基于神经网络的风力机叶片三维失速模型研究

1

作者 戴丽萍 张泽能 +3 位作者 丛龙福 常宁 詹鹏 王超 《太阳能学报》 北大核心 2025年第1期53-59,共7页

以PhaeⅥ风力机为研究对象,采用CFD方法对多种工况风力机的流场进行计算,通过反向动量叶素理论方法提取攻角和翼型的三维气动数据。在此基础上,建立以周速比、实度、攻角、扭角和二维气动参数为输入参数,三维气动参数为输出参数的BP神... 以PhaeⅥ风力机为研究对象,采用CFD方法对多种工况风力机的流场进行计算,通过反向动量叶素理论方法提取攻角和翼型的三维气动数据。在此基础上,建立以周速比、实度、攻角、扭角和二维气动参数为输入参数,三维气动参数为输出参数的BP神经网络修正模型。所建BP模型预测的升阻力系数同CFD计算所得结果误差在5%以内。将该模型同动量叶素理论相结合对PhaseⅥ风力机进行计算,结果表明可显著提高风力机气动性能的预测精度。 展开更多

关键词 风力机 气动失速 旋转流动 分离 攻角 神经网络

在线阅读 下载PDF 职称材料

高速条件下细长旋成体背风区流动特性试验研究 被引量：2

2

作者 李晓辉 王宏伟 +3 位作者 熊红亮 石伟龙 任少洁 黄湛 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期818-827,共10页

导弹全方向攻击时会产生由旋涡主导的复杂流动,发生转捩和流动分离,对导弹的机动性和控制能力具有重大影响。为探索攻角及马赫数对弹体流动形态的影响,针对某细长旋成体在FD-12风洞开展高速粒子图像测速及荧光油流试验,来流Ma分别为0.4... 导弹全方向攻击时会产生由旋涡主导的复杂流动,发生转捩和流动分离,对导弹的机动性和控制能力具有重大影响。为探索攻角及马赫数对弹体流动形态的影响,针对某细长旋成体在FD-12风洞开展高速粒子图像测速及荧光油流试验,来流Ma分别为0.4、0.6、0.8,攻角范围α为0°~180°,获取了细长体背风区的流场特性演化规律。研究结果表明:当攻角α<90°时,随着攻角的增大,模型背风区流场从附着流变化为分离流,且分离涡从对称变为非对称,最终演化为非定常流动;当攻角α>90°时,情况有所不同,α=100°及α=120°时背风区存在非定常涡脱落现象,时均流场具有明显的非对称性;当攻角α=150°时,迎风面分离区出现不对称偏移,初始分离区下边界已越过模型端面,在模型中后部形成分离线;当攻角α=180°时,时均流场没有明显的特征,在模型头部位置出现了环形分离区及再附区,表明由于底部扰动的影响,该截面流场呈现局部的非定常、非线性流动状态;在攻角相同情况下,增大流场的来流Ma,不但会使分离涡的影响范围变大,也会导致分离涡的位置抬高。 展开更多

关键词 细长体 大攻角 粒子图像测速 流动分离 旋涡

在线阅读 下载PDF 职称材料

叶片冲角对双吸泵叶轮旋转失速的影响研究 被引量：1

3

作者 王昊 黎义斌 +2 位作者 孔云山 井卫民 杨从新 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期1965-1973,共9页

为研究双吸泵叶轮内的旋转失速,本文采用剪切应力传输湍流模型对小流量工况下双吸泵进行数值仿真计算,并进行外特性试验验证,从而研究叶片不同进口冲角对外特性、内流场和叶轮内压力脉动的影响规律。针对某双吸泵开展小流量工况下的数... 为研究双吸泵叶轮内的旋转失速,本文采用剪切应力传输湍流模型对小流量工况下双吸泵进行数值仿真计算,并进行外特性试验验证,从而研究叶片不同进口冲角对外特性、内流场和叶轮内压力脉动的影响规律。针对某双吸泵开展小流量工况下的数值模拟研究,分析叶片不同进口冲角对外特性、内流场和叶轮内压力脉动的影响规律。研究结果表明:叶片进口采用小冲角方案可以有效抑制叶轮旋转失速,而且设计点扬程和效率分别增加6.4%和5.7%;紊流度均值高于2%时,叶轮内产生旋转失速;采用正则化螺旋度,判定失速涡团的涡旋方向与叶轮转向是一致的,但是传播方向却是与叶轮转向相反;由于失速涡团的作用,导致叶片进口边附近叶片载荷波动较大,叶片载荷最大近0.6 MPa;采用标准差对叶轮压力脉动进行分析,大冲角方案叶片的压力脉动标准差始终大于小冲角方案叶片。研究结果可以为旋转失速研究以及双吸泵水力性能优化提供一定的理论支持。 展开更多

关键词 冲角 双吸泵 旋转失速 内部流动 正则化螺旋度 紊流度 标准差 压力脉动

在线阅读 下载PDF 职称材料

高航速流动不分离外形带攻角流动特性分析

4

作者 可伟 王哲 +1 位作者 李晓植 高全喜 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2024年第4期541-550,共10页

边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运... 边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运用数值仿真分析其在不同速度和攻角情况下的流动特性。研究发现,0°攻角下仿真得到的压强分布与理论计算结果一致,摩擦阻力与估算结果一致,证明可以通过外形设计使航行体边界层在高雷诺数条件下保持层流流动不分离状态,以达到大幅减阻的目的;小攻角不会破坏航行体表面流体附着状态,但攻角会使流动出现横向漩涡,边界层发生转捩,使阻力明显增加,但减阻效果仍然存在。 展开更多

关键词 高速航行体 流动不分离 临界雷诺数 层流 攻角 转捩

在线阅读 下载PDF 职称材料

风力机翼型大迎角分离和动态失速的数值研究 被引量：7

5

作者 黄知龙 刘沛清 赵万里 《电网与清洁能源》 2010年第5期47-51,共5页

通过求解非定常、不可压缩雷诺平均的Navier-stokes方程和SST k-ω双方程湍流模型,数值预测了LS0413翼型在0°～360°迎角范围内大尺度分离与失速流场特性。并对该翼型的动态失速特性进行了数值模拟,典型的正弦振荡计算结果表明... 通过求解非定常、不可压缩雷诺平均的Navier-stokes方程和SST k-ω双方程湍流模型,数值预测了LS0413翼型在0°～360°迎角范围内大尺度分离与失速流场特性。并对该翼型的动态失速特性进行了数值模拟,典型的正弦振荡计算结果表明:1)SST k-ω湍流模型能够较好地模拟翼型升力和阻力系数的迟滞环变化趋势;2)绕翼型的流场结构在轻失速和深失速下存在明显的差别。 展开更多

关键词 翼型 大迎角 分离流动 动态失速 轻失速 深失速

在线阅读 下载PDF 职称材料

大攻角流动非对称性成因与对策 被引量：17

6

作者 程克明 范召林 尹贵鲁 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期17-21,共5页

讨论了大攻角绕流的流动非对称性成因及相应研究对策。指出流动非对称性是绕流系统在适当流动条件下表现出的一种内在属性 (一种分岔行为 )。这一属性本质上是无粘的 ,并不以粘性为先决条件 ,尽管粘性对其有影响。相反 ,粘性方面所表现... 讨论了大攻角绕流的流动非对称性成因及相应研究对策。指出流动非对称性是绕流系统在适当流动条件下表现出的一种内在属性 (一种分岔行为 )。这一属性本质上是无粘的 ,并不以粘性为先决条件 ,尽管粘性对其有影响。相反 ,粘性方面所表现出的不对称行为很可能是外部无粘绕流非对称性诱导作用的结果。从大攻角绕流表现出的特征来看 ,流动非对称性属绕流系统的分岔、混沌行为 ;对它的进一步探索除了运用流动稳定性分析和实验手段外 。 展开更多

关键词 大攻角 绕流 流动非对称性 分岔 混沌 原因分析

在线阅读 下载PDF 职称材料

孔口倾斜角对合成射流控制翼型流动分离的影响 被引量：13

7

作者 张攀峰 王晋军 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第12期1658-1662,共5页

通过商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,研究了孔口倾斜角对合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时(20°攻角)控制分离剪切层的影响。结果表明:在孔口倾斜角为30°时,即吹气方向顺流向贴近壁... 通过商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,研究了孔口倾斜角对合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时(20°攻角)控制分离剪切层的影响。结果表明:在孔口倾斜角为30°时,即吹气方向顺流向贴近壁面时,合成射流激励器控制翼型背风区分离剪切层的能力增加,合成射流对翼型的控制达到最佳效果;升力系数较垂直射流控制时增加5%,而阻力系数降低15%.通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了小的孔口倾斜角下控制效果提升的内在机制。 展开更多

关键词 流体力学 倾斜角 失速 分离流动 合成射流 流动控制

在线阅读 下载PDF 职称材料

75°／45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响 被引量：6

8

作者 冯亚南 吴成 +2 位作者 熊善文 刘日之 邢玉山 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第3期301-306,共6页

本文通过风洞试验和水洞试验研究了７５°／４５°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明，在涡破裂沿翼面向前发展的迎角范围内，外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。

关键词 分离流动 双三角翼 大迎角 飞机

在线阅读 下载PDF 职称材料

不同攻角下端壁射流旋涡控制扩压叶栅分离流动研究 被引量：8

9

作者 冯岩岩 宋彦萍 +1 位作者 刘华坪 陈浮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期54-60,共7页

为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响,采用数值模拟的方法,对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离,零攻角下出口总压损失降低了8... 为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响,采用数值模拟的方法,对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离,零攻角下出口总压损失降低了8.9%;随着攻角的上升,射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著;射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移,并将主流流体卷入角区,角区流体动量增加、流动分离减弱,但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大;射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度,对射流控制栅内流动分离效果有重大影响,需合理选择。 展开更多

关键词 扩压叶栅 端壁射流式旋涡发生器 流动分离 攻角

在线阅读 下载PDF 职称材料

大攻角下分离双钢箱梁间距对涡振特性的影响 被引量：9

10

作者 刘小兵 张海东 刘庆宽 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2017年第14期202-207,233,共7页

以某座分离双钢箱梁桥为背景,开展了一系列的节段模型风洞试验。首先分析了-5°^+5°间8个不同风攻角下单箱梁的涡振特性,然后详细研究了+5°风攻角下分离双箱梁在16个不同间距(双箱梁的净间距D与单箱梁宽B之比D/B的变化范... 以某座分离双钢箱梁桥为背景,开展了一系列的节段模型风洞试验。首先分析了-5°^+5°间8个不同风攻角下单箱梁的涡振特性,然后详细研究了+5°风攻角下分离双箱梁在16个不同间距(双箱梁的净间距D与单箱梁宽B之比D/B的变化范围为0.025~4.0)时的涡振特性,并将结果与单箱梁的结果进行了对比。研究发现,间距对上游箱梁和下游箱梁涡振特性的影响均可大致分为4个区间。 展开更多

关键词 分离双箱梁 涡激振动 间距 大攻角 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

飞机抖振问题研究进展 被引量：16

11

作者 牟让科 杨永年 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2001年第z1期142-150,共9页

介绍了目前国内外对于飞机抖振问题研究的进展。主要介绍了目前国外对于飞机跨音速激波 附面层相互作用诱导的机翼抖振、低速大攻角下分离流诱导的机翼抖振、垂尾抖振的试验和理论研究方法、研究成果以及发展趋势。另外 ,也简单介绍了... 介绍了目前国内外对于飞机抖振问题研究的进展。主要介绍了目前国外对于飞机跨音速激波 附面层相互作用诱导的机翼抖振、低速大攻角下分离流诱导的机翼抖振、垂尾抖振的试验和理论研究方法、研究成果以及发展趋势。另外 ,也简单介绍了垂尾抖振减缓的几种方法 ,并对这些方法作了评述。 展开更多

关键词 抖振 非线性气动弹性 跨音速 附面层 大攻角 分离流 抖振减缓

在线阅读 下载PDF 职称材料

高超声速风洞子母弹大迎角抛壳投放试验 被引量：7

12

作者 蒋增辉 宋威 +1 位作者 陈农 贾区耀 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2016年第5期42-48,共7页

在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y... 在高超声速风洞中开展了投放模型试验,对在高超声速(Ma=5)及母弹处于大迎角(25°)状态下,子母弹壳片抛射过程的分离特性进行了研究,观察到了壳片从母弹的分离过程,对处于母弹迎风面壳片和处于母弹背风面壳片的运动轨迹,以及x向、y向位移和总位移随时间的变化规律进行了分析和对比。研究发现,迎风面和背风面壳片运动轨迹截然不同,但壳片的运动轨迹发展根据其运动特点均可分为2个阶段。迎风面和背风面壳片x方向的位移运动均可明显地分为位移缓慢变化和位移迅速增大2个阶段,而y向位移均无明显的阶段变化,但迎风面壳片y向运动速度总体上大于背风面壳片。迎风面和背风面壳片的总位移曲线也可明显地分为总位移较缓慢变化(总速度较为恒定)和迅速变化2个阶段。 展开更多

关键词 多体分离 风洞投放模型试验 子母弹抛壳 大迎角 高超声速

在线阅读 下载PDF 职称材料

展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用 被引量：6

13

作者 秦燕华 庄逢甘 沈礼敏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第3期267-275,共9页

旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要课题。研究表明展向吹气是控制机翼上旋涡破裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。本文综述了在这一领域内的主要研究成果，包括利用流动显示和ＬＤＶ技术探索展向吹气与机翼前缘... 旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要课题。研究表明展向吹气是控制机翼上旋涡破裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。本文综述了在这一领域内的主要研究成果，包括利用流动显示和ＬＤＶ技术探索展向吹气与机翼前缘涡干扰的机理，各种吹气方案和影响因素对气动特性的影响，利用展向吹气控制前缘涡位置改善涡襟翼效率的研究以及脉冲吹气提高吹气效率等方面的研究。 展开更多

关键词 旋涡控制 展向射流 机翼 流动分离 旋涡结构

在线阅读 下载PDF 职称材料

钝锥有攻角分离流动的数值模拟及其分析 被引量：3

14

作者 张涵信 沈清 高树椿 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1991年第2期160-175,共16页

本文定性分析了开式分离的性状,并对钝锥有攻角超声速绕流的开式分离作了数值模拟。分析指出,开式分离可能存在两种形态,第一种分离线的起点为正常点,第二种分离线的起始为鞍、结点(包括螺旋点)的组合。对于第一种形态,分离线的起点是... 本文定性分析了开式分离的性状,并对钝锥有攻角超声速绕流的开式分离作了数值模拟。分析指出,开式分离可能存在两种形态,第一种分离线的起点为正常点,第二种分离线的起始为鞍、结点(包括螺旋点)的组合。对于第一种形态,分离线的起点是横向分离的起始点,除分离线外,分离面上的流线不是从分离线的起点发出的。对文中计算的情况,流动属第一种开式分离。计算证实了定性分析的结论。计算和分析均指出,对第一种开式分离,在分离的起始区域,分离流面尚未卷曲,但在下游,则变成卷曲面。文中还研究了围绕物体的流管在分离诱导下的变形情况。 展开更多

关键词 分离流动 开式分离 大攻角 绕流

在线阅读 下载PDF 职称材料

三角翼大迎角不可压粘流的数值模拟 被引量：11

15

作者 朱自强 贾剑波 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1996年第6期736-740,共5页

研究了人工压缩法拟压缩性系数β的选取，采用函数形式的β有效地加速了收敛过程．采用求解不可压Ｎ－Ｓ方程，对三角翼大迎角绕流进行了数值模拟，得到了与实验吻合很好的结果．

关键词 机翼 人工压缩性法 大迎角 三角翼 数值模拟

在线阅读 下载PDF 职称材料

等离子体激励对飞翼布局飞行器增升及流态影响 被引量：2

16

作者 姚军锴 何海波 +2 位作者 周丹杰 史志伟 杜海 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期963-969,共7页

将纳秒脉冲等离子体激励器应用于飞翼布局飞行器上,在-4°~28°攻角范围内,开展了激励器布置位置和放电频率对增升效果的影响研究,采用油流显示方法分析了不同攻角下激励器作用与否表面流态随攻角的演化规律。研究结果表明,等... 将纳秒脉冲等离子体激励器应用于飞翼布局飞行器上,在-4°~28°攻角范围内,开展了激励器布置位置和放电频率对增升效果的影响研究,采用油流显示方法分析了不同攻角下激励器作用与否表面流态随攻角的演化规律。研究结果表明,等离子体激励器通过放电能够在大攻角时实现飞翼布局飞行器的增升;布置位置和放电频率对增升效果的影响较大,布置于飞行器前缘的激励器能够获得最佳的控制效果,存在最优的放电频率,在该频率下流动分离被有效抑制,增升效果最佳;油流显示结果表明激励器对分离流的控制机理在于施加激励后对剪切层注入能量,增加了分离涡强度,促进了剪切层外高速与内部低速气流的掺混,有效抑制了分离的发生。 展开更多

关键词 等离子体 飞翼布局 增升 油流 攻角 流动分离 流动显示 风洞试验

在线阅读 下载PDF 职称材料

某型号飞机简化模型大攻角流态初步研究 被引量：2

17

作者 王晋军 薛启智 +1 位作者 白涛 冯亚南 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第2期171-173,共3页

在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流动状况随攻角和来流速度的演化进行了观测和分析 .实验结果表明 ,在本实验条件下 ,对于不同的来流速度或雷诺数 ,每种流动现象所对应的攻角确实发生了变化 ,说明雷诺数的影响... 在水洞中应用染色液流动显示技术对某型号飞机简化模型机头流动状况随攻角和来流速度的演化进行了观测和分析 .实验结果表明 ,在本实验条件下 ,对于不同的来流速度或雷诺数 ,每种流动现象所对应的攻角确实发生了变化 ,说明雷诺数的影响确实存在 ;另外 ,对自由转捩条件下 ,俯仰力矩曲线在α =35°～ 70°之间很分散的风洞实验结果进行了初步的解释 :α =35°基本上对应于边条涡非对称破裂的开始 ;而α =70°则对应于机头迎风面流动向前。 展开更多

关键词 涡旋流动 流动显示 大攻角 简化飞机模型

在线阅读 下载PDF 职称材料

湍流度对翼身组合体大攻角气动特性的影响研究 被引量：3

18

作者 白存儒 屠兴 +1 位作者 郭渠渝 何克敏 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第3期25-31,共7页

简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果，并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ，０．１０％... 简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带，４０°，６０°和７０°“只”字型粗糙带等５ 种状态的实验结果，并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为：０．０２％ ，０．１０％ 和０．３３％ 。实验结果表明，不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说，上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型，即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明，湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的，并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自０．１０％ 变化到０．３３％ 时，湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自０．０２％ 变化到０．１０％ 时。 展开更多

关键词 大攻角 湍流度 风洞实验 旋涡 气动特性

在线阅读 下载PDF 职称材料

背风涡隔离对大攻角旋成体表面压力分布的影响 被引量：1

19

作者 程克明 范召林 +1 位作者 贺中 徐来武 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第2期178-181,共4页

通过在背风母线处沿纵向对称面嵌入隔离板 ,观测了大攻角旋成体在这种背风涡被隔离状态下的表面压力分布情况。隔离板的作用旨在削弱、隔阻两侧背风涡间的相互联系和诱导 ,以便考察背风涡诱导作用对物面流动的影响。不同隔离 (包括无隔... 通过在背风母线处沿纵向对称面嵌入隔离板 ,观测了大攻角旋成体在这种背风涡被隔离状态下的表面压力分布情况。隔离板的作用旨在削弱、隔阻两侧背风涡间的相互联系和诱导 ,以便考察背风涡诱导作用对物面流动的影响。不同隔离 (包括无隔离情况 )状态下的实验结果表明 ,背风涡的隔离对表面压力分布有不同程度的影响 ,故这一研究和结果可供探讨大攻角流动非对称性成因作参考。 展开更多

关键词 大攻角旋成体 表面压力分布 影响 分岔 混沌 背风涡 隔离板

在线阅读 下载PDF 职称材料

等离子体控制下前体分离涡的研究 被引量：2

20

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

在线阅读 下载PDF 职称材料