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。

高效合成射流激励器研究进展及展望

合成射流作为一种具有优越控制效果的主动流动控制技术,在提升飞行器气动性能、减振降噪、强化元器件散热等领域具有重要的学术意义和应用价值.经过30余年的研究,人们建立了更准确的合成射流数学模型,合成射流具有高卷吸能力的物理机理也得到不断深化.进一步优化合成射流激励器,提高控制效率成为了研究的重点.本文主要从激励器结构型式、激励器结构参数以及激励信号三个方面,总结了近年来在提高合成射流控制效果方面取得的研究进展,并对未来的研究重点进行了展望.

激励参数对横流中合成射流绕流场的影响

为了将合成射流用于垂直轴风力机叶片表面流动控制,采用数值模拟方法,以平板上的合成射流为研究对象,分析横流中合成射流和连续射流的流场特征,比较3种激励频率和3种速度比时合成射流的绕流场。结果表明:速度比相同时,合成射流对边界层作用效果优于连续射流;合成射流在吹吸气不同时刻对边界层作用方式不同;合成射流在横流中的发展轨迹受速度比和激励频率的影响。速度比越大,孔口附近射流轨迹斜率越大;激励频率越大,孔口附近射流轨迹斜率越小。

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。

合成双射流冲击平板流场结构与模态分解分析

为揭示合成双射流冲击平板流场结构特征,通过大涡模拟方法对合成双射流冲击平板流动进行了仿真,采用有限时间Lyapunov指数方法对流场的拉格朗日涡结构进行了识别,并与欧拉框架下的速度矢量和涡量结果进行了对比分析。结果表明,在合成双射流两股射流交替作用下,射流核心区涡系结构较为复杂且涡量丰富,远离核心区存在一对稳定的涡结构,且拉格朗日涡结构与涡量对应较好,为合成双射流冲击冷却的布局设计提供了指导。另外,流场本征正交分解表明,第一阶模态关于激励器出口中心轴线大致对称,其能量占总体能量的35%,前6阶模态的能量占80%;根据前6阶模态所反映的流场特性,合成双射流冲击平板流场具有高度的对称性。

S弯进气道合成双射流流场控制特性分析

针对飞翼布局无人飞行器中S弯进气道明显流动分离和出口总压畸变等问题,提出了基于合成双射流的主动流动控制方法,建立了合成双射流的S弯进气道数值仿真模型。结果表明,在S弯进气道分离点附近施加合成双射流控制,在整个射流周期内通过“吹”“吸”接力可以有效抑制边界层流动分离,有效提升总压恢复系数。对比研究了合成双射流不同射流角度、射流峰值速度和激励频率对S弯进气道流场控制特性的影响规律。结果表明合成双射流与主流的角度越小,流动分离控制效果越好,较大射流峰值速度会对主流形成“阻挡”致使控制效果下降,激励频率与流场特征频率越接近控制效果越明显。

双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173(°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。

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。

等离子体合成射流激波-激波干扰控制数值模拟

为了减弱高超声速飞行器头激波和侧翼前缘激波的干扰,建立了等离子体合成射流对高超声速飞行器激波-激波干扰控制的仿真模型,分析了等离子体合成射流激波-激波干扰控制的流场特性,探究了等离子体合成射流进行高超声速飞行器激波-激波干扰控制的效果,开展了激励器安装位置以及激励器注入能量的参数影响研究。研究表明:等离子体合成射流产生的弓形激波能使头激波抬起一定角度,减小头激波和侧翼前缘激波干扰,达到控制激波-激波干扰区热流和压力的效果;随着出口距离的增大,对热流和压力的控制效果先增大后减小;在一定范围内,注入能量越高,控制效果越好。

合成射流激励器能量转换效率的参数影响规律及优化研究

压电式合成射流激励器具有无气源、射流速度高、响应快等特点,在流动控制领域应用广泛。射流出口速度峰值和能量转换效率是衡量压电式合成射流激励器性能的重要指标。在获得较高出口速度时,现有压电式合成射流激励器能量转换效率偏低。为提高压电式合成射流激励器性能,利用热线风速仪和功率计测量了其出口速度和功率,研究了出口长度、出口深度、腔体高度和陶瓷片厚度等参数对其性能的影响规律。研究发现:不同参数下,压电式合成射流激励器出口速度峰值随平均功率变化的趋势相似。通过对压电式合成射流激励器构型进行优化设计,提高了射流出口速度峰值,提升了能量转换效率(最大提升了233.3%),有效降低了能耗。

采用合成射流激励器的小口径枪榴弹弹道修正仿真

针对小口径枪榴弹尺寸小,舵面和舵机执行机构进行弹道修正存在困难这一问题,采用基于合成射流激励器的小口径枪榴弹弹道修正。首先采用计算流体力学软件对单个合成射流激励器模型进行数值模拟,获取合成射流激励不同时刻振动膜的外形变化及对应的喷口流速分布;在此基础上,将合成射流激励器布置在枪榴弹弹体内,指定振动膜的振动方式,通过网格重构算法计算合成射流-弹体绕流-体化流场,获取合成射流激励器作用下弹体表面射流喷口速度与弹体法向力;最后通过6D弹道模型计算小口径枪榴弹的弹道,评估修正弹的修正能力。仿真结果表明,合成射流激励器作用时能够影响小口径枪榴弹尾部局部流场,改变弹体表面压力分布并产生法向力,该力能够满足小口径枪榴弹在射程和横偏方向修正能力需求。

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。

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。

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。

双微射流合成流场数值分析

采用标准的 SIMPLEC方法 ,对基于二维、非定常、不可压缩、粘性计算模型的双微射流相互作用形成的合成流场进行了数值分析。计算结果说明 ,在一定的斯特劳哈尔数和雷诺数下、与单作动器形成的流场不同 ,双微射流合成流场受双作动器工作时的相位差影响。存在相位差时 ,合成流场不再呈对称分布 。

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。

双微射流作动器合成流场数值模拟

采用精度高和稳定性强的隐式高阶紧致差分格式结合Beam Warming近似因式分解法求解全N S方程,对二维、粘性、非定常、可压双微射流作动器合成流场进行数值模拟。内置牛顿似子迭代用来消除因近似因式分解、线性化、显式边界条件及隐式一边采用低阶空间离散所带来的误差。与其它人工粘性方法相比,隐式高阶数值过滤方法对许多情况,特别是对于马赫数非常低的流场计算有明显优越性。计算结果揭示了双微射流合成流场的特点及其产生、发展与耗散的过程。此外,双微射流合成流场的形成受双微射流作动器相位差的影响,合成射流偏向相位超前的一方。相位差愈大,偏转愈剧烈。

逆向等离子体合成射流抑制低速流动分离的研究

等离子体合成射流是一种能抑制流动分离的高能激励.通过实验和数值仿真的方法调查了等离子合成射流对低速翼型流动分离的抑制.激励器的电极内置在翼型内部,射流孔位于前缘点.流场烟雾粒子浓度分布和数值模拟的结果均表明逆向等离子体合成射流能推移低速翼型的流动分离点,并提升翼型的升力特性.逆向等离子体合成射流推移分离点距离和提升翼型升力特性的能力随迎角的增大而增强.当迎角为16°时,等离子体激励推移翼型流动分离点的距离约占弦长的16.5%,提升翼型升力系数约17.3%.结果表明低速流动中,逆向等离子体合成射流产生的热射流与主流相互作用会形成条带状热结构.条带状热结构具有先导掺混作用,能增强主流与分离剪切层内流体的掺混.而射流主体具有掺混和诱导作用,能诱导分离剪切层的动态重新附壁.条带状热结构、射流主体与主流的相互作用是逆向等离子合成射流抑制低速翼型流动分离,提高翼型升力特性的主要机制.在不同的阶段,条带状热结构的作用和射流主体的作用不同.这种差异性导致它们的耦合性也发生了变化,并使得翼型的升力特性出现了五种典型阶段.此外,实验结果还表明放电参数恒定时,串联阵列式激励器的流动控制效果强于单个激励器.