合成射流流动特性实验研究及在燃烧中的应用探讨

应用热线风速仪对合成射流激励器出口流场进行了较详细测量。实验结果表明,激励器流场可划分为2个不同的区域。在距离激励器出口10～15倍出口缝宽之前,流动具有强烈的非定常性;在此位置下游,流动特性与常规射流相似。在流向中心线上,随着向下游距离的增加,时均速度呈先增后降的趋势,湍流度则单调递减。当激励电压有效值40V、激励频率980Hz时,时均速度在15倍缝宽处达到最大,约14.2m/s,激励器出口附近湍流度近80%。在展向上,时均速度、湍流度均剧烈改变,梯度变化明显高于常规喷流。适当参数的合成射流激励可以改善扩散燃烧器出口温度分布、降低NO_x生成量。      

电激励因素影响合成射流的实验研究

设计了合成射流双膜激励器及实验测试系统。采用热线风速仪对激励器出口下游不同点的速度进行测量并分析合成射流的发展演化，对电激励因素即激励电压幅值、频率及信号波形对合成射流的影响进行试验和分析，对激励器在不同激励频率下启动工作时合成射流的响应及建立时间进行了考察。     

不同出口型与驱动频率的活塞型自耦合射流研究

采用PIV对驱动频率为10, 20, 30 Hz的活塞式自耦合射流作动器流场进行测量, 应用相位锁定技术, 测得了一个周期内72个相位的瞬时流场.对3种频率下的自耦合射流的变化规律的分析, 发现当前实验条件下, 在几何尺寸不变时, 随着频率的增加, 冲程长度L0与平均出口速度U0迅速上升;当频率不变时, 随着出口孔长宽比AR的增加, 冲程长度L0于平均出口速度U0呈下降趋势;而随着孔板厚度d的增加, 冲程长度L0却随之下降.通过5个周期360张瞬时流场图的平均得到了自耦合射流的时均流场, 数据分析表明, 自耦合射流方向性很好, 其沿流方向速度剖面具有自模化特征.相对于定常二维平面射流, 其稳定发展段中心线上沿流向方向速度衰减较快.      

非对称腔体合成双射流矢量特性数值研究

利用合成射流全流场计算X-L模型,对非对称腔体合成双射流激励器的射流矢量特性进行了数值模拟,分析了激励器不同腔体体积比、不同振动膜速度、不同频率下的合成双射流流场。研究结果表明,当激励器两腔体不对称时,所形成的合成双射流不再垂直向下游流动,而是会发生偏转,即射流具有矢量特性,偏转角度的大小可以通过激励器工作条件进行调节。其机理是振动膜对大小不同的两腔体的相对压缩量不同,使得两出口处所形成射流的能量和低压区不再对称,因此导致合成双射流向低能量(大腔体)一侧偏转。振动膜振幅和频率的提高对低压区大小分别起到增加和减弱的作用,所以偏转角度又随着振动膜最大速度的增加而增大,随工作频率的增加而减小。     

不同出口倾角合成双射流流动特性及边界层控制

基于合成双射流全流场计算模型———X-L模型,对不同出口倾角合成双射流的流动特性进行了数值研究。平直出口合成双射流激励器工作时,合成双射流在出口下游相互作用融合成一股射流,且合成双射流间有"自给"现象的发生;倾斜出口合成双射流激励器工作时,在激励器出口下游会形成一股沿壁面的流动,该壁面流可以对周围流体进行有方向的能量和质量输送;随着激励器出口倾斜角度的增大,合成双射流间"自给"现象减弱,沿壁面流速度增大。然后,对不同出口倾角合成双流激励器进行边界层流动控制进行了初步研究。结果显示,合成双射流激励器可控制边界层流动,通过改变激励器出口倾角可以实现对边界层内速度型"饱和"程度的控制。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明：合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。     

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

半钹形压电合成射流驱动器及其特征参数研究

采用了一种新型驱动结构,半钹形压电金属复合结构,以提高合成射流驱动器出口射流速度,增强其流场主动控制能力。研究了3种半钹形隔膜及一种传统平板形驱动隔膜的合成射流驱动器,分别对其频率响应特性、射流时均速度沿出口中心线方向以及出口两侧的分布做了比较分析。结果表明3种半钹形隔膜驱动器的出口射流时均速度比平板形驱动器分别提高了51%,26%和48%。此外,还研究了半钹形驱动器的腔体结构特征尺寸对出口射流速度的影响,结果表明驱动器腔体结构特征尺寸存在着优化组合,使得出口射流速度更大,而且沿出口中心线方向上的速度衰减降低。     

新型合成射流流动控制激励器的流场特征

合成射流激励器是合成射流技术发展的一个核心问题.本文通过数值模拟方法对一种新型合成射流激励器的流场特征进行了研究.该新型合成射流激励器是一种真正意义上的零质量射流激励器,新型合成射流激励器与常规合成射流激励器的流场特征相比有诸多不同之处,其不同之处在于:出口下游近区合成射流流场特征更复杂,远区流场特征与定常流更相似,合成射流流动的特征频率增加一倍.新型合成射流激励器在合成射流激励器现有应用领域,如射流矢量控制等方向等具有取代现有合成射流激励器的潜力;同时,新型合成射流激励器可以实现现有合成射流激励器不能实现的功能,必将进一步拓展合成射流技术的应用领域,如连续定常流传输等.     

双圆形出口零质量射流组的流场结构PIV实验研究

对不同出口间距零质量射流组的流场结构进行了PIV实验.采用相位锁定技术测量了周期内不同相位的瞬时流场速度矢量, 显示了两股射流涡对之间相互作用、融合成为一股射流的全过程.发现射流出口间距越大, 射流组融合完成所需的时间、空间历程越长.在射流组融合完成后的下游截面上, 速度分布和单射流相似, 具有自模性.虽然融合未完成前各截面不存在整体自模性, 但两股射流外侧仍满足自模性.      

Lumped element modelling of synthetic jet actuators

In this paper, a lumped element model of synthetic jet actuator is presented and used to predict the temporal variation of the jet velocity. Unlike the previous model reported in the literature, in this model the mechanical movement of the diaphragm is decoupled from the fluid phenomenon in the actuator cavity to allow the modelling of fluid mechanics aspect of the actuator to be investigated and validated separately. Furthermore, the “minor losses” occurring at the orifice exit is included and linked to the jet exit velocity profile. The results from this model are validated using the existing experimental data and CFD simulations. It is found that this model is capable of predicting the temporal variation of synthetic jets both in phase and magnitude when the actuator is operating away from the Helmholtz resonance frequency. Although the model fails to predict the correct phase information at the Helmholtz resonance frequency, it can still produce the jet peak velocity that is in good agreement with the experimental data. The lumped element model presented in this paper can be used to provide a reliable prediction of the jet peak velocity needed in the initial design of synthetic jet actuators for practical applications.     

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.      

微射流作动器出囗流场数值分析

本文简要介绍了微射流作动器的工作原理及结构形状 ,应用涡量 流函数法对二维、粘性、非定常、不可压微射流流场进行了数值分析。针对微射流形成的特点 ,构造了一种微射流作动器出囗处周期性变化的吸 /排气速度边界条件。计算结果与已有的实验和理论分析结果进行了比较 ,证明了该方法的可行性。数值分析结果表明虽然微射流的净质量流率为零 ,但其动量流率却不为零 ;由于微射流作动器出口处速度的交替变化 ,在紧贴出囗处产生了旋涡对并向下游迁移形成微射流     

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性，从推力和力矩两方面考虑，引入特殊中心体，探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数，包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究，得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场，设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管)，并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计；在进口参数和落压比一定的条件下，存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大；流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小，可作为调整导出喷管力矩的设计参数；出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小，同时推力下降明显，设计时应综合考虑.      

内乘波式进气道内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能.编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算.提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数.分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强.内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据.     

主燃孔对旋流杯下游流场的影响

采用PDA（Phase Doppler Analyzer）测量系统对带双轴向旋流杯、主燃孔和冷却气流的模型燃烧室的主燃区流场（以下简称真实结构）进行了实验研究,测量了燃烧室内流场的特性,并与不带主燃孔和冷却气流的头部旋流杯（以下简称纯头部结构）的气流场进行了对比.发现真实结构燃烧室内的回流区不再是轴对称,主燃孔和二次气流的存在使回流区明显被压扁（最扁处的长轴约为短轴的1.6倍）;真实结构的回流区长度明显缩短,其长度L与旋流杯出口直径D的比值（L/D）约为1.3,而纯头部结构的L/D约为2.5.     

大功率合成射流激励器设计及其流场特性研究

为探寻新型高效的主动流动技术型式,对一种大功率合成射流激励器流场进行了详细的二维非定常数值模拟,并在此基础上进行优化设计研究,以期提高其作功能力和作功效率。结果表明,在激励器模型和有关参数不变的情况下,转速越大,激励器作用效果越明显;随着活塞位移增大,出口平均速度和最大速度都增加;在进行激励器设计时孔口段长度需要优化;激励器出口缝宽并不是越小越好。     

地面试验模拟高空等离子体流动控制效果

提出了一种利用地面试验研究不同海拔高度等离子体流动控制性能的方法,该方法基于等离子体诱导射流雷诺相似原则,首先通过测量不同气压下静止空气中等离子体诱导射流的雷诺数,确定地面模拟等离子体激励器的结构和激励参数,然后将该激励器用于风洞试验,最后根据风洞试验结果评估等离子体在不同海拔高度处的流动控制效果。利用该方法研究了等离子体控制临近空间S1223翼型,结果表明相同工作条件下等离子体诱导射流最大速度随着海拔高度增加而增大,但射流雷诺数逐渐降低;高海拔低气压下除了切向壁面射流,等离子体在激励器上方诱导出一个高速向下的法向射流;采用雷诺相似等离子体激励器控制雷诺数为7.1×104的S1223翼型表面流动,攻角为6°~20°时升力系数增大27%~43%,表明采用等离子体流动控制技术后临近空间飞行器的升力特性可得到显著提升。     

基于多边形膜片弹簧与压电致动器复合的一体化主被动Stewart减振系统

随着遥感卫星光学成像设备等精度的不断提升,其对振动环境的要求也在不断提高,简单的线性被动Stewart平台已经无法满足苛刻使用要求。提出了一种新型基于多边形膜片弹簧与压电致动器复合的一体化主被动Stewart减振平台,其单自由度元件主要由多边形膜片弹簧、压电致动器、力传感器以及柔性铰链组成。相较于传统线性隔振器存在的高静刚度和低动刚度之间的固有结构矛盾,所提出的多边形膜片弹簧作为隔振器的关键原件,兼具高静-低动（HSLD）特性,能够使隔振系统同时具备较高的静态刚度进行静态承载以及较低的动刚度进行动态减振。为了降低被动隔振系统中存在的共振峰幅值,本文在被动膜片弹簧元件的基础上串联一个压电致动器与力传感器组成的主动控制元件进行主动振动控制。仿真结果表明,采用比例积分力（PIF）反馈控制算法的主动控制系统,在频域上不仅可以通过积分力环节搭建出天棚阻尼的效果来降低共振峰峰值（11.19 dB）,而且其比例-力环节可等效为增大了质量矩阵项,能够有效降低减振系统的固有频率（20.9 Hz）,拓宽其减振带宽,并同时能维持高频段的高衰减性,在时域上也能够将系统的加速度振动幅值从±0.6g降低至±0.07g,振动衰减达88%。