环量控制对翼型气动特性的作用机理

环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度入口,分别模拟了动量系数和迎角对升阻特性和附面层分离特性的影响规律。结果表明:在α=0°,Cμ=0.05时,升力增加327%,效费比ΔCy/ΔCμ为21.97;随着动量系数增加,前缘分离导致失速迎角提前,在中等动量系数和小迎角状态能够获得优良的升阻特性。     

等离子体流动分离控制的数值模拟

采用Shyy等提出的等离子体激励器对流动施加体积力的简化模型,测试了激励器对圆柱绕流分离的控制效果。研究了激励器对于大迎角下NACA 0015翼型流动分离的控制情况。数值结果表明:前缘是施加激励作用的最佳位置;当激励器处于最佳激励位置时,对NACA 0015翼型施加等离子体激励能有效的抑制流动的分离。在所研究的范围内,施加的激励强度越大,控制效果越好。结果表明:该方法对于流动分离的控制效果显著,达到了增升减阻的目的。     

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。     

基于射流飞控技术的环量控制阶段数值研究

环量控制技术通过调节射流喷气量实现翼型气动性能的提升,在Coanda效应作用下,翼型环量会发生改变,且尾缘后流场出现分离。目前环量控制的分离位置与射流位置、射流高度及射流强度的关系尚不明确。该文主要研究了Coanda效应对流场分布及升阻力特性的影响,并对环量控制的不同控制阶段进行了分析。首先,对NACA0012标准翼型进行尾缘修型,改变尾缘曲率和喷口高度等参数,验证环量控制的有效性;其次,在考虑攻角、动量系数、射流速度3个关键参数的情况下,引入Coanda偏转角,揭示了环量控制的Coanda效应的触发及抑制机理;最后,对NACA0012修型翼型和CC-E0020EJ环量控制翼型提出了分离预测思路。针对环量控制技术中2个控制阶段,通过推阻分解法对升力、阻力进行解构,解释了尾缘后流场分离与再附的超临界现象,提出了分离区域的分析方法。结果表明：Coanda偏转角可以作为动量系数与升力系数的物理判据,翼型下表面的压力损失导致超环量阶段的射流效率降低。     

等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取4 mm腔道高度为最优参数， 设计了以NACA0025为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升/阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，Re=68 000、峰-峰值电压13 kV、载波频率8 kHz条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从8°提高到了14°，最大升力系数增加了181%。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在10°迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，10°迎角之后全面优于基准翼型。原因是后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为12°和16°，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。     

多级双极性等离子体激励器加速气流的实验研究

等离子体激励器是一种新型的流动控制手段,通过其产生的等离子体加速气流,从而实现对流动的控制．然而,单一等离子体激励器因其加速气流的效果受到自身流向长度的限制,其应用范围通常被局限在小尺度的物体上．目前采用的解决方法是将多个传统等离子体激励器并联成一组,形成多级激励器,然而前后电极的相互干扰大大降低了这种多级激励器的工作效率．本文提出了一种新型等离子体激励器的串联方案,也就是将多级激励器中前一级的下电极都与后一级的上电极相连,形成一种新型多级双极性等离子体激励器．粒子示踪测速系统（PIV）对该激励器加速气流的实验结果表明,这种新型多级激励器能够消除前后电极之间的相互干扰,大大提高多级等离子体激励器加速气流的效率．     

等离子体流动控制试验与仿真对比研究

采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,研究了当来流风速为7 m/s、湍流度小于10%时,在4种不同方向的等离子体射流激励下,低矮房屋平屋面上流动分离的规律.研究结果表明:施加顺风向等离子体激励,能减小屋面的平均风压系数和极值风压系数;施加逆风向等离子体激励,能增大屋面前檐的平均风压系数和极值风压系数,同时减小屋面中部及后檐的平均风压系数和极值风压系数;施加引起由中间射向两边的等离子体激励,能增大屋面前檐的平均风压系数和极值风压系数,能减小屋面后檐的平均风压系数和极值风压系数;施加引起由两边射向中间的等离子体激励,能减小屋面前檐以及屋面后檐的平均风压系数,同时能增大屋面中间的平均风压系数和极值风压系数.     

波浪条件下地效翼型气动力的环量控制研究

波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控制翼型气动力影响规律.计算结果表明：波浪海面地效下,翼型升力系数随波浪周期性变化,波浪的波高较高、波长较短,翼型攻角较大时升力系数波动的幅度较大;通过与波浪相对运动相同周期的吹气环量控制方法,可以有效地控制波浪海况下翼型升力系数的波动,增强地效飞行器的稳定性与安全性.     

微波等离子体条件下甲烷的偶联反应

运用微波等离子体技术，在多模谐振腔中研究了甲烷偶联反应．考察了催化剂、激励器和添加气H2对提高起辉压力(产生等离子体的压力)的影响，以及常压下H2／CH4摩尔比、流速和微波辐照时间对甲烷偶联反应的影响．结果表明，激励器比催化剂更利于提高起辉压力；添加气H2对减少积碳和提高起辉压力均有显著作用，使反应可在常压下操作．常压下，经优化反应条件，甲烷转化率可达83．9％，乙炔收率可达65．9％．     

纳米复合聚酰亚胺基DBD等离子体气动激励器研究

等离子体流动控制技术具有响应快、频带宽、结构简单等优点,具有显著技术优势。介质阻挡放电(DBD)等离子体气动激励器是研究最为广泛的激励器形式,但是国际上鲜有研究关注其介质材料的寿命,这严重制约了等离子体流动控制技术的发展和应用。为解决这一问题,进行了聚酰亚(PI)/纳米复合聚酰亚胺基等离子体气动激励器实验研究。实验结果表明,纳米复合结构有利于提高激励器的导热性能,其放电区域最高温度与传统激励器相比,降低了10%~20%;发现了纳米复合聚酰亚胺基激励器的高温点自愈现象;纳米结构激励器抑制了结构损伤,从而阻止了放电功率和表面温度的快速增加;普通聚酰亚胺表面在放电老化后,形成大量孔洞、沟槽以及烧蚀痕迹,纳米复合聚酰亚胺在老化后表面出现大量的白色球形纳米粒子团簇,减轻了绝缘材料受到的侵蚀与破坏。     

等离子体影响平板附面层流动的机理研究

基于Orlov和Corke提出的电场力模型,将等离子体作用力耦合到流动控制方程中,理论分析了等离子体对附面层流动的作用机理和效果,并通过对平板附面层流动的数值模拟验证了理论分析结果。研究表明,等离子体增加了其作用区内壁面附近的压力,绝缘壁面上的压力最大,沿壁面外法线压力梯度为负值;同时等离子体增大附面层内的速度,并诱导出沿壁面内法线方向的流动以及沿流向的顺压力梯度,这将有利于附面层流动分离的控制。随着来流速度的增加,等离子体的作用效果有所减弱,通过提高电极电压来提高电场强度,可以有效的提高其作用效果。     

海洋环流的数值模拟

对三维浅水流方程,运用一种新的半隐式有限差分法求解,并对该法的有效性及精确性进行分析．将动量方程中的压强梯度和连续性方程中的速度,用θ法分离,其中θ可看作隐式参数．对流项和粘性项用欧拉一拉格朗日法离散．采用共轭梯度求解自由面高度η;采用Cholesky法求解差分点的速度．结果表明：当1／2≤θ≤1时,方法稳定;当θ＜1／2时,最精确、有效．以一个方形等深的理想海域进行数值实验,得到了良好的结果．     

翼型摆角对气动性能的影响分析

基于NREL S809翼型,研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值,排除了网格质量对翼型气动性能的影响,验证了利用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性,确定了合理的模拟方案,分析了翼型的气动性能.在此基础上,将S809翼型进行了尾缘变形,生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD(computational fluid dynamics)软件对它们进行数值计算,分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明,随着尾缘下摆角度的增加,变形翼型上下表面压差逐渐增大,下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大,翼型产生分离涡的攻角却随之减小,更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.     

飞机机翼积冰的数值模拟研究

针对机翼结冰问题,提出了一种翼型结冰的数值模拟方法。介绍了适用于本方法的翼型网格划分及流场求解方法;提出了一种适用于CFD的水滴收集系数计算方法;利用Fluent软件的离散项模型(DPM)及用户自定义函数功能(UDF),计算求解了翼型表面的局部水滴收集系数;介绍了积冰过程中的质量守恒和能量守恒过程;基于积冰垂直生长假设,介绍了积冰生长模型;最后利用本文提出的方法预测了翼型的结冰情况。将用本文提出的方法计算得到的三种典型积冰类型同国外冰风洞实验结果做了对比,证明了本文方法的正确性和准确性。     

东亚季风经向环流数值模拟及结果分析Ⅱ．模式性能检测及个例分析

局地径向环流诊断模式性能检验及对1994年5月1日世界时12时东亚季风区局地平均经向环流的模拟分析,分析所用的是经中科院大气物理研究所处理过的NCEP／NCAR再分析逐日资料,结果表明,在现行资料条件下模拟达到了预期的效果,证明该模式对局地经圆环流模拟性能良好,在此基础上,根据线性方程的叠加原理,进一步诊断分析方程中强迫项对向环流所起的作用。对1994年5月1日世界时12时东亚季风区局地平均径向环流而言,模拟出的各项的作用与对天气实况进行理论上的定性分析结果是相吻合的,在东亚季风区的经向环流形成过程,温度平流及绝热加热的作用相当显著,非绝热加热的作用在本文中没有作确切地比较,因其计算受到水汽资料精度和各层辐射资料缺乏的限制,另外,对流中的云物理过程也暂时未加以考虑。     

振动控制技术的研究

研究了一种新型的作动器,主要用来解决由发动机所引起的船舶甲板的振动问题.通过机械机构及控制系统来实现激振频率及振幅的在线跟踪调节,控制系统可自动识别相角差及振动幅值并自动进行调节.模糊控制器可显著地减小船舶的振动,作动器与激振器相角差控制方面首次提出了优化模糊控制算法,与传统模糊控制算法比较,模糊控制规则可根据实际测试结果进行确定,然后由程序进行分段线性优化,提高了相位角差调整的精度,理论分析和仿真结果表明,当系统模型参数发生变化时,该作动器具有良好的特性,对于抵消来自振源的振动具有良好效果.     

多功能数控等离子束表面冶金设备与工艺研究

研制了一种用于金属材料零件表面抗冲击耐磨损强化处理的多功能数控等离子束表面冶金设备,并在该设备上进行了初步的工艺试验研究。该设备采用PLC三轴控制和抗干扰系统,X、Y、Z三轴联动。可以实现多工位和复杂形状表面的冶金强化处理。采用了CAD设计和电脑模拟安装及演示,使设备的可靠性得到极大保障。     

山谷环流的二维数值模拟

建立一个采用地形跟随坐标系,能适用于复杂地形的边界层数值模拟的二维静力平衡大气模式．模式只需要单点探空资料及高层地转风资料作为初始条件．利用该模式对祁连山引起的山谷风环流进行模拟研究,试验结果表明在早晨有较强的下坡风,厚度为１０００ｍ;而在下午表现为谷风,厚度为８００ｍ．