超声速条件下等离子体合成射流对鼓包诱导流场的影响

为进一步提升鼓包进气道性能,通过唯象仿真方法对超声速条件下等离子体合成射流对鼓包诱导流场控制效果展开了研究,验证了等离子体合成射流控制方法的有效性,并获得了激励器缝宽等参数对其控制效果的影响规律。研究发现：在超声速流场中,等离子体合成射流形成的诱导激波由对称的弓形激波逐渐发展为斜压缩波。对于缝宽为2mm激励器,等离子体合成射流作用的有效时间为四分之一周期,在该时间内能够对鼓包诱导曲面激波起到抑制作用,促进鼓包排移边界层同时带来分离区分离点提前、分离强度减弱、使鼓包表面边界层更加饱满等影响。对于激励器缝宽的参数化研究表明,随着缝宽的增大,射流出口压力增大、作用时间增长、在有效控制时间内射流对鼓包排移的控制效果有所增强,在本文探究的缝宽范围内射流最多可降低壁面3.2%阻力。     

脉冲能量沉积对超声速射流/激波相互作用掺混的控制研究

为探究超声速射流掺混增强的有效控制方法,基于二维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了脉冲能量沉积对超声速射流与斜激波相互作用后增强掺混的控制机理和规律。宽度为5 mm的低密度平面射流同向完全膨胀射入马赫数为2.5的主流中,并与20°压缩斜面所产生的斜激波相互作用。在流场中引入脉冲能量沉积对射流掺混进行控制,并考虑射流马赫数、射流长度、能量沉积位置及激励频率对掺混效果的影响。对比激励流场与基础流场,结果表明:脉冲能量沉积的加入诱导射流形成大尺度涡结构,显著提高射流的掺混效果;能量沉积位置对于不同马赫数射流的掺混增强具有不同的控制效果;激励前后射流宽度的对比表明,脉冲能量沉积的无量纲激励频率在0.22附近时,可使得射流的掺混效果最佳。     

半球头体多孔逆向射流的减阻性能

采用基于shear stress transfer(SST) k -ω双方程湍流模型的数值方法研究了等面积多孔逆向射流对超声速来流条件下半球头体减阻性能的影响。基于等射流面积设计原则,在半球头体驻点附近进行多孔逆向射流喷注,通过改变射流总压比、射流孔数量,分析各变量对减阻性能的影响,并探讨多孔逆向射流间的相互影响。仿真发现:逆向射流能有效减小半球头体受到的阻力,随着总压比的增大,多孔逆向射流回流区增大,射流减阻性能提高;随着射流孔数的增多,射流减阻性能先提高再降低。在研究范围中,双孔逆向射流取得最优的减阻效果,其减阻比高达29%,双孔逆向射流间的相互影响是其取得良好减阻性能的关键。多孔逆向射流展现了取得优良减阻性能的可能性。     

高超声速导弹等离子体合成射流控制数值研究

快响应控制技术已成为高超声速飞行器发展的关键技术之一,具有极快响应、零质量特性的等离子体合成射流(PSJ)已在超声速流动控制方面初步显示出优异的控制能力,极有潜力应用于高超声速飞行器的快响应控制。基于等离子体合成射流的快响应特性,提出了高超声速飞行器等离子体合成射流快响应控制技术,并通过建立简化的高超声速导弹流场控制模型,对等离子体合成射流控制高超声速导弹进行数值研究。首先,理论分析了高超声速导弹流场的典型结构特征,导弹流场中存在3个特征流场结构。在此基础上,在导弹3个特征位置前面安装等离子体合成射流激励器,研究等离子体合成射流对高超声速流场结构的控制作用,分析由此导致的导弹表面压力分布、升阻特性以及俯仰力矩特性变化。数值仿真结果表明:等离子体合成射流对高超声速导弹外流场中膨胀波和斜激波都具有控制作用,使得波的强度均变弱,且对斜激波的控制效果更为显著;导弹流场结构及气动特性变化具有很强的射流跟随性,射流作用下的导弹流场变化响应时间非常短,仅为0.2 ms;通过合理布置等离子合成射流激励器的位置,可以使得导弹表面压力分布快速改变,从而实现高超声速导弹姿态的快速控制。     

超声速来流与侧向射流作用下的三维流场结构

研究超声速流动与侧向射流作用下的三维流场结构对飞行器表面流体分离控制以及超燃发动机燃料混合等具有重要作用。基于大涡模拟(LES)方法和高阶TCD/WENO混合格式,对来流马赫数Ma=4,平板上侧向射流的流场结构特性进行了数值模拟。模拟结果表明,流场内的主要波系由弓形激波、分离诱导的激波以及桶形激波组成,这与相关实验结果相符。同时,计算结果还清晰显示了射流与主流相互作用下,射流上游的分离区流动呈现高度瞬态特性,分离区内旋涡结构不断变化,数目由2个到4个再到6个不断发展,平板表面流线复杂。射流尾涡摆动,涡管上扬,呈现非定常特性。     

火花放电合成射流与超声速来流相互干扰特性数值模拟研究

为了指导火花放电式合成射流激励器在超声速流动控制中的应用,数值模拟研究了火花放电合成射流与超声速来流的相互干扰特性。研究表明火花放电式合成射流在超声速流场中产生强烈扰动,产生较强的激波结构;随着射流的喷出,激励器上游分离区和流场中激波呈先增强后减弱的趋势,激波由弓形激波逐渐弱化为斜激波,并且随着放电能量的增加射流与主流的动量通量比不断增大,射流的干扰和控制能力显著增强。由于超声速流的较大惯性及其对腔内气体的引射作用,激励器的腔体回填速率大幅下降、回填时间明显增长,使得激励器的工作频率受到很大限制。     

基于狭缝合成射流的湍流边界层流动控制实验研究

湍流边界层主动流动控制减阻是当下一个热门的研究领域。为了探究狭缝合成射流对平板湍流边界 层流动控制的减阻效果,分别在有无合成射流干扰的条件下利用恒温式热线风速仪测量湍流边界层的流向速 度,根据测量结果得到时均速度型、脉动速度型、偏斜因子、平坦因子,并进行对比分析;选取不同频率和强度组 合的典型合成射流激励条件,研究激励条件带来的减阻效果沿流向的变化。结果表明:受控湍流边界层减阻效 果、施加的合成射流特性和当地站位到狭缝的距离均有关;合成射流在靠近狭缝位置引起湍流边界层表面摩擦 阻力增加;远离狭缝,合成射流产生减阻效果,随流向距离增加,减阻效果先增强后减弱;高频合成射流比低频 合成射流减阻效果更强;脉动速度的功率谱密度和自相关性分析表明合成射流的作用效果沿流向逐渐减弱。     

脉冲激光能量降低高超声速波阻机理研究

高超声速飞行器面临较高的波阻问题。为揭示基于脉冲激光能量沉积的减阻机理,并为激光减阻新方法提供科学指导依据,在马赫数为5.0的高超声速激波风洞内开展了单脉冲激光与弓形激波相互作用过程的实验研究。结合数值模拟结果,揭示了单脉冲激光的减阻机理。通过数值模拟研究了高重频激光与弓形激波相互作用的减阻机理。结果表明:在脉冲激光引致的激波与弓形激波相互作用的特定时刻,钝头体表面附近形成了低压低密度通道,这是钝头体阻力降低的原因。高重频激光引致的激波串可在高超声速流场中追赶合并形成锥形的准静态波,准静态波与弓形激波相互作用增大了弓形激波的脱体距离,弓形激波后压力和温度重新分布,形成相对稳定的流场结构,减阻率达到19%。     

多路等离子体合成射流改善翼型性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)响应快,频带宽,强度大,在飞行器增升减阻领域具有广阔应用前景。但常规等离子体合成射流只是单点激励,作用范围小,控制效果弱。为提高等离子体合成射流抑制机翼流动分离的能力,设计了一种新型多路放电电路驱动合成射流,使单个电源产生5~12路多点、高强度合成射流激励,并将其用于高升力翼型失速分离控制。研究了激励频率、电容能量、来流速度和激励位置对流动控制效果的影响以及阵列式激励的控制规律。实验结果表明:12路PSJs各路均能产生较强的冲击波和射流,能有效抑制翼型吸力面的流动分离,增加升力,推迟失速;当激励频率为150Hz使无量纲频率等于4.8时,流动控制效果最好;电容能量越大,来流速度越小,流动控制效果越好;翼型距前缘15%c处为最佳激励位置,在主翼后缘施加激励与前缘激励类似,能有效抑制主翼流动分离;在主翼前缘和后缘同时施加激励,增升效果变强,推迟失速的能力降低。流场存在延迟效应,延迟时间不小于585s。     

基于气体射流的气液两相流动减阻特性

为了明确射流表面减阻特性,基于气液两相流动原理,建立具有射流功能的气液两相流动减阻计算模型,采用数值计算方法,通过RNG k-ε湍流模型对射流表面不同射流方向角、以及不同气体射流速度情况下的流场进行数值模拟及实验验证,分析气体射流对壁面黏性阻力、减阻率及流场的影响,研究气体射流的气液两相的减阻特性。结果表明:气体射流表面能够减小壁面黏性阻力,具有较好的减阻效果;四种射流方向角下,射流表面减阻率均在气体射流速度为5m/s时达到极大值,并且当射流方向角在xoz平面为-30°时,减阻率最大,为7.18%;数值模拟的减阻率效果略高于实验结果;气体射流的气液两相流动对壁面边界层进行了有效控制,减小了壁面的黏性剪应力和雷诺应力,导致壁面的黏性阻力减小,使得射流表面具有减阻性能。     

Experimental and numerical investigation on opposing plasma synthetic jet for drag reduction

Experimental and numerical studies are carried out to validate the potential of opposing Plasma Synthetic Jet (PSJ) for drag reduction for a hemisphere. Firstly, flow field changes of opposing PSJ are analyzed by comparing the experimental schlieren images and simulation results in a supersonic free stream of Mach number 3. As PSJ is a kind of unsteady pulsed jet, the shock standoff distance increases initially and then decreases under the control of PSJ, which corresponds to the change of the strength of PSJ. Accordingly, the amount of drag reduction of the hemisphere increases initially and then decreases. It is found that there is a short period of “drag rise” during the formation of PSJ before the drag reduction, which is induced by the generation of normal shock waves and the area difference of the cavity wall of PSJ Actuator (PSJA). Secondly, the effects of five parameters, including exit diameter, discharge energy of PSJA, Mach number, static pressure of incoming flow and angle of attack, on drag reduction of opposing PSJ were studied in detail by using numerical method. It is found that the Maximum Pressure Ratio (MPR) has a significant impact on the average drag reduction for a configuration-determined PSJA. For the configuration selected in this study, the flow field of opposing PSJ shows typical Short Penetration Mode (SPM) in a control cycle of PSJ when the MPR is less than 0.89. However, the flow field shows typical Long Penetration Mode (LPM) at some time when the MPR is bigger than 0.89. Relatively better drag reduction is achieved in this case.     

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。     

Characteristics of pulsed plasma synthetic jet and its control effect on supersonic flow

The plasma synthetic jet is a novel flow control approach which is currently being studied. In this paper its characteristic and control effect on supersonic flow is investigated both experimentally and numerically. In the experiment, the formation of plasma synthetic jet and its propagation velocity in quiescent air are recorded and calculated with time resolved schlieren method. The jet velocity is up to 100 m/s and no remarkable difference has been found after changing discharge parameters. When applied in Mach 2 supersonic flow, an obvious shockwave can be observed. In the modeling of electrical heating, the arc domain is not defined as an initial condition with fixed temperature or pressure, but a source term with time-varying input power density, which is expected to better describe the influence of heating process. Velocity variation with different heating efficiencies is presented and discussed and a peak velocity of 850 m/s is achieved in still air with heating power density of 5.0 · 1012W/m3. For more details on the interaction between plasma synthetic jet and supersonic flow, the plasma synthetic jet induced shockwave and the disturbances in the boundary layer are numerically researched. All the results have demonstrated the control authority of plasma synthetic jet onto supersonic flow.     

典型激波针减阻降热特性及流动机理

为研究激波针对超/高超声速钝头飞行器进行减阻降热的相关特性,采用数值模拟方法对6种典型激波针构型的流动特征开展系统研究。给出了激波针长度、来流马赫数对流动特征的影响规律,并对其形成机理进行了探讨。结果显示:马赫数较低时,头部有扰流物的5种激波针在回流区即将分裂时减阻率最大;马赫数较高时,减阻率在回流区分裂前后出现局部峰值,但最大减阻率将出现在回流区分裂后更长的激波针长度下。马赫数为3时,6种构型减阻率达最大时的相对长度在0.8~1.2之间,相比而言,球型、半球型和双锥型的减阻效果最好,最大减阻率为45%~50%;圆锥型最差,为20%~25%,明显低于头部有扰流物的构型。相同的激波针长度下,头部有扰流物构型的减阻率随马赫数增大而增大,圆锥型则相反。流场回流区、分离激波、弓形激波、局部膨胀流动等导致的压力分布变化是构型整体阻力变化的主要成因。      

激光等离子体点源减阻技术中入射能量对气动阻力的影响

数值模拟了来流马赫数为5时的圆球绕流冷流场,以及来流与头部驻点附近注入激光能量而产生的等离子体相互耦合形成的流场的演化过程。计算结果表明:施加局部能量点源能够改变原有的弓形激波结构,使其变为斜激波,从而减小气动阻力;气动阻力随入射激光能量的增大而逐渐减小,当入射激光能量为1.1 J时,气动阻力减小的百分比高达40%。     

超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟

冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构.     

火花型合成射流控制运输机后体流动分离的数值研究

利用火花型合成射流对运输机后体流动分离进行了主动控制的数值研究。研究结果表明:火花型合成射流一方面直接向边界层分离区域输入高能动量,另一方面与外流相互作用后形成的旋涡强化了高速外流和低速边界层流的混合,从而推迟了运输机后体的流动分离,减小了分离区的大小;在相同的合成射流激励参数下,在边界层分离点处以及分离点后施加主动控制后的作用效果更好,平均阻力系数最大减小3.26%;与当量的定常射流、脉冲射流相比较,脉冲射流减阻效果优于定常射流,火花型合成射流优于脉冲射流。      

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

Trailing-edge shock loss control with self-sustaining synthetic jet in a supersonic compressor cascade

To effectively reduce the loss of strong shock wave at the trailing edge of the supersonic cascade under high backpressure, a shock wave control method based on self-sustaining synthetic jet was proposed. The self-sustaining synthetic jet was applied on the pressure side of the blade with the blow slot and the bleed slot arranged upstream and downstream of the trailing-edge shock,respectively. The flow control mechanism and effects of parameters were investigated by numerical simulation. The res...