Flow Control over a Conical Forebody by Duty-Cycle Actuations

Duty-cycle modulation alternately blowing from two opposite-facing plasma actuators on the leeward surface near the apex of a cone with a 10 semi-apex angle is adopted to control mean lateral force and moment, and the flow control mechanisms are presented. Pressure distributions over the forebody of the cone are measured by steady pressure tappings. The experiments are performed in a 3.0×1.6 m open-circuit wind tunnel at a wind speed of 20 m/s, a 45 angle of attack and a Reynolds number of 2×10 5 , based on the diameter of the base of the cone. Almost linearly proportional control of the lateral forces and moments over a slender conical forebody at a high angle of attack has been demonstrated by employing a pair of single dielectric barrier discharge plasma actuators near the apex of the cone, combined with a duty-cycle technique. The pressure distribution measurements indicate that the bi-stable vortex pattern appears to be shifted in the opposite direction when the port or starboard actuator is activated, while the other is kept off during the test. It is shown that the reduced pulse-repetition frequency based on the local diameter at the plasma actuator equal to one yields the highest effectiveness among the cases considered.     

20°圆锥低速35°迎角下的压力分布特性

对半顶角为10°的圆锥-圆柱组合体在3.0×1.6m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1.0×10(6),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.     

20°圆锥分离流动的发展特性

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。     

Navier－Stokes方程模拟湍流非对称脱体涡流动

Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程模拟湍流非对称脱体涡流动蔡晋生，罗时钧（西北工业大学）ＮＡＶＩＥＲ－ＳＴＯＫＥＳＳＯＬＵＴＩＯＮＳＦＯＲＡＳＹＭＭＥＴＲＩＣＴＵＲＢＵＬＥＮＴＶＯＲＴＩＣＡＬＦＬＯＷＳ￥ＣａｉＪｉｎｓｈｅｎｇ；ＬｕｏＳｈｉｊｕｎ（Ｎｏｒ...     

绕飞机的定常跨音速势流的有限差分计算

假设扰动速度在飞机的横截而上的分量比自由流速小得多,而扰动速度的纵向分量则可不小。由此简化速势方程,用Murmman-Cole的混合差分格式求解。机翼(尾翼)及其尾涡上的边界条件同样简化。将速势场解析延拓到机身内部,任意形状机身的边界条件得到满足。远场边界条件按照Klunker计算。速势的有限差分方程用线松弛求解。机翼对平尾的干扰近拟地计入机翼尾涡的畸变。压力系数用精确的柏努利方程计算。给出两个算例,与已知的风洞实验结果尚符合:(1)机身-上单翼-下平尾-立尾组合体,取自NACA TN 4041,自由流的M数为0.25和0.95;(2)机翼-机身组合体,取自NASA TND-830,自由流的M数为1.05,迎角α=2.2°。网格分别取38×23×17和25×19×19,所有的迭代以扰动速势为零作为初场,达到收敛的迭代次数分别约为200和1500,为了加速收敛,算例(2)取松弛参数ω=1.7(M<1)和1.5(M>1)。     

跨音速S形进气道内外流场的混合差分计算

由于飞行器前部及进气道流动的相互影响,使腹部进气 S 形进气道三元跨音速内外流场变得非常复杂,不仅如此,所研究物体的复杂外形增加了差分格式和边界条件处理的困难,由于以上原因,腹部进气 S 形进气道的流动计算常难以收敛。     

跨音速定常势流的有限差分计算

在跨音速流中,假设在物体横截平面中的扰动速度大大小于自由流速,而纵向扰动速度分量则可不小。由此简化速势方程,用 Murmau-Cole 的混合差分格式求解。物面边界条件嵌入速势式方程采用解析延拓和物面方向导数二种方法,这两种方法的数值算例给出于本文并与已知的实验数据进行比较。近似差分方程数值求解中,大于1的松弛因子不仅用于局部超音速点,并用于局部亚音速点。     

YH-1机上最优并行算法的选择

一、引 言为选择某一问题的“最优”算法,串行机上一般只有一个考虑.选择算术运算量最少     

大迎角下机翼与机身的亚音速气动载荷的非线性计算

本文计算机翼和机身在大迎角下计入气流沿某已知线分离时的亚音速非线性气动载荷。假设分离旋涡是对称的,且没有发生破裂。用附着涡格模拟机翼中面和机身表面,用自由涡线模拟分离面。涡系满足翼面和机身表面边界条件、分离条件和自由涡线与当地速度相切的条件。旋涡诱导的速度用毕奥一萨瓦尔公式计算,对亚音速小扰动流并采用戈泰特变换。以松弛法求解旋涡强度和自由涡位置,然后计算机翼和机身上的气动载荷。结果和实验一致得很好。     

不同迎角下前体涡流动的等离子体控制特性

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。