低速三角翼纳秒脉冲等离子体激励实验

在30m/s来流速度下,进行了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励改善47°后掠角钝前缘三角翼气动特性的测力实验.为寻求优化的激励位置,实验研究了5种不同激励位置的流动控制效果.实验结果表明:激励位置对流动控制效果有决定性影响,位于三角翼前缘的等离子体气动激励能有效改善三角翼的气动特性,推迟失速,而上翼面不同展向位置的等离子体气动激励的流动控制效果十分微弱;激励频率是流动控制效果的重要影响因子,激励电压峰峰值为13kV时,激励频率为200Hz下的流动控制效果最好,在迎角30°时可使升力系数由1.31增大到1.44,增大9.6%,升阻比提高3.3%.     

阵列式表面电弧等离子体气动激励控制三角翼流动分离的实验

为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来流速度的增加而增大,当激励电压超过阈值电压继续增大时,流动控制效果不再增强。     

等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究

在风速30m/s、40m/s条件下,通过风洞天平测力试验,研究了飞翼布局模型上布置纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器后,等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置变化对飞翼布局模型增升减阻的效果影响。研究表明,与激励电压和激励电极数目相比,激励位置对流动控制的效果有决定性的影响,同时相对于其他控制位置,等离子体激励抑制模型翼面前缘涡分离效果明显;等离子体激励启动后,通过向边界层内的流体注入能量,推迟了飞翼布局模型翼面大迎角时的流动分离,提高了模型的最大升力系数C_(Lmax)和失速迎角αs,降低了阻力系数C_D;在一定试验条件下,施加等离子体气动激励后,最大升力系数C_(Lmax)由0.97增大到1.1,增大13.2%,失速迎角αs由17.4增大到21.4,推迟了4°,阻力系数C_D最大减小量达到24.6%,且随等离子体激励器能量的增加,激励效果越显著。     

边条机翼流态和气动力特性实验研究

本文论述了用油流、测压和测力等实验方法研究得出的边条机翼在低速、跨、超音速情况下的绕流情况和气动力特性;分析了低速时绕边条机翼的附体流、前缘分离和附体流并存、前缘涡和气泡涡并存、旋涡破裂等四种主要流态,在跨、超音速时出现的前缘分离和前缘附着两种主要流动类型,以及它们与气动力特性的关系。文中,结合测压和测力等实验结果,分析了边条机翼气动特性随M数和迎角的变化情况,说明了在中等后掠翼上加边条对于改善大迎角下机翼升阻力特性的作用,并对边条引起的俯仰力矩非线性变化现象,提出了可能的改进方法。     

三角翼DBD等离子体流动控制研究进展

现代战机采用较多的三角翼，在大迎角绕流时存在前缘涡破裂等气动问题。作为新型主动流动控制技术，等离子体激励频带宽、响应快、结构简单、便于闭环控制，在解决三角翼气动问题上具有潜力。回顾了介质阻挡放电（DBD）等离子体气动激励的基本原理，及其用于三角翼前缘涡控制的研究进展。从来流条件、几何构型、激励参数等方面分析了DBD等离子体激励对流动控制效果的影响规律；结合不同激励频率下流场演化特性，分析了流动控制机理。最后，从理论研究和工程应用的角度，对三角翼前缘涡控制的发展进行总结展望。     

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×106),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。     

等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验

进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗.      

等离子体用于三角翼模型流动控制试验研究

在不同试验风速下,通过风洞天平测力试验,研究了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励频率和激励电压对三角翼模型流动控制效果的影响。研究表明:激励频率和激励电压是等离子体流动控制效果的重要影响因素,在所研究的激励频率和激励电压范围中,当激励频率f=200Hz、激励电压为13kV时,等离子体激励可有效抑制三角翼前缘涡分离,流动控制效果最佳。试验风速30m/s时,最大升力系数由1.32增大到1.45,增大9.8%,最大升阻比提高2.9%;试验风速45m/s时,最大升力系数由1.33增大到1.45,增大9.0%,最大升阻比提高0.64%。     

细长翼分离涡的布涡计算法

 细长翼在迎角稍大时,前缘卷起螺旋状分离涡,使上表面压力降低,升力增加。涡襟翼技术也是利用前缘涡的这一特性提高升阻比的。为计算有分离涡的机翼特性,须研究分离涡层的卷起和涡层之间相互干扰的计算方法。早期Brown和Michael,Smith等在锥形流假设下,应用细长体理论计算过三角翼的气动特性。Sack和尹协远等放弃锥形流假设,用离散涡代替脱体涡层,但仍用保角转绘法处理横流面内绕翼面流动。这类方法对横截面形状较复杂的细长翼（如带涡襟翼的机翼）,因转绘函数复杂,计算困难。本文为避免转绘带来的困难,采用直接布涡法计算有分离涡的机翼气动特性。     

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.