S形进气道内的流动分离和二次流造成进气道出口压力损失和气流畸变较为严重,严重影响发动机的工作性能。为改善其流场特性,采用交流介质阻挡放电(Alternating current dielectric barrier discharge,AC-DBD)等离子体激励器主动控制进气...S形进气道内的流动分离和二次流造成进气道出口压力损失和气流畸变较为严重,严重影响发动机的工作性能。为改善其流场特性,采用交流介质阻挡放电(Alternating current dielectric barrier discharge,AC-DBD)等离子体激励器主动控制进气道内的流场。在来流风速为10m/s,雷诺数ReD为1.35×10^(5)的工况下,探究了控制位置、布局形式对控制效果的作用规律,从流向和出口截面流场及压力分布出发,探究了主动控制的机理。结果表明,AC-DBD等离子体激励器能够提高壁面静压恢复系数,抑制流动分离并改善出口压力畸变。激励器控制位置在分离点附近最佳,且以诱导气流与来流平行的布局形式最优。在本实验范围内,出口静压系数提高了8.94%,出口稳态畸变指数降低了4.58%。其控制机理是DBD等离子体产生的诱导气流直接加速边界层运动,提高边界层抵抗逆压梯度的能力,从而抑制流动分离。同时,抑制二次流运动,降低压力畸变。展开更多
为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研...为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_(∞)=0.7~1.6,H_(∞)=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明:跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%~80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma_(∞)>1.0超声速状态下,进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小,尾喷管的阻力则快速增长,阻力贡献逐渐向尾喷管转移,两者趋于接近。展开更多
文摘S形进气道内的流动分离和二次流造成进气道出口压力损失和气流畸变较为严重,严重影响发动机的工作性能。为改善其流场特性,采用交流介质阻挡放电(Alternating current dielectric barrier discharge,AC-DBD)等离子体激励器主动控制进气道内的流场。在来流风速为10m/s,雷诺数ReD为1.35×10^(5)的工况下,探究了控制位置、布局形式对控制效果的作用规律,从流向和出口截面流场及压力分布出发,探究了主动控制的机理。结果表明,AC-DBD等离子体激励器能够提高壁面静压恢复系数,抑制流动分离并改善出口压力畸变。激励器控制位置在分离点附近最佳,且以诱导气流与来流平行的布局形式最优。在本实验范围内,出口静压系数提高了8.94%,出口稳态畸变指数降低了4.58%。其控制机理是DBD等离子体产生的诱导气流直接加速边界层运动,提高边界层抵抗逆压梯度的能力,从而抑制流动分离。同时,抑制二次流运动,降低压力畸变。
文摘为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma_(∞)=0.7~1.6,H_(∞)=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明:跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%~80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma_(∞)>1.0超声速状态下,进气道阻力占比随飞行马赫数的增大而逐步减小,尾喷管的阻力则快速增长,阻力贡献逐渐向尾喷管转移,两者趋于接近。
