低速低雷諾數(shù)下層流轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)與流動(dòng)控制研究.pdf

1、近幾年來(lái)人們對(duì)臨近空間的了解越來(lái)越深入，就對(duì)其的開發(fā)利用而言，升浮一體飛行器具有很好的應(yīng)用前景，而升浮一體飛行器由于所處的飛行環(huán)境以及能量來(lái)源的限制，要求飛行器的機(jī)翼與機(jī)身都具有較大的升力，所以以實(shí)現(xiàn)整體增升減阻的目標(biāo)對(duì)其氣動(dòng)性能進(jìn)行優(yōu)化是非常有必要的。而傳統(tǒng)的被動(dòng)流動(dòng)控制對(duì)飛行器氣動(dòng)性能的優(yōu)化，已經(jīng)難以滿足升浮一體飛行器關(guān)于這方面的需求。于是，主動(dòng)流動(dòng)控制會(huì)成為將來(lái)飛行器氣動(dòng)特性優(yōu)化上一種極為重要的手段。
　　以射流為研究基礎(chǔ)的

2、流動(dòng)控制是主動(dòng)流動(dòng)控制的主要研究方向之一。本文對(duì)二維層流翼型抽吸氣進(jìn)行了研究同時(shí)與吹氣控制進(jìn)行了對(duì)比，并結(jié)合該研究對(duì)三維機(jī)翼表面的抽吸氣控制進(jìn)行了數(shù)值模擬，主要研究分析了翼型表面吹吸氣孔的分布位置、孔徑大小、孔距大小、以及射流速率對(duì)層流分離泡的位置以及翼型升阻比的影響規(guī)律。本文采用的SST k-ω湍流模型和γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型相結(jié)合的耦合模型能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)翼型表面層流分離以及轉(zhuǎn)捩位置，同時(shí)在該模型基礎(chǔ)上輔以了預(yù)處理方法。
　　其計(jì)算結(jié)

3、果表明：與單獨(dú)的湍流模型相比，采用SST k-ω湍流模型和γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型相結(jié)合的耦合模型對(duì)翼型表面層流分離泡和轉(zhuǎn)捩的位置有很好的預(yù)測(cè)能力；射流控制在抑制低雷諾數(shù)下層流分離泡的發(fā)展上具有較為有效的作用，并且能夠明顯的提高低雷諾數(shù)下翼型的升阻比；射流孔徑、孔距的不同會(huì)對(duì)翼型表面升阻力系數(shù)產(chǎn)生一定的影響，同時(shí)，不同的射流孔分布對(duì)翼型表面升阻特性的影響并不明顯，在一定射流速度范圍內(nèi)，翼型表面的升力隨著速度的增加而增加，而阻力則是先減少后增加