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.     

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。     

大攻角下开缝位置改变对风力机叶片影响研究

风力机叶片在大攻角条件下存在着严重的流动分离现象,降低风电机组的发电效率,文章采用计算流体力学方法研究开缝位置改变对风力机叶片性能的影响。研究结果表明:在一定攻角范围下,射流会改善流动状况,缩小涡旋结构影响区域;开缝位置位于分离点附近时,气动性能最好,随着射流位置后移,其控制效果减弱,即使射流位置位于回流区,仍可减弱回流区影响范围与强度;射流有利于提高叶片升力系数,改善大攻角下叶片气动性能及稳定性。     

非定常等离子体激励对大攻角流动分离控制的数值模拟研究

应用交流电(alternating current, AC)介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体流动控制由于其结构简单、响应频率快、可实现实时定量控制等优点,正在成为等离子体流动控制技术的重点研究方向。结合基于分离涡模拟(detached eddy simulation, DES)和等离子体唯象体积力模型的方法研究非定常等离子体激励对NACA0015翼型在攻角为20°情况下流动分离控制。结果表明：非定常等离子体激励在高雷诺数、大攻角下对翼型分离具有明显的控制效果,可以达到增升减阻目的,且流动控制效果比定常激励效率更高;非定常等离子体激励流动控制与定常等离子体激励流动控制机理不同,非定常等离子体激励通过促进分离区内速度脉动,对流场产生非定常的干扰,使得分离剪切层提前失稳,增强流场涡结构的掺混,从而抑制流动分离。     

低压透平叶片表面合成射流非定常流动控制机理研究

基于Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型,通过求解三维非定常雷诺时均Navier-Stokes方程,数值研究了低雷诺数下合成射流涡发生器对Pak-B低压透平叶片吸力面流动分离的影响,揭示了低压透平叶片表面合成射流非定常流动的控制机理.结果表明,引入合成射流涡发生器能够抑制甚至消除低雷诺数下叶片吸力面上的流动分离.在雷诺数为25 000、自由流湍流强度为0.08%下,提高射流控制频率有助于增强合成射流涡发生器对低压透平叶片表面流动分离的控制效果,减少流动损失.当控制频率为10Hz时,叶栅出口的相对总压损失系数为0.42;当控制频率增加到20Hz时,相对总压损失系数仅下降到0.41.这表明,当合成射流控制频率大于10Hz时,继续增加控制频率来减少叶片表面流动损失的效果是不明显的.     

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。     

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.     

合成射流激励位置对控制翼型大攻角分离流动影响的数值研究

针对合成射流的激励位置这一因素,以NACA0015翼型为研究对象,对大攻角(α=20°)下基于弦长的Re为8.96×10~5、单个合成射流激励位于翼型吸力面不同位置时的流场进行了二维非定常计算,并利用本征正交分解(POD)方法对计算结果进行了分析,阐释了相关控制机理。研究表明,合成射流的激励位置对翼型流动分离的控制效果有显著影响。当激励位置位于0.12至0.4倍弦长之间时,合成射流激励能有效抑制翼型流动分离,提升升力系数,降低阻力系数,升阻比最高提升293%,其中最优激励位置并不在普遍认为的控制前时均分离点附近,而在离分离点下游一定距离的分离区内部。对计算结果的POD分析表明,合成射流的引入改变了流场不同模态间的能量分配,能量由代表平均流动的一阶模态向代表流场中湍流大尺度结构的二阶及更高阶模态转移。合成射流的最佳激励位置与控制前流场二阶模态翼型吸力面附近的特征涡结构有关,要达到最佳的控制效果,合成射流激励应放置在特征涡结构的位置,若布置在下游或者较远的上游位置,则无控制效果。     

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.     

等离子体合成射流激波-激波干扰控制数值模拟

为了减弱高超声速飞行器头激波和侧翼前缘激波的干扰，建立了等离子体合成射流对高超声速飞行器激波\|激波干扰控制的仿真模型，分析了等离子体合成射流激波-激波干扰控制的流场特性，探究了等离子体合成射流进行高超声速飞行器激波-激波干扰控制的效果,开展了激励器安装位置以及激励器注入能量的参数影响研究。研究表明：等离子体合成射流产生的弓形激波能使头激波抬起一定角度，减小头激波和侧翼前缘激波干扰，达到控制激波-激波干扰区热流和压力的效果；随着出口距离的增大，对热流和压力的控制效果先增大后减小；在一定范围内，注入能量越高，控制效果越好。     

振荡射流控制翼型流动分离的数值模拟

为了研究大攻角下振荡射流控制翼型流动分离的机理,应用基于有限体积法和压力修正的SIMPLEC算法,数值模拟了表面施加振荡射流的翼型分离流动。结果表明振荡射流在给定条件下能够显著改善翼型的气动性能,提高翼型的升力系数,升力增幅高达18%。对振荡射流增升的流动机理分析表明,增升的机理是因为振荡射流产生的小扰动完全改变了翼型在大攻角粘性流动时产生的涡列结构,并且在翼型头部产生了非定常的分离涡。     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×10~6的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明:静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在22°攻角下升阻比提升2倍左右;对抑制流动分离效果不佳的尺寸较小的静止板施加以合适振幅和频率的振动后,可以有效地抑制翼型的流动分离,得到增加升力、减小阻力的效果。     

低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟

通过数值求解Navier-Stokes方程模拟零质量射流对低雷诺数翼型绕流的控制作用.空间离散采用中心有限体积格式,时间推进为双时间推进方法.计算结果表明,采用零质量射流进行主动流动控制能有效抑制大攻角下大尺度的流动分离,改善翼型的气动特性 ,起到显著的增升减阻作用.     

合成射流激励频率对D型体流动减阻控制的影响

采用合成射流作为主动控制手段,对自由空间中D型体尾流的控制机理和气动减阻进行了数值仿真。合成射流布置在D型体垂直背上下缘处并同时作用,射流方向与来流方向平行,频率从40 Hz变化到500 Hz。结果表明,在整个频率范围内都实现了减阻。在低频激励(65 Hz)作用下,尾流上下两侧剪切层趋于同步化,汇合位置延后,卡门涡街强度减弱;在高频激励(500 Hz)作用下,伴随着整流,剪切层向内偏转,尾流夹带现象减弱,回流区略延长。卡门涡街的抑制对于钝体尾流的形成以及减阻效果有着显著的影响。     

合成射流控制下低压高负荷透平叶片边界层分离大涡模拟

为了研究合成射流对低压高负荷透平叶片边界层流动分离进行控制的效果及机理,采用大涡模拟方法对利用合成射流控制低压高负荷透平Pak-B叶栅内的非稳态流动分离特性进行了研究.在合成射流控制下的结果表明:Pak-B叶栅吸力面流动分离位置变化不大,再附位置明显提前,叶栅吸力面尾缘区域逆压梯度明显减小,总压损失系数降低,分离泡尺寸缩小;叶栅吸力面大部分剪切层黏附于壁面,也未出现大尺度二维展向涡,静压脉动特征频率向高频转移,低频脉动幅值降低,大尺度涡旋结构发生变化.通过研究还发现:在吹气过程中,边界层外部高能流体被射流卷吸进入边界层内,边界层内流体能量增大进而抑制了分离;在吸气过程中,射流孔上游区域边界层厚度减小,流速增大,从而抑制了下游流动分离.     

翼型前缘微小平板的流动控制方法和数值模拟

提出了一种在翼型前缘前设置微小平板来抑制翼型上流动分离的新方法, 并通过自主研发的计算软件UCFD 对微小平板的流动控制进行了数值模拟. 首先研究了在攻角一定的情况下微小平板的长度、安装角、相对翼型的安装位置等对抑制翼型上流动分离效果的影响; 然后, 采用正交优化方法, 以翼型最大升阻比为优化目标, 得到了该小平板最佳的长度、安装角和安装位置等. 研究结果表明, 微小平板的设置对抑制叶片上的流动分离具有显著效果.     

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。     

基于合成射流的高空飞艇分离流控制

采用数值模拟方法研究了基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法。将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果显示,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。     

临界攻角下锯齿尾缘压气机叶片气动特性

基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,研究不同攻角下某型压气机叶栅的性能变化规律,获得临界攻角.分析临界攻角下不同齿高比(1.0～2.0)的锯齿尾缘叶片的气动特性及锯齿结构抑制流动分离的物理机理.研究表明：当攻角增至临界攻角时,叶栅的升压、扩压能力达到最大值,但此时伴随着流动分离、涡脱落等复杂流动现象,导致流动损失增加;锯齿尾缘结构能够改善叶片吸力面的流动分离,从而有效地减少吸力面边界层的厚度,延缓叶片失速,并能在不影响压气机增压能力的情况下降低损失;综合考虑流动损失及增压、扩压能力,齿高比在1.2左右时锯齿叶片的性能最佳;相较于基准叶片,最佳锯齿叶片的扩压能力基本相同,但是至少可以减少28.1%的流动损失,并提高1.2%的增压能力.