微型飞行器在军、民用领域具有广阔的应用前景,柔性翼是提升微型飞行器的气动性能的有效方法。为了更好地对柔性翼进行控制,对柔性翼变形和振动特性及其对气动力的影响进行了同步测量。研究结果表明,相比于刚性翼,柔性翼使失速迎角推迟了6°,最大升力系数提升了47.4%,升阻比提高了17.8%。柔性翼的周期性振动除了迎角0°~2°呈现大振幅、小静变形特征外,振动的振幅随着迎角增加经历无明显波峰、三波峰到单波峰的转换。升力系数最大时对应的薄膜变形、振动振幅均达到最大。此外,变形最大的弦向位置随迎角的变化决定了俯仰力矩的特性。据此提出了施加弯度和特定频率的振动激励来提升气动性能的主动控制策略。

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

为了提高大迎角下三角翼的机动性,在北航0.6m×0.6m×4.0m水槽中对后掠角Λ为70°的三角翼模型进行流动显示实验来研究尖顶襟翼对三角翼前缘涡破裂的影响.迎角α范围为30°～50°,弯折位置为30%c,向下弯折角B为0°～30°.试验结果表明:低头的尖顶襟翼对延迟三角翼前缘涡的破裂有显著效果,且弯折位置在涡破裂点附近时,推迟涡破裂的效果较好.迎角α≤40°时,存在一个推迟前缘涡破裂最有效的弯折角度.对于迎角α=40°,当弯折角度B＝20°时效果最佳,可使前缘涡涡破裂点位置推迟33%～35%c.

利用氢气泡流动显示方法,对圆柱尾迹影响下的湍流边界层近壁区的低速流体条带特征进行了观察和分析.结果表明:与没有尾迹扰动的情况相比,在圆柱下游低速条带的平均展向间距减小,圆柱距离壁面较近时这种减小更显著,可达到22%;而当圆柱离壁面较远时,尾迹对条带平均间距的影响减弱,其最大减小量的出现向下游推迟.另一方面,尾迹的作用并未使条带间距的统计分布性质发生改变,它们仍然符合对数正态规律.

通过实验研究了受气流剪切但无明显波动的水气界面下的湍流特性.当界面剪切较强(uτ≥0.20cm/s)时,水面边界层中平均流速、速度脉动强度和Reynolds切应力的分布形状与固壁湍流相似,预示剪切水气界面和固壁附近的湍流相干结构是相类似的.另一方面,水面湍流也表现出不同于固壁湍流的细节特征.与自由面湍流不同的是,在靠近剪切水气界面的流场中流向和垂向速度脉动同时受到抑制.