应用等离子体进行翼型前缘分离控制的数值模拟研究

将等离子体对中性气体的作用模型化为彻体力矢量,求解带源项的Navier-Stokes方程,数值模拟了等离子体激励器在NACA0015翼型大迎角下的分离控制效果,彻体力为净电荷在外加电场作用下的电场力.解拉普拉斯方程得到外加电场分布,等离子体中的净电荷分布由泊松方程给出.为了较好地模拟分离涡的发展,采用了雷诺平均与大涡模拟相结合的脱体涡模拟(Detached Eddy Simulation)方法.通过与实验结果对比,发现该模型能较好地模拟等离子体激励器的控制作用.     

翼型动态失速DBD等离子体流动控制的数值模拟研究

进行了翼型深度动态失速及基于DBD介质阻挡放电等离子体激励器的流动控制技术数值模拟研究。将激励器对流动空气的作用以彻体力源项形式加入N-S方程。通过数值求解此N-S方程,研究了DBD激励器对NACA0012翼型俯仰运动深度动态失速的控制作用;研究了DBD激励器工作方式对动态失速平均气动力、气动力迟滞曲线的影响,提出了控制效果较好的激励器工作方式。     

翼型分离流动的等离子体控制数值分析方法研究

利用等离子体进行流动控制是当前的研究热点之一.本文研究通过数值方法模拟等离子体对流场作用的实现方法,及利用数值模拟方法研究翼型大迎角分离流动的等离子体控制.利用CFD软件Fluent中的自定义函数接口,通过C语言编程在软件中引入DBD等离子体激励模型外加体积力源项,对NACA0015翼型大迎角下的等离子体控制进行数值模拟.验证DBD等离子体激励在抑制流动分离与增升减阻方面的作用.结果表明：流动控制效果与DBD激励器布置位置有直接关系;激励器的数量与激励强度均会影响流动控制作用.     

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。     

低速翼型分离流动的等离子体主动控制研究

为了研究等离子体激励器的放电形式及其诱导气流的规律,以及翼型迎角、自由来流速度分别对翼型流动分离抑制效果的影响。在低速、低雷诺数条件下利用介质阻挡放电等离子体激励器对NACA0015翼型进行了主动流动控制研究。结果表明：介质阻挡放电的形式为丝状放电;等离子体激励器诱导气流的方向由裸露电极指向覆盖电极,由电极的布置方式决定,与接线方式无关;当来流速度为25m／s,雷诺数为2．03×10^5时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型最大升力系数增大约为9．7％,翼型l临界失速迎角由17．5°增大到20．5°;翼型失速延迟的真正原因并非单纯的气流加速;等离子体激励器的作用效果随着来流速度的提高而减弱,研究非定常激励或等离子体激励器与流场之间的耦合效应,也许更加具有潜力。     

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。     

新型等离子体激励器的数值模拟

为了对新型多电极对等离子体激励器进行可靠的数值模拟,通过求解带有体积力源项的Navier—Stokes方程,模拟单电极对等离子体激励器在二维不可压流中对周围流场的影响,计算结果表明所使用唯象模型的参数基本正确。在此基础上,改进原有模型,对新型双极性等离子体激励器诱导流动进行计算。通过与实验结果的对比,发现改进后的模型能较好地模拟新型双极性等离子体激励器的控制作用,可为今后新型等离子体激励器的应用提供可靠的数值模拟方法。     

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

飞翼布局飞行器等离子体激励增升技术试验研究

为研究等离子体激励器布置位置和控制参数对飞行器增升控制效果的影响规律,以飞翼布局飞行器为对象,采用纳秒脉冲放电方式,开展了激励器布置位置对飞行器增升效果的影响研究试验,在研究激励器控制参数对增升效果的影响时,分别采用了纳秒脉冲和AC放电方式进行了试验。研究结果表明,等离子体激励器能够显著增加飞翼布局飞行器的最大升力系数,延缓失速发生,对阻力系数的影响较小;激励器以平行于飞行器前缘方式布置时,增升效果较好,布置于前缘位置增升效果最佳,试验状态下可使飞行器最大升力系数增加39.5%,失速迎角推迟8°;纳秒脉冲放电方式下,调制频率变化对飞行器增升效果影响明显,激励电压对增升效果影响较小;AC放电方式下,占空比对飞行器增升效果有一定影响,占空比的选取不宜过大。     

不同类型多级等离子体激励器诱导气流的力学特性研究

等离子体激励器通过产生的等离子加速气流,可以实现对流动的控制。单级等离子体激励器由于受到等离子体放电的物理限制,其控制作用较小;为了提高等离子体流动控制的效果,关于多级等离子体激励器的研究得到发展。采用图像采集和粒子示踪测速系统(PIV),对传统多级等离子体激励器和多级双极性等离子体激励器的放电现象以及气流加速进行研究,并通过流场速度分布计算等离子体激励器对空气产生的推力和吸力。结果表明:随着电压的升高,传统多级等离子体激励器产生的推力和吸力会逐渐减弱;而多级双极性等离子体激励器产生的推力和吸力均呈逐渐增强的趋势。     

平板附面层等离子体流动控制的数值模拟

通过求解电场中的拉普拉斯方程和赫姆霍兹方程的变形形式,成功地将等离子体激励对平板附面层流动的影响,以体积力向量的形式引入到NS方程之中.借助求解的电荷密度,通过将计算结果与实验数据的对比,可确定德拜长度、最大电荷密度、形状因子等可调参数的取值原则,建立起平板附面层等离子体流动控制的数值模拟方法,为将等离子体流动控制方法应用于外流及内流场中的强剪切流动控制,奠定关键性的技术支撑.      

辉光放电等离子体对边界层流动控制的机理研究

本文求解电位势方程得到电场分布,假定电场强度大于击穿阈值的区域为等离子体区,给定电荷密度,得到了作用于流体上的电场力。通过求解带源项的NS方程,研究了一个大气压下的均匀辉光放电等离子体对边界层流动的影响,考察了电场力做功对流动的影响。本文研究结果同文献[6]一致,即电场力总体上使边界层流动加速。另外,电场力做功对流动参数的影响可以忽略。文献[6]给出的线化电场模型和本文得到的电场相比,具有较大的差别,该差别引起了流动参数显著差别。     

Experimental Investigation of the Effects of Various Plasma Actuator Configurations on Lift and Drag Coefficients of a Circular Cylinder Including the Effects of Electrodes

In this paper, the effects of the existence of plasma actuator electrodes and also various configurations of the actuator for controlling the flow field around a circular cylinder are experimentally investigated. The cylinder is made of PVC (Polyvinyl Chloride) and considered as a dielectric barrier. Two electrodes are flush-mounted on the surface of the cylinder and are connected to a DC high voltage power supply for generation of electrical discharge. Pressure distribution results show that the existence of the electrodes and also the plasma are able to change the pressure distribution around the cylinder and consequently the lift and drag coefficients. It is found that the effect of the existence of the electrodes is comparable with the effect of plasma actuator in controlling the flow field around the cylinder and this effect is not reported by other researchers. Eventually it is concluded that the existence of the electrodes or any extra objects on the cylinder and also the existence of the plasma are capable of changing the flow field structure around the cylinder so that the behavior of the lift and drag coefficients of the cylinder will be changed significantly.     

基于CFD研究等离子体环量控制流场特性

为了研究等离子体气动激励射流在翼型钝尾缘产生Coanda效应时对流场特性的影响,基于雷诺平均N-S方程中添加体积力源项的唯象学仿真方法,建立并优化了等离子体环量控制的数值计算模型,研究了基于分离点的不同激励器位置对流场的影响规律。结果表明,优化激励器位置后环量控制的效费比ΔCL／Cμ最高可以达到113．49。分析发现,当等离子体激励产生的激励射流刚好可以将分离点推移至压力面时,机翼有效弯度增加最为明显,激励效果最好。     

射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验

介质阻挡放电(DBD)均匀稳定、易于敷设,是机翼/翼型等离子体流动控制(PFC)中最常用的激励方式。射频介质阻挡放电激励频率高、放电功率大,且能在流场中产生明显的加热,应用潜力大。采用射频电源驱动DBD激励器产生等离子体,分析放电的体积力、热特性和诱导流场特性,开展了射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验,研究了占空比、调制频率、载波频率和电源功率等参数对流动控制效果的影响规律。结果表明:射频等离子体激励的体积力效应随激励电压的增大而增加;射频等离子体激励产生的热量在诱导的流场中进行传导,加速流场;当来流速度为20m/s,Re=3.36×10~5时,在翼型前缘施加激励,使翼型临界失速迎角推迟1°,最大升力系数增大6.43%,且在过失速迎角下仍具有流动控制效果,使升力下降变缓;调制频率越大,控制效果越好;存在最佳占空比、载波频率和功率,占空比对流场控制效果的影响最显著,最佳占空比、载波频率和功率分别为20%,460kHz和50W。射频等离子体激励以体积力效应、热效应和诱导壁面射流改善失速流场,使得NACA0015翼型气动性能极大改善,流动分离得到有效控制。     

利用等离子控制凸包流动分离的数值模拟

基于等离子发生器简化模型求解电势方程,得到电场及等离子分布,并将电场对等离子的作用力耦合到流动方程中.结果表明,电场力在电极交接处附近诱导气体运动并产生"壁面射流"效应,增加低能流体动量,显著改善附面层内速度分布;与无等离子控制措施相比,分离点位置最大延迟约4%特征尺寸,再附点位置最大提前约12%特征尺寸,分离范围明显减小.此外,电压较大、电极与流体接触式布置均能提高等离子控制流动分离的能力.      

Numerical investigation of aerodynamic flow actuation produced by surface plasma actuator on 2D oscillating airfoil

Numerical simulation of unsteady flow control over an oscillating NACA0012 airfoil is investigated. Flow actuation of a turbulent flow over the airfoil is provided by low current DC surface glow discharge plasma actuator which is analytically modeled as an ion pressure force produced in the cathode sheath region. The modeled plasma actuator has an induced pressure force of about 2 k Pa under a typical experiment condition and is placed on the airfoil surface at 0% chord length and/or at 10% chord length. The plasma actuator at deep-stall angles(from 5° to 25°) is able to slightly delay a dynamic stall and to weaken a pressure fluctuation in down-stroke motion. As a result, the wake region is reduced. The actuation effect varies with different plasma pulse frequencies, actuator locations and reduced frequencies. A lift coefficient can increase up to 70% by a selective operation of the plasma actuator with various plasma frequencies and locations as the angle of attack changes. Active flow control which is a key advantageous feature of the plasma actuator reveals that a dynamic stall phenomenon can be controlled by the surface plasma actuator with less power consumption if a careful control scheme of the plasma actuator is employed with the optimized plasma pulse frequency and actuator location corresponding to a dynamic change in reduced frequency.     

常气压辉光放电等离子体控制翼型失速的数值模拟研究

基于Shyy提出的大气压下均匀辉光放电等离子体与空气干扰的物理模型,通过求解电位势方程得到电场分布,得到了作用于流体上的电场力.通过数值求解考虑等离子体作用的流体运动控制方程,以NACA0015翼型低速绕流为对象,研究了常压辉光放电等离子体位置和个数控制翼型绕流分离的影响.位于分离点上游的等离子体能够有效地抑止翼型分离,而在分离区的等离子体对流动影响很弱,同实验结果一致,并给出了等离子体对翼型气动力影响的规律.     

介质阻挡放电对增升装置气动性能的影响

增升装置是传统构型飞机的重要组成部分,对飞行器气动性能有重要影响。将高效、简便、节能的介质阻挡放电(Dielectric Barrier Discharge,DBD)等离子体激励器布置在增升装置附近,通过对流场进行控制来达到提高增升装置气动性能的作用。选取二维翼型GAW-1及其29%襟翼作为研究对象,在分析基础流场的基础上,固定激励器放电频率等参数不变,将单级介质阻挡放电激励器放置在几个不同位置,用数值模拟的方法研究其对翼型总体气动特性的影响。仿真结果表明,主翼上表面后缘处的激励器增升效果最好,增升达12.8%且将失速迎角推迟约2°,主翼下表面后缘的升阻比增加可达15%。