电弧放电减弱激波强度的仿真研究

为了研究电弧等离子体数学建模,首先分析了等离子体与超声速流场相互作用的机理,然后开展了不同放电组数、放电位置与电弧温度对激波减阻效果影响的仿真研究。结果表明:随着激励位置的前移,主流激波强度减小;随着激励组数的增加,主流激波前移,主流激波强度减小;热量源项温度存在一个阈值,能够使流场出现热节流现象。因此当温度继续增大后,激波变化不明显。最后进行了实验验证。研究结果表明施加等离子体激励减弱了尖劈前方斜激波的强度。同时,进一步证明了等离子体与超声速流场耦合的热机理。     

等离子体气动激励改善低速叶栅性能数值仿真

针对低速条件下等离子体气动激励抑制压气机叶栅吸力面流动分离进行研究.将表面介质阻挡放电等离子体气动激励对流场的作用等效为体积力和热的作用,并考虑等离子体温升对流体热物理性质的影响,建立了等离子体气动激励的数学模型.通过求解电势和电荷方程得到等离子体气动激励诱导的体积力和热功率密度分布函数,通过实验数据拟合得到物性参数函数,分别作为方程源项和系数加入到Navier-Stokes方程中求解.应用模型研究了等离子体激励在不同来流速度、攻角和激励强度下对压气机叶栅性能的影响.数值仿真结果表明:在马赫数为0.05、攻角为2°的情况下,施加等离子体激励后,分离点由65.09％弦长处后移到79.4％弦长,气流转折角增加0.8°,最大总压损失系数减小了7.4％,尾迹宽度减小了12％.来流速度增大激励效果会减弱,来流攻角的改变对激励效果有影响,激励强度增大对流动分离的抑制效果有明显改善.     

混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究

为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.     

等离子体流动控制技术研究进展

基于等离子体气动激励的等离子体流动控制技术,可显著改善飞行器/动力装置的气动特性,已成为国际上空气动力学和气动热力学领域的研究前沿。简要介绍国外等离子体流动控制研究的重要进展,主要介绍国内在等离子体冲击波流动控制理论、等离子体气动激励特性、等离子体气动激励扩大压气机稳定性、等离子体气动激励减弱超/高超声速激波强度等方面的研究进展,并指出了未来发展需要解决的重大问题。     

涡轮基组合循环发动机进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑进气道的气动性能和进气道前体斜板的调节规律。对高超声速涡轮基组合循环发动机的二维混压式几何可调进气道的设计进行了探索。控制进气道喉部出口马赫数的大小,给出了三斜板内外混合压缩进气道设计点的几何尺寸和非设计点的斜板调节规律。运用二维CFD数值计算手段,通过求解欧拉方程,对所设计进气道在不同飞行条件下的流场进行了计算。计算表明,设计的进气道结构简单,附加阻力小,总压恢复系数高,低速起动性能好,调节规律容易实现。     

介质阻挡放电涡发生器等离子体激励条件下壁面气膜冷却性能研究

采用数值方法研究了介质阻挡放电涡发生器(DBD-VGs)等离子体激励条件下的壁面气膜冷却特性,分析了不同归一化激励强度与归一化激励频率条件下壁面附近的流场结构及冷却性能,获得了DBD-VGs等离子体激励对壁面附近冷、热气流运动的影响机制。研究发现:DBD-VGs等离子体激励有利于诱导冷却孔下游壁面附近流场形成反肾形涡对,抑制原有肾形涡对结构的发展,进而减少近壁面冷气的抬升,改善壁面气膜冷却性能。当归一化激励强度从20提升至50、激励频率从0.625提升至2.5时,冷却孔下游壁面与冷气的展向接触范围逐渐扩展,壁面气膜冷却性能明显增强。当归一化激励强度从0提升至40时,壁面中线与展向平均的气膜冷却效率极值分别增大了60%及420%;当归一化激励频率从0提升至1.25时,壁面中线和展向平均的气膜冷却效率极值分别增大了50%及286.7%。与单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励相比,DBD-VGs等离子体激励可在较低的激励参数下获得较高的展向平均气膜冷却效率;在相同激励参数下,DBD-VGs等离子体激励使冷却孔下游壁面与冷气展向接触程度的提升效果更为显著。     

壁面粗糙度对轴流压气机气动性能的影响

以某典型压气机级为研究对象,利用三维数值模拟方法系统、定量地研究了壁面粗糙度变化对轴流压气机气动性能的影响,揭示了壁面粗糙导致压气机性能退化的内在机制。结果表明:壁面粗糙度增大会降低压气机总压比和等熵效率,且粗糙度越大,性能衰退越快;当壁面粗糙度超过90μm时,压气机的总压比和等熵效率分别下降2.58%和7.15%;近壁区气流的黏性耗散,分离区气流掺混、堵塞的增强,以及激波损失是导致压气机性能退化的主要原因;壁面粗糙度增大将使压气机特性线向流量减小的方向移动,近失速点的特性参数减小得更快,压气机的稳定工况范围有所增大,但通流能力大幅降低;当壁面粗糙度超过150μm时,失速工况提前发生,压气机稳定工作范围迅速减小6.21%。     

典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验

为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿三维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。     

等离子体气动激励对二维气膜等离子体气动激励对二维气膜冷却效果影响的机理

为了研究等离子体气动激励对二维气膜冷却效果的影响规律,基于等离子体气动激励唯象学模型,将等离子体气动激励对冷却气流的宏观作用等效为体积力,通过耦合求解体积力与 Navier??Stokes方程,得到了气膜冷却的流场和温度场特性。计算结果表明:气膜缝出口壁面附近冷流经过等离子体气动激励作用后,速度水平分量提高较大,竖直分量提高较小;随着吹风比的增大,气膜缝出口冷流的流量和动量增加,气膜冷却效率增加,但等离子体气动激励对冷却气流的影响减弱,气膜冷却效率增加量减小。施加等离子体气动激励后,在各吹风比下,随着气膜缝倾角的增加,气膜冷却效率逐渐降低;等离子体气动激励等效体积力大小对气膜冷却效果有较大影响,气膜冷却效率随体积力的增大先升高后降低,存在一个最佳等效体积力值。     

磁流体流动控制在航空工程中的应用与发展

总结了国内外磁流体(MHD)流动控制的研究现状,重点介绍了磁流体流动控制的3个典型实验:调节超音速进气道激波系结构,抑制流体边界层分离,减弱诱导激波强度;对磁流体流动控制机理进行了初步分析,说明放电等离子体能在激励区产生高温等离子体层,由于局部气体高温高压诱导出激波,形成虚拟尖劈,从而改变原有流场结构,施加磁场的主要用途是对放电电弧施加宏观的洛仑兹体积力,控制电弧运动的方向.最后,总结了磁流体流动控制的优势,并对国内MHD流动控制在航空工程上的应用与发展进行了展望.     

纳秒脉冲气动激励无人机流动控制风洞试验

等离子体流动控制作为一种新型的主动流动控制技术,可显著提升飞行器的气动性能。采用纳秒脉冲气动激励进行了某型无人机流动分离控制实验。实验结果表明:纳秒放电和毫秒放电的激励电压几乎相等,但是纳秒放电产生的电流(30A)比毫秒放电电流(0.1A)大得多;纳秒脉冲气动激励在流场中诱导产生近似向上的冲击波,最大诱导速度不超过0.5m/s;纳秒放电的快速温升效应在静止空气中诱导产生冲击波,冲击波的持续时间约为80μs,传播速度约为380m/s;当激励电压大于一定阈值时,纳秒脉冲气动激励使得该型无人机上表面的流动分离得到抑制,临界失速迎角从20°提升至27°,最大升力系数增大11.24%。探究放电频率对流动控制效果的影响规律,结果表明:最佳激励频率是使得施特劳哈尔数为1的频率值;在附面层流动控制方面,纳秒脉冲气动激励较毫秒脉冲气动激励更加有效;纳秒脉冲等离子体流动控制的主要机制是冲击效应,在高速流动控制中,冲击效应比动力效应更加有效。     

纳秒脉冲等离子体激励控制短舱侧风流动分离实验研究

短舱进气道在侧风工作状态下会发生流动分离，导致发动机进气畸变，甚至造成发动机喘振。等离子体流动控制技术在改善流场特性领域具有自身独特的发展优势，其主要难点在于等离子体激励能否与流场产生有效耦合作用实现流动控制目标，而高压脉冲等离子体技术以其功耗相对较低、对流场持续产生扰动等优势，在控制翼型/机翼流动分离中已取得显著成果，在短舱流动分离控制中存在巨大的潜力。首先探究了侧风影响下短舱进气道的基准气动规律， 定量分析总压畸变程度，从而确定了等离子体激励工况，然后采用120°周向激励布局，在不同激励频率电压条件下，进行纳秒介质阻挡放电（NS-DBD）的流动控制效果验证和激励参数影响规律研究。结果表明：施加NS-DBD激励，总压损失系数降低，流动分离范围减小，总压畸变基本消失；随着激励频率的提升，总压畸变程度呈现先减小后增加的趋势；在激励过程中存在一个固有最佳耦合频率，在最佳耦合频率下，总压畸变改善效果最佳；在来流速度为25 m/s，来流偏角为10°的条件下，施加NS-DBD激励，使得平均总压损失系数减小了26.09%，畸变指数减小了31.48%；激励电压阈值上限为10 kV，阈值下限为8 kV；而通过改变激励电压，以改变激励能量的注入，对分离流场改善效果的提升不明显，因此，在实现分离流场控制的同时应尽可能降低激励电压至电压阈值下限，有助于降低能耗、提升寿命，促进等离子体流动控制技术的推广应用。     

等离子体激励参数对圆柱绕流影响的风洞实验研究

为研究等离子体的激励参数对圆柱绕流的影响,在低速风洞中进行介质阻挡放电(DBD)等离子体激励控制圆柱绕流的实验。风速V_∞=8 m/s,基于圆柱直径的雷诺数Re=8.6×10~4。圆柱绕流的烟线流动显示、圆柱壁面和尾迹压力的测量和分析表明脉冲激励参数的变化对圆柱绕流的影响在尾流宽度、壁面静压分布、圆柱阻力、尾迹压力分布三方面均有所体现。激励频率在400 Hz左右时流动控制效果最佳。占空比在40%~80%范围内,流动控制效果较好。激励电压在9.2~13.2 kV区间内存在放电启动的临界电压值,在22~25.5 k V范围内激励效果最优。边界层分离点附近区域,激励对壁面静压和流速的影响较为显著。     

不同时间尺度等离子体气动激励特性的测试诊断

为了揭示ns脉冲等离子体气动激励与流场附面层耦合作用机制,提高等离子体气动激励控制附面层的能力,对不同时间尺度的等离子体气动激励的放电特性和体积力等进行了测试诊断。实验结果表明:ms、μs、ns脉冲放电的放电电压相差不大,但ns脉冲的最大放电电流明显高于ms和μs脉冲,最高可达到4 A;激励电压越大,等离子体气动激励诱导体积力越大;ms、μs脉冲等离子体气动激励诱导体积力水平方向分量较大,ns脉冲水平方向体积力近似为零;ns脉冲垂直方向体积力不为零,与ms和μs脉冲相差较小。     

等离子体气动激励减小翼型跨音速阻力的数值模拟

等离子体气动激励能够显著提升飞行器／动力装置的气动性能。本文进行了等离子体气动激励减小RAE2822翼型跨音速阻力的数值模拟。将电弧放电等离子体激励简化为对流场的热能注入,建立了基于唯象学的数值计算模型,以实验测试结果作为输入条件,将热能以源项的形式加入N-S方程求解,研究了不同来流速度、激励强度以及激励位置下等离子体气动激励对翼型阻力特性的影响。仿真结果表明:等离子体气动激励可以有效减小RAE2822翼型跨音速阻力,来流速度与等离子体气动激励减阻效果有较大关系,当[WTBX]Ma=0.81时,减阻达到13.58％;激励强度对减阻效果影响较小,当W[WTBZ]=3 000 K时,减阻达到11.77％;增大激励位置,减阻效果增大,但幅度变小,当[WTBX]D[WTBZ]=20 mm时,减阻达到13.17％。     

层状砂岩静动力学特性对比

文章为研究层状砂岩在冲击荷载和静荷载作用下层状砂岩的力学特性,对层理倾角为0°、15°、30°、45°、60°、75°、90°的试样进行冲击压缩实验和静力压缩实验。对2种试验的结果进行对比分析发现：随层面倾角增大,砂岩峰值强度先减小再后增大;试样冲击压缩时试样峰值强度较大;静载条件下,随角度的增大,弹性模量与强度均而先增加后减小再增加,冲击压缩时,随角度的增加,弹性模量的变化呈先增加再减小的趋势,强度的变化呈先减小后增大的“U”形;单轴压缩实验中,倾角为0°~75°试样发生剪切破坏,倾角为90°的试样发生劈裂和剪切混合破坏;冲击荷载作用下,试样在倾角0°~60°时破碎形状为块状,倾角在75°和90°时破坏形状为块状和片状混合。     

叶根前缘VG对微型轴流风扇性能的影响

为降低微型轴流风扇叶根端壁区域二次流所引起的损失,根据涡流发生器的流动控制思想,提出一种在叶根前缘压力面侧设置微型直板的新型流动控制方法;以某微型轴流风扇为研究对象,采用数值模拟结合实验的方法,重点分析了不同安装角的涡流发生器对轴流风扇气动性能及内部流场的影响;研究结果表明：涡流发生器存在提高风扇静压与静压效率的最佳几何安装角,涡流发生器会对叶轮内部流场产生影响,由涡流发生器所形成的诱导涡与压力侧马蹄涡分支进行掺混,会削弱马蹄涡的强度,在一定程度上抑制了由马蹄涡参与演变成的通道涡的发展,使叶轮流道中流体进行再分配;在宏观方面,结构匹配的涡流发生器可提高风扇的气动性能,当涡流发生器安装角度为15°时,在风扇高效运行区间内同原型风扇相比,安装涡流发生器的风扇其静压最多提高8%,静压效率最大可提升2.4%。对于大轮毂比微型轴流风扇,由通道涡所引起的二次流损失不容忽视,同时在对叶轮进行设计优化时应重视叶根端壁处的结构设计。