文摘

本研究的目的是通过实验验证一个新的气动控制的概念,一个高攻角苗条的身体。的概念,渗透流渠道安装细长体的顶点。吹或吸通道出口的反应生成表面压力分布。首先,流动通道的空气动力特性的影响在低速风洞实验研究。结果表明Suction-Blowing类型通道是最有效的,因为它的控制效果并没有减少甚至更高的主流流速。侧向力和偏航力矩的峰值可以减少到64%和49%,分别。此外,油流表面流模式的可视化的方法不仅表明Suction-Blowing类型通道使初级分离线身体一侧,还二级分离线对身体变得对称。

1。介绍

当一个苗条的身体,这是一个典型的体型弹体前部的飞机和火箭,飞在高攻角,纤细的身体周围的流场复杂变化取决于体型,主要流的雷诺数,攻角。在这种情况下,非对称涡流形成细长体(图1)和产生的侧向力振幅由法向力作用于身体的一半。它会导致严重损失的态度稳定身体的1,2]。气动控制面垂直尾翼等不能有效工作在高攻角,因为他们是在流;因此,它是一种有前途的解决方案这个问题利用流量控制设备旨在控制涡结构。

开发了各种设备来控制周围的流场苗条的身体。例如,车身的身体顶端是一个著名的被动流量控制设备(3,4]。结果表明,车身会使流动分离点对称和抑制侧向力和偏航力矩。他们的优点是简单的结构和安装方便;然而,他们也增加了阻力和结构重量等缺点。微吹是著名的主动流动控制装置(5- - - - - -7]。安装改变身体周围的旋涡结构由小孔吹气在身体顶端。它可以积极控制侧向力和偏航力矩的方向从右或左端吹气吹孔。获得的侧向力的微吹比飞机的动力大,因此控制效率高。然而,它尚未投入实际使用由于其复杂的机械结构,也就是说,需要高压油箱和复杂阀系统。最近,等离子体致动器被关注的有前途的主动流动控制装置(8,9]。它由两个电极的电介质。当一个AC和几个kV高压和kHz,表面流沿介质表面生成。它的优点是没有机械运动部件,由电信号活跃的可控性,薄结构。因为这些优点,它可以克服困难的传统的流量控制设备。在以往的研究中使用触发驱动等离子体的致动器,一双等离子体致动器是安装在身体顶端,在高攻角和侧向力不断改变通过改变破产右和左舷致动器之间的比例10,11]。然而,诱导流很弱(通常只有几米/秒),和更高的控制效果严重降低主要流速(12,13]。

在过去,一个二维缝(穿透流道)提出和研究控制边界层和尾流结构圆柱周围(14,15]。流道的宽度是缸直径的8%或18.5%,和流控制实验改变流道的倾斜角对主要流向。结果成功地显示穿透流道的有效性;当倾角的通道是一个范围从0到40度。,the drag coefficient decreases from 20 to 30% due to not only reduction of the projected area against the flow but also recovery of the back pressure. When the tilt angle is in a range from 80 to 90 degs., boundary layer suction is made at one side of the flow channel and at the other end, blowing is generated; as a result, the shedding of vortices can be controlled.

基于上述背景,我们建议安装穿透流动渠道的顶端的细长体抑制侧向力。生成的通道流压力分布在身体表面,它生成一个吹和吸身体表面。很容易安装,因为不需要复杂的机械零件,如高压油箱。吹的行为变化的响应表面压力分布的变化。因此,穿透流道是被动的设备,但它将控制流场自动和灵活即使水流条件的变化。此外,预期控制效果不降低速度更高的主要流因为更高的流动速度产生较大的压差两端之间的流动通道。

在这项研究中,一系列的初步风洞实验是进行一个高攻角细长的身体穿透流动通道。实验的目的是研究气动控制流道的影响抑制高攻角侧向力和偏航力矩。在本研究进行的实验是:(1)细长体模型的气动特性测量与渗透流渠道在低速风洞。(2)可视化的表面流型对身体的油流的方法。

2。使用穿透流道流控制的概念

我们提出两种类型的流控制概念使用穿透流道身体顶端。一个是生成通道流利用较高的驻点压力之间的压差和身体侧或背压较低;图2显示了该流量控制原理图的概念(横断面视图)。在图2,没有流动通道涡结构由腐烂的线表示;涡结构的不对称是由于高攻角。吸入出现在驻点的通道出口,另一方面,吹在身体上的两个通道出口端(或回)。吹变得更强大的漩涡在哪里靠近身体,因为后来的流动分离。因此,预计漩涡接近身体推开或流动分离点前进的强大吹(的红线图2),因此,变得更加对称的涡结构;也就是说,可以抑制侧向力和偏航力矩。我们称之为概念b类型因为吹出现在通道出口。

另一是生成通道之间的压差流利用身体的右和左舷如图3;分离流不对称时,流动分离点也是不同身体的右和左舷,生成和压差。预计的吸入身体一侧出现流动分离早些时候,和吹出现在身体其他方面。结果,可以调整成对称的分离点位置。我们称之为概念sb类型因为吸入和吹出现。

在我们的概念中,流动的通道自动反应到身体周围的流动结构的变化,因此,预计我们的流量概念可以有效地在不同流量条件没有任何主动控制。

3所示。实验方法和条件

实验使用地球环境风洞进行账户(空间和宇宙科学研究所)/ JAXA(日本宇宙航空研究开发机构)。这是哥廷根类型低速风洞和流速可以控制的范围从10到50米/秒。测试部分是开放的类型和它的直径是1.6米。测试模型配置如图4。它是一个简单的cone-cylinder配置和长细比是11.5。图5显示了模型的3 d cad图及其身体的放大图顶点流渠道在哪里安装。测试模型是由stereolithographic技术。

表1显示了流道的实验情况。研究了三种类型的流道形状:两种类型的b型概念(T -和y形通道)和sb型通道。此外,研究了五种不同的通道位置;= 0.035,0.070,0.10,0.14,和0.17从身体,总长度是模型。实验情况下可以改变通过关闭不必要的渠道使用粘土。

气动力作用于模型使用六分力测量内部的平衡。改变攻角进行测量,从0到90度。,the data is obtained three times for each case of angle of attack to estimate the measurement error. The aerodynamic forces are nondimensionalized using the mainstream dynamic pressure and the cross-sectional area of the model base. In this study, the normal force coefficient,侧向力系数和偏航力矩系数主要是对流道的影响进行调查。雷诺数为7.8×10⁴,1.2×10⁵和1.7×10⁵(主流速度是16、24和35 m / s,职责)。除了气动力测量,表面流型是由石油流可视化的方法。的混合油和一些颜料画在模型表面,和油膜的表面流可以估计模式。石油是液体石蜡和色素氧化钛。在实验中石油流可视化,雷诺数为1.7×10⁵(主要流速度35米/秒)。

4所示。实验结果和讨论

4.1。空气动力特性

首先,b型流的影响渠道的气动特性进行了讨论。法向力系数数据所示6和7,侧向力系数如图8和9。流速是16 m / s的数据6和8和24 m / s的数据7和9。此外,偏航力矩系数数据所示10和11,目前中心是在65%长度从模型小费。作为这些数字明显观察到,频道支持力的影响要小得多;这表明通道不改变后区域的大小,但修改不对称的涡结构。从这里开始在这一节中,我们专注于侧向力和偏航力矩。

的情况下没有流道(黑线)的数字,攻角变大时,侧向力开始出现在攻角大于约40度。约两倍体顶角,然后到达峰值在50度。(法向力的峰值的一半)。之后,侧向力下降到0在55度左右。在大角及其符号是逆转。最后,侧向力变成零角度大于70度。因为背后的流的身体变成了漩涡。这一趋势,无论在质量和数量上的侧向力好协议,由其他研究小组报道(1,2,16]。偏航时刻的行为更加复杂。它开始出现在侧向力的角度出现,改变其签署两次(当然,偏航时刻的行为取决于目前中心)。如数据所示8和9,侧向力的符号是主流流动速度之间的逆转16 m / s和24 m / s。这是因为左翼和右翼的反向涡结构根据主流的变化情况。

数据12,13,14,15显示选定的情况下,有效地抑制侧向力或偏航力矩。当主流流速是16米/秒,在图12,结果表明,1 y频道,这是最接近模型,提供了最佳的控制效果抑制侧向力的峰值;59%的侧向力的峰值减少。当主流流速24 m / s,在图13,侧向力1 y通道的抑制效果明显丢失,相反,1 y渠道增加了侧向力。而不是y通道1,3 t通道位于10%长度从模型提示提供了更好的控制效果;侧向力减少了约19%。

当主流流速是16米/秒,这是显示在图141 y通道成功抑制了偏航力矩与侧向力的情况下。抑制49%的偏航力矩,抑制效应可以获得广泛的攻角。当主流流速增加到24 m / s,在侧向力(图一样的趋势13)(图中可以观察到偏航力矩15)。1 y的偏航力矩抑制通道消失,另一方面,3 t通道成为最有效的抑制的偏航力矩;偏航时刻的峰值可以抑制约29%。

接下来,sb型流动通道显示的结果。数据16和17在正常显示通道的影响力量。侧向力如图18和19数据所示,偏航力矩20.和21。主流流速是16 m / s的数据16,18,20.并在数据35米/秒17,19,21。在b型通道的情况下,sb型渠道对法向力影响甚微。

当主流流速16 m / s,它可以观察到在图18的情况下5 sb型通道是最有效的抑制侧向力的峰值,减少45%。当主流流速增加到35米/秒(如图19),抑制率的侧向力峰值5 sb型通道增加约64%;这是在所有的实验情况下抑制率最高。如数据所示20.和215,也是压抑的偏航力矩的sb型通道,和抑制率峰值约48%的35 m / s的主流。

第三段指出的这一节中,b型流道的流控制效果强烈依赖于主流流速。这是因为实验的雷诺数在过渡从层流到湍流(典型的临界雷诺数是约3.5×10⁵),甚至小流速显著的变化修改流结构。b类型通道,位置和通道形状应该精心挑选的流动结构(更详细讨论雷诺数的影响需要进一步的研究包括精确的流动可视化等粒子图像测速技术显现(PIV)测量)。此外,b型通道的缺点是它的影响可以减少在较高流速的主流。另一方面,sb型流道的情况下,即使通道的位置应该适当选择,侧向力和偏航力矩的抑制效果优于b类型的渠道,此外,不降低高主流流速。在这个实验中,sb型通道从模型在17%的位置提示(5 sb型通道)可以提供良好的结果在广泛的迎角和在较低和较高的主流流速。注意,本研究中采用的渠道不能完全消除侧向力,因此,仍有改进的空间位置和形状的通道。

4.2。表面流可视化石油流方法

模型表面上的流型是可视化的情况下没有流道和5 sb型流道提供最好的抑制的结果。迎角是50度。和主流流速是35米/秒。数据22和23显示右和左舷视图和数据24和25显示背面视图;没有流动通道是数字22和245,sb通道数据23和25。数据,主要分离线和二次分离线是由红色和蓝色线表示,分别(回贴线附近的下游一侧停滞线(17,18])。此外,在周向角度为90度。迎风驻点的绿色虚线所示为参考。尤其是,有强烈的主要分离线和涡结构之间的关系。与后来的漩涡流动分离更接近数据模型(参见原理图2和3)。早些时候的侧向力出现的方向分离到后来分离。

之间的比较数据22和23,它可以观察到,流道使主分离之前左舷和右舷的模型,因此,流动分离的右和左舷位置变得更加对称。此外,从背面的比较(数据流模式24和25),它可以证实,二次分离线的结构也变得更加对称安装的流动通道。

如前所述,流道的作品不仅使主流动分离模型方面也上的二次分离模型成为对称。

5。结论

在这项研究中,我们提出了安装穿透流动渠道的顶端细长体旨在抑制侧向力在高攻角和偏航力矩。实验,以验证我们的理念,我们调查了空气动力特性和可视化的表面流型石油流方法在低速风洞中,得到了以下结论。(1)这是成功地证实了b (Blowing-Blowing)类型和sb (Suction-Blowing)流道工作类型抑制侧向力和偏航力矩。(2)b型流道,抑制效果依赖于主流流速,因此,安装位置和通道形状(T或Y形)需要选择的主流。16 m / s,主流的Y形通道长度3.5%从模型提示是最有效的,和抑制率约59%和49%的侧向力和偏航时刻,分别。主流的24 m / s, t形通道长度是最有效的10%,并抑制率19%和29%的侧向力和偏航时刻,分别。(3)sb类型流动通道,通道长度17%从模型技巧是最有效的主流16 - 35米/秒。侧向力的抑制率是45 64%,16 - 35 m / s,分别。偏航力矩的抑制率是24和48%的16 - 35米/秒,分别。(4)b型流道高等主流流速降低的能力。另一方面,sb类型可以保持在高水平的能力甚至在主流流速高,此外,有效的安装位置不是强受到主流流速的影响。因此,可以得出结论,sb类型是更具吸引力的抑制高攻角侧向力和偏航力矩。

命名法

:	攻角
:	法向力系数
:	侧向力系数
:	偏航力矩系数。

相互竞争的利益

作者宣称没有利益冲突。

确认

本研究部分支持的补助金的年轻科学家(A) K116H06133日本促进社会科学。