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利用DES方法对处于非对称流态下的细长旋成体进行了俯仰和偏航振荡的数值模拟,观察细长体气动特性尤其是背风面非对称分离涡的变化。计算结果表明在大迎角非对称多涡系情况下,固定频率和振幅的非定常运动可以改变流场结构和气动力,对细长体背风面流态有巨大的影响。俯仰振荡对非对称分离涡有明显的控制作用,抑制流场的非对称性,使分离涡趋于对称;而固定频率的偏航振荡则破坏背风面分离涡的稳定性,激励非对称背涡产生随时间变化的周期性脱落。所进行的非定常运动与细长体流场耦合作用研究在国内外研究尚少。 相似文献
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大迎角前体涡控制方法综述 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2017,(3)
大迎角下飞行器的常规舵面处于机身/弹身的尾涡中,偏航控制能力严重下降。同时,背风侧的非对称涡系导致压力非对称分布,从而诱发出一个几乎与法向力同量级的侧向力,并伴随着很大的偏航力矩。前体涡控制方法可以为细长飞行器提供所需的偏航力矩,在大迎角机动飞行领域具有广阔的应用前景。本文总结了国内外近十年发展的大迎角前体涡控制方面的新方法。其中,被动控制方法包括边界层转捩带、微鼓包、微凹坑、边条、自激振荡旗帜和涡流发生器等;主动控制方法包括等离子体激励器、单孔位微吹气、轴向吹气、合成射流激励器、非定常小摆振片和充气边条等。着重介绍了各种方法的控制效果、机理和适用范围。在这些方法中,涡流发生器、合成射流激励器、非定常小扰动片、等离子体激励器、单孔位微吹气等线性控制方法均有可能提高细长体飞行器大攻角时的机动能力,具有一定的工程应用价值。最后,对大迎角前体涡控制方法的应用前景和未来新的发展方向进行了展望。 相似文献
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细长体大迎角非对称流动的高速PIV风洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力,该现象受多种因素影响,而其中对压缩性效应的研究相对较少。在0.6m亚跨超声速风洞中,采用PIV测量技术,对尖拱细长旋成体大迎角非对称流动开展了试验研究。试验M数范围为0.4~1.2,迎角为40°。试验结果表明:细长体模型在高速情况下仍然存在非对称多涡流动结构;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响;模型头尖部人工微扰动与非对称涡之间存在确定的响应关系。 相似文献
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大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(single_Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。 相似文献
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为了在更高的风速下实现圆锥前体分离涡的控制,了解AC-DBD和NS-DBD激励器的激励特性,应用交流(AC)放电和纳秒脉冲(NS)放电等离子体激励对20°顶角的圆锥-圆柱组合体圆锥段前体非对称流场进行主动流动控制实验。实验在低速开口风洞中进行,迎角45°,风速5~22m/s,流动控制方式为等离子激励器关闭、左舷或右舷等离子体激励器开启三种模式。结果表明:风速5m/s时,通过AC-DBD的左、右舷激励可控制圆锥前体的非对称流场实现镜像对称,NS-DBD则无明显作用效果;随着风速的提高,AC-DBD对非对称载荷的控制作用逐渐减小,与此同时NS-DBD的控制作用逐渐增加;风速22m/s时,NS-DBD可实现圆锥前体非对称流场的镜像对称控制,而AC-DBD则无明显作用效果;相对于AC-DBD等离子体激励,NS-DBD对于更高速度下的分离涡流场控制是有效的。 相似文献
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本文介绍了头部旋转对大迎角不对称涡系影响的观测结果,说明了由此而抑制大迎角不对称涡系的机理。 实验结果表明,头部旋转对细长体无侧滑大迎角不对称涡系涡迹的影响是:随头部的逐渐转动,涡系的不对称发生了周期性变化;此时,由于涡不可能迅速改变状态,从而抑制、甚至接近消除了大迎角时出现的涡系不对称现象。 相似文献
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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. 相似文献
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为获得锯齿电极等离子体激励器提高气膜冷却效率的机理,对有/无锯齿电极等离子体激励器作用下的平板气膜冷却流场进行了数值研究,并采用唯象模型模拟锯齿电极等离子体激励器对流场所施加的电场力。结果表明,冷却射流在锯齿电极等离子体激励器的下拉诱导作用下对主流的穿透率降低,射流中心轨迹高度的下降幅度沿流向发展逐渐增大;锯齿电极等离子体激励器气动激励作用下气膜孔下游的肾形涡的强度与尺度均减小,同时肾形涡的两侧产生与其旋转方向相反的小尺度的反肾形涡,进一步抑制了肾形涡的发展;锯齿电极等离子体激励器产生的展向扩散效应提高了冷却射流的展向扩张能力,从而提高了气膜冷却效率,与无等离子体气动激励相比,锯齿电极等离子体激励器作用下平板中心线与展向平均气膜冷却效率分别提高了50%与200%。 相似文献
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利用合成射流对细长旋成体大攻角非对称涡控制进行了研究,基于合成射流激励器设计了一频率高达1kHz的非定常小扰动控制机构,并将其成功应用于大攻角非对称涡主动流动控制。应用天平测力和七孔探针流场测试技术,研究了合成射流非定常小扰动电压和频率对非对称涡的控制特性和规律。结果表明,采用合成射流能够完全消除背涡的非对称性,扰动频率是影响非对称涡控制的一个关键参数,高频扰动下模型背风区非对称涡结构趋于无控制流态。且文中结果发现,当攻角α=57.5°、非定常小扰动频率fs=150Hz时,即可将非对称涡完全控制成为对称涡。 相似文献
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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。 相似文献
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在非定常激励下,等离子体DBD诱导涡是影响等离子体流动控制效果的关键因素,研究静止大气下DBD诱导涡结构特性对进一步理解等离子体DBD流动控制机理具有重要意义。采用高频PIV与高速纹影系统对静止大气下DBD诱导涡结构进行了研究,通过λ2法则分析了诱导涡涡核移动规律,获得了非定常激励下诱导涡的演化规律以及脉冲频率对诱导涡结构以及尺度的影响。在一定脉冲频率内,DBD诱导涡生成速率与脉冲频率一一对应,诱导涡涡核移动方向与壁面呈16°~21°,随着脉冲频率的增加,诱导涡尺度逐渐变小,且越来越靠近壁面。全文总结了不同脉冲频率下涡的相互作用以及黏性耗散对诱导涡发展过程的影响。 相似文献
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本文对具有椭圆截面头部和尖拱形头部的细长体在大迎角下进行了涡系流态观察和表面压强分布测量。研究阐明了大迎角侧滑下细长体的头部几何形状与其所生的复杂涡系之间的相互关系,以及与此相应的截面压强分布和轴向侧力分布的变化。通过详细地了解整个流动情况,揭示了具有扁平头部的细长机体能够增大航向静稳定性的机理。 相似文献
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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. 相似文献
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等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《空气动力学学报》2015,(6)
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。 相似文献
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为明确介质阻挡放电(DBD)涡流发生器对马蹄涡的影响,在采用唯象模型的基础上,通过数值方法研究了DBD涡流发生器诱导产生流向涡的结构特性及其对马蹄涡的控制特性。研究结果表明,流动在激励器上游边缘处形成羊角涡,自由剪切层卷入流向涡的涡核并为其提供持续涡量;在柱体根部角区流动中,当对称面两侧激励器诱导流动指向对称面,诱导涡与马蹄涡环绕方向相反时,马蹄涡可以得到有效抑制,反之,则控制效果不佳。最后得出,诱导涡对下游马蹄涡的控制机制体现在其黏性扩散作用、掺混作用以及低压效应3个方面。 相似文献
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低速翼型分离流动的等离子体主动控制研究 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
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大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制 总被引:5,自引:4,他引:5
研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。 相似文献