基于脉冲锯齿形等离子体激励器的翼型流动控制机理研究

论文摘要

流动分离现象的出现往往伴随着许多负面效应的产生,这对于飞行器而言尤为常见。该现象不但会影响飞行器的空气动力学性能,带来能源的浪费,甚至可能造成飞行事故,因此对飞行器的流动分离现象进行主动控制显得尤为重要。应用等离子体激励器进行主动控制目前已成为国际上的主流主动控制方法,该控制方法能够有效的提升飞行器的升力,减小阻力,同时增大失速角,这对于飞行器性能提升以及能源节省有重要意义。虽然该控制方法已得到广泛的研究,但仍有很大的进步空间。因此为了进一步提升等离子体激励器对机翼的控制效果,我们对传统的激励器进行了形状以及激励模态的改进,并基于此进行了相关的实验研究。本文应用非稳态正弦激励下的锯齿型等离子体激励器对失速后NACA0015翼型的表面流动分离现象进行主动控制,主要展开了以下几方面的探究,包括改进后的激励器在静止空气中的工作特性探究、对于机翼升阻比提升效果的探究,并重点探究了等离子体激励器优化后的控制机理。针对这些目标,我们完成了相应的实验研究。对于其对机翼空气动力学性能的提升,我们进行了以下实验内容,包括雷诺数（Re）为0.77×105的机翼阻力系数以及雷诺数为1.0×105的升力与阻力系数测量。经研究发现,采用非稳态激励方法能有效提升NACA0015翼型失速后的空气动力学特性。在雷诺数为0.77×105时,最优控制参数为F+=0.6（F+=fbc/U∞,其中fb,c与U∞分别为脉冲频率,机翼弦长及来流速度）,占空比DC=5%,此时达到最优控制效果即失速角α延迟3度,升阻比CL/CD提升155.4%,且相较于稳态节约了95%的能量输入。在雷诺数为1.0×105时,最优控制参数变为F+=1.0、DC=60%,此时,失速角延迟2°,最大升力系数增大15%,升阻比提升176.9%,且相较于稳态节约了30%的能量输入。为了探究非稳态锯齿形等离子体激励器带来以上性能提升的控制机理,我们展开了二维图像测试（PIV）以及热线实验。研究发现,在静止空气中,非稳态控制能够使锯齿形激励器产生不同于稳态控制下的周期性变化漩涡结构。当深入探究锯齿形等离子体激励器在6m/s的来流速度以及不同非稳态工况下的控制机理时,我们发现,对于F+=0.6,DC低于10%工况,机翼吸力面存在偏向于机翼表面周期性变化的大尺度拟序结构,这些结构的存在充分的增强了来流与机翼表面的动量传输,因此大幅度提升了机翼的升力。而对于F+=0.6,DC大于50%工况,则是实现了层流到湍流的提前转捩,同时机翼表面的周期性变化漩涡结构虽然给其带来了升力的提升,但相较于前者,这些结构的位置更偏向于流向平面,因此提升效果有所减弱。

论文目录

文章来源

类型: 硕士论文

作者: 姜大吉

导师: 黄志伟（Wong Chi Wai）

关键词: 流动分离控制,等离子体激励器,非稳态激励,漩涡脱落,控制机理

来源: 哈尔滨工业大学

年度: 2019

分类: 基础科学,工程科技Ⅱ辑

专业: 力学,航空航天科学与工程

单位: 哈尔滨工业大学

分类号: V211.41

DOI: 10.27061/d.cnki.ghgdu.2019.003159

总页数: 57

文件大小: 5345K

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