等离子体合成射流激励器的流场特性分析

等离子体合成射流作为一种新型的主动流动控制技术,是针对传统合成射流激励强度差而设计的。利用Fluent 6.3软件,采用结构化网格,对等离子体合成射流激励器流场进行了二维非定常数值模拟,研究单次放电激励器流场的演化规律,并且比较了不同放电时间尺度对激励器出口速度的影响。研究表明:等离子体合成射流激励器能够产生高速射流,最大速度达到439 m／s,大大增加了流场湍流度;激励器放电时间越长,出口峰值速度越大。计算结果表明等离子合成射流激励器能够应用于高速流动控制。     

合成射流数值模拟方法对比

为了得到最佳的合成射流模型用于合成射流主动流动控制的数值模拟研究,通过求解二维非定常RANS方程,在网格和边界条件等一致的情况下,对比研究了出口速度模型、单连通域模型和动边界模型等3种合成射流模拟方法的优缺点和适用范围,并与实验结果进行对比分析.结果表明:3种模型对射流的速度都有较好的捕捉能力,在考虑激励器振动膜运动的空间分布与时间分布因素的基础上,动边界模型包含对激励器腔体体积变化率建模,对合成射流漩涡空间分布和强度分布有准确的捕捉能力,是数值模拟应用的理想模型.     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化，能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验，并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000，翼型攻角小于15°时，合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小；（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内，不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时，合适的激励器频率为1 300 Hz；攻角5°时，400 Hz和1 300 Hz比较适合；而攻角大于等于7.5°时，共振频率960 Hz更为合适；（3） 在来流雷诺数为140 000，攻角小于等于15°时，合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值，从而使上下表面压力差增大约5%，提高了升力.     

可压缩气体合成喷射流数值模拟

为了更深入地研究合成喷射流性能与激励器结构参数的关系,在考虑气体可压缩性质的条件下,对合成喷射流进行了理论分析,得出了合成喷射流性能与激励器结构参数的函数关系式,并采用动边界条件模拟实际压电膜的振动,对合成喷外部射流场和激励器腔体内部射流场进行了联合数值模拟.计算结果与已有的实验结果及理论分析结果吻合较好,验证了该数值模拟方法的可行性.     

合成射流流动与传热特征的数值模拟

采用RNGκ-ε模型和PISO算法,通过求解三维N-S方程,对腔体右侧振动膜片运动的二维合成射流流动与传热特征进行了数值模拟.模拟结果显示由于激励器在右侧振动膜片的作用下,合成射流产生的喷射气流在喷口中心右边速度稍大于左边速度,形成不对称射流流场;射流冲击壁面的速度峰值出现在中心区两侧,使得射流冲击换热的Nu数形成相应的峰值;随着合成射流冲击距离Z/do的增大,其对流换热系数出现先增大后减小的变化规律,当冲击距Z/do=20~30 mm时冷却效果较佳.     

螺旋式压电振动给料器的模型建立与实验研究

阐述了压电材料的选择、压电双晶片的特性,讨论了螺旋式压电振动给料器所用的压电振子,并对压电振子的振动模式进行了选择.建立了螺旋式压电振动给料器的振动模型,通过对物料在料盘上的受力情况进行分析,得出给料器的频率表达式.再通过样机测试,得到其共振频率为224.609 Hz,再通过试验得到频率与输送速度的特性曲线.试验结果表明,当电压为200 V,频率为220 Hz左右时,输送物料速度为83个/30 s;频率为160~280 Hz之间时,系统具有输送物料的能力,共振条件下(224.609 Hz)输送速度最快.     

直线式压电振动给料器的动力学分析

阐述了PZT系压电陶瓷材料的特性,讨论了直线式压电振动给料器所用的压电振子,并对压电振子的类型进行了选择.建立了直线式压电振动给料器的振动模型,通过对物料在料盘上的受力情况进行分析,得出给料器的频率表达式.再通过样机测试,得到其共振频率为91 Hz,再通过试验得到频率与给料速度的特性曲线.试验结果表明,当电压为220 V,频率为91 Hz,输送物料速度为35 mm/s;频率为60~140 Hz之间时,系统具有输送物料的能力,共振条件下(91 Hz)输送速度最快.     

等离子体射流防冰性能实验研究Ⅱ.流向和展向布置DBD-PA防冰性能比较

在冰风洞中开展了结冰条件下NACA0012翼型的流向和展向分布等离子体射流防冰性能对比实验.设计加工了基于介质阻挡放电技术的流向和展向分布等离子体射流激励器并粘接于翼型表面,热电偶巧妙埋设于激励器下方以检测防冰效果.结果表明,展向分布等离子体射流激励器在裸露电极上方无法生成等离子体射流,故而会有明冰生成,防冰效果较差,而流向分布激励器在来流的作用下能够部分弥补这一缺陷,具有更好的防冰效果.     

定常与脉冲涡旋射流下矩形扩压器流动分离控制研究

为了研究涡旋射流控制流动分离的物理机理,基于大涡模拟方法对涡旋射流控制下的矩形扩压器流场和射流流向涡结构的生成、发展等动力学演化过程进行了数值研究.结果表明:射流产生的流向涡将主流高动量气流带入分离区,增加了边界层内气流流动方向的动量,使流动分离得到了抑制.射流流场的涡结构主要由射流剪切层涡、马蹄涡、尾涡组成,由于速度梯度大小的变化,使得射流剪切层涡系的结构随着时间推移从涡卷演化为涡环.对于脉冲射流,在低频脉冲下,射流产生的流向涡呈涡卷结构,流动控制效果明显.在高频脉冲下,射流剪切层涡演变成间歇涡环结构,流动控制效果减弱.通过对比脉冲频率和占空比对流动控制的影响发现,占空比为0.5、频率为20Hz的脉冲射流具有较好的流动控制效果.     

合成射流激励频率对车辆气动阻力的影响

利用大涡模拟方法,研究了激励频率对三维地面车辆气动阻力的影响规律及其控制机理.流动分析结果表明:合成射流布置在车辆顶部和斜背交界处,在不同激励频率下实现车辆减阻,当频率低于90 Hz时,增大频率,阻力增大;频率高于90 Hz,随着频率的增大,阻力减小;频率达到1 500Hz时,阻力不再减小.斜背附着距离和雷诺应力分布的差异解释了气动力随不同激励频率变化的原因.不同激励频率下的频谱分析表明:合成射流控制了斜背动态附着现象,导致速度、压力和阻力系数频谱峰值皆对应激励频率.     

基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验

等离子体流动控制技术具有结构简单、响应迅速等特点，已成为流动控制领域的研究热点。为减小飞机的湍流摩擦阻力， 提出了一种基于方格网状等离子体激励器的新型湍流减阻方法，研究了其放电特性与诱导流动特性，并在风洞中获得该激励器减小NACA0012翼型湍流摩擦阻力的参数规律。结果表明，静止条件下，方格网状激励诱导的射流速度与占空比成正比，而随脉冲频率的增大先增加后减小，诱导射流的最大瞬时速度为1.75 m/s。来流速度为15 m/s时，激励能使翼型湍流摩擦阻力减小3.5%。方格网状激励诱导产生的射流使近壁面流体整体抬升，破坏近壁面涡结构，进而抑制湍流生成，实现摩擦减阻。     

可压缩气体合成射流微喷优化设计

借助Fluent软件,基于标准k-ε湍流模型和PISO算法,采用动网格方法构造动边界条件,在可压缩模型下,对二维、黏性、非定常气体合成射流微喷的频率特性及影响射流性能的3个关键因素(驱动频率、振动膜峰值速度和喷口尺寸)进行数值模拟,为合成射流微喷的优化设计提供了依据.结果表明,在可压缩模型下,合成射流微喷的频率特性仿真结果与理论计算结果较吻合,验证了其在可压缩气体模型下仿真的必要性;同时,对任一给定的合成射流微喷,驱动频率和喷口宽度存在最优值.     

合成射流对脉动气动载荷的相位控制

提出了通过合成射流控制脉动气动载荷相位来抑制结构物涡激振动的思想.为了验证合成射流对脉动气动载荷的相位控制功能和研究实现合成射流相位控制功能的参数范围,采用CFD软件对有无合成射流控制下,E214翼型周围的二维非定常流场进行了数值模拟,得到了翼型升力系数的时间历程.对有无合成射流控制情况下,气动载荷的时间历程进行快速傅利叶变换.给出了大迎角下无合成射流控制时脉动气动载荷的主频,及判断合成射流能否实现相位控制的方法.应用该方法对一系列数值模拟的结果进行分析判断,得到合成射流能实现相位控制的速度-频率参数范围.结果发现合成射流的相位控制功能受合成射流喷射速度和喷射频率的影响很大.当合成射流喷射频率与无合成射流作用下脉动气动载荷的主频非常接近时,只需较小的控制能量就能实现相位控制.而当合成射流喷射频率偏离无合成射流作用下脉动气动载荷的主频时,则需要较大的控制能量才能实现相位控制.     

不同孔口构型合成射流激励器的低速翼型分离控制特性

为探索孔口构型对合成射流激励器流动控制效果的影响,采用数值方法研究了4种不同孔口构型的合成射流激励器对大攻角20。下NACA0015翼型分离流动的控制特性。通过对翼型气动力特性、脱落旋涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,阐述了合成射流的边界层分离控制机理。首先在距离翼型前缘10％、20％、30％弦长位置安装激励器进行数值模拟,得到20％弦长的激励器方案效果最好。然后在此位置处,采用设计出的“凸台型、凹台型、斜出口”以及常规平台型等4种孔口构型的激励器进行流动分离控制。结果表明,在所有方案中,流动控制效果最佳的方案是喷口向流动方向倾斜的孔口构型;在这种方案下,射流与主流掺混使得边界层的动能增大,抗反压能力增强,并且由于喷出的气流方向与主流方向夹角很小,掺混后的气流流动方向与主流相近,从而使得边界层分离被大大削弱甚至消失。     

基于圆环孔合成射流器的LED前照灯散热控制

采用实验方法明确圆环孔合成射流器的速度分布特征,利用参数化方法获得最佳散热距离,将其与发光二极管(LED)前照灯组合后采用实验方法明确合成射流器对LED前照灯的散热效果。基于大涡模拟对该部件的流场及温度场进行解算,在验证仿真方法有效性的同时明确温度及换热系数的分布规律。采用正交分解法对该部件流场及铝基板表面对流换热系数进行分析,表明壁面对流换热系数的分布特征及合成射流器的散热控制效果主要由流场中的大尺度涡结构所决定。     

Advanced flow measurement and active flow control of aircraft with MEMS

Advanced flow measurement and active flow control need the development of new type devices and systems.Micro-electro-mechanical systems(MEMS) technologies become the important and feasible approach for micro transducers fabrication.This paper introduces research works of MEMS/NEMS Lab in flow measurement sensors and active flow control actuators.Micro sensors include the flexible thermal sensor array,capacitive shear stress sensor and high sensitivity pressure sensor.Micro actuators are the balloon actuator and synthetic jet actuator respectively.Through wind tunnel test,these micro transducers achieve the goals of shear stress and pressure distribution measurement,boundary layer separation control,lift enhancement,etc.And unmanned aerial vehicle(UAV) flight test verifies the ability of maneuver control of micro actuator.In the future work,micro sensor and actuator can be combined into a closed-loop control system to construct aerodynamic smart skin system for aircraft.