基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理
发布时间：2021-04-01 18:57
相比于机翼产生的孤立翼尖涡,加装小翼之后的翼尖涡表现出双涡甚至多涡结构,并且呈现出更加复杂的不稳定特征。为揭示翼尖双涡结构不稳定特征及其演化机理,采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和全局线性稳定性分析（LAS）方法对不同雷诺数和攻角下带双叉弯刀小翼的M6机翼产生的翼尖涡结构在尾迹区的不稳定特征进行研究。试验结果表明,对称布置的双叉弯刀小翼产生的翼尖涡包含上/下小翼产生的主涡（上/下主涡）结构,两者构成近似等强度的同转涡对,在相互靠近的同时以20rad/s的角速度相互缠绕。对上/下主涡瞬时涡核位置的统计分析表明,翼尖涡摇摆幅值随流向位置逐渐增大,随雷诺数的增加而增大,随攻角的增加先增大后减小。对16倍弦长的尾迹截面处的翼尖双涡结构进行全局时间稳定性分析,不同工况下,上/下主涡最不稳定模态（模态P/模态S）的稳定性曲线变化规律与摇摆幅值的变化规律相一致,表明翼尖涡的摇摆源自于其内在的不稳定性特征。增加流向扰动波数,发现模态P切向波数逐渐增加;而模态S则是径向波数逐渐增加。不同工况下,模态P的切向波数为5～6,扰动波数分布在[2.75,5]的区间内,所对应的不稳定放大率均大于模态S,而不稳...
【文章来源】：航空学报. 2020,41(09)北大核心EICSCD
【文章页数】：14 页
【部分图文】：
机翼模型外形几何参数
本试验在上海交通大学低速回流式风洞中进行，该风洞的试验段截面为1.2m×0.9 m的矩形，经过热线标定测得来流湍流度在0.3%以下。试验时，机翼安装攻角α为6°、8°和10°；来流速度u∞为15m/s、30m/s和45m/s，对应的基于翼尖弦长（c=0.08 m）的雷诺数为Rec=0.82×105,1.64×105,2.46×105。相对于后掠翼的尾缘，在16倍尾迹区范围内等距离测量x/c=2,4，…，16共8个截面。试验过程中机翼的安装示意图如图2所示，其中来流方向为x轴正方向，机翼上表面方向为y轴正方向，垂直于风洞壁面向上的方向为z轴正方向。由机翼和小翼造成的风洞阻塞度小于1%。试验过程中，示踪粒子采用1～5μm直径的雾化乙二醇油滴，保证良好的粒子跟随性。采用Nd:YAG双脉冲激光发射器发射波长为532nm、脉冲能量为380mJ的激光照亮测量区域。双脉冲发射频率为1Hz，激光厚度为1mm并垂直于来流方向。根据SPIV的测量精度对粒子在两帧图像时间内的位移要求，在15 m/s、30 m/s和45m/s的来流条件下，两束激光的时间间隔分别设为Δt=15,7.5,5μs。试验拍摄的相机为Imager-Pco的高分辨率CCD相机，相机与激光器同步，发射与采样周期设置为1s。为保证相机在x/c=16截面处的拍摄窗口足够，两个相机的安装角度保持在45°。相机采集的图像画幅为2 048像素×2 048像素，拍摄画幅大小为292 mm×269mm，对应的空间分辨率为0.131mm/像素。每个工况下，左右相机均保存200幅瞬时图像，以求解时均流场信息并研究翼尖涡的摇摆特征。
槽道流结果验证
【参考文献】：
期刊论文
[1]Secondary instability of separated shear layers[J]. Zhiyin YANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2019(01)
[2]基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制[J]. 邱思逸,程泽鹏,向阳,刘洪. 航空学报. 2019(08)
[3]Numerical analysis of broadband noise reduction with wavy leading edge[J]. Fan TONG,Weiyang QIAO,Weijie CHEN,Haoyi CHENG,Renke WEI,Xunnian WANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2018(07)
本文编号：3113825
【文章来源】：航空学报. 2020,41(09)北大核心EICSCD
【文章页数】：14 页
【部分图文】：
机翼模型外形几何参数
本试验在上海交通大学低速回流式风洞中进行，该风洞的试验段截面为1.2m×0.9 m的矩形，经过热线标定测得来流湍流度在0.3%以下。试验时，机翼安装攻角α为6°、8°和10°；来流速度u∞为15m/s、30m/s和45m/s，对应的基于翼尖弦长（c=0.08 m）的雷诺数为Rec=0.82×105,1.64×105,2.46×105。相对于后掠翼的尾缘，在16倍尾迹区范围内等距离测量x/c=2,4，…，16共8个截面。试验过程中机翼的安装示意图如图2所示，其中来流方向为x轴正方向，机翼上表面方向为y轴正方向，垂直于风洞壁面向上的方向为z轴正方向。由机翼和小翼造成的风洞阻塞度小于1%。试验过程中，示踪粒子采用1～5μm直径的雾化乙二醇油滴，保证良好的粒子跟随性。采用Nd:YAG双脉冲激光发射器发射波长为532nm、脉冲能量为380mJ的激光照亮测量区域。双脉冲发射频率为1Hz，激光厚度为1mm并垂直于来流方向。根据SPIV的测量精度对粒子在两帧图像时间内的位移要求，在15 m/s、30 m/s和45m/s的来流条件下，两束激光的时间间隔分别设为Δt=15,7.5,5μs。试验拍摄的相机为Imager-Pco的高分辨率CCD相机，相机与激光器同步，发射与采样周期设置为1s。为保证相机在x/c=16截面处的拍摄窗口足够，两个相机的安装角度保持在45°。相机采集的图像画幅为2 048像素×2 048像素，拍摄画幅大小为292 mm×269mm，对应的空间分辨率为0.131mm/像素。每个工况下，左右相机均保存200幅瞬时图像，以求解时均流场信息并研究翼尖涡的摇摆特征。
槽道流结果验证
【参考文献】：
期刊论文
[1]Secondary instability of separated shear layers[J]. Zhiyin YANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2019(01)
[2]基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制[J]. 邱思逸,程泽鹏,向阳,刘洪. 航空学报. 2019(08)
[3]Numerical analysis of broadband noise reduction with wavy leading edge[J]. Fan TONG,Weiyang QIAO,Weijie CHEN,Haoyi CHENG,Renke WEI,Xunnian WANG. Chinese Journal of Aeronautics. 2018(07)
本文编号：3113825
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