开启数据采集系统和高速摄影系统，记录实验数据。

4. 观察机翼表面的流动情况，分析边界层的发展、分离流动等特性。

5. 根据实验数据，计算升力系数和阻力系数。

五、实验结果与分析1. 边界层发展实验结果表明，随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加。

当迎角达到一定值时，边界层开始出现分离现象。

在分离区，气流速度降低，导致升力系数下降。

2. 分离流动实验观察到，在分离区，气流速度降低，流动变得不稳定。

分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。

分离流动会导致升力系数下降，阻力系数上升。

3. 升力系数和阻力系数实验结果表明，随着迎角的增大，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。

在低雷诺数条件下，升力系数和阻力系数的变化趋势与高雷诺数条件下基本一致。

六、结论1. 随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加，分离流动现象逐渐明显。

2. 分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。

3. 升力系数和阻力系数随迎角的增大而发生变化。

七、实验总结本次实验通过改变迎角和雷诺数，研究了机翼的流动特性。

实验结果表明，迎角和雷诺数对机翼的流动特性有显著影响。

实验结果可为飞机设计提供理论依据，有助于优化机翼设计，提高飞机的气动性能。

三角翼烟流显示试验实验总结

三角翼烟流显示试验实验总结一、引言三角翼烟流显示试验是一种常用的实验方法，用于研究三角翼在不同飞行状态下的气动特性。

通过观察烟流的变化，可以揭示三角翼的气动性能，为飞行器的设计和改进提供重要参考。

二、实验目的本次实验旨在通过三角翼烟流显示试验，研究三角翼在不同攻角下的气动特性，并探索其对飞行稳定性和操纵性的影响。

三、实验装置和方法本次实验采用了一台风洞和一个三角翼模型。

首先，将三角翼模型安装在风洞中心，通过调节风洞的风速和攻角来模拟不同的飞行状态。

然后，使用一种特殊的烟雾发生器，在三角翼表面产生烟流。

通过观察烟流的形态和运动方式，可以得出三角翼的气动特性。

四、实验结果与分析在实验过程中，我们观察到烟流在三角翼表面的变化非常明显。

当攻角较小时，烟流顺着三角翼的表面流动，并形成一个平滑的流线型。

随着攻角的增加，烟流开始分离，并在三角翼的后缘形成一个尾迹。

当攻角进一步增加时，烟流分离的范围扩大，并且尾迹变得更加明显。

通过对实验结果的分析，可以得出以下结论：1. 随着攻角的增加，三角翼的升力也随之增加。

当攻角较小时，烟流顺着三角翼表面的流动，说明气流在三角翼上方的流动速度较快，产生了较大的升力。

2. 随着攻角的增加，三角翼的阻力也增加。

当攻角较大时，烟流开始分离，并在三角翼后缘形成尾迹，说明气流的流动受到了较大的阻力。

3. 三角翼的操纵性也受到攻角的影响。

当攻角较小时，三角翼的操纵性较好，飞行器容易控制；而当攻角较大时，由于气流的分离和阻力的增加，三角翼的操纵性会受到较大的限制。

五、实验总结通过本次三角翼烟流显示试验，我们深入了解了三角翼在不同攻角下的气动特性。

实验结果表明，攻角对三角翼的升力、阻力和操纵性都有着重要的影响。

在设计和改进飞行器时，需要充分考虑攻角对气动性能的影响，以确保飞行器具有良好的飞行稳定性和操纵性。

六、展望虽然本次实验取得了一定的成果，但仍存在一些不足之处。

例如，实验过程中烟流的观测可能受到人为因素的影响，导致结果的准确性有所偏差。

利用二自由度拍动翼模拟鱼直线运动的流动显示的研究

利用二自由度拍动翼模拟鱼直线运动的流动显示研究谭广琨申功　阚宝熙喻科吴慧煊北京航空航天大学航空科学与工程学院流体力学研究所 100083摘要：研究了分段串联式拍动翼在水中进行周期性简谐拍动，以模拟鱼尾的摆动。

实验设计了四种拍动情况，采用氢气泡显示法以观察翼面上和尾迹中产生的涡结构。

实验结果显示，此类翼型拍动在尾迹中会产生反卡门涡街，反卡门涡的强弱、分布结构与翼型的拍动形式、来流速度有关；前后翼拍动的相位差越小，产生的反卡门涡强度越大，可能产生较大的推进力；在大攻角下后翼进行拍动，可以有效地改善前翼前缘的分离状况。

讨论了两个拍动参数的影响：斯特劳哈数St和前后翼拍动相位差Δφ。

关键词：拍动翼，氢气泡显示法，反卡门涡，推进力Flow Visualization Research of 2-Freedom flapping foilwith simulating the flap of fish tailTan, G. K., Shen G. X., Kan B. X., Yu K., Wu H. X.Fluid Mechanics Institute, Beihang University, Beijing 100083Abstract: This paper had researched a 2-D separated tandem foil that can make 2-freedom flap with four typesof flapping modes in water channel in order to simulate the flap of fish tail in nature. The hydrogen bubbleflow visualization technique had been used. The results of the experiments show that in the wake the flap ofthe foil will produce an array of reverse-Karman V ortex Street of which the formation and the strength haverelations the flapping modes including several flapping parameters; The less the phase-difference between thefore wing and rear wing is, the greater the strength of reverse-Karman is and it maybe generate more powerfulpropulsion; Under the condition of high attack angle of the fore wing, the flap of the rear wing will result inthe disappear of flow separation at the leading edge of the fore wing. The St number and the phase-differenceΔφhad been discussed mainly.Key Words: Flapping foil, Hydrogen bubble flow visualization, Reverse-Karman V ortex, Propulsion一、前言自然界中，许多游动速度（或速度身长比）比较高的水生动物，其上下拍动的新月形尾鳍类似于一个大展弦比拍动翼。

三角翼表面油流显示试验

流体力学实验三角翼表面油流显示实验班级姓名实验日期指导老师北京航空航天大学流体力学研究所三角翼表面油流显示试验白涛一．概述表面油流显示技术是风洞实验中最常用的流动显示技术之一，主要用于显示物面的流动图谱。

该方法是一种显示复杂流动中如分离流动和旋涡流动的非常简便有效的手段。

其技术特点是可以在风洞中比较方便和迅速地获得模型表面的流谱。

通过对表面油流谱图的分析可以了解流体在表面发生分离的位置、分离方式和特点以及旋涡的形成等等。

二．试验设备简介：1）风洞：是产生人工气流的设备，本次实验所用风洞为开口回流式风洞，如下图所示。

其主要组成部分为实验段、扩压段、拐角和导流片，稳定段、收缩段以及动力段。

实验段截面为椭圆面，其入口长轴为102cm，短轴为76cm，出口处长轴为107cm，短轴为81cm；实验段全长2m；实验段的最大流速为40m/s；紊流度为0.3%；实验段模型安装区内，速压不均匀度'3%。

其上游收缩段的收缩比为8.4。

2）D1风洞采用可控硅控制无级调速；配置有尾撑式α—β机构及内式六分量应变天平。

3）机翼模型：本实验采用后掠角为70︒的三角翼模型。

翼弦b=0.4米，翼展l=0.29米。

三．表面油流显示的基本原理对于油流实验，首先要了解油流谱图中油流轨迹显示了气体绕流中何种特性以及油膜的存在对表面流动特性的影响。

为此应该分析在外流场作用下物面上油膜运动的基本方程，从而了解表面油流的基本原理。

1.油膜层油流轨迹线在油流实验时，通常将带有细微示踪粒子的油剂薄薄地涂在试验模型的表面上，油膜厚度小于边界层厚度。

因此当在风洞中进行吹风时，油膜在边界层内气流的作用下做缓慢的粘性运动形成油流谱。

油膜的下边界是物面，应满足无滑移条件，即在物体表面上油的流速为零。

油膜上边界与气流相接，在油、气界面上油流和气流的速度相等，同时油流和气流的剪应力也相等。

油膜层流动应满足动量守恒和连续方程，并满足油层与气流界面以及下边界物面上的边界条件。

《三角翼前缘涡流动显示实验》

《三角翼前缘涡流动显示实验》实验指导书空气动力学与风洞实验室2007年6月三角翼前缘涡流动显示实验一、实验目的1. 掌握染色流动显示技术的基本原理、应用方法和实验过程中的技术问题。

2. 观察随攻角变化，三角翼前缘涡的形成和结构特征、前缘涡破裂现象和特性，利用所学知识分析实验结果。

二、基本原理流动显示技术是流体力学的两个基本测试手段之一（另一个是定量测量，如测力、测压等）。

流动显示是通过一定的技术手段使绕物体的流动可视化的一种流体力学实验方法。

一方面可以用来验证理论分析和数值模拟的结果，另一方面对无法用理论分析和数值模拟方法进行研究的复杂流动现象，流动显示方法可以得到一些重要结果。

通常水中流动显示结果要比空气中效果好，并且实验技术成熟、易于实施，费用低。

水洞中常用的流动显示技术有氢气泡方法和染色方法等（属于示踪粒子方法），配以激光片光源等辅助手段可以得到很多有意义的细节结果。

染色显示技术选用有色液体作为示踪物质。

色液的物理性质（如比重和运动粘性系数等）要求尽量和水接近以满足跟随性要求。

为了清晰地显示并减少对设备的污染和腐蚀，要求所用色液不易扩散、不易附着于物体，腐蚀性小，流动性好，不易沉淀和透光性小。

常用的色液包括墨水、食品色、高锰酸钾溶液等。

除此之外，染色流动显示实验中要求色液注入速度在大小和方向上应和当地水流一致，尽可能避免对流场产生不适当的影响，如明显的射流等。

绕三角翼的前缘分离涡结构稳定，流动显示效果好。

关于三角翼前缘涡的形成和结构特征、涡破裂等现象既有理论研究价值又有很强的航空航天应用背景。

机翼前缘分离涡可产生非线性涡升力，增大飞机升阻比；另一方面同时伴随有侧向力；旋涡破裂会导致升力迅速下降。

绕大后掠尖前缘三角翼典型流动现象：小攻角时仅出现气泡分离；中等攻角（α=20o～25o）时，形成两个大涡，三角翼表面上存在再附和二次分离现象；大攻角时出现对称涡和非对称涡结构。

α=35 o～40o时，对称涡结构转变为非对称涡结构。