矩形射流口几何构型对合成双射流工作特性影响分析

合成双射流技术作为一种新型的主动流动控制技术,除具备常规合成射流结构简单、响应迅速等特点外,还能有效解决控制流场与环境流场间压差引起振膜失效的问题,兼具能量利用率高、结构灵活和易于一体化集成等优点。合成双射流工作特性易受射流口大小、形状等几何构型的影响,为进一步研究合成双射流工作特性,设计了25组不同矩形射流口几何参数的合成双射流激励器,通过PIV实验得到合成双射流激励器射流口处流场结构与频率特性的关系,分析射流口几何参数对激励器腔体亥姆霍兹共振频率的影响,并总结出最佳长宽比-深纵比关系;结合数值模拟研究激励器几何参数特性,探究射流口几何参数对射流速度分布与轴切换现象的影响规律,并与PIV实验结果进行对比验证。结果表明小长宽比矩形射流口所形成的射流在空间上的分布更集中,射流峰值速度更大;而大长宽比矩形射流口形成的射流的速度较低,且单股射流易受压力差作用发生偏转,但涡量分布更加均匀,与环境流体的能量交换更充分。

基于合成双射流的Al_(2)O_(3)纳米流体散热数值研究

使用Al2O3纳米流体对基于合成双射流激励器的通道强化换热进行了数值研究,分析了不同体积分数的纳米流体对通道冷却性能的影响。激励器工作后,膜片往复振动,在射流口产生了交替吸入与喷出的射流并冲击基板,装置的冷却性能大大提高。同时,纳米颗粒的加入增大了流体的导热系数,流体传热性能有所提高,但同时也增加了进出口压降。引入了综合性能评价因子KFOM和整体传热增强度KDTE,发现随着纳米流体体积分数的增加,KFOM和KDTE也增大,这表明使用纳米流体后,整体装置的冷却性能有一定程度的提升。此外,分析了激励器频率和等效振幅对散热的影响,结果表明:频率对装置整体散热性能影响较小;随着等效振幅增大,射流速度增大,芯片温度降低,装置整体冷却性能更好;激励器工作后也同样影响纳米颗粒在通道内的分布情况,每一时刻下纳米颗粒的分布都不尽相同,且聚集在基板底部的纳米颗粒将会增强换热效果,这也是影响整个装置散热性能的重要因素。

合成射流对串列双圆柱受力特性及流场特性影响的数值模拟

合成射流能够通过改变单个圆柱尾部的旋涡脱落模态有效抑制其涡致振动,但对多圆柱结构的控制效果尚待研究。采用数值模拟研究了对称布置在上游圆柱尾部的水平合成射流对串列双圆柱的受力特性和尾流特性的影响。在研究中,来流的雷诺数恒定为150,合成射流的位置角度为45°,2个圆柱中心之间的间距比为2~10。研究结果表明,水平合成射流能够同时降低上、下游圆柱的升、阻力系数,但过大的合成射流动量系数反而会导致上、下游圆柱的阻力系数均大于无合成射流控制情况下的值。当动量系数为2和4时,上游圆柱的尾迹完全由水平合成射流主导,变得完全对称;但下游圆柱的尾部始终存在交替脱落的旋涡。

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。

合成双射流矢量特性影响因素分析

为了拓展合成双射流作动器在无人机推力矢量控制方面的应用,需要对合成双射流作动器结构进行优化,提高其矢量性能。通过分析合成双射流的特性,引入了以射流冲程为基础的无量纲距离,建立了射流矢量角的计算方法,并以此为评价指标,采用单因素试验法分析了合成双射流作动器无量纲结构参数对射流矢量角的影响机制和规律。利用极差分析法获得了各参数对射流矢量角影响的显著程度:出口宽度>出口长度>出口间距>出口深度>腔体高度,提出了作动器结构参数设计的原则。

基于POD方法的合成双射流流场模态分析

为更深入地了解合成双射流自身的流场特性,开展了PIV实验研究,分析了一个周期内流场涡结构的演化特征,对实验数据进行了本征正交分解(POD)模态分析,详细分析了各阶模态所表征的流动结构、时间系数及其频谱特征。结果表明,合成双射流激励器的两个腔体交替压缩形成两股相位差180°、相互卷积吸引的旋涡对,能量效率和工作频率倍增;前四阶POD模态占据了流场80.5%的能量,对应的时间系数的频率分别为激励器的工作频率和二阶谐频;POD前两阶横向模态呈对称分布,后两阶呈反对称分布;而前两阶流向模态则呈反对称分布,后两阶呈对称分布,反映了合成双射流流场的对称性特征。

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。

非对称腔体合成双射流矢量特性数值研究

利用合成射流全流场计算X-L模型,对非对称腔体合成双射流激励器的射流矢量特性进行了数值模拟,分析了激励器不同腔体体积比、不同振动膜速度、不同频率下的合成双射流流场。研究结果表明,当激励器两腔体不对称时,所形成的合成双射流不再垂直向下游流动,而是会发生偏转,即射流具有矢量特性,偏转角度的大小可以通过激励器工作条件进行调节。其机理是振动膜对大小不同的两腔体的相对压缩量不同,使得两出口处所形成射流的能量和低压区不再对称,因此导致合成双射流向低能量(大腔体)一侧偏转。振动膜振幅和频率的提高对低压区大小分别起到增加和减弱的作用,所以偏转角度又随着振动膜最大速度的增加而增大,随工作频率的增加而减小。

基于前缘合成双射流的飞翼布局纵向气动控制特性研究

为兼顾飞翼布局飞行器的隐身性和气动操控性,提出了一种基于合成双射流的飞翼布局纵向气动控制技术,研究其对小后掠飞翼布局大攻角下的气动操控能力。采用数值模拟方法,分析了前缘阵列式合成双射流与不同攻角飞翼布局流场的相互作用,探究其对飞翼布局纵向气动特性的影响,最后对比了传统合成射流控制,突出了其优势。结果表明:前缘阵列式合成双射流可有效提高大攻角升力、减小阻力,增大升阻比,同时还会使俯仰力矩出现非线性变化,具备大攻角滚转姿态操控能力;合成双射流在前缘形成周期性涡结构,增强了边界层底部低速流体与主流的动量交换,提高了边界层抗逆压梯度的能力;攻角8°~10°时,合成双射流可完全抑制前缘分离,但攻角10°时,在靠近后缘处形成分离区,使升力略有减小;攻角12°时,合成双射流可推迟流动分离,分离线移动至机翼中段;攻角14°~16°时,合成双射流虽然仅可有效抑制靠近展向分离起始位置处的流动分离,但同时也增加了分离区内的流动能量,有效提高升力;攻角18°时,吸力面近乎完全分离,合成双射流虽未能有效抑制分离,但会使前缘吸力峰值回升,仍有增升、减阻的效果;与合成射流相比,合成双射流控制产生的气动变化量更大,更具应用潜力。

大功率LED灯合成双射流主动散热费用模型研究

针对合成双射流激励器大功率LED灯主动散热方案,利用Ansys软件对LED灯模型在表面射流不同流速下的散热进行仿真,并结合试验结果验证,得到气体流速和pn结温度的散点图,利用Matlab进行Gauss曲线拟合,得到pn结温度与射流速度的关系;利用阿伦尼乌斯(Arrhenius)加速模型对pn结温度与LED灯寿命的关系进行预测,得到LED灯寿命与pn结温度的一般数学关系,进而得到LED灯寿命与合成双射流流速的数学关系,结合LED灯的经济性要求,建立了基于合成双射流的LED灯散热的费用模型;通过费用模型寻找最优解,可以确定LED灯单位时间最小费用及相应合成双射流最佳速度和LED灯寿命。

合成双射流对下游声压级影响试验

在Ma=0.4的来流条件下,利用安装在主翼后缘处的合成双射流激励器对襟翼上的流动进行控制,在风洞中开展了合成双射流对下游声压级影响的研究.基于脉动压力测量结果,结合油流显示试验,得到了合成双射流对下游不同流动状态区域声压级影响的一些结论.对于附着流,在其峰值频率附近激励会明显提高其声压级;对于受旋涡主导的流动,恰当的合成双射流控制可以降低声压级,激励频率较为关键.在俯仰运动过程中,对于附着流,激励提高了声压级,但不改变其迟滞特性;对于受旋涡主导的流动,激励对声压级的影响与攻角有关,能够减弱其迟滞特性,但激励强度对迟滞特性的影响较小,减小声压级的最佳激励与运动历程有关.

基于分布式合成双射流的飞行器无舵面三轴姿态控制飞行试验

将自主可控的合成双射流激励器集成于常规布局飞行器中,进行了三轴无舵面控制飞行试验,验证了分布式合成双射流对飞行器巡航时的无舵面姿态调控能力.对合成双射流激励器进行改进,设计了分布式三轴姿态控制合成双射流激励器,滚转环量控制激励器分别安装于两侧机翼翼尖处后缘,射流出口靠近压力面;偏航反向合成双射流控制激励器分别安装于靠近两侧机翼翼尖20%弦长处,上、下沿展向均匀布置;俯仰环量控制激励器安装于V尾下的平尾后缘,射流出口靠近压力面.针对巡航速度为30 m/s的飞行器,进行了三轴姿态控制飞行试验,结果表明:分布式合成双射流实现了飞行器巡航时的三轴无舵面姿态操控;横航向控制存在耦合,滚转环量控制激励器实现了飞行器的双向滚转操控,能产生的最大滚转角速度达16.87°/s,偏航反向合成双射流控制激励器实现了飞行器的双向偏航操控,能产生的最大偏航角速度达9.09°/s;俯仰环量控制激励器实现了飞行器的纵向控制,能产生的最大俯仰角速度达7.68°/s.

水下合成双射流流场特性与推力特性实验研究

为实现合成双射流技术在水下航行器上的应用,对水下合成双射流开展了流场特性和推力特性的实验研究,分析了水下合成双射流的平均流场特性和推力特性。实验得到了激励器出口不同位置处平均流场流向速度分布情况和水下合成双射流峰值推力随激励器驱动频率的变化规律,并研究了驱动电压幅值和波形对流场及推力的影响。实验发现:存在最佳频率使得水下合成双射流推力达到最大;驱动电压幅值越大,推力越大;不同波形的电压所产生的推力不同,矩形波所产生的推力相对正弦波和三角波所产生的推力更大。

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。

水滴结冰结霜及合成双射流除霜除冰实验研究

对水滴结冰结霜过程及合成双射流除霜除冰过程进行了实验研究。实验中利用半导体制冷片作为实验板将温度从室温降低到-30℃,在水滴凝固结冰结霜后启动合成双射流激励器。采用电子显微镜观测水滴凝固结冰结霜过程及合成双射流除霜除冰过程。结果显示:在合成双射流的作用下,霜的结构迅速由细长针叶状变为短粗的柱状冰晶,霜的厚度变薄;随后,由于合成双射流强迫对流换热作用,凝固水滴上的冰晶及锥形冰尖发生融化,凝固水滴上冰晶高度缓慢下降,锥形冰尖变平滑,融化的液态水在沿凝固水滴向下流动时遇冷再冻结,与下游冰晶结为更加质密的小颗粒状白霜,凝固水滴变矮,与冷平面接触面积增大。

合成双射流逆向吹吸控制对翼型流动特性影响

为探究合成双射流(Dual Synthetic Jets,DSJ)技术对飞行器航向姿态的控制能力,采用数值模拟的方法,研究了反向DSJ对小攻角、大攻角下翼型绕流流场的控制机理及气动控制特性,并通过飞行试验验证了其航向姿态控制能力。结果表明:小攻角下,反向DSJ会使阻力增大,升力略有减小,俯仰力矩基本不变;大攻角下,反向DSJ会使升力、阻力及低头力矩增大。小攻角下施加控制后,激励器出口前由于射流的阻挡作用形成高压区,伴随着流向逆压梯度的增加,分别在两个出口后形成准定常低压回流区,致使前后压差阻力增大,但压力包络面积基本不变,故升力变化不大;大攻角下施加控制后,除了会在射流出口前、后分别形成高压区、低压区外,还会使背风面流动提前分离,扩大分离区域面积,同时也会减小分离区内的压力值,扩大压力包络,增大阻力的同时,也会提升升力。飞行试验结果表明,反向DSJ具有对飞行器巡航时航向姿态的控制能力,可实现的最大偏航角速度为9.01°/s。

基于合成双射流的襟翼舵效增强技术研究

飞机在起降和大机动过程中,襟翼偏角过大会导致襟翼上方出现流动分离,从而使舵面效率降低甚至失效。为有效解决舵效问题,提出了一种基于合成双射流的襟翼舵效增强技术,针对无缝襟翼,探究了合成双射流不同控制参数对升力、舵效的影响规律。研究结果表明:合成双射流能在襟翼表面形成周期性涡结构,增强边界层底部低速流体与主流的动量交换,提高边界层抗逆压梯度的能力;襟翼处合成双射流可有效提高升力、增强舵效;当合成双射流无量纲驱动频率为3.89、动量系数为3.01×10–3时,舵效增强效果最好。此外,还设计、制作了合成双射流激励器与机翼一体化模型,并开展了飞行试验,可实现的滚转角速度达15.69(°)/s,验证了合成双射流增强舵效的可行性和有效性。

合成双射流控制机翼水滴撞击特性

在低速来流条件下针对前缘位置嵌有合成射流/合成双射流激励器的机翼的水滴撞击特性开展了数值模拟研究基于Fluent软件采用Euler气液两相模型和欧拉壁面液膜(Eulerian wall film EWF)模型得到的计算结果表明在合成射流或合成双射流的主动控制下阻挡了机翼前缘等积冰重点防护区域内的水滴撞击从而大幅降低了该区域的结冰强度.其机理是在高频合成射流的作用下机翼前缘上游附近形成了一对稳定的闭合回流区形成了水滴的真空区域.由于回流区内部水滴速度和质量分数较低改变了机翼前缘水滴运动轨迹和水滴收集率分布能够减少机翼前缘结冰程度并改变冰形起到了虚拟气动外形的作用.

基于卷积神经网络的合成双射流控制机翼分离流场识别与参数优化

为进一步拓宽合成双射流(DSJ)技术在翼型分离流动控制领域的工程应用,采用数值模拟的方法,研究了DSJ对分离流的控制机理与控制规律,构建控制参数向量与气动参数之间的RBF神经网络代理模型,通过改进的粒子群算法(PSO)搜索一定约束下所能达到的最佳气动参数,并搭建Inception-V3卷积神经网络模型对平均速度场所对应的控制参数进行识别,以实现根据目标流场调整激励器参数,使其气动性能达到最优的目的。结果表明:DSJ对分离流的控制机理包括:动量注入效应、涡掺混效应、抽吸效应;射流控制参数对控制效果有较大影响,迎角为16°~21°时,无量纲控制频率F^+在0.5~4.0范围内都具有较好的控制效果,迎角为22°~24°时,最佳无量纲控制频率为3~4,同时动量系数越大,增升减阻效果越明显;RBF神经网络具有良好的泛化能力,测试误差不超过17%;PSO优化结果显示,在16°≤α≤24°、0<F^+<4、0<C_μ<0.0954约束内,翼型所能达到的最大升力系数为1.793,最小阻力系数为0.013;Inception-V3模型在测试算例中的均方误差最大为0.1023,模型预测得出的控制向量所对应的速度场与原始速度场在小失速迎角下一致性较好,在大失速迎角下一致性较差。

合成双射流与小型复合结构翅片组合散热参数影响

为了保证电子设备能有足够长的工作寿命并可以在高热流下安全运行,必须可靠而经济地解决高温设备的散热冷却问题.为解决狭小空间板翅式翅片强化换热能力有限的问题,基于纵向涡强化换热理论,提出了合成双射流与表面微凸起复合结构翅组合散热方法.利用Fluent数值模拟软件对合成双射流作用下的复合结构翅片内部气体流动特性及其强化换热特性进行了研究.仿真结果表明表面微凸起复合结构翅片的肋片附近Y方向涡量是传统光滑肋片的2倍以上,换热性能增加10%.合成双射流驱动频率在500 Hz时,具有均匀的温度分布以及更好的散热效果;合成双射流峰值速度下散热效率更好.