建模和分析的冲击减少通过逆流等离子喷射

文摘

气动减阻的研究提出了一种数值调查通过实现逆流等离子体射流,源自驻点气动表面的超音速政权提供一个恒定的压力比 ,并比较结果与传统的对立的喷气机。计算研究是由解决三维轴对称n - s方程为逆流式等离子体射流的相互作用。执行的计算是在自由流马赫(= 1.4)与海平面停滞状况。产生的弱电离氩等离子体射流等离子体炬恒滞止压力和温度和 。的影响在等离子体射流的马赫数和攻角变化效果也进行了分析。结果表明,逆流式等离子体射流减少更多的阻力(两次)相比于传统的喷气(nonplasma)。引力,磁场效应和等离子体化学过程的形成被认为是微不足道的。推断,逆流式等离子体射流强烈的有效性取决于飞机临界温度。

1。介绍

减少兴波阻力和热传导是一个主要的设计考虑成功实现超音速飞行的1,2]。冲击波主要贡献重大阻力上升,气动加热。努力减少波阻力可能导致改进的有效载荷能力,远程,抑制声签名。传统的干预措施,介绍了在上个世纪,减少冲击通常徘徊在被动的技术。这些技术包括腔形成身体的鼻子上3- - - - - -7)或实现可伸缩的喷管和钟的船体前部区域(8- - - - - -12]。然而,这些被动的方法,用于减少冲击波的影响,通常受到高空气动力学和热负荷和不良诱导时刻在飞行演习(13]。

活动流技术是另一个伟大的主题讨论缓解不良冲击特性。逆流式飞机可以提供的优势降低气动载荷通过提供虚拟的结构。在1950年代早期,逆流喷射技术由于其有效性得到了广泛地研究。在减阻14,15]。自由流影响下的喷射分配本身身体表面,将冲击波推离身体。压力分布生成两个分离的低压区(再循环区域)的身体(16,17),如图1(一)和1 (b)。这些循环区发挥重要作用在减少阻力。

逆流的参数分析了喷射实验,数值,甚至分析。研究[16- - - - - -21)描述,jet-to-body直径比、喷气孔形状(22,压力比(23影响飞机的性能。改变的压力比在自由流和逆流jet生成两种操作模式,短的渗透模式(图1(一))和长期渗透模式(图1 (b)),由渗透长度决定的自由流流24,25]。underexpanded飞机在低压比率达到吗(26]。它穿透弓形激波和取代最大距离。行分钟模式由弱膨胀和压缩波的形式一个不稳定的菱形图案,如图1 (b)(27]。再循环区域的尺寸很小,盛行于身体的前缘。相比之下,SPM模式是一个稳定的模式获得高压比率。再循环区域宽度大,定位在某个距离飞机区域图1(一)(28]。结果,虽然渗透长度的流场比 ,空气动力阻力降低 ,即使在小型飞机马赫数(29日]。

逆流式射流技术的进步导致研究人员调查等其他方面不同射流喷射材料的影响(30.- - - - - -32]。这是意识到超音速流经过的身体外部热释放源的存在明显阻力减少-60% (50%33,34]。这引发了科学界探索主动流动控制加热注气或能量在减阻流过去。逆流式等离子体(电离气体)弹射越来越关注,因为这种技术的综合效应逆流喷气和能量沉积。一些实验和数值研究进行分析的影响逆流冲鼻子的等离子体射流在空气动力学的身体。实验中,研究人员发现等离子体或热气体的注入对亚音速、跨音速和超音速马赫数提供两次(或更多)减阻比空气排出气体(35]。像传统的飞机 ,几个参数也会影响等离子体射流的性能,如自由流马赫数的变化,压力比 ,和飞机临界温度。然而,减阻的价值很大程度上取决于飞机临界温度(36]。

Fomin的开创性研究[37,38)观察实验以及数值,如传统的飞机,逆流式等离子体射流也描述了两种操作模式命名长渗透模式和短渗透模式 。两个结构的低压区和等离子体射流的流动物理身体的行为一样,传统的飞机。然而,行分钟导致更好的减少阻力由于喷射到冲击波的渗透32,39]。飞机渗透的价值取决于压力比(40]。在某个特定值,射流穿透弓形激波形成multibarrel结构(图1 (b));因此,两个小环形结构形成身体的两侧 。这些循环区域的宽度取决于飞机的渗透长度。中渗透,减阻的低压区有显著影响(41]。这表明,占主导地位的逆流式等离子体射流的流体动力学,大大减少阻力甚至在较低的质量流率,因为高温的等离子体。因此,减少阻力由于等离子体射流是因为jet-shock综合效应的相互作用和能量补充。

上述研究证明,逆流式等离子体射流可以显著减少阻力之前,在超声速钝头体。然而,大量的工作是对钝体的等离子体射流的喷射。一些研究存在于椭圆尸体被用于使用逆流喷气减阻技术,如由爱et al。15]。最近的研究是由拉希德et al。42]传统的逆流式飞机的机翼上实现鼻子在超音速流动阻力降到最低。目前的调查集中在逆流电离气体的理解在超音速政权。逆流式等离子体射流的详细调查正在举行各种角度的攻击和自由流马赫数。等离子体射流的数值结果与传统的飞机。

本文组织如下。一个简短的问题描述是部分制定2。详细的讨论了等离子体分析部分3,包括等离子体生成的等离子体喷嘴利用磁流体动力学模块。等离子体喷嘴在机翼的实现和验证情况下节中详细讨论4。条件得到等离子体的出口喷嘴上实现了飞机机翼的区域。的影响自由流马赫数和攻角的弹射逆流等离子体射流的恒压比阐述了节5。最后,讨论了结束语部分6。

2。问题描述

在这个分析中,一般的机翼被选中作为基准几何。机翼有钝前缘与和弦的厚度比。翼型的共鸣等离子体射流孔前缘(图2 (b))。创建一个通用的翼型的计算设置通过使用二维Reynolds-averaged n - s方程和湍流模型方程。

特别设计的等离子体炬的数字2(一个)实现机翼的鼻子区域,观察减少阻力通过注入等离子体在超音速自由流。在等离子体喷嘴研究中,ANSYS与magneto-hydrodynamic®流利(磁流体动力)模块附加应用。density-based隐式解算器是用于所有仿真由于其有效性在超音速流动。

2 d和3 d验证的所有几何图形(如图2(一个))在本研究是一个三步过程之后。(图的网格战略2 (b))截锥和机翼保持不变(42]。这项工作强调逆流传统的比较(nonplasma)飞机和热气体(电离气体或等离子体)喷发。因此,空气射流喷射情况下验证已经讨论了42)与尤金的实验数据(15]。现在,在等离子体的情况下,生成的计算设置喷孔内等离子体与刘的可用实验数据验证43]。

结果超声波逆流等离子体射流喷射的钝头体与实验验证的工作Fomin [38]。相同的类比Fomin [38)用于逆流电离气体(等离子体)退出通用机翼的前缘。边界条件获得应用等离子体喷嘴的出口压力入口的逆流式等离子体射流喷射情况下的机翼。

3所示。等离子体的形成

本节包含一个详细的分析等离子体生成的三维等离子体喷嘴。提供一个恒定的直流电压的加热阴极等离子体的生成,利用纯氩气。提供直流电压的目的是提供所需的能量来维持电离后的等离子弧。简化建模的等离子弧,假设弧柱在局部热平衡(LTE),因此所有的热力学和传输流体的属性作为温度的函数,压力,气体的摩尔分数。在现实中,部分电离气体将偏离LTE条件特别是在电极附近和在高温梯度区域(称为non-LTE地区)。在non-LTE条件下,电子的温度会很高相比重粒子。所描述的数值,等离子体流物理是磁流体动力(磁流体动力)模块。磁流体动力控制方程的n - s方程的组合和麦克斯韦方程如图3。简化等离子体生成通过磁流体动力模型,以下假设是由等离子弧。

3.1。模型的假设

下文提及的假设采用等离子体形成的等离子体喷嘴采用电阻加热阴极。(我)内的等离子体流火炬准恒定和当地热平衡(LTE)(2)引力效应可以忽略不计(3)等离子体被视为连续介质流体在一个温度下所有物种和遵循n - s方程(iv)氩气是注射喷嘴的轴向入口(v)相比应用电场强度、电场诱导等离子弧地区被认为是无关紧要的(vi)的化学反应将被忽略,因为这项研究的主要问题是等离子体的流体动力学特性,在nontransferred电弧等离子体是由焦耳加热的气体由于阴极和阳极之间的恒定电流

3.2。管理流动方程

等离子体导电流体,流体的流描述需要解决方案保护和电磁方程。基于前面的假设,3 d等离子体流建模是有效的流体动力学n - s和麦克斯韦电磁方程组。等离子体流动态,洛伦兹力变成了动量方程的源项。然而,焦耳加热变成能量方程的源项。所有的广义形式的方程表示如下。

连续性方程:

动量守恒:

能量守恒方程: 上述方程的条件是在哪里 , , , ,和压力的变化,应力张量,洛伦兹力,焦耳加热,分别和体积辐射损失。然而,洛伦兹力方程(2) 可以计算为 在哪里和代表电流密度 和磁场 ,分别。在这里,可以从广义欧姆定律推导出: 在哪里 , , ,和代表了导电性 ,电场 ,速度 一个粒子,应用磁场 。在这一分析,磁场被忽视;因此,电流密度方程稳态电场

一般情况下,电场值可以通过方程计算: 在哪里和标量和矢量势。忽视诺伊曼边界条件的,电场与电势可以相关由以下关系:

后用方程(8在方程()6),电流密度

足够的导电材料,电荷守恒的原则

然而, ,磁场强度矢量,可以计算通过使用关系: 在哪里磁矢势和表示成吗 使用关系明确解决的:

在一些研究44,45),等离子体炬的建模是视为层流。然而,许多研究[46- - - - - -48)考虑等离子体湍流流动。应该注意,在直流电弧等离子体炬,突然投射的加热气体喷嘴导致加速度改变气体的扩张,从而使湍流流动。广泛使用的等离子体湍流模型建模 ,但在目前的工作,模型,因为它执行准确的配方在靠近壁面区域。热导率和粘度出现在等离子体建模的控制方程包括层流和湍流分量的贡献。的选择模型来模拟湍流等离子体流。湍流动能和特定的耗散率可以得到以下方程: 在哪里代表了一代的湍流动能。然而,和紊流普朗特数吗和 , 湍流粘度,评估 在哪里和与应变率混合功能,是由

然而,和是常数表示为 在哪里

这些混合函数(和 )安全模型的转换(风场和 )远场流动特性的预测。内边界层的解决风场模型;然而,边界层外的召唤的模型(49]。

常数的边界层被定义为

边界层外的,恒定的值 - - - - - - 模型表示为

3.3。计算域浆喷嘴

一个简单的3 d等离子体炬用于等离子体的产生在这些模拟。喷嘴几何的基础上,创建一个简化的计算域,它包含一个阴极、阳极、气体流量入口,喷嘴出口。原理概述与相应尺寸的计算域如图4(一)。喷嘴出口直径和钨杆阴极5毫米和4毫米,分别。绝缘墙是用实线表示。然而,内部区域的计算域由等离子体炬的包含158万个节点与一个特定的细化壁面区域。部分放大图的阴极区和等离子体炬的内部网格图所示4 (b)。网格密度在阴极区域(图4 (b))来捕获的影响变化的温度和电离粒子的马赫。

3.4。边界条件

不同地区的流动条件的应用价值的等离子体炬表列出1。对流换热条件用于阳极。与温度有关的导电性是用来预测等离子体喷嘴内部的电场。

电流密度和温度分布定义在阴极小费。阴极的温度设置为3000(表1),以避免分歧由于突然在等离子体形成温度上升。使用氩等离子气体。导热系数的值、焓、工作气体的粘度和电导率从[50,51]。氩气轴向进了等离子电弧区域的质量流率8.5 。停滞的压力在进口和出口处标为1,01325和100年 ,分别。同时,进气温度仍然固定在288.15 ,而出口温度是在迭代过程中实现的。坚实的墙壁,无滑动边界条件。在目前的研究中,所产生的等离子体是通过应用直流电阻加热在阴极和阳极之间。在零电位阳极设置;然而,Gaussian-like电流密度配置文件( )和阴极温度分布定义小费。这是观察到,没有显著的影响在喷嘴出口的温度和速度分布,随着热量和动量交换的下游的等离子弧可以消除偏差值(52,53]。阴极电流密度剖面的定义是 在哪里代表了在阴极尖端和最大电流密度是径向距离火炬轴。通常和被定义为电流密度剖面的形状。为= 和= 5,的价值确保计算的集成在阴极尖端等于总电流的应用 。

3.5。验证等离子体喷嘴设置

等离子体对等离子体炬喷嘴几何形状和边界条件验证提取Sen-Hui刘的工作(43]。的电离气体组成的混合物氮和氩。等离子体生成验证不变条件如表1除了进口和出口压力值。然而,当前的值验证情况下拍摄的的电流密度 。电流密度数值和实验数据之间的比较如图显示合理的协议5。

阴极电流密度最大的提示由于电离气体的混合物。附近的电离是中部地区最大的阴极小费。气体经过加热阴极附近时,它会经历强烈加热导致气体分子的动能的增加导致气体的电离。这产生了最大电流密度在阴极附近的中部地区,但等离子体炬沿径向传播电流密度开始减少,可以看到在图5。

3.6。等离子体流喷嘴内部结构

目前数值分析,氩气与边界条件中提到的表1是使用。喷孔内等离子体的流动结构的帮助下可以理解的人物6。它(图6)说明了等离子体流结构可分为三个径向区:热核心地带,过渡区和冷流区。热核心区域主要是由温度大于表示 ,天然气被认为是等离子体 。这个区域可以进一步分为两个区域:一个阴极尖端附近的温度高于 ,后,第二个位于第一区域温度低于 。远径向随喷嘴,温度开始下降,代表过渡区(点 ),这是在低温度比 。同样的,点在冷流区和最小温度比其他区域(图6)。

3.7。温度和速度的等离子体

图7(一)说明了等离子体内部的轴向温度分布在不同横截面喷嘴。它可以注意到强烈的热效应的等离子弧阴极背后的一个非常高温的地区。这个高温区域是守恒的等离子体炬(图的中心7 (c))。高温等离子弧柱扩展轴对称的从阴极到阳极。由于热传导,等离子弧的温度随轴向距离的增加阴极,如图7(一)。由于连续流动的气体通过等离子弧,明显升温,喷嘴出口保持了一个相对较高的温度。此外,建立了扩散arc-root氩气在阳极墙,开发一个相对高温地区在阳极根附件(图7 (e)由于电流通过阳极。从阳极疏散后,温度的降低是因为热喷嘴的喷射出现退出。

等离子体的速度分布几乎是轴对称及其行为取决于温度分布。在阴极附近,由于欧姆加热温度足够高,等离子体速度增加时,随着轴向距离的增加阴极小费 ,速度开始下降。它可以从图7 (d)高速区域存在于等离子体炬的中心温度迅速上升的结果,导致气体的扩张,导致一个明显的加速效果。这个加速效应导致高速粒子(电子)阳极,这些粒子减慢(图7 (f)由于粒子密度较高。然而,高密度创造最大电阻加热,它提供了一个高价值的电流。流加速阳极地区由于过度电阻加热,形成两个离散漩涡阳极的上游和下游,如图7 (b)。加速流从喷嘴出口撤离有一个数量级的速度比,在阴极附近的小费。在目前的分析,在喷嘴出口最大速度达到 。

3.8。马赫和等离子体喷嘴内压力分布

对于任意选定的气体,喷嘴几何和欧姆加热定义马赫数的变化和静压随着喷嘴。通常,马赫数和静态压力的价值评估的假设等熵流喷嘴(54]。

类似于速度,阴极尖端附近的高温导致轴向马赫(图迅速增加8 (c)维护(图)8(一个)在等离子体喷嘴的中心。随着轴向距离的增加从阴极到阳极,马赫数也增加,高速粒子加速向阳极以极大的速度。然而,加速粒子的马赫数大幅减少(图8 (c))在阳极的滞止压力的增加。然而,这些高速粒子(电子)执行涡流,如图7 (b)。这个漩涡流加速电离粒子(电子),导致再次马赫(图8 (c)),达到near-supersonic值。因此,在喷嘴出口流持续声波马赫 。

在马赫数相反,轴向压力分布喷嘴内减少的方向流动,从进气口(图8 (b))。强大的压力梯度在阴极附近地区建立的电磁力,由于高电流密度,所图8 (d)。减少下游压力发生阴极区。然而,在阳极,在马赫加剧的压力损耗,如图8 (d)高电流密度。

3.9。湍流动能和电流密度分布的等离子体喷嘴

高温和应用直流电压在阴极产生相当大的动荡使用天然气。图9(一个)说明了湍流动能保持最大值在等离子体喷嘴的中心。高温电离流传播的中心向阳极喷嘴。这种变化导致了高价值的湍流动能中心看起来电弧的形式。经验表示在图9 (c)说明阴极的轴向距离的增加会导致湍流动能的减少。非线性图中描绘的是能量的耗散和检索由电离粒子由于与其他粒子碰撞。在阳极地区,湍流动能恢复其价值由于高能电离粒子的集合。

类似于湍流动能,电流密度热电子发射也取决于阴极表面温度。除非温度不获得阈值,不可能实现遇到的电流密度的等离子弧。阴极附近的最大电流密度值的存在,由于高温导致高电离度梯度。高电流密度传播走向低的价值潜力(图9 (b)),体现出等离子体arc-root附件。附件的等离子电弧阳极诱发再次增加电流密度的价值就像温度行为(图7 (e))。轴向电流密度守恒的总现值在火炬。然而,在径向方向(图9 (d)),电流密度的值是减少传播从高温核心区域的冷区。电离气体的温度下降在混合的冷气体入口。降低温度能产生损耗在阴极电流密度远 。

4所示。逆流式等离子体射流喷射

后一代的机载氩等离子体的帮助下等离子体喷嘴,火炬被安装在通用机翼弹射逆流的等离子体射流机翼前缘的观察在超音速流动减阻。Fomin [38)是第一个谁执行的概念逆流等离子体射流的截锥超音速和高超音速流动减少阻力和热。所以,在目前的分析,首先与实验结果验证了计算方法的Fomin [38),通过应用相同的截锥上的边界条件。

4.1。计算相关的设置和验证

在目前的调查,项目实施0012年机翼被选中作为参考空气动力学的身体。机翼有钝前缘的弦长1米。喷射直径为5毫米的前缘。然而,啮合策略保持不变(图10 ()),用于(42)除了等离子体喷嘴的安装(图10 (b))。完全结构化网格与边界条件、压力入口,出口压力,选择和压力远场流结构模型。利用等熵关系方程(中提到22),静态压力和温度 可以计算出海平面停滞条件下 (17]:

逆流式交互的等离子体射流从机翼的前缘与自由流建模通过使用ANSYS®流利。二维非定常Reynolds-averaged n - s(巨蜥)和湍流模型方程解决使用density-based隐式解算器,因为它有效地在超音速流动工作。理想气体定律是用来模拟远场中的流动特性。这种数值方法成功地总结了逆流式等离子体射流的动态及其相关的多个冲击模式后内部喷嘴和外部超音速流的相互作用。

Fomin[产生的实验数据38)将验证截锥的逆流式等离子体射流的数值。截锥的锥半张角的参数= 30度,比中部直径喷射直径的的 ,和 = 。自由流条件包括马赫数= 2,攻角= 0总温度和压力= 283 k= 1 atm。然而,马赫的喷气机在进口出口统一。总喷射温度被认为是= 5000 k的比热比的值,= = 1.4。的压力比被定义为 在哪里的滞止压力下游冲击波和射流驻点压力。数值结果只对SPM模式与实验数据相比 。压力系数图的图形表示11 (b)描述了实验和当前数值结果吻合良好。

在图11 (b)、表面压力对无量纲坐标绘制 ,的价值 毫米。11 (b)展品逆流式等离子体射流的效率,推动了冲击波远离身体和提供一个减少阻力。尽管截锥被再循环覆盖的边缘地区斜冲击的影响消失,如图(11日),从点的压力来大幅下降(图11 (b)),因为低压区点覆盖身体 。从点来 ,减少压力变得稳定(图11 (b))。我们的数值结果也支持Fomin的结果(38]。

5。逆流式等离子体射流的流动特性

在超音速流动,弓形激波形成前的空气动力学表面,有助于增加阻力和热。本研究比较了传统的效率和逆流等离子体射流缓解拖累机翼的前缘。等离子体射流的流体动力学几乎一样温和的传统飞机超音速流。变化的影响在攻角和马赫数详细调查,这样可以计算为有效的减阻逆流式飞机。分析两种飞机的性能,自由流和射流等离子体条件和常规飞机保持不变。飞机马赫是团结 和喷气临界温度= 3000 K。然而,在恒定公关= 3,自由流马赫(= 1.4),滞止压力和温度是101325 Pa和288.15 K。

5.1。马赫数变化的影响

类似于传统的喷气,逆流等离子体射流也受到不同的参数;其中,自由流马赫数是关键参数,控制等离子体射流流动结构。在等离子体射流,观察显著减少阻力,而传统的飞机(图12 (d))。自由流马赫数的增加(= 1.4 - 3.0)增强了阻力系数降低 。压力比、公关3马赫的飞机, ,等于团结被用来打乱机翼前激波,这大大帮助消耗的阻力系数。

马赫轮廓的比较没有飞机,空气( ),与各自的变化和等离子喷射压力对机翼表面的数据增加马赫是证明(13日)- - - - - -13 (d)。马赫轮廓描绘的比较,在高马赫数、少公关比例必须达到马赫盘。马赫数的增加加强弓形激波,总压强下游的冲击减少。这下降背后的冲击压力减少的压力循环地区;因此,喷射静态压力比的增加(55]。

传统的飞机在1.4和1.8,不稳定流动结构发达是因为下属喷气性能和产生高阻力值。相比之下,逆流等离子体射流展览一个稳定的SPM模式即使在低马赫(= 1.4和1.8)以适当的再循环区域和可见的马赫盘。马赫盘的成熟在逆流等离子= 2,SPM模式保留,并显著减少阻力系数。然而,在传统的喷射,SPM模式实现在相对较高的马赫(=(2)再循环区域和马赫盘。在= 3,飞机更underexpanded逆流式等离子体射流和马赫盘不保持它的形状,但在常规飞机的情况下,SPM模式本身存在明显的马赫盘。

在数据(13日)- - - - - -13 (d)之间的压力值,消耗的比较常规和等离子体射流驻点的机翼是策划。逆流的等离子体射流驻点取代到非凡的距离,造成了一个大的冲击对峙距离相比传统的飞机,并导致相当大的阻力减少机翼的前面。图形比较(图14 (b))没有飞机,传统的飞机,并说明了等离子体射流;逆流式等离子体射流,再循环区域大,扩大在机翼表面(B点图14 (b))。然而,在传统的飞机,阴影部分点在图14 (b)描绘的紧凑循环区域建立和机翼前缘地区盛行。

在图(14日),压力的突然上升发生位移后的冲击。再循环区域分解点 并生成将沿着机翼表面的冲击。传统的飞机相比,上升的压力由于回贴逆流式等离子体射流的冲击较少,随着循环的等离子体射流区域覆盖了大面积的翼型,如图12 (c)。孵化区域图(14日)描述了不同的长度将冲击。将冲击更大的压力值在传统喷射(A)和逆流等离子体射流(点B)。

在高马赫(= 3),桶的逆流式等离子体射流冲击压缩和沿着自由流扩展循环移动机翼表面的区域。这种挤压筒的冲击提供了更多的空间去喷气流出和收益率显著减少阻力。

5.2。攻角变化的影响

其他重要变量影响飞机性能的角度攻击。角的增加减少传统喷气式飞机的性能(数字(15日)- - - - - -15 (d))。空气和等离子体射流流条件仍然是相同的;公关= 3,= 1.4,= 1。交互的冲击驻点建立了一个高价值的没有飞机阻力的情况下。逆流式飞机的就业减轻了拖拽效应通过创建一个大型冲击对峙距离随着角度的攻击。

SPM模式持续与攻角的增加从来逆流式等离子体射流。在高攻角(和 ),飞机性能降低是由于引入强流不对称。逆流式等离子体射流倾斜向迎风面沿机翼表面和表面的冲击波再植。相反,传统飞机描述性能低劣,甚至介绍了强流不对称 。这种不对称的传统飞机持续和变得更强,增加攻角(来 ),如数据所示(15日)- - - - - -15 (d)。小回流区允许激波连接机翼的前缘附近。然而,逆流式等离子体射流,回流区幅员辽阔的机翼表面和冲击回贴发生远离机翼的鼻子。压力曲线图的比较没有飞机,逆流空气和等离子体射流强化上述解释。

6。结论

在目前的研究中,详细分析等离子体生成的等离子体炬的磁流体动力模型是检查。通过控制外加电压和阴极温度、喷射条件要求 在喷嘴出口了。数值验证后基线实验情况下,等离子体喷嘴实现传统翼型。之间流动特性的详细比较传统逆流(空气)和等离子体射流研究1.4马赫。逆流的计算分析描述了等离子体射流更多的减少阻力比常规逆流的喷气机。然而,等离子体射流性能的影响相同的参数影响传统喷射性能:(我)飞机临界温度是关键参数影响逆流式等离子体射流。高温提供更多的电离气体,这提高了等离子体射流的质量流率。(2)类似于传统的喷气、等离子体射流也展品低性能的增量角度的攻击。在更高的角度(之外 ),对飞机(空气和等离子体),飞机倾斜向自由流,导致前缘增加阻力。(3)逆流式飞机所产生的流场特征主要取决于自由流马赫。增加自由流马赫数放大常规和等离子体喷流的质量流率。然而,传统的飞机相比,等离子体射流达到SPM模式即使在低马赫数。SPM模式的分析描述,达到1.8马赫的等离子体射流。进一步加强在马赫数 ,等离子体射流变得高度underexpanded和马赫盘的形状变成凸曲率变化。与等离子体相比,空气喷射维持其SPM模式 可见马赫盘。

数据可用性

使用的数据来支持这个研究的发现可以从相应的作者。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

引用

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