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| 1 | 等离子体流动控制研究进展与展望显示文摘等离子体流动控制是基于等离子体气动激励的新型主动流动控制技术,具有响应时间短、激励频带宽等显著技术优势,在改善飞行器/发动机空气动力特性方面具有广阔的应用前景,已成为国际上等离子体动力学与空气动力学交叉领域的前沿研究热点。鉴于此,从介质阻挡放电(DBD)、电弧放电等离子体气动激励特性,等离子体气动激励抑制流动分离、控制附面层、控制激波与激波/附面层干扰、控制压气机与涡轮内部流动、控制管道流动和飞行控制等方面,综合评述了国际上等离子体流动控制的研究进展情况;从创新等离子体气动激励方式,揭示等离子体气动激励与复杂流动的非定常耦合机制,突破等离子体流动控制系统关键技术等方面,对未来的发展进行展望。 | 吴云 李应红 | 2015 | 航空学报2015，36，2： | 137 |
| 2 | 高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究显示文摘为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。 | 张海灯 吴云 李应红 赵勤 | 2014 | 航空学报2014，35，9： | 19 |
| 3 | 高速压气机叶栅纳秒脉冲等离子体流动控制仿真研究显示文摘为研究纳秒脉冲等离子体气动激励在高亚声速来流条件下抑制压气机叶栅流动的分离机制,建立了基于唯象学的模拟纳秒脉冲介质阻挡等离子体气动激励特性的热源模型,在微秒量级时间尺度上分析研究了纳秒脉冲等离子体气动激励对叶栅通道流动结构的影响机制,并初步探究了纳秒脉冲等离子体气动激励的流动控制规律。研究结果表明:基于唯象学的热源模型能够较好地模拟纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生冲击波的气动特性;纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生的冲击波在高亚声速来流条件下能够对叶栅通道流动结构产生较大影响,其影响规律与激励特征和流场特性有关;高亚声速来流条件下,在叶栅通道中施加纳秒脉冲等离子体气动激励能够降低通道出口总压损失,改变流场结构。 | 张海灯 李应红 吴云 赵勤 | 2014 | 航空学报2014，35，6： | 11 |
| 4 | 轴流压气机等离子体流动控制显示文摘作者在国际上较早开展了轴流压气机等离子体流动控制研究工作,经过近十年的研究积累,对轴流压气机等离子体流动控制建立了较为深刻的认识。本文首先简要展示了轴流压气机等离子体流动控制的部分研究进展:以压气机叶栅为研究对象,分析了等离子体激励对叶顶泄漏流抑制的规律和机制;通过数值仿真和实验,研究了等离子体激励对高负荷轴流压气机失速的流动控制规律和机制;以高速压气机叶栅为研究对象,探索了吸力面和端壁等离子体激励对高速压气机三维角区分离的流动控制规律;然后介绍了等离子体激励式压气机的概念;最后给出了对未来研究工作的展望。 | 吴云 张海灯 于贤君 李应红 | 2017 | 工程热物理学报2017，38，7： | 11 |
| 5 | Aerodynamic performance enhancement of a flying wing using nanosecond pulsed DBD plasma actuator显示文摘Experimental investigation of aerodynamic control on a 35 swept flying wing by means of nanosecond dielectric barrier discharge(NS-DBD) plasma was carried out at subsonic flow speed of 20–40 m/s, corresponding to Reynolds number of 3.1 · 105–6.2 · 105. In control condition, the plasma actuator was installed symmetrically on the leading edge of the wing. Lift coefficient, drag coefficient, lift-to-drag ratio and pitching moment coefficient were tested with and without control for a range of angles of attack. The tested results indicate that an increase of 14.5% in maximum lift coefficient, a decrease of 34.2% in drag coefficient, an increase of 22.4% in maximum lift-to-drag ratio and an increase of 2 at stall angle of attack could be achieved compared with the baseline case. The effects of pulsed frequency, amplitude and chord Reynolds number were also investigated.And the results revealed that control efficiency demonstrated strong dependence on pulsed frequency. Moreover, the results of pitching moment coefficient indicated that the breakdown of leading edge vortices could be delayed by plasma actuator at low pulsed frequencies. | Han Menghu Li Jun Niu Zhongguo Liang Hua Zhao Guangyin Hua Weizhuo | 2015 | Chinese Journal of Aeronautics2015，28，2： | 9 |
| 6 | Experimental investigation on a high subsonic compressor cascade flow显示文摘With the aim of deepening the understanding of high-speed compressor cascade flow,this paper reports an experimental study on NACA-65 K48 compressor cascade with high subsonic inlet flow.With the increase of passage pressurizing ability, endwall boundary layer behavior is deteriorated, and the transition zone is extended from suction surface to the endwall as the adverse pressure gradient increases.Cross flow from endwall to midspan, mixing of corner boundary layer and the main stream, and reversal flow on the suction surface are caused by corner separation vortex structures.Passage vortex is the main corner separation vortex.During its movement downstream, the size grows bigger while the rotating direction changes, forming a limiting circle.With higher incidence, corner separation is further deteriorated, leading to higher flow loss.Meanwhile, corner separation structure, flow mixing characteristics and flow loss distribution vary a lot with the change of incidence.Compared with low aspect-ratio model, corner separation of high aspect-ratio model moves away from the endwall and is more sufficiently developed downstream the cascade.Results obtained present details of high-speed compressor cascade flow,which is rare in the relating research fields and is beneficial to mechanism analysis, aerodynamic optimization and flow control design. | Zhang Haideng Wu Yun Li Yinghong Lu Huawei | 2015 | Chinese Journal of Aeronautics2015，28，4： | 8 |
| 7 | 等离子体激励式压气机显示文摘受吴仲华先生'叶轮机械三元流动理论'的启发,在前期压气机等离子体流动控制研究的基础上,进一步提出等离子体激励式压气机的概念,即将等离子体激励融入到S1,S2流面压气机气动设计之中,以释放常规压气机设计中失速裕度、负荷极限等因素的约束。本文旨在探讨等离子体流动控制在新一代高负荷压气机中应用的前景和研究趋势,通过原理论证与实例分析,首先阐述了等离子体激励式压气机的概念,然后梳理了压气机等离子体流动控制研究的若干进展,以论述等离子体激励式压气机设计的研究基础,最后给出了等离子体激励式压气机的典型技术路径和理论基础。 | 李应红 吴云 张海灯 李军 | 2017 | 推进技术2017，38，10： | 7 |
| 8 | 高负荷压气机叶栅等离子体流动控制数值仿真与拓扑分析显示文摘为揭示叶栅等离子体流动控制的影响规律与作用机理,对等离子体气动激励前后高负荷压气机叶栅内部流动和拓扑结构进行了对比研究。结果表明:等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的作用效果最明显的区域位于总压损失区域与主流区域的边界上;不同等离子体气动激励布局,对固壁面拓扑结构以及奇点总数的影响规律不同;吸力面流向激励通过增强附面层流体抵抗逆压梯度的能力,可以改善叶栅中间叶高流动特性;端壁横向激励通过抑制横向流动,抑制角区流动分离能力较强,并改变叶片展向的负荷分布;组合激励结合了吸力面流向激励和端壁横向激励的作用优势,因而提高叶栅气动性能、降低流动损失的效果最好。 | 王学德 赵小虎 王路成 | 2013 | 推进技术2013，34，10： | 6 |
| 9 | 轴流压气机角区分离的研究进展显示文摘角区分离是一种常发生于轴流压气机'吸力面-端壁'角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为'角区失速'。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。首先,从角区分离对轴流压气机性能的影响、角区分离的流场特征和角区失速的判别准则3个方面对轴流压气机角区分离的流动机理研究进行了回顾,详细讨论了角区分离的影响因素、角区分离的流动拓扑分析以及角区失速的定义与判别方法。其次,对三维叶片设计、翼刀与凹槽、旋涡发生器、非轴对称端壁造型、射流式旋涡发生器、等离子体气动激励以及附面层抽吸与附面层射流7类流动控制方法的研究进展进行了回顾,重点探讨了这些流动控制方法在抑制角区分离方面的应用,并给出了这些流动控制方法的对角区分离的作用机制。最后,对角区分离领域的研究现状进行了简要地总结,指出了现有角区分离的机理研究和流动控制研究所存在的不足,并对该领域未来的发展进行了展望。 | 吴艳辉 王博 付裕 刘军 | 2017 | 航空学报2017，38，9： | 6 |
| 10 | 高负荷扩压叶栅内不同深度凹坑作用效果显示文摘受'仿生学'思想启发,尝试将球状凹坑非光滑形态应用于某典型高负荷扩压叶栅吸力面侧,以探究其对叶栅流动特性的影响.选取吸力面侧38%~60%弦长处4排深度介于0. 2 mm~0. 6 mm的凹坑为研究对象,基于经实验校核后的雷诺时均方法进行定常计算.结果表明:凹坑阵列能够有效消除沿叶展方向的分离泡,同时使得叶栅角区流向分离位置向叶片尾缘处移动.在设计马赫数下,凹坑对于通道涡沿叶展方向的抬升也起到抑制作用,简化了角区内涡系结构.基于上述原因,本文在吸力面附面层分离位置前设计的五种凹坑方案均能有效降低叶栅出口总压损失,损失降低最多达10. 8%;且随着凹坑深度的增加,损失呈现递增的趋势. | 杨益 陆华伟 郭爽 庞文瑄 王宇 钟兢军 | 2018 | 大连海事大学学报2018，44，4： | 4 |
| 11 | 等离子体环量控制作用机理的数值仿真显示文摘为了研究等离子体射流环量控制对翼型气动特性的作用机理、影响规律和控制效费比,基于等效体积力耦合雷诺平均N-S方程的数值计算方法进行仿真,研究了不同后缘半径、单组激励器位置及双组激励器布置方式对翼型气动特性和流场特性的影响规律。结果显示中等后缘半径,两组激励器反向对称布置在上下翼面优化位置时,环量控制效费比有显著提升。研究表明中等后缘半径翼型的后缘流体离心力和压力梯度相对平衡,等离子体射流带动上翼面外流发生偏折,增升效果较好。优化后双组激励器作用形成了等离子体射流的串联,有效诱导脱体尾涡向下翼面移动,分离点下移,环量和升力增加明显。研究结果为后续实验研究提供了理论基础。 | 李林 张登成 张艳华 | 2017 | 空军工程大学学报(自然科学版)2017，18，3： | 4 |
| 12 | 对转压气机轮缘端壁抽吸流场特性数值分析及实验研究显示文摘以某双排对转轴流压气机为研究对象,通过区域缩放法开展非定常数值研究。数值结果显示近喘点附近转子2(R2)叶尖泄漏流动造成了高叶展范围内的流动阻塞以及高熵流动区域的产生,下游出口导流叶片承受着非常不利的来流条件。通过在转子叶尖近高熵流动核心区轮缘端壁处设置抽吸孔进行低能流体的移除能够明显改善叶尖区域的流场品质,提高压气机工作特性。根据数值研究结果,重新设计并加工了用于端壁抽吸的轮缘机匣,搭建了附面层抽吸系统及测控系统。在80%设计转速下,针对转子2叶尖进行端壁附面层抽吸,相对抽吸流量为1.0%。实验结果显示,端壁附面层抽吸应工作在低于原始特性最高效率点所在流量的小流量范围内。在此流量范围内端壁抽吸会大幅提高工作效率,改善压气机负荷水平。而在高于此流量的范围内,端壁附面层抽吸会带来负面影响。 | 史磊 刘波 巫骁雄 那振喆 张鹏 | 2015 | 航空学报2015，36，9： | 3 |
| 13 | 压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟显示文摘对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率. | 赵龙 耿少娟 张宏武 | 2015 | 航空动力学报2015，30，1： | 2 |
| 14 | 高负荷扩压叶栅三维定常旋涡结构建模研究(英文)显示文摘为进一步认识高负荷扩压叶栅内的流动机理和旋涡演变规律,采用经试验校核的数值方法,以具有60°折转角的NACA65-010叶型为研究对象,运用拓扑分析理论,探讨了叶栅流道内马蹄涡、通道涡、集中脱落涡和壁角涡等二次旋涡的生成、演绎与发展。分析认为,在高负荷扩压叶栅中,对流场影响最大的涡系结构为通道涡,通道涡在130%B截面转变为稳定的内旋结构,流道内的壁角涡由通道涡诱导形成,而出口角涡则是在叶片尾缘出口绕流与通道涡的综合作用下形成的,流场出口最终呈现出通道涡与集中脱落涡并存的稳定结构。最后给出了0°冲角下的三维旋涡结构示意图。 | 钟兢军 康达 陆华伟 张永超 | 2015 | 推进技术2015，36，6： | 1 |
| 15 | Flow field generated by a dielectric barrier discharge plasma actuator in quiescent air at initiation stage显示文摘A single Dielectric Barrier Discharge(DBD) plasma actuator driven by Alternating Current(AC) power, capable of inducing a starting vortex and a wall jet in quiescent air, is suited for low-Reynolds-number flow control. However, the starting vortex and the wall jet are usually observed after the plasma actuator has been operated for dozens of and hundreds of cycles of the voltage, respectively. The detail of the induced flow field at the initiation stage of the plasma actuator has rarely been addressed. At the initiation stage, a thin jet that provides the impetus for the entrainment of the induced flow at the beginning of the plasma actuation is first observed by using a high-accuracy phase-lock Schlieren technique and a high-speed Particle Image Velocimetry(PIV) system. This is the initial form of the momentum transfer from the plasma to the fluid.Then, an arched type jet is created by the plasma actuator. In addition, the whole development process of the induced flow field from the starting point of the thin jet to the quasi-steady stage of wall jet is presented for providing a comprehensive understanding of the plasma actuator and proposing a relevant enhancement of the numerical simulation model. | Xin ZHANG Y.D.CUI Chien Ming Jonathan TAY B.C.KHOO | 2021 | Chinese Journal of Aeronautics2021，34，3： | 0 |
| 16 | 基于因果网络分析的扩压叶栅波浪形前缘控制机理显示文摘分离与涡运动是限制压气机性能提升的关键,波浪形前缘结构能有效扩大压气机工作范围。在扩压叶栅上实施波浪形前缘造型,通过多目标优化算法构造以牺牲微小设计点性能为代价,大幅度降低失速点损失的波浪形前缘造型。采用数据挖掘方法——因果网络分析探究在波浪形前缘控制参数的变化下,扩压叶栅内部流场流动机制。优化结果表明当幅波比在0.05~0.15区间时,有更适合于流动控制的前缘涡涡量强度,且能在牺牲最少设计点性能的情况下,使失速点损失获得大幅下降。通过因果网络模型与流场分析验证,从涡运动的角度出发,波浪形前缘产生前缘涡对,前缘涡对的发展通过不同途径削弱了通道涡和尾缘涡流的发展;从分离的角度出发,波浪形前缘通过改变前缘气流不均匀度与二次流动能,改善低能流体堵塞来减弱角区分离所引起的损失。 | 董杰忠 楚武利 张皓光 罗波 晏松 | 2023 | 航空学报2023，44，19： | 0 |
| 17 | 一种高转速整体叶盘式风扇转子试验器设计显示文摘基于叶片外物撞击监测识别试验的需要,设计搭建了一种高转速整体叶盘式风扇转子试验器,总结阐述了试验器总体设计方法、难点解决方法。采用流固耦合方法实现叶片气动结构的设计,阐述了整体叶盘结构设计方法,并对叶盘结构进行了强度校核。针对转轴线速度高带来的轴承润滑封严问题,采用喷射润滑方式以及篦齿封严结构,对滑油腔布局、进回油路径等关键点进行了设计阐述。为实时监测外物撞击过程转子健康状态,设计了滑油温度、转子振动、叶片动应力监测系统,调试试验表明:转子结构设计的合理性,以及设计方法的科学性,为相关转子试验器设计和试验系统设计提供了一定的借鉴。 | 杨雄 张帅 | 2021 | 科学技术与工程2021，21，28： | 0 |
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