主动流动控制下载荷分离对进气道流场的影响研究

该文针对由于工程约束载荷舱布置在进气道前方的内外流耦合载荷投放分离问题,运用计算空气动力学耦合六自由度模型和动态嵌套网格技术模拟载荷投放分离过程,并使用主动流动控制方法改善流场,分析评估有无主动流动控制时内外流耦合一体的载荷投放分离运动特性及对内流进气道流场的影响。结果表明,主动流动控制可将进气道畸变指数DC(60)由0.5612降至0.4658,主动流动控制对改善进气道流场品质有较大收益。

半埋入式S弯进气道主动流动控制研究

为了改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质,本文采用吹、吸气方式对其进行了主动流动控制数值研究。结果表明:吸气位置、吸气量变化显著影响进气道气动性能,最佳吸气位置位于唇口附近,当唇口吸气量为进气道流量的1.9%时,总压畸变指数降低约45.7%,总压恢复系数和增压比略有提高;而附面层吹气时进气道的性能仅在吹气量较小时有所改善;附面层吹、吸组合控制对流场的改善程度介于上述方案之间,而非单独吹、吸气方案效果的简单叠加。

一种用于主动流动控制的气泡型微致动器

面向先进主动流动控制,在国内率先研发了一种基于微机电系统(MEMS)的气泡型微致动器阵列技术。分析了气泡型微致动器用于主动流动控制的原理,阐述了致动器结构及其加工工艺。通过对气泡样件的压力载荷-变形行为的测试,表明其具有较好的线性和较大承载能力。结合不同翼型的风洞试验表明,微致动器作动可以影响翼型表面的压强分布,从而可用于增升等控制目的。

武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题,以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段,开展了基于脉冲射流激励器(Powered Resonance Tubes,PRTB)的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明,试验模型具有典型的开式空腔流动特点,武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励,会改变武器舱上部剪切层的流动特性,对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。

OA212翼型主动流动控制的数值模拟研究

采用数值模拟的方法,探讨了基于零质量射流的主动流动控制技术对OA212旋翼翼型动态失速的控制效果和控制特性。以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解。空间离散采用AUSM+-up格式,时间推进采用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格方法加速收敛。通过在喷口上施加非定常边界条件来模拟射流对翼型绕流的影响。研究了不同类型射流、不同位置射流以及不同控制参数(频率、相位、偏角、动量系数等)对动态失速控制效果的影响。研究表明:零质量射流和传统的定常射流均可减小动态失速迟滞环的回线面积,但在提高最大升力方面零质量射流明显优于定常射流;在12%c和62%c处施加组合零质量射流的控制效果最为明显。

新型等离子体主动流动控制器及其诱导流场研究

利用空气中阻挡介质沿面放电等离子体诱导定向气流的特性,创造性地设计多种可用于流动控制的等离子体主动流动控制器;有目的地布置电极,主动组织等离子体诱导的定向气流,形成所需的气体流动结构;对其进行流动显示试验,并采用PIV技术对各新型等离子体流动控制器所形成的流场进行测量。研究结果表明,合理地设计等离子体流动控制器,可以得到所需的流动结构,用于流动控制。本文的研究成果为主动流动控制提供了一类新型的无源流动控制器。

YLSG107高升力翼型主动流动控制的数值模拟

数值模拟零质量射流与YLSG 107翼型绕流的干扰流场,探讨零质量射流在高升力翼型失速控制中的控制效果、控制特性及控制机理.数值模拟以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.通过在喷口上施加非定常边界吹/吸边界条件模拟射流对翼型绕流的干扰.采用与风洞实验相同的来流状态和控制参数进行数值模拟,得到与实验相吻合的结果.为进一步研究控制特性和控制规律、提出改进的实验方案,研究不同动量系数、不同射流偏角对控制效果的影响,并对法向射流和近切向射流进行较深入的比较.研究表明,先前的风洞实验对应的射流动量系数(0.000 014)偏小是控制效果不显著的重要原因之一,必须达到0.001以上才有明显控制效果(射流动量系数为0.005时可使该翼型失速迎角增大2°,最大升力提高8.7%);近切向射流在失速控制方面明显优于法向射流.

主动流动控制技术研究

主动流动控制技术是提升未来飞行器性能的重要途径之一。本文在研究主动流动控制技术发展的基础上,归纳分析了目前主动流动控制采用的主要技术方法;简述了其流动控制原理和应用研究案例;介绍了主动流动控制技术研究采用的主要测试技术。

基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术

增升和减阻是民用飞机设计的永恒目标。本文对民用飞机减阻技术最新进展及未来发展进行综述,在此基础上,报道了计算所团队通过数值优化设计及主动流动控制实现减阻的研究进展。为此,发展了基于壁面模化大涡模拟(WMLES)准确模拟湍流边界层的先进数值方法,以及利用伴随方程方法实现气动外形快速数值优化的技术。在具体实践中,通过组合基于自由变形(FFD)的几何参数化模块、基于线弹性体法的网格变形模块,以及基于伴随方程方法和序列二次规划(SQP)的优化算法模块,搭建了面向工程、适于超大规模变量优化设计的整机气动优化设计平台,在NASACRM模型上实现了设计变量超过600的大变量、跨声速气动数值优化设计,在合理的工程约束条件下,有效削弱了机翼表面激波,总体减阻率达到2%以上;通过对湍流平板边界层外层结构进行射流非定常控制,在中等雷诺数Reτ=4700条件下,实现了5%~6%的当地减阻率。研究证实,数值优化设计和基于外层射流控制的主动流动控制技术将是大型民用飞机减阻中非常有前景和值得重视的两种方法。

翼身融合水下滑翔机剖面水翼定常吸流主动流动控制数值研究

在翼身融合水下滑翔机表面上开孔并施加定常吸流可以改善滑翔机的水动力性能,为了探究定常吸流主动流动控制对翼身融合水下滑翔机剖面水翼升阻特性的影响规律和机理,基于计算流体力学(CFD)方法,采用SST k-ω湍流模型,选取NACA0015水翼并针对不同吸流偏角、不同吸流开口位置、不同吸流比等工况开展定常吸流主动流动控制研究。研究定常吸流对未失速、临界失速、过失速3种不同流动状态下二维水翼剖面升阻力系数的影响,并进一步以过失速流动为例分析其影响机理。数值研究结果表明:合理的定常吸流可以有效抑制水翼的流动分离状态,并改善水翼周围的流场分布,进而改善其升阻特性;定常吸流对NACA0015水翼的增升减阻效果在90°吸流偏角时最好,且关于90°吸流偏角对称;定常吸流的开口位置越靠近水翼前缘,其增升减阻的效果越好,越有利于水翼升阻特性的提升;吸流比越大,定常吸流对水翼升力系数和阻力系数的影响程度越大。

绕凸包主动流动控制的初步数值研究

基于程序可靠性校验,本文对绕凸包流动进行了数值研究,其中主要对不同吹／吸气速度影响进行了参数化研究,并根据结果对吹／吸气控制分离机理予以了解释,表明:吹吸气对附面层的吹断／吸除作用以及其对主流的气动堵塞作用是正确分析其影响分离机理的关键。

圆锥等离子体激励器在主动流动控制中的应用

在封闭光学玻璃箱体内,应用介质阻挡放电等离子体对20°顶角圆锥附近静止大气进行了定常和脉冲循环控制,对等离子体诱导的圆锥截面绕流速度场进行了二维PIV测量,对定常控制和脉冲循环控制下最大绕流速度及最大轴向涡量进行了比较分析。并对不同的电压和频率值对上述参数影响进行了研究。实验结果表明:相对于定常控制模式,脉冲循环控制下沿垂直于圆锥截面对称面径线分布的时间平均切向速度和轴向涡量范围要广;在脉冲循环控制控制下,动量传递的主要表现在离散涡的形成而不是气流的加速。

低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟

通过数值求解Navier-Stokes方程模拟零质量射流对低雷诺数翼型绕流的控制作用.空间离散采用中心有限体积格式,时间推进为双时间推进方法.计算结果表明,采用零质量射流进行主动流动控制能有效抑制大攻角下大尺度的流动分离,改善翼型的气动特性,起到显著的增升减阻作用.

主动流动控制实验台及测量系统

本文介绍了合成射流机理实验台及测量系统的建立、功能、技术指标和可以开展的工作,并介绍了部分实验结果。

主动流动控制增大高超飞行器来流捕获量研究进展

高超声速进气道来流捕获量是确保进气道起动的重要因素,而在实际飞行环境中很难使捕获量达到设计值,总结了国内外研究团队通过实验和数值方法,对磁流体控制进气道斜激波位置、虚拟唇口增大进气质量流量、表面放电形成等离子体用于高速气流控制等方面进行的研究。他们对设计方案进行了不断地优化,并取得了增大进气道来流捕获量主动流动控制方法的重大进展。

基于等离子体合成射流的飞翼布局模型主动流动控制风洞实验研究

为探究等离子体合成射流对三维模型的流动控制效果和机理,在中等展弦比飞翼布局模型前缘布置等离子体合成射流激励器开展低速风洞实验研究。通过六分量天平测力,考察沿弦向、展向不同分布位置的等离子体合成射流对飞翼模型气动力和气动力矩的作用;采用PIV(Particle Image Velocimetry,粒子图像测速)测量模型表面流场分布,研究等离子体合成射流流动控制机理。结果表明:在飞翼模型单侧布置等离子体合成射流,能够有效改善其气动特性,并能产生附加的滚转力矩,滚转力矩系数变化量最高达到0.009;在飞翼模型左右弦布置等离子体合成射流,能显著增强飞翼模型横向稳定性,滚转力矩系数波动范围减小66.7%。沿弦向,等离子体合成射流位置离前缘越近,控制效果越好,距前缘0mm的激励器控制效果最好;沿展向,布置的等离子体合成射流越多,对模型的升力特性改善作用越明显,布置方式以均布为优。在失速迎角前后,等离子体合成射流的流动控制机理不同:在小迎角下,等离子体合成射流在前缘起到了使转捩提前的作用;在失速迎角附近,则加速了分离区的流动、减小了分离区厚度。

射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响

随着舰船的发展和大量应用,舰船甲板流场的分析与控制的重要性进一步凸显出来。为改善舰船甲板流场,提出了一种新型的基于射流装置的主动流动控制方法,并以直升机桨盘位置为例分析了不同射流装置参数对于直升机桨盘流场优化的效果。首先基于Navier-Stokes方程建立了舰载直升机甲板流场的数值模型,以研究基于射流主动流动控制对舰船甲板流场的影响。然后该方法选取k-ε湍流模型,并通过算例验证了方法的有效性。最后模拟得到添加射流装置的舰船甲板流场流线与速度分布,结合流场信息对旋翼受力的影响对比分析了加装射流装置对舰船甲板流场的流动控制作用。结果表明:上射流的添加可以使得甲板流场中回流区的影响范围减小,从而使得桨盘流场速度梯度减小;桨盘流场速度梯度的减小可以有效降低旋翼气动力变化和响应水平;不同的来流角下添加上射流装置均能通过控制甲板流场从而减小响应,提高直升机的安全性。射流速度对流场控制效果影响显著,应结合射流装置安装位置选取最优射流速度从而达到较好的控制效果。

主动流动控制与多场演化专题序言

气动技术向流动“可变、可控”的转变将促进大量新型、高性能飞行器的出现和发展是空气动力学的重要发展趋势之一.我国著名空气动力学专家庄逢甘院士曾指出“21世纪的空气动力学将首先在流动控制领域取得重大突破”.2020年美国DARPA正式启动主动流动控制飞行器研究计划CRANE项目目的是将主动流动控制作为核心技术融入飞行器设计以发展下一代革命性飞行器.主动流动控制技术适用于多种流动现象能起到推迟/提前转捩、抑制/促进流动分离、增强/减弱流动稳定性等作用从而实现航行器增升减阻和降低噪声、甚至实现飞行控制.研究主动流动控制技术与流场⁃声场⁃温度场多场演化分析其流动控制机理与特性可为未来先进飞行器设计奠定技术基础.

等离子体合成射流主动流动控制风洞实验研究

为考察等离子体合成射流流动控制效果,在NACA0021二维机翼模型上安装单个等离子体合成射流,开展低速风洞试验。采用烟流显示技术,定性观察了不同攻角和加载电参数下等离子体合成射流对流动分离的控制效果,并使用PIV技术对流动控制效果进行了定量研究。实验结果表明,在一定频率范围内(80~240 Hz),频率增加会减弱射流流动控制能力;加载电压幅值的影响较小;在一定范围内提高占空比(5%~15%),可增强射流的流动控制能力;在一定攻角范围内(0~19°),烟流流动显示结果与PIV测量所得的规律相似,在小攻角下,等离子体合成射流使得翼型吸力面层流变为紊流;在大攻角下,射流则起到抑制流动分离的作用,随着攻角的增加,抑制流动分离的效果减弱。

DARPA主动流动控制技术项目进展

美国国防预研局(DARPA)于2024年1月宣布,“采用新型操纵装置的革命性飞行控制”(CRANE)项目进入第三阶段,将由极光飞行科学公司负责建造一架全尺寸飞机并试飞。该项目于2020年正式启动,2023年5月被DARPA列入X飞机项目,编号为X-65。CRANE项目旨在将主动流动控制(AFC)纳人飞机控制回路的设计,以实现创新设计或提供实质性的作战效益,计划2025年进入试飞阶段,演示验证AFC技术。