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%。     

合成双射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离试验研究

设计了一种卧式合成双射流激励器(DSJA),并对其在翼展中段控制NACA0015翼型大攻角流动完全分离进行试验研究,分析了合成双射流激励器两射流出口位置及射流能量对控制机翼流动分离的影响规律。结果表明:合成双射流激励器对机翼大攻角流动分离具有很强的控制能力,可显著提高机翼流动分离攻角;合成双射流激励器两射流出口相对分离点的位置是影响控制效果的重要参数;合成双射流激励器两出口任一出口位于分离点之前,且越靠近分离点,其对边界层分离的控制效果越好,并且当分离点位于合成双射流激励器两出口之间,且离第一出口位置较近时,合成双射流"接力"控制机翼分离的效果更加明显;与合成射流"单射流"相比,合成双射流"两射流"对分离点位置的有效控制区域明显增大。此外,提高合成双射流激励器的射流能量,其控制机翼流动分离的能力提高。     

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器,对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究,粒子图像测速仪（PIV）流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混,提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究,天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内,射流能量比Cμ值越大,控制效果越好,当Cμ＝0．00168时,机翼最大升力系数提升了5．92％,失速迎角推迟了2．5°（激励器阵列位于0．3c处）。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数,阵列位于0．3c处时最大升力系数提升量大于位于0．55c时。     

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%。     

合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离数值模拟研究

为了探究合成双射流激励器及出口射流参数对圆柱绕流流动分离的控制效果,首次对合成双射流控制水下圆柱绕流流动分离进行了数值模拟。数值计算结果显示:保持激励器出口射流振幅不变的条件下,出口射流频率等于尾迹涡脱落特征频率时,射流控制作用与绕流流场耦合效果最好,控制流动分离效果最佳;保持出口射流频率为尾迹涡脱落特征频率时,在数值计算测试范围内,随着射流振幅的增大,射流对于流场的动量掺混能力增强,控制效果也随之增强。机理分析表明:合成射流位于前驻点的控制,主要通过在圆柱前缘形成虚拟气动外型来达到减阻控制的效果;而合成射流位于后驻点的控制,主要是通过增强回流区的动量掺混来提高回流区抑制分离的能力,从而达到减阻控制的效果。     

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。     

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。     

斜出口合成射流激励器横流输运特性与边界层控制

研制了一种斜出口合成射流(BSJ)激励器,应用粒子图像测速(PIV)技术获得了合成射流的瞬态和时均流动结构,分析比较了斜出口和常规平直出口激励器流场的异同。该斜出口激励器能将周围气体进行有方向的能量和质量输送控制,时均流场呈现沿壁面的横向流动输运特性。解释了横向流动输运的形成机理,并应用该激励器进行了边界层控制实验。研究结果表明:通过改变激励器的工作电压和频率,可方便有效地实现对平板边界层速度型的调控,使受控边界层速度型更"饱满",这对控制推迟边界层分离非常有利。     

低雷诺数下机翼气动特性研究及控制

高空长航时无人飞行器(HALE UAV)由于飞行环境空气稀薄、雷诺数低导致其气动性能恶化,如何通过流动控制改善机翼低雷诺数气动性能受到越来越多的关注。在低速风洞中通过测力、测压和边界层测试等试验技术开展了NACA 633-421直机翼模型气动特性试验和流动控制研究。天平测力结果表明:随雷诺数降低(Re<1.4×10⁵)机翼气动特性迅速恶化;最大升力系数损失严重,失速迎角急剧降低;分析翼面压力分布结果显示,机翼表面产生层流分离泡(LSB),其长度变化、位置前移和最终发生破裂的发展过程是导致机翼低雷诺数气动性能恶化的主要原因。采用合成微射流(Micro-SJ)对翼面层流分离泡进行流动控制,失速迎角推迟了11°,机翼最大升力系数由0.59提升至1.10,最大升阻比增加了13.6%。合成微射流控制具有选频特性,驱动频率f=200~400 Hz的合成微射流控制效果最佳,更易促进分离剪切层提前转捩,形成湍流再附,使得层流分离泡长度缩短。     

无尾布局嵌入式舵面的大迎角纵向操纵能力研究

 针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。     

合成射流激励器对射流矢量的影响

合成射流激励器全流场计算模型—X L模型,实现了将激励器腔体及外部受控流场作为单连域的计算处理。对合成射流激励器在不同工作状态下控制宏观低速流流动进行了数值分析和机理探讨。结果显示:应用合成射流激励器可以有效控制宏观低速流流动方向,通过改变激励器的工作参数和布置位置可以控制主流的偏转角度;激励器处于"拉"模式对主流的控制效果更明显,且激励器与受控主流之间存在一个最佳距离,使得对主流的矢量控制效果最大;合成激励器工作形成的漩涡对强度受合成射流频率和速度幅值影响。压强梯度的存在和旋涡的卷吸作用是合成射流激励器控制宏观低速流流动方向的主要因素。     

基于主动流动控制技术的无舵面飞翼布局飞行器姿态控制

飞翼布局飞行器因其升阻比高、隐身性能好等诸多优势得到越来越广泛的应用，但是操纵舵面偏转会增加飞行器的雷达散射截面积。提出了采用射流环量控制和反向射流两种主动流动控制技术实现飞行器的无舵面飞行姿态控制。利用风洞测力试验对射流环量控制和反向射流的"舵效"进行了分析，结果表明环量控制技术能产生规律变化且可控的滚转和俯仰力矩、反向射流产生的偏航力矩随控制信号规律变化。飞行试验记录了飞行器姿态随射流激励器控制信号的变化规律，飞行数据表明俯仰环量控制激励器能有效地控制无人机的俯仰运动；无人机的横航向操纵存在耦合，但滚转环量控制激励器和反向射流能控制无人机的滚转和偏航运动。     

新型双出口合成射流激励器的流场特征研究

设计了一种新型双出口合成射流激励器,应用非接触粒子图像激光测速技术（PIV）,测试了激励器出口的流场特性,包括瞬态和时均流动结构。结果表明,相比常规合成射流激励器,新型激励器一侧出口呈现为明显抽吸作用,另一侧出口流动带有合成射流流场特征,在出口下游得到一股放大了的单方向射流。新型合成射流激励器单侧出口的抽吸作用,在常规激励器基础上形成新的流体＂微泵＂工作机制,不仅放大了合成射流能量大小,同时实现了不同区域内流体的＂定向输运＂,其外流场特性更加有利于边界层分离、射流矢量偏转等主动流动控制。     

基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制，显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机，提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略，自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统，并与飞行控制系统进行融合，实现基于主动射流的姿态闭环控制，通过60 m/s巡航速度下飞行试验，定量研究了环量控制用于俯仰和滚转姿态控制能力。结果表明：环量激励器通道组合产生双向连续、稳定的俯仰和滚转控制力矩；射流作动系统响应延迟小于0.02 s，射流作动无人机姿态角速度响应时间小于0.02 s；俯仰环量激励器压比-1.025与升降舵-2.5°舵偏角产生的俯仰力矩相当，滚转环量激励器压比1.050与副翼2.0°舵偏角产生的滚转力矩相当，并分别实现纵向和横向无舵面姿态控制。     

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。     

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。     

合成射流控制主流矢量的发展过程

合成射流激励器射流矢量控制具有对吸气式发动机进气道出流和发动机喷管流动进行矢量控制的潜力。通过对四种不同出口构型合成射流激励器控制主流矢量偏转的数值模拟和分析,对合成射流控制主流矢量的发展过程进行了研究。结果表明:合成射流控制主流矢量的发展过程可分为三个不同阶段,第一阶段,在主流通道内,激励器工作引起的主流通道压强梯度形成的侧向力致偏主流,在出口处主流矢量偏转Ⅰ;第二阶段,在主流出口附近,合成射流对主流的卷吸作用和引射作用,致偏主流Ⅱ;第三阶段,在出口下游,合成射流与主流自由剪切层发生相互耦合作用,致偏Ⅲ。因此,主射流最终偏转角度是其在经历三个不同阶段时受到的合成射流致偏作用之和,即=Ⅰ+Ⅱ+Ⅲ。     

合成双射流控制翼型分离流动的数值研究

合成双射流激励器是合成射流技术发展的最新成果,所形成的射流具有更高能量、流动更稳定的特点。采用数值模拟的方法,对比研究了合成射流与合成双射流对翼型分离流动的改善效果。结果表明:合成射流可以将翼型失速攻角提高2°、最大升力系数增加18%,合成双射流可以将翼型失速攻角提高4°、最大升力系数增加35%,证明了合成双射流具有更好的分离流动控制效果。另外着重分析了合成双射流工作频率和动量系数对控制效果的影响,发现当激励器工作频率为流场特征频率的1和2倍时,对翼型气动特性的改善效果最好,同时控制效果会随动量系数的增加而增大。     

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。     

斜孔式等离子体合成射流激励器静特性的实验

设计了斜孔式等离子体合成射流激励器,采用电参数测量和高速纹影技术研究了其放电特性及瞬态流场特性。实验表明:相较直孔式等离子体合成射流激励器,斜孔式等离子体合成射流激励器的射流流动表现出明显的附壁效应和非对称性,这有利于提高射流对流动分离的控制能力。同时,实验中还观察到了浮力对等离子体高温射流流场演化的影响,特别是在射流演化的末期,其诱导的垂向速度分量显著地改变了射流的最终运动方向。