主动流动控制论文_李立,刘峰博,梁益华

导读:本文包含了主动流动控制论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:射流,主动,等离子体,展弦比,雷诺,襟翼,桨叶。

主动流动控制论文文献综述

李立,刘峰博,梁益华^[1]（2019）在《基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术》一文中研究指出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。(本文来源于《航空科学技术》期刊2019年09期）

刘影^[2]（2019）在《主动流动控制系统研究》一文中研究指出为解决飞机起降状态下机翼表面流动分离的问题,本文从二维流动控制系统入手,研究了射流振荡器在M (28)2.5时非定常流动,其能产生上下摆动的气体,可用于流动控制。将其应用于某叁维翼段,均匀排布其后缘,观察不同的入口压强下翼型表面流线分布,观察计算得到P3.5P?(28)时能够最好的实现流动控制,能够使分离涡位置大大延后并且减小分离强度。同时升力系数增加4.9%。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）

孙健,牛中国,刘汝兵,林麒^[3]（2019）在《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》一文中研究指出为探究等离子体合成射流对叁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,能显着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。(本文来源于《实验流体力学》期刊2019年04期）

朱佳晨,史志伟,孙琪杰,魏晨瑶,陈思诺^[4]（2018）在《基于主动流动控制技术的高超声速翼型前段气动特性的数值模拟研究》一文中研究指出高超声速飞行器是目前世界航空航天领域一个极其重要的发展方向。提高飞行器升阻比,优化气动性能是其重要的目标之一。而主动流动控制技术作为一种新兴的飞行器姿态控制手段,可以在一定程度上提升飞行器的气动性能,优化飞行器的控制姿态。在低速、亚声速和跨声速领域中,已有许多实验研究验证了主动流动控制技术在飞行器上的控制效果;而在高超声速领域,针对主动流动控制技术的可行性分析以及控制效果的研究还较少。本文选定一二维高超声速翼型,针对翼型前段(15%弦长以前),设计了叁种主动流动控制方案,采用数值模拟的技术手段,着重探索了在翼型前段上下表面施加射流激励、在翼型头部施加吹气和吸气激励以及在翼型前段上下表面沿壁面施加反向射流激励后对高超声速飞行器流场的影响和对气动性能和姿态控制的作用效果。数值模拟结果表明,在来流马赫数=5,8°迎角范围内,随着射流出口速度和迎角的改变,本文所设计的主动流动控制方案,可以一定程度上增加飞行器的升力、减少阻力,同时产生俯仰力矩,既优化了飞行器气动性能,同时又有一定的姿态控制作用。本文还详细分析了各方案控制效能的产生机理,为主动流动控制技术在未来先进高超声速飞行器上的应用作了铺垫。(本文来源于《第十届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2018-10-25）

顾仁勇^[5]（2017）在《运输机后体流动分离的主动控制研究》一文中研究指出机身后体流动分离对军用运输机飞行阻力影响大,机身后体减阻技术的应用对于军用运输机具有重要价值。传统的军用运输机性后体结构以及被动式减阻技术已经不能满足未来战争对军用运输机的要求;基于主动控制的后体流动分离抑制技术在飞行器减阻方面有广泛的应用前景。本文对火花型合成射流应用于运输机后体流动分离控制开展了数值仿真和影响因素的研究工作。主要研究内容和结论如下:1)对典型军用运输机C130机身后体流场进行数值模拟,发现后体分离存在气泡型分离和分离漩涡两种结构。气泡型分离将高速主流区与低速粘滞流区分隔开来;而分离漩涡从后体两侧分离而出,向下游发展和扩散,并最终耗散。随着迎角减小,两侧低压区域不断扩大并拉长,压差阻力系数不断减少。2)将火花型合成射流应用于两维机身后体模型的气泡型分离控制,对比了不同激发器位置、激励能量、频率以及合成射流入射角度对流动分离和减阻效果的影响。对比分析后得到:分离点处以及分离点后施加激励的控制效果更好。大能量激励下的分离控制效果好,但减阻效果差,小能量激励则相反。低频激励时存在控制真空期,而高频激励下射流的总喷射动量更大,所以减阻效果更好。随着合成射流入射角的增加,分离控制效果减弱,回流区增大。根据单激发器吸气回填阶段抑制分离效果减弱的缺陷,提出了叁激励器异相位工作方案。在总激励能量相同的条件下,叁激发器异相位工作的减阻效果优于单激发器工作。将火花型合成射流与当量的定常射流、脉冲射流相比较,脉冲射流减阻效果优于定常射流,火花型合成射流优于脉冲射流。3)开展合成射流对叁维运输机机身后体模型流动分离控制的数值模拟,对比了不同射流孔倾角、激励能量和频率对分离控制与减阻效果的影响。研究结果表明:30°倾角的射流对分离的控制效果更好,在抑制底部气泡型分离的同时,也对分离漩涡区产生影响,削弱漩涡的旋向速度。激励频率较低时,存在控制真空期;激励频率越高,后体减阻效果越好,存在适当的激发频率,达到最佳减阻性价比。激励能量越大,合成射流的工作性能越好,减阻效果越好,但付出的能量代价越大。总能量激励相同的条件下,高频低能量的工作方式优于低频高能量。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-12-01）

朱自强,王凯,黄波恩^[6]（2018）在《增强立尾效益的主动流动控制》一文中研究指出本文叙述和讨论了某些增强立尾效益的主动流动控制(AFC)技术的研究。在NASA ERA项目支持下Rensselaer学院完成了4%和5%缩比立尾模型的合成射流AFC风洞试验,加州理工学院完成了14%缩比立尾模型的振荡射流AFC风洞试验,后者表明当动量系数为1.7%时可获50%的侧向力增量。基于将上述两种AFC技术集成于飞机系统的可行性研究,Boeing在Ames NFAC(40ft×80ft风洞)完成了B-757全尺寸立尾风洞模型试验,在风速为100knots,方向舵偏角为30°和侧滑角为0°与-7.5°下,得出采用31个振荡射流激振器可获得20%侧向力增量。NASA ERA项目组与Boeing共同努力在2015年春实现了装有31个振荡射流激振器的B-757ecoDemonstrator飞行试验。飞行员反馈和13%~16%侧向力增量的飞行试验初步分析结果表明了振荡射流AFC技术的成功。(本文来源于《航空学报》期刊2018年05期）

张广兴^[7]（2017）在《基于尾缘襟翼的大展弦比风力机桨叶的主动流动控制》一文中研究指出近年来,随着风力机机组日趋大型化,桨叶的尺寸也随之增大。大展弦比风力机桨叶是一个细长的柔性体,在气动弹性耦合下其受力和变形十分复杂。如何通过主动流动控制技术实现风力机桨叶在复杂作用下的减振降载和增加风能捕获量成为了一个关键问题。针对此问题,本论文所做的工作有以下几点:首先,以现行2.5hMW风力机的具体参数为依据,采用Pro/E软件,建立了桨叶的叁维实体模型。采用ANSYS Workbench软件对所建立的桨叶模型进行了桨叶的前六阶振动模态分析,得到了桨叶的主要振动形式和相应的振动的固有频率。其次,根据Rayleigh-Ritz法建立了风力机桨叶弹性模型,耦合Theodorsen非定常片条理论建立了桨叶的气动弹性模型。通过拉格朗日方程得到桨叶控制系统的运动微分方程,然后将运动微分方程变换得到其状态空间方程,并间接证明了控制方程的正确性。再次,明确控制系统的控制目标,选择模型预测控制算法作为控制策略。通过MATLAB软件编程,对被控对象仿真分析。分析结果得出:在模型预测控制算法的控制下,分布式尾缘襟翼控制面能有效减小桨叶挥舞和扭转振动,并且在突发扰动情况下能快速回到稳定值;控制桨叶攻角跟踪阶跃和正弦信号,由仿真结果可以看出攻角能够快速精确地跟踪期望输出信号,实现大型风力机桨叶的局部调节,这可以配合变桨距系统提高风能捕获功率。最后,分布式尾缘襟翼控制面具有冗余特性,对单尾缘襟翼控制面出现故障的情况下系统控制目标的故障容忍能力进行了仿真。仿真结果表明:当尾缘襟翼控制面出现故障时,控制系统对减振效果故障容忍能力良好,但会在一定范围内影响控制攻角跟踪;控制面改变的是安装位置处气动特性,减小控制面的安装范围、增多控制面的数量能够提高桨叶的控制精度。(本文来源于《西安理工大学》期刊2017-06-30）

李强^[8]（2017）在《闭环主动流动控制技术研究》一文中研究指出基于机翼弦长的雷诺数在10~4~10~6范围内属于低雷诺数范畴,低雷诺数下机翼气动性能恶化会出现升力系数非线性增加、小攻角失速等问题。在南航低速回流风洞使用天平测力和动态测压的方法对NACA633-421机翼模型进行了低雷诺数下气动特性的研究,结果显示层流分离泡结构在逆压梯度下的破裂消失是导致小攻角流动分离的主要原因,分离泡结构的稳定存在可以维持上翼面压力梯度、推迟失速。提出流动控制研究流动问题的新思路,使用流动控制方法复原和捕捉了雷诺数120000、攻角10°状态上翼面分离泡结构自然破裂的动态过程,研究发现层流分离泡的破裂阶段性发生,存在初始的小段时间T_(stable)内,分离泡可自然稳定存在并维持压力梯度,后续随时间增加完全破裂。在整个过程中层流分离剪切层转捩后的附壁湍流在抵抗逆压梯度过程中会逐渐离开机翼表面,导致分离泡内层流分离区增加,同时尾缘湍流分离区域也逐渐向上游扩大,最终二者发生联通导致分离泡结构破裂消失、出现失速。提出间歇扰动的流动控制方法,以小于分离泡稳定时间T_(stable)的时长作为扰动的间隔时间Tinterval,在间歇扰动控制下,分离泡结构能够稳定存在,提高最大升力系数、推迟失速攻角。使用粒子图像测速技术和动态压力测量技术对一个完整控制周期的结果进行测量,得到不同相位的空间流场结构和壁面压力分布结果,结果显示:在无扰动注入时间段内,分离泡结构进入自然的破裂过程,分离剪切层发生持续的离壁运动,当吹气/吸气扰动注入后分离剪切层重新附壁,阻止破裂程度的进一步发展。最后,利用分离泡结构的自然稳定时间T_(stable),从流动的物理角度行闭环反馈控制器的设计,分别设计了查表法控制器和斜率搜索法控制器,并进行了固定攻角和变攻角的实验验证;提出调制扰动的想法,以剪切层不稳定频率对间歇扰动信号进行调制实现小能量注入促进转捩发生、并且间歇性工作的目的,从物理角度提高流动控制器的控制效率,实现提高整个闭环流动控制系统工作效率的目的。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-03-01）

程林,谭慧俊^[9]（2016）在《等离子体合成射流主动流动控制技术实验研究进展》一文中研究指出设计了直缝式、斜孔式等离子体合成射流激励器,采用电参数测量和高速纹影技术研究了其放电特性及瞬态流场特性,并与直孔式合成射流激励器进行对比研究。实验表明:在相同出口面积的情况下,直缝式激励器更容易获得更高的初始射流速度。同时,直缝式激励器速度衰减更快,喷气时间更短,和外部气流的动量交换更加迅速。实验中还首次对直缝激励器的叁维流场进行描述及分析,发现其前驱激波及射流形态具有更好的平面度,存在较大的均匀区。斜孔式激励器的射流流动表现出明显的附壁效应和非对称性。因此,直缝式等离子体合成射流激励器在提高工作频率、扩大流动控制区间等方面具有一定优势,斜孔式激励器可以有效提升流动控制的针对性。(本文来源于《第九届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2016-10-20）

李莉颖^[10]（2016）在《近失速NACA0015翼型主动流动控制的分离涡模拟》一文中研究指出流动分离引起的飞机失速现象一直制约航空领域的发展,如何解决飞机失速问题,推迟流动分离,提高临界攻角是国内外的热门研究课题之一。目前对于流动分离现象的模拟一般采用大攻角下的大范围流动分离算例进行研究,而对临界攻角下小范围流动分离的数值模拟较少。失速工况下的翼型模拟对于计算程序和网格质量提出了很高的要求。主动流动控制方法正目前迅速发展的流动控制方法,由于其控制方式的简便性、主动性等优势越来越受到人们的重视。在流动分离模拟的基础上进行主动流动控制效果的研究是本文的研究重点。本文对流动控制方法进行了详细介绍,根据工作机理的不同对其进行了分类,并对比了不同控制方法的工作原理和优缺点,并选取了主动流动控制方法中的零质量射流和脉冲射流作为流动控制方式。本文计算选取了近失速工况下的NACA 0015翼型为计算算例,其流动特征为具有小范围流动分离的非定常流动。本文采用了不同的DES类混合方法和湍流模式对其基本流流动进行了模拟,比较了不同方法间的优缺点,最终发现了相对最佳的数值模拟方法IDDES-SA。采用IDDES-SA方法可以精细地模拟出基本流流场,得出与实验基本一致的结果,确定了翼型流动分离位置为0.7倍弦长处。进一步对NACA 0015翼型基本流计算结果进行频谱分析以及DMD分析,均得出了一致的涡脱落模态值。在基本流计算结果上进行了主动控制方法研究。零质量射流和脉冲射流控制方法可以大大的改善流场环境,推迟了分离位置,提高了升阻比。对比分析了不同射流强度、频率以及相位差下对流动分离控制效果的影响。研究发现对于脉冲射流控制方式,当射流参数采用0.5倍涡脱落频率、5倍外流速度、相邻喷口具有较大相位差时控制效果最佳。(本文来源于《清华大学》期刊2016-04-01）

主动流动控制论文开题报告

（1）论文研究背景及目的

此处内容要求：

首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。

写法范例：

为解决飞机起降状态下机翼表面流动分离的问题,本文从二维流动控制系统入手,研究了射流振荡器在M (28)2.5时非定常流动,其能产生上下摆动的气体,可用于流动控制。将其应用于某叁维翼段,均匀排布其后缘,观察不同的入口压强下翼型表面流线分布,观察计算得到P3.5P?(28)时能够最好的实现流动控制,能够使分离涡位置大大延后并且减小分离强度。同时升力系数增加4.9%。

（2）本文研究方法

调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。

观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。

实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。

文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。

实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。

定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。

定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。

跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。

功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。

模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。

主动流动控制论文参考文献

[1].李立,刘峰博,梁益华.基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术[J].航空科学技术.2019

[2].刘影.主动流动控制系统研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019

[3].孙健,牛中国,刘汝兵,林麒.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[J].实验流体力学.2019

[4].朱佳晨,史志伟,孙琪杰,魏晨瑶,陈思诺.基于主动流动控制技术的高超声速翼型前段气动特性的数值模拟研究[C].第十届全国流体力学学术会议论文摘要集.2018

[5].顾仁勇.运输机后体流动分离的主动控制研究[D].南京航空航天大学.2017

[6].朱自强,王凯,黄波恩.增强立尾效益的主动流动控制[J].航空学报.2018

[7].张广兴.基于尾缘襟翼的大展弦比风力机桨叶的主动流动控制[D].西安理工大学.2017

[8].李强.闭环主动流动控制技术研究[D].南京航空航天大学.2017

[9].程林,谭慧俊.等离子体合成射流主动流动控制技术实验研究进展[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016

[10].李莉颖.近失速NACA0015翼型主动流动控制的分离涡模拟[D].清华大学.2016

论文知识图

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