一种基于CFD的叶轮机非定常气动力组合建模方法 被引量：11

1

作者 张伟伟 苏丹 +2 位作者 张陈安 叶正寅 刘锋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期37-42,共6页

为了获得一个准确高效的非定常空气动力学模型并将其应用于叶轮机叶片颤振特性分析中去,论文发展了一种基于CFD方法的叶轮机非定常气动力组合建模方法,可以快速计算叶轮机叶片在等相角差振动时的气动阻尼系数。运用小扰动流场的叠加原理... 为了获得一个准确高效的非定常空气动力学模型并将其应用于叶轮机叶片颤振特性分析中去,论文发展了一种基于CFD方法的叶轮机非定常气动力组合建模方法,可以快速计算叶轮机叶片在等相角差振动时的气动阻尼系数。运用小扰动流场的叠加原理,通过不同通道数模型的非定常流场求解(通常需要两次或三次),针对流场的周期性边界条件,组合分析得到一系列更多通道数情况下的非定常气动力低阶模型。基于这种降阶模型计算的气动阻尼系数与直接的CFD方法计算结果吻合很好,计算效率提高10倍以上。 展开更多

关键词 颤振 降阶模型 计算流体力学 叶轮机

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一种高效的叶轮机叶片气动阻尼计算方法 被引量：10

2

作者 张陈安 张伟伟 +1 位作者 叶正寅 刘锋 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第5期826-833,共8页

运用叠加原理,发展了一种可以运用于小振幅运动的叶轮机叶片非定常气动力降阶模型,并将该模型与传统的能量法相结合,提出了一种叶轮机叶片气动阻尼的高效求解方法.运用该方法求解叶轮机叶片的气动阻尼系数,对某个频率、某个模态只需要... 运用叠加原理,发展了一种可以运用于小振幅运动的叶轮机叶片非定常气动力降阶模型,并将该模型与传统的能量法相结合,提出了一种叶轮机叶片气动阻尼的高效求解方法.运用该方法求解叶轮机叶片的气动阻尼系数,对某个频率、某个模态只需要进行一次非定常计算,就可以求出所有叶间振动相角下的气动阻尼系数,提高了气动阻尼的求解效率.在STCF4和NASA Rotor 67两个算例上运用非定常雷诺平均N-S(RANS)方程和提出的降阶模型进行了对比计算.算例表明,在小振幅下该方法的计算结果与RANS方程计算得到的气动阻尼系数能很好地吻合,而计算效率相比多通道非定常RANS方程计算提升了近一个数量级,并且该方法还可以运用于有失谐情况的颤振分析,在工程上有较高的应用价值. 展开更多

关键词 叶轮机械 气动弹性 颤振 降阶气动力模型 气动阻尼

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低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响 被引量：6

3

作者 孟宣市 乔志德 +2 位作者 高超 罗时钧 刘锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期545-549,共5页

对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82．5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0．3和0．6，实验迎角范围12°～32°，包括1．66×10^6和2．... 对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82．5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0．3和0．6，实验迎角范围12°～32°，包括1．66×10^6和2．33×10^6两个雷诺数。实验结果表明：0°侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加上两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大，流场进一步发展的状态。 展开更多

关键词 涡的稳定性 大迎角 背鳍 细长体 平板三角翼

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大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究 被引量：7

4

作者 王健磊 李华星 +2 位作者 孟宣市 刘锋 罗时钧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期34-38,共5页

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... 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。 展开更多

关键词 单电极介质阻挡放电(SDBD) 等离子体激励器 主动流动控制 大迎角 细长旋成体

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不同形式等离子体激励对细长体分离涡的控制 被引量：6

5

作者 孟宣市 王健磊 +2 位作者 蔡晋生 罗时钧 刘锋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第5期647-651,669,共6页

应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器,通过左、右舷等离子... 应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器,通过左、右舷等离子体激励器分别开启来实现对圆锥前体非对称涡流场的控制。对圆锥前体8个测量截面的周向压力分布进行了测量,并对相应的缩比模型进行了固定截面的粒子图像测速实验(Particle Image Velocimetry,PIV)。静态压力测量实验在3.0m×1.6m低速低湍流直流闭口风洞中进行,粒子图像测速实验在0.6m×0.5m低速直流开口风洞中进行,迎角固定在45°。研究结果表明:对两种不同形式和布置位置的激励器,当左、右舷激励器分别开启时,压力分布均出现了明显的变化,显示出等离子体激励对非对称分离涡流场可以进行有效控制;顺吹型和逆吹型等离子激励器对流场产生影响的效果和机理有所不同,应用顺吹型等离子体激励器时的流动控制有效风速要高于使用逆吹型等离子体激励器。 展开更多

关键词 非对称分离涡 大迎角空气动力学 等离子体 主动流动控制 压力分布测量

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不同迎角下前体涡流动的等离子体控制特性 被引量：4

6

作者 孟宣市 李华星 +2 位作者 唐花蕊 罗时钧 刘锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期402-406,共5页

应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20°顶角圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3.0 m×1.6 m低速风洞中进行,迎角35°～70°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5.0×104。实验结果包括7... 应用一对单介质阻挡放电等离子体激励器对20°顶角圆锥-圆柱组合体圆锥段分离涡流场进行了主动控制研究。实验在3.0 m×1.6 m低速风洞中进行,迎角35°～70°,基于圆锥段底面直径的雷诺数为5.0×104。实验结果包括7个测量截面周向压力分布、由周向压力分布推断得到的截面处空间涡结构以及积分得到的截面当地力和圆锥段力。实验结果表明:(1)在35°～50°迎角范围内,圆锥段流场只有一对非对称的主涡,圆锥段分离涡流动呈现近似锥型流特性,随着迎角增大,圆锥段侧向力系数符号不变;(2)在50°～70°迎角范围内,圆锥段流场呈现多涡结构,圆锥段分离涡流动不再呈现锥型流特性,此时随着迎角增大,圆锥段侧向力系数会发生多次变号;(3)等离子体控制使得圆锥段对涡流场中第1个新涡出现的迎角推迟。 展开更多

关键词 细长圆锥体 大迎角空气动力学 非对称分离涡 等离子体 主动流体控制

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带背鳍平板三角翼分离涡流场的显示与测量 被引量：2

7

作者 孟宣市 乔志德 +2 位作者 高超 罗时钧 刘锋 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期645-649,共5页

对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°。结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和... 对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°。结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和稳定的;而加上低高度背鳍后,涡变得非对称、非锥型和不稳定。实验结果直接验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后流场的具体表现特性。 展开更多

关键词 涡的稳定性 大迎角 背鳍 细长体 平板三角翼

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等离子体控制下前体分离涡的研究 被引量：2

8

作者 王健磊 孟宣市 +2 位作者 李华星 刘锋 罗时钧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第6期740-746,共7页

在圆锥-圆柱组合体模型半顶角为10°的圆锥前体尖端附近布置介质阻挡放电等离子体激励器,采用正弦波高压电源进行等离子体定常开/关激励。实验在3.0m×1.6m的直流式风洞中进行,迎角固定在45°,基于圆锥前体底面直径的实验... 在圆锥-圆柱组合体模型半顶角为10°的圆锥前体尖端附近布置介质阻挡放电等离子体激励器,采用正弦波高压电源进行等离子体定常开/关激励。实验在3.0m×1.6m的直流式风洞中进行,迎角固定在45°,基于圆锥前体底面直径的实验雷诺数为5×10-4。对模型表面周向压力分布进行了测量,同时对测压截面处的空间涡流场进行了粒子图像测速。通过对截面压力分布和空间流场的PIV结果的分析,给出了侧向力、涡核中心位置、轴向涡量、涡核半径、次涡核半径、旋涡最大切向速度、环量等参数随等离子体激励的变化特性。结果表明：在等离子体激励的作用下,同侧的分离剪切层及其卷起的涡向外侧移动,同时另一侧的向着靠近模型的方向移动。同时激励器的作用使左舷侧涡心位置偏离次涡核的几何中心,且使得双侧的涡核和次涡核的尺寸增大。 展开更多

关键词 单电极介质阻挡放电(AC-DBD) 等离子体 主动流动控制 大迎角 非对称分离涡 粒子图像测速

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低背鳍对细长平板三角翼分离涡稳定性影响的研究 被引量：1

9

作者 孟宣市 蔡晋生 +1 位作者 罗时钧 刘锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期45-49,共5页

对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风... 对细长锥体分离涡稳定性判据进行了介绍,并应用该判据对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍组合体分离涡流场的稳定性进行了分析。为了验证理论分析的有效性,并观察气动力随迎角的变化,根据理论分析模型设计了实验模型,并在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角为82.5°,实验迎角范围12°～32°,侧滑角范围-10°～+10°,实验雷诺数1.66×106。实验结果表明:在翼面上发生旋涡破裂前,单独细长平板三角翼的横向力/力矩在实验迎角范围内始终为零;加了两个不同高度的背鳍后,在一定迎角下,三角翼的横向力/力矩变得不为零。理论分析结果和实验结果在定性上吻合得很好,初步验证了有关文献关于细长锥体分离涡的稳定性理论。 展开更多

关键词 涡的稳定性 大迎角空气动力学 背鳍 细长体 平板三角翼

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20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

10

作者 孟宣市 贾春 +3 位作者 乔志德 高超 罗时钧 刘锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期145-150,共6页

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量。基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×106,迎角35,°包含了以9°为等间隔的所有滚转角。实验结果包括9个截面周向压力,当地/... 对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了圆锥表面压力分布测量。基于圆锥底面直径的雷诺数1.0×106,迎角35,°包含了以9°为等间隔的所有滚转角。实验结果包括9个截面周向压力,当地/总侧向力及力矩由表面压力分布积分得到。结果表明,侧向力系数随滚转角的变化曲线为近似方波,其周期和相位沿锥体轴向均相同;压力分布表明对称涡流场为绝对不稳定,不对称涡流场为双稳态;流动为非锥型流动。实验结果检验了前人的理论结果,并与现有的实验结果做了比较,结果吻合。 展开更多

关键词 大迎角 细长圆锥体 表面压力分布 当地侧力 锥型流动

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20°圆锥分离流动的发展特性 被引量：2

11

作者 盂宣市 乔志德 +2 位作者 高超 罗时钧 刘锋 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期655-659,共5页

文章对20°顶角的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了表面压力分布测量和二维粒子图像测速。基于圆锥底面直径的雷诺数0.3×106,迎角0°-35,°包含40个滚转角,以9°为等间隔,滚转角范围0°... 文章对20°顶角的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6 m低速低湍流度风洞进行了表面压力分布测量和二维粒子图像测速。基于圆锥底面直径的雷诺数0.3×106,迎角0°-35,°包含40个滚转角,以9°为等间隔,滚转角范围0°-351°。文中主要分析了不同迎角下,圆锥段9个测量截面上的压力分布以及积分得到的截面当地侧向力随滚转角的变化特性,由压力分布对测量截面的流动分离状态进行了推断,推断结果与二维粒子图像测速实验进行了比较。结果表明：迎角从0°增大到35°的过程中,当地侧力系数随滚转角的变化曲线分别呈现：①零值线;②连续波曲线;③方波曲线。当侧力系数变化呈现连续波曲线和方波曲线时,所有测量截面上波曲线的周期和相位都近似相同。圆锥上非对称力的产生和发展是由于分离涡的不稳定性造成的。 展开更多

关键词 粒子图像测速 涡的稳定性 大迎角空气动力 细长圆锥 非对称分离涡

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单侧脉冲放电等离子对圆锥前体的流动控制 被引量：2

12

作者 田滨 李华星 +2 位作者 孟宣市 罗时钧 刘锋 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第5期680-684,共5页

应用单侧脉冲放电等离子体对细长圆锥前体非对称涡进行了主动流动控制研究。通过风洞试验,对不同截面的周向静态压力分布和动态压力变化进行了测量。同时,对不同截面的周向压力分布进行积分,计算其当地侧向力、当地侧向力增量以及圆锥... 应用单侧脉冲放电等离子体对细长圆锥前体非对称涡进行了主动流动控制研究。通过风洞试验,对不同截面的周向静态压力分布和动态压力变化进行了测量。同时,对不同截面的周向压力分布进行积分,计算其当地侧向力、当地侧向力增量以及圆锥段侧向力和偏航力矩。研究结果表明,通过单侧脉冲放电可以实现对细长圆锥前体侧向力和力矩的比例控制,并且具有良好的线性度。第八截面动态压力数据的全时间平均和相位锁定平均都达到了收敛。通过比较第八截面相位锁定平均下的压力分布,得出流场的响应滞后于此次50Hz的脉冲调制频率。 展开更多

关键词 细长圆锥前体 非对称分离涡 主动流动控制 左舷单侧脉冲 风洞试验

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基于CFD技术的叶片颤振分析 被引量：4

13

作者 张兴国 刘锋 张陈安 《航空计算技术》 2009年第4期75-78,共4页

采用CFD技术,引入等叶片间相位角假设,运用非耦合的能量法,研究了典型叶轮机叶片的颤振特性。采用有限体积法求解NS方程,运用SST湍流模型,通过恒定叶间相位角简化叶轮机流场,计算了NASA Rotor67和STCF4(the Fourth Standard Configurati... 采用CFD技术,引入等叶片间相位角假设,运用非耦合的能量法,研究了典型叶轮机叶片的颤振特性。采用有限体积法求解NS方程,运用SST湍流模型,通过恒定叶间相位角简化叶轮机流场,计算了NASA Rotor67和STCF4(the Fourth Standard Configuration)的振动叶片的流场特性。计算表明:转子67采用碳钢材料时,在效率峰值的工况下,叶片不会发生颤振;而STCF4在一阶弯曲振动中会出现不稳定;叶间相位角(IBPA)对振动叶片的气动弹性稳定性有明显的影响。 展开更多

关键词 非定常 气动弹性 叶片 叶间相位角 能量法

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PIV测定介质阻挡放电等离子体诱导的体积力 被引量：1

14

作者 王玉帅 高超 +2 位作者 郑博睿 刘锋 罗时钧 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期45-49,共5页

通过提高PIV测量速度场的空间分辨率,得到了精细的等离子体诱导速度场,给出了物面附近等离子体诱导流场的速度型,通过微分形式的N-S方程和积分形式的动量方程分别求解了介质阻挡放电诱导的等离子体体积力,得到了体积力的空间分布,分析... 通过提高PIV测量速度场的空间分辨率,得到了精细的等离子体诱导速度场,给出了物面附近等离子体诱导流场的速度型,通过微分形式的N-S方程和积分形式的动量方程分别求解了介质阻挡放电诱导的等离子体体积力,得到了体积力的空间分布,分析了载波频率对等离子体诱导体积力的影响规律。计算结果表明:对于所采用的电极布置方式,等离子体激励器的诱导流场沿射流方向的体积力强于垂直射流方向的体积力;峰峰电压为12kV时,在10～45kHz的载波频率范围内,随着载波频率的升高,体积力呈先增大后减小的趋势。 展开更多

关键词 PIV技术 等离子体 介质阻挡放电 体积力

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等离子体流动分离控制的数值模拟 被引量：2

15

作者 侯龙锋 高超 +2 位作者 郑博睿 刘锋 罗时均 《科学技术与工程》 2011年第10期2249-2253,共5页

采用Shyy等提出的等离子体激励器对流动施加体积力的简化模型,测试了激励器对圆柱绕流分离的控制效果。研究了激励器对于大迎角下NACA 0015翼型流动分离的控制情况。数值结果表明:前缘是施加激励作用的最佳位置;当激励器处于最佳激励位... 采用Shyy等提出的等离子体激励器对流动施加体积力的简化模型,测试了激励器对圆柱绕流分离的控制效果。研究了激励器对于大迎角下NACA 0015翼型流动分离的控制情况。数值结果表明:前缘是施加激励作用的最佳位置;当激励器处于最佳激励位置时,对NACA 0015翼型施加等离子体激励能有效的抑制流动的分离。在所研究的范围内,施加的激励强度越大,控制效果越好。结果表明:该方法对于流动分离的控制效果显著,达到了增升减阻的目的。 展开更多

关键词 等离子体激励器 流动分离 流动控制

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基于RBF插值边界条件的笛卡尔网格方法 被引量：1

16

作者 刘亚 高超 刘锋 《航空计算技术》 2008年第3期71-73,77,共4页

介绍了一种基于RBF(Radial Basis Function,径向基函数)插值处理物面边界条件的笛卡尔网格方法。整个流场采用有限体积方法计算,但是对于物面附近切割的网格计算域不完整,因此通过RBF插值来得到物体内部实单元上的值,从而使得流场计算... 介绍了一种基于RBF(Radial Basis Function,径向基函数)插值处理物面边界条件的笛卡尔网格方法。整个流场采用有限体积方法计算,但是对于物面附近切割的网格计算域不完整,因此通过RBF插值来得到物体内部实单元上的值,从而使得流场计算顺利的进行推进。相比于其他插值方法来说,RBF插值特别适合于多维离散点的插值,不会因为插值点的位置关系而产生病态的系数矩阵,而且使用比较少的网格点就可以得到同最小二乘方法相当的精度。将这种方法应用于圆柱和翼型绕流中,得到了满意的结果,证明了方法的有效性,还对边界条件的各种不同形式对结果的影响作了对比。 展开更多

关键词 笛卡尔网格 RADIAL BASIS Function 欧拉方程

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基于浸入边界方法的二维流场数值模拟 被引量：2

17

作者 冯春娟 刘锋 《科学技术与工程》 2010年第16期3823-3826,3847,共5页

采用浸入边界方法进行了圆柱绕流的数值模拟。浸入边界方法是通过在Navier-Stokes方程中加入一项体积力,以满足物面边界的无滑移条件。整个流场在笛卡尔网格上求解,物面边界用均匀分布的拉格朗日点表示。拉格朗日点上的力通过离散了的Na... 采用浸入边界方法进行了圆柱绕流的数值模拟。浸入边界方法是通过在Navier-Stokes方程中加入一项体积力,以满足物面边界的无滑移条件。整个流场在笛卡尔网格上求解,物面边界用均匀分布的拉格朗日点表示。拉格朗日点上的力通过离散了的Navier-Stokes方程求解后再分布到周围的网格点上。在有限差分法的基础上利用浸入边界方法分别计算了Re=40和Re=100时圆柱绕流,并将升力系数,阻力系数,斯特鲁哈尔数等结果与文献中的数值和试验结果进行了比较。 展开更多

关键词 浸入式边界方法 圆柱绕流 拉格朗日点 NAVIER-STOKES方程

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圆锥脉冲等离子体诱导流场特性分析 被引量：1

18

作者 秦浩 李华星 +2 位作者 孟宣市 罗时钧 刘锋 《航空工程进展》 2011年第3期260-266,共7页

对等离子体诱导流场特性进行研究,有利于解决双稳态非对称分离涡带来的连续比例控制困难的问题。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... 对等离子体诱导流场特性进行研究,有利于解决双稳态非对称分离涡带来的连续比例控制困难的问题。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。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较广;在脉冲循环控制下,动量传递的主要表现在离散涡的形成而不是气流的加速。 展开更多

关键词 圆锥体 等离子体诱导流场 主动流动控制 脉冲循环 粒子图像激光测速仪

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中-大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

19

作者 赵帅 李华星 +2 位作者 王健磊 刘锋 罗时钧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期22-26,共5页

在圆锥-圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器(SDBD),通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究。实验风速5m/s,迎角为25°和30°,采用表面压力测量技术,并通过对压力的积分得到侧... 在圆锥-圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器(SDBD),通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究。实验风速5m/s,迎角为25°和30°,采用表面压力测量技术,并通过对压力的积分得到侧向力系数。实验结果表明:通过控制激励器的开、关可以改变圆锥两侧压力分布不对称的模式,从而使得侧向力的大小和方向发生改变。研究表明:等离子体激励器可以对非双稳态下的圆锥前体分离涡流场进行有效的控制。 展开更多

关键词 等离子体 主动流动控制 细长圆锥体 非对称分离涡 单介质阻挡放电(SDBD) 大迎角

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带背鳍细长平板三角翼脱体涡的实验研究

20

作者 贾春 高超 +2 位作者 孟宣市 罗时钧 刘锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期46-49,共4页

对后掠角为82．5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL／s：0．3和hL／s=0．6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验。实验迎角范围为12°-32°，来流速度为25m／s和35m／s。实验结果... 对后掠角为82．5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL／s：0．3和hL／s=0．6的机翼组合体在低速风洞进行了大迎角六分力天平测力实验。实验迎角范围为12°-32°，来流速度为25m／s和35m／s。实验结果表明：对单独三角翼，在翼面产生的脱体涡破裂前，其涡流场随着迎角的增大始终是对称且稳定的；增加不同高度的背鳍后，当迎角大到一定程度后，涡流场开始变得不对称和不稳定。背鳍高度不同，流场开始出现不对称时的迎角也不同，在所研究的背鳍高度范围内，背鳍越高，测量得到流场出现不对称时的迎角越小，表明增加低高度的背鳍对细长平板三角翼的背涡流场的稳定有着扰动和破坏作用。实验结果部分证明了文献[1]中的稳定性理论的有效性，同时初步研究了涡失稳后的发展情况。 展开更多

关键词 大迎角 背鳍 非对称力 平板三角翼 涡的稳定性

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