低雷诺数俯仰振荡翼型等离子体流动控制

针对低雷诺数翼型气动性能差的特点, 通过介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体激励控制的方法, 提高翼型低雷诺数下的气动特性,改善其流场结构. 采用二维准直接数值模拟方法求解非定常不可压Navier-Stokes方程,对具有俯仰运动的NACA0012翼型的低雷诺数流动展开数值模拟.同时将介质阻挡放电激励对流动的作用以彻体力源项的形式加入Navier-Stokes方程,通过数值模拟探究稳态DBD等离子体激励对俯仰振荡NACA0012翼型气动特性和流场特性的影响.为了进行流动控制, 分别在上下表面的前缘和后缘处安装DBD等离子体激励器,并提出四种激励器的开环控制策略,通过对比研究了这些控制策略在不同雷诺数、不同减缩频率以及激励位置下的控制效果.通过流场结构和动态压强分析了等离子体进行流场控制的机理. 结果表明,前缘DBD控制中控制策略B(负攻角时开启上表面激励器,正攻角时开启下表面激励器)效果最好,后缘DBD控制中控制策略C(逆时针旋转时开启上表面激励器,顺时针旋转时开启下表面激励器)效果最好,前缘DBD控制效果会随着减缩频率的增大而下降, 同时会导致阻力增大.而后缘DBD控制可以减小压差阻力, 优于前缘DBD控制,对于计算的所有减缩频率(5.01~11.82)都有较好的增升减阻效果.在不同雷诺数下, DBD控制的增升效果较为稳定, 而减阻效果随着雷诺数的降低而变差,这是由流体黏性效应增强导致的.      

多段翼型吹气流动分离控制研究

基于雷诺平均Navier-Stokes粘性流动方程,采用数值模拟方法,分析了吹气控制对多段翼型气动性能的影响,阐述了吹气改善多段翼型流动的机理。采用有限体积法对雷诺平均Navier-Stokes方程进行空间离散,时间方向推进采用二阶迎风格式,湍流模型采用SST k-ω模型。结果表明:在多段翼型基础上采取吹气控制可以获得很好的气动增升效果,三段翼型的最大升力系数可达4.98;吹气可改善多段翼型表面流动,减小其流动分离,增加升力;在同样的吹气口几何参数条件下,在一定范围内增大吹气动量系数可以提高多段翼型的升力系数;在多段翼型主翼后段和襟翼同时施加吹气流动控制可以获得更好的效果,升力系数比基本三段翼型(基本构型A)增加30.05%。     

低雷诺数流理论

最近,严宗毅教授编著的《低雷诺数流理论》已由北京大学出版社出版（2002年）.本书是适合于从事缓慢或小尺度黏性流动研究和有关工程技术人员参考的一本不可多得的专著,也是供高等院校有关专业研究生和高年级学生学习的一本优秀教材. 近30年来,为适应环境、生物、化学工程广泛应用     

相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响

以固定翼微型飞行器为研究背景,研究了相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响规律。采用Roe迎风差分格式和双时间步迭代方法,数值求解拟压缩性修正不可压Navier-Stokes方程组,给出了数值算法与实验数据的对比验证。以翼型弦长为特征长度,在Re=500~50000情况下,选取不同最大相对弯度和不同最大相对弯度位置的翼型,计算了其等速上仰时的动态气动力,结果表明后者对气动力的影响比较显著,把最大弯度位置布置在翼型弦向40%的地方要比布置在30%和50%两处所获得的动态升阻比大。     

介质阻挡放电等离子体流动控制研究进展

介质阻挡放电(DBD) 等离子体流动控制技术适用于低速工况, 具有结构简单、动态响应快等优点, 受到了国内外学术界及工业界的高度重视. 近20 年来, 很多学者对DBD 等离子体流动控制进行了研究, 在机 理和应用上都取得了很多有意义的结论. 本文首先分析了介质阻挡放电及其气动激励基本原理; 然后分别对近 年来DBD 等离子体流动控制机理和应用研究进展进行了综述, 并总结提出3 个主要气动激励机理; 最后对该 领域今后的工作提出了几点建议.      

进气道等离子体/磁流体流动控制研究进展

为实现高速飞行器的宽速域飞行,如何保证进气道在非设计状态下的性能至关重要。相比于传统被动控制方式,等离子体/磁流体流动控制技术作为新概念主动流动控制技术,由于其具有结构简单,快速响应,并可根据实际飞行条件进行反馈控制等优势,在国内外上得到了广泛关注。本文介绍了等离子体/磁流体在高超/超声速进气道的主要应用方式与等离子体/磁流体建模方法。当进气道处于超临界状态时,等离子体/磁流体流动控制主要通过热阻塞效应产生虚拟型面,从而将激波系推回至唇口,该技术有望在需要短时间流动控制的高马赫数导弹上走向工程应用;由于等离子体/磁流体激励器与壁面平齐安装,对于高超声速飞行条件,相比于粗糙元其对热防护的要求较低,并且通过超声速风洞实验初步证明了通过高频激励对边界层施加扰动的可行性,需要从稳定性理论的角度对其物理机制进行研究。在后续发展中需要进一步创新等离子体产生技术及激励方式,发展等离子体与流的全耦合计算模型等离子体与流的全耦合计算模型与高效算法 ,为指导工程应用提供依据.      

基于低雷诺数串置翼型气动特性研究

基于低雷诺数,应用二维CFD方法,对串置翼型的气动特性进行了数值模拟。比较了串置翼型布局与常规单独翼型的升阻特性。分析了翼差角度对串置翼升阻特性的影响,并且在保持鸭翼±5°偏角不变的同时,研究了两翼之间的距离以及安装的相对高度对整个串置翼型升阻特性的影响。发现上鸭翼与主翼相结合具有相对较高的最大升力系数和临界迎角, 可以显著改善串置翼型的气动特性。     

对称翼型低雷诺数小攻角升力系数非线性现象研究

采用Rogers发展的三阶Roe格式,求解非定常不可压N-S方程,时间方向为二阶精度双时间步方法, 数值模拟了对称翼型SD8020低雷诺数(Re=40000,100000)条件下,流场层流分离涡结构和升力系数随攻角的变化．同试验比较证明了数值模拟的正确性．通过对数值模拟时均化流场结果的详细分析,发现对称翼型在小雷诺数0°攻角附近出现的层流分离泡,其内部结构和演化规律都不同于经典层流分离泡模型,从而提出了一种后缘层流分离泡模型．并应用该模型对对称翼型小攻角低雷诺数流场特性以及升力系数非线性效应的形成机理进行了研究和解释．     

低雷诺数翼型蒙皮主动振动气动特性及流场结构数值研究

针对低雷诺数(Re)翼型气动性能差的特点,文章通过对翼型柔性蒙皮施加主动振动的方法,提高翼型低Re下的气动特性,改善其流场结构.采用带预处理技术的Roe方法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程,对NACA4415翼型低Re流动展开数值模拟.通过时均化和非定常方法对比柔性蒙皮固定和振动两种状态下的升阻力气动特性和层流分离流动结构.初步研究工作表明在低Re下柔性蒙皮采用合适的振幅和频率,时均化升阻力特性显著提高,分离泡结构由后缘层流分离泡转变为近似的经典长层流分离泡,分离点后移,分离区缩小.在此基础上,文章更加细致研究了柔性蒙皮两种状态下单周期内的层流分离结构及壁面压力系数分布非定常特性和演化规律.蒙皮固定状态下分离区前部流场结构和压力分布基本保持稳定,表现为近似定常分离,仅在后缘位置出现类似于卡门涡街的非定常流动现象.柔性蒙皮振动时从分离点附近开始便产生分离涡,并不断向下游移动、脱落,表现为非定常分离并出现大范围的压力脉动.蒙皮振动使流体更加靠近壁面运动,大尺度的层流分离现象得到有效抑制.      

基于涡流发生器的翼型失速流动控制及雷诺数效应影响研究

针对所设计的三角形涡流发生器开展用于翼型失速流动控制的风洞实验研究,重点讨论涡流发生器几何参数、方向角、安装位置及实验雷诺数等因素对翼型失速流动控制的影响。实验结果表明:涡流发生器作用下,在干净翼失速迎角后能够形成一个升力几乎不随迎角变化的相对稳定的高升力状态,抑制了失速流动的发生,与此同时阻力大幅下降;本文所设计的涡流发生器方向角过大时会削弱翼型失速流动控制的效果;同一涡流发生器作用下雷诺数过大其失速流动控制效果会急剧恶化,第一种涡流发生器控制翼型失速的雷诺数有效范围略宽于第二种涡流发生器。     

风力机翼型动态失速等离子体流动控制数值研究

针对动态失速引起的风力机翼型气动性能恶化的问题,本文基于动网格和滑移网格技术, 开展了大涡模拟数值计算研究,探索了非定常脉冲等离子体的动态流动控制机理. 结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速, 改善平均和瞬态气动力,减小力矩负峰值和迟滞环面积. 压力分布在等离子体施加范围内出现了负压"凸起",上翼面吸力峰值明显增大.脉冲频率和占空比这两个非定常控制参数对流动控制影响显著,无因次脉冲频率为1.5时等离子体控制效果较好,占空比为0.8时即可接近连续工作模式下的气动收益. 翼型深失速状态,等离子体促使流动分离位置明显向后缘移动, 抵抗了大尺度动态失速涡的发生,分离涡结构破碎耗散、重新附着, 涡流影响范围减小; 浅失速状态,等离子体激励具有较强的剪切层操纵能力, 诱导了翼型边界层提前转捩,促进了与主流的动量掺混. 等离子体气动激励诱导出前缘附近贴体翼面"涡簇",起到了虚拟气动外形的作用.不同尺度、频域的动态涡结构与等离子体气动激励的非线性、强耦合作用导致了气动力/力矩的谐波振荡.      

返回舱高雷诺数再入过程底部流动稳定性

返回舱高雷诺数再入过程中存在肩部高热流、底部阻力无法准确预测以及非定常振动等问题,解决此类问题的关键是分离和转捩等物理现象的准确识别.本文采用大涡模拟方法细致刻画了返回舱类钝体外形在高雷诺数再入过程中的分离和转捩等物理现象,获得了返回舱底部流动形态以及稳定性特征.从肩部剪切失稳、底部流动结构失稳、尾迹发展区以及远尾迹区...     

微型飞行器低雷诺数空气动力学

微型飞行器(MAVs)设计绝不是常规飞行器在尺度上的简单缩小,面临许多技术难题.其中微型飞行器低雷诺数空气动力学是其最为根本的技术瓶颈之一,也是当前受到广泛关注的热点之一.本文紧密结合微型飞行器技术,对这一领域中所面临的低雷诺数空气动力学问题和近两年来该方向国内一些新的进展进行了较为详细的介绍.按照MAVs飞行方式和结构特性进行分类,简单介绍微型飞行器研究中的低$Re$数空气动力学问题.首先介绍了二维和三维固定翼低雷诺数空气动力学问题:包括层流分离泡,翼型升力系数小攻角非线性效应,静态迟滞效应,以及低$Re$数小展弦比机翼气动特性.第2,介绍了拍动翼低雷诺数空气动力学方面的研究工作.包括前人提出的昆虫低$Re$数下获得高升力的多种非定常拍动翼飞行机制:Wagner效应、Weis-Fogh效应(clap-and-fling)、延迟失速效应(delayedstall)、Kramer效应(rotational forces)、尾迹捕获效应(wakecapture)、附加质量效应(addedmass)等.以及国内学者近几年在拍动翼方面取得的一些研究成果.第3,介绍了柔性翼低雷诺数气动问题.研究表明柔性翼对于固定翼微型飞行器提高抗阵风能力,拍动翼微型飞行器产生足够的升力和推力.最后简单介绍了可变形翼(morphingwing)微型飞行器方面的一些研究工作,指出微型飞行器技术可以通过采用可变形翼设计,突破众多的技术瓶颈.另一方面,可变形翼概念可以通过在低成本,低速的MAVs上进行飞行试验,获得非常好的验证平台.      

矩形截面直管中的振荡流动

通过解析求解纳维尔-斯托克斯方程,本文给出了矩形截面直管中的层流振荡流动解。该解适用于不同的截面高宽比r和不同的振荡流动雷诺数。对典型的r和λ(雷诺数的平方根),给出了振荡流动速度的振幅比和相位差的等值线分布以及振荡流动速度随时间的变化,可以看出流动的速度分布如何从低频高粘性类型向高频低粘性的边界层流型逐渐变化;也可以看出管的边壁和角部对振荡流动的影响。当振荡频率ω为零时,本文结果即成为通过矩形截面定常管流的Stokes解。     

较高Re数圆柱尾流的控制

引入一个窄条作为控制件,在Re=3.0×10 3~2.0×10 4范围内对圆柱尾流进行控制实验。窄条长度与柱体长度相同,厚 度为柱体直径的 0.015~0.025倍,宽度为柱体直径的0.18倍. 窄条的两个长边 与柱中心轴平行, 而且三者共面. 控制参数为窄条位置, 可由间距(窄条到柱轴)比λ/(0.5D)和风向角β (窄 条面与来流的夹角)确定. 采用流动显示和热线测量方法,对控制和未控制尾流的流动状态, 平均速度分布和脉动速度情况,以及作用于柱体和控制件的总阻力进行了研究和比较. 研究结果证明, 当窄条位于柱体尾流中一定区域内时, 可有效抑制柱体两侧的旋涡脱落.有效控制后的尾流湍流度也相应减小. 在不同Re数下,找出了有效抑制旋涡脱落的窄条位置区域, 并用动量积分估计了作用于柱体和窄条上的总阻力与光圆柱阻力的比值及其随风向角的变 化. 对λ/(0.5D)=2.9情况,得到了减阻的风向角区域(β=0°~40°与180°附近)以及最大减阻率32%.以上事实表明,在近尾流局部区域施加小的干扰,可改变较高Re数圆柱尾流的整体性质.     

周期性激励控制翼型流动分离研究综述

主动流动控制技术是21世纪最具发展潜力的航空航天技术之一,未来可以作为飞行器设计的一个新自由度.将主动流动控制技术应用于翼型流动分离控制,在基础研究与应用研究方面具有重要意义.鉴于周期性激励的能量效率高、应用方便,本文对周期性激励控制翼型流动分离的研究进行综述, 介绍了评估参数,讨论了激励频率、强度、施加位置和雷诺数的影响.接着介绍了文献中提出的三个值得注意的方面: 一是能量效率评估标准,可以指导对激励器和控制策略的选择; 二是声学激励模态,在高频激励下发现扰动以声波为主, 可能使流动分离恶化;三是阻力异常现象, 在某种条件下发现有激励时形阻大于总阻的情况.最后梳理了下一步研究的重点方向.本文可为采用周期性激励进行流动分离控制提供参考.      

新型等离子体激励器对翼型的减阻效果

论述了在西北工业大学低湍流度风洞中采用新型等离子激励器对NACA0015翼型的减阻实验.实验风速为35m/s,攻角范围取0°~20°.并参照压力分布和总压分布实验结果对减阻效果进行了对比分析.本文还进行了有关等离子体激励抑制翼型流动分离的数值模拟研究,基于等离子体激励器的简化模型将体积力以源项方式引入到N-S方程中求解,得到激励器工作时的流场分布.结果表明在新型等离子体激励器开启后:在小攻角范围内,尾耙的总压分布曲线与坐标轴的纵轴(尾耙高度轴)所围面积变化不大;当攻角≥12°时,尾耙的总压分布曲线与坐标轴的纵轴(尾耙高度轴)所围面积明显减小.从而说明该新型等离子体激励器能够有效地减少翼型的阻力.     

中等雷诺数圆柱尾流旋涡脱落的控制

介绍通过实验对圆柱尾流旋涡脱落进行抑制的方法及其结果.实验模型的展径比为38,实验的雷诺数范围为3×102～1.6×103.抑制方法是在圆柱（直径为D）表面沿展向每隔一定间距伸出一直径0.18D、长度为1.5D的小棒.实验结果表明,当棒间距小于3D,棒与来流夹角在30°～90°范围内,可有效抑制旋涡脱落.     

流向振荡柱体尾流控制研究进展

详细介绍了近几年采用尾部喷射、隔离板和小窄条控制件等3 种方法对流向振荡柱体绕流旋涡脱落的抑制情况. 在研究范围内存在非锁频和3种锁频旋涡脱落模式. 风洞实验表明, 尾部喷射对这4 种模式都有抑制效果,窄条控制件对非锁频和2种锁频模式具有抑制效果, 而隔离板仅对非锁频和1 种锁频模式有效. 在不同流动和振荡条件下找出了每种方法的有效控制区, 研究了减阻和减少脉动力的效果, 并探讨了控制机理.      

机翼尺度效应对等离子体分离流动控制特性的影响

等离子体流动控制技术是一种以等离子体气动激励为控制手段的主动流动控制技术. 为了进一步提高等离子体激励器可控机翼尺度, 以超临界机翼SC(2)-0714大迎角分离流为研究对象, 以对称布局介质阻挡放电等离子体为控制方式, 以测力、粒子图像测速仪为研究手段, 从等离子体激励器特性研究出发, 深入开展了机翼尺度效应对等离子体控制的影响研究, 提出了适用于分离流控制的能效比系数, 探索了分离流等离子体控制机理, 掌握了机翼尺度对分离流控制的影响规律. 结果表明: (1)随着机翼尺度的增大, 布置到机翼上的激励器电极长度会相应增加; 在本文的参数研究范围内, 激励器的平均消耗功率不会随电极长度的增加而线性增大; 当电极长度达到一定阈值时, 激励器的平均消耗功率趋于定值; (2)在固定雷诺数的情况下, 随着机翼尺度的增大, 等离子体的控制效果并未降低, 激励器能效比系数提高; (3)等离子体在主流区诱导的大尺度展向涡与在壁面附近产生的一系列拟序结构成为分离流控制的关键. 研究结果为实现真实飞机的等离子体分离流控制, 推动等离子体流动控制技术工程化应用提供了技术支撑.