李天陽, 張鶴翔, 冉卓靈, 孟宣市, 史愛明

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安,710072)

飛行器氣動設(shè)計涉及眾多參數(shù),當(dāng)目標(biāo)參數(shù)滿足,飛行器整體外形或者部件外形確定后,如何通過被動/主動流動控制技術(shù)拓展和完善其在非設(shè)計狀態(tài)下的氣動性能成為目前研究的熱點(diǎn)[1-4]。近年來,在飛行器設(shè)計之初就將流動控制相關(guān)參數(shù)融合到設(shè)計參數(shù)中更是研究人員關(guān)注的焦點(diǎn)[5-6]。

過去幾十年里,環(huán)量控制(circulation control)作為一種有效的增升/減阻方法被研究者所關(guān)注[7-8]。利用曲面上的柯恩達(dá)效應(yīng)(coanda effect)使后緣氣流附著,環(huán)量控制翼型的后緣通常被設(shè)計為鈍頭,從而增加了巡航阻力。為了克服環(huán)量控制翼型對鈍后緣的依賴性,研究人員使用了不同的被動/主動流動控制方法進(jìn)行了研究[9-10]。

文獻(xiàn)[11～13]提出并發(fā)展了一種基于環(huán)量控制技術(shù)的協(xié)同射流(co-flow jet, CFJ)流動控制方法。在CFJ流動控制設(shè)計中,如圖1(a),在翼型前緣和后緣附近分別設(shè)置吹氣腔道和吸氣腔道。前緣吹氣腔道噴出空氣,為當(dāng)?shù)亓鲃幼⑷雱恿?而后緣吸氣腔道用于吸入當(dāng)?shù)氐湍芰康目諝?。前緣吹氣流量和后緣吸氣流量保持相等。在整個過程中不需要注入額外的流量,因此是一種零質(zhì)量注入的流動控制技術(shù)。

現(xiàn)有的研究表明,CFJ流動控制的基本原理是通過前緣射流、后緣引流促進(jìn)主流與分離流之間的湍流混合,從而增加翼型近壁邊界層的能量。在此過程中產(chǎn)生的大尺度渦旋結(jié)構(gòu)可以有效的促進(jìn)流動的摻混過程。通過數(shù)值和實驗證明,協(xié)同射流翼型可以得到更大的環(huán)量,從而實現(xiàn)提高失速迎角、降低氣動阻力,并且有著較低的能量消耗[11-17]。許和勇等對此進(jìn)行了很好的綜述[18]。

許建華等通過數(shù)值模擬研究了射流動量系數(shù)、開口尺寸和位置等關(guān)鍵參數(shù)對協(xié)同射流翼型氣動性能的影響規(guī)律[15]。宋超等[16]與Zhang S L等[17]比較了幾何連續(xù)型和離散型前緣噴口對協(xié)同射流翼型氣動特性的影響,證明在輸入功率相同的情況下,離散型前緣噴口由于具有更高的吹氣速度和更為明顯的三維渦結(jié)構(gòu),因此有著更高的流動摻混效率。因此其在增加升力方面有著優(yōu)異的表現(xiàn)[11,16,18]。

為了實現(xiàn)翼型前緣吹氣和后緣吸氣的一體化設(shè)計,文獻(xiàn)[19～20]與[17]一直致力于在翼型內(nèi)部安裝微型壓縮泵,該壓縮泵可以在后緣處將低能量流體吸入腔道,然后對空氣加壓并通過腔道在翼型前緣以射流的形式噴出,見圖1(b)。這種設(shè)計的最大困難是確保管道內(nèi)的氣流不會分離并且壓力恢復(fù)到盡可能高的水平,此外還要確保沿狹腔展向吸入和吹送的氣流是均勻的。該技術(shù)對于通過風(fēng)洞實驗方法對CFJ翼型展開相關(guān)研究至關(guān)重要,并直接影響CFJ翼型的空氣動力學(xué)特性。

(a)協(xié)同射流翼型原理示意圖[12]

基于交流高電壓信號驅(qū)動的表面介質(zhì)阻擋放電等離子體(alternating current surface dielectric barrier discharge,AC-SDBD)流動控制是 2000 年左右被提出并很快得到關(guān)注和迅速發(fā)展的流動控制方法[21-27]。當(dāng)在兩電極之間施加足夠高的電壓信號時,覆蓋電極的絕緣介質(zhì)周圍空氣會被弱電離。絕緣介質(zhì)通過防止兩電極之間直接放電坍塌成電弧而產(chǎn)生大量的等離子體。該等離子體在運(yùn)動過程中撞擊中性分子,形成從暴露的電極到覆蓋電極的誘導(dǎo)氣流。上述空氣動力效應(yīng)是AC-SDBD 等離子體流動控制的主要機(jī)制。該流動控制方法很像吹氣控制,但沒有額外的質(zhì)量注入。

SDBD等離子體流動控制的優(yōu)點(diǎn)包括貼壁的誘導(dǎo)射流、穩(wěn)定的自持放電、寬頻快響應(yīng)的控制系統(tǒng)、簡單易制的激勵器以及其對研究對象幾乎忽略的幾何影響等。自 2000 年以來,等離子體流動控制被廣泛用于空氣動力學(xué)的相關(guān)研究,例如附面層控制[28-29]、翼型分離流動控制[30-31]、軸流壓縮機(jī)穩(wěn)定性擴(kuò)寬[32]、三角翼分離渦控制[33]、翼尖渦的控制[34-35]、大迎角下非對稱分離渦的控制[36]、空氣動力學(xué)噪聲抑制[37]、虛擬空氣動力學(xué)部件[38-39]、無人飛行器氣動特性的改善[40]、飛行控制[41]、飛行中的防/除冰[24]等。

近年來,本文作者團(tuán)隊圍繞等離子體流動控制進(jìn)行了持續(xù)研究,并對等離子體空氣動力和熱特性有了深刻的了解。基于上述認(rèn)識,作者認(rèn)識到等離子體激勵器有可能解決CFJ翼型所面臨的氣流驅(qū)動方面的困難。AC-SDBD等離子激勵器可以產(chǎn)生附著的誘導(dǎo)氣流,從而解決使用壓縮泵時管道中的流動分離問題以及腔道展向的氣流均勻性問題。

在上述想法的驅(qū)使下,作者團(tuán)隊提出了基于等離子體激勵的協(xié)同射流翼型概念(plasma co-flow jet, PCFJ),設(shè)計并制作完成了驗證模型,并通過風(fēng)洞實驗進(jìn)行了可行性驗證[42-43],見圖2。研究結(jié)果表明:PCFJ翼型可以有效地實現(xiàn)大迎角下的分離抑制作用,其機(jī)理是等離子體激勵可以促進(jìn)前緣層流分離剪切層的湍流化,并有效吸入后緣分離區(qū)的低能量流體。

圖2 等離子體協(xié)同射流(PCFJ)翼型流動原理示意圖

然而,上述模型的設(shè)計是基于已有的數(shù)值模擬[12-13,15, 44]和實驗結(jié)果[16],并未針對PCFJ的幾何參數(shù)(例如腔道的高度、激勵器的數(shù)量以及敷設(shè)位置等)進(jìn)行針對性的設(shè)計?；诖四康?本文將通過實驗研究和數(shù)值模擬對上述影響參數(shù)進(jìn)行研究,并給出優(yōu)化組合參數(shù)。針對優(yōu)化后的PCFJ翼型的氣動特性進(jìn)行研究,并對流動機(jī)制進(jìn)行探究。

1 實驗和計算設(shè)置

1.1 實驗設(shè)備與方法

本實驗中施加在等離子體激勵器上的峰-峰值電壓為13 kV,中心頻率為8 kHz,波形為正弦波。使用信號發(fā)生器來控制激勵器工作的占空比與占空頻率。使用厚度為0.03 mm的銅箔作為激勵器裸露電極與掩埋電極的材料,裸露與掩埋電極的弦長分別為3 mm和10 mm,展向有效長度為100 mm。使用6層(0.39 mm,每層0.065 mm厚)Kapton(聚酰亞胺)膠帶作為介質(zhì)層。

流場診斷使用二維粒子圖像測速(2D-PIV)方法,采集頻率為13 Hz,兩幀激光間隔為200 μs,一組實驗拍攝總時長為20 s,獲得260組粒子圖像,取全時間平均結(jié)果作為最終輸出。使用互相關(guān)方法進(jìn)行圖像數(shù)據(jù)處理,其查詢窗口為8 × 8 pixels,重疊率為50%。速度場的分辨率約為0.1 mm/pixel。

靜止大氣實驗布局如圖3所示。實驗于透明有機(jī)玻璃箱內(nèi)進(jìn)行,使用玻璃板作為激勵器基板和上方蓋板。為保證流動具有良好的展向均勻性,腔道兩側(cè)使用同規(guī)格玻璃板進(jìn)行封閉處理。實驗中控制腔道的高度從2 mm逐步增長到6 mm,步長0.5 mm,共進(jìn)行9組實驗。對每組實驗進(jìn)行兩次重復(fù)測量,取其平均值作為實驗結(jié)果。

圖3 實驗布局示意圖

1.2 腔道數(shù)值模擬設(shè)置與方法

數(shù)值模擬所用三維網(wǎng)格如圖4所示。網(wǎng)格在激勵器附近進(jìn)行了橫向(x方向)與縱向(y方向)加密,z方向均勻分布。根據(jù)選用的湍流模型確定所有固體邊界第一層網(wǎng)格高度為0.01 mm,其無量綱高度y+<1。網(wǎng)格在x、y、z方向總節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為120、150與200,總網(wǎng)格量350萬。

圖4 腔道等離子體激勵網(wǎng)格劃分圖(120 × 150 × 200)

使用ANSYS Fluent軟件作為求解器。采用基于壓力的求解器進(jìn)行穩(wěn)態(tài)求解,湍流模型選擇RNGk-ε模型。物性與邊界條件設(shè)置為不可壓縮空氣,固體邊界設(shè)為無滑移壁面條件,流場邊界設(shè)置為表壓為0的自由壓力遠(yuǎn)場邊界。使用添加動量源項的方法模擬等離子體激勵過程。

1.3 PCFJ翼型計算設(shè)置與驗證

計算模型采用NACA 0025基準(zhǔn)翼型和基于NACA 0025的PCFJ翼型,翼型弦長均為200 mm,PCFJ翼型在上表面距前緣12.5% 弦長和80% 弦長處分別開吹氣口和吸氣口。上表面平移量為0.5% 弦長,腔道尺寸依據(jù)平板腔道實驗結(jié)果設(shè)計。本文PCFJ翼型所用電壓峰-峰值為13 kV,載波頻率8 kHz。在內(nèi)翼型上表面和腔道內(nèi)各布置4 組激勵器。其中1號和5號激勵器分別布置在吹氣口和吸氣口,用來誘導(dǎo)氣流偏轉(zhuǎn)并向附面層注入動量。這8 組激勵器均布置在不影響放電形式的合理距離。使用添加動量源項的方法模擬等離子體激勵過程。激勵器位置如圖5所示。

圖5 PCFJ翼型等離子體激勵器分布

計算使用二維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,按y+< 1準(zhǔn)則對翼型附面層進(jìn)行了加密,第1層網(wǎng)格高度0.01 mm量級,基準(zhǔn)翼型網(wǎng)格量366×150。遠(yuǎn)場邊界距翼型表面20倍弦長,基準(zhǔn)翼型與PCFJ翼型二維網(wǎng)格如圖6所示。

(a)NACA0025

采用Transition SST四方程湍流模型、二階迎風(fēng)格式和壓力基求解器進(jìn)行求解。入口邊界設(shè)定為固定速度入口,大小為10 m/s;出口邊界設(shè)置為表壓為0的壓力出口;翼型表面滿足無滑移條件。

通過在翼型最大厚度站位(即距前緣25% 弦長)比較垂直于吸力面的速度型的方法進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。這里列出4 mm腔道PCFJ翼型網(wǎng)格無關(guān)性結(jié)果。如圖7所示,網(wǎng)格1、網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的外翼型網(wǎng)格量分別為415×80、590×150、880×150,腔道網(wǎng)格量分別為330×15、500×25、870×30?？梢钥闯?隨著網(wǎng)格量成倍增大,網(wǎng)格2和網(wǎng)格3的計算結(jié)果基本一致,最大速度值誤差出現(xiàn)在y/c=0.135處,誤差值為1.6 %。該結(jié)果可以認(rèn)為網(wǎng)格達(dá)到收斂性要求,選用網(wǎng)格2進(jìn)行計算。

圖7 x/c = 0.25站位處速度分布

為了驗證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性,將數(shù)值模擬結(jié)果比對NACA 0025翼型實驗結(jié)果進(jìn)行驗證。該實驗在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞完成,采用壓力測量法計算升力系數(shù)。NACA 0025翼型弦長200 mm,展長400 mm。團(tuán)隊已有的實驗結(jié)果表明,當(dāng)來流速度進(jìn)一步增大時,等離子體激勵基本對翼型分離流動不再有明顯的抑制作用。因此本文將來流風(fēng)速設(shè)定為10 m/s,雷諾數(shù)130 000,與風(fēng)洞來流速度和雷諾數(shù)保持一致。

數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實驗結(jié)果對比如圖8所示,可以看出計算值與實驗值在升力系數(shù)線性段吻合較好。而在失速迎角附近,數(shù)值模擬的升力系數(shù)低于實驗結(jié)果,最大誤差為15.8%。數(shù)值模擬與實驗結(jié)果的失速迎角相同。

圖8 升力系數(shù)對比(Re = 130 000,峰-峰值電壓13 kV,頻率 8 kHz)

2 結(jié)果與分析

2.1 靜止大氣中的腔道誘導(dǎo)氣流實驗

圖9展示了不同腔道高度下等離子體誘導(dǎo)射流的渦量場實驗結(jié)果。取激勵器裸露電極和掩埋電極接縫處作為坐標(biāo)系原點(diǎn)。流動在出口外向下游發(fā)展的過程中呈近似錐形擴(kuò)張,并且隨著腔道高度的增加,其射流擴(kuò)張角也在不斷變大。

圖9 不同腔道高度下等離子體激勵器誘導(dǎo)射流渦量云圖

可以看出,當(dāng)腔道高度小于4 mm 時,激勵器產(chǎn)生的射流受腔道空間的限制,流動類似于二維管道流動,因此其在出口外也形成了與二維管道出口噴流相似的流態(tài)。而當(dāng)腔道高度大于4 mm 時,激勵器誘導(dǎo)射流并未完全發(fā)展成為管道流動,而是介于自由空間等離子體誘導(dǎo)射流的流態(tài)(圖10)與管道流動的流態(tài)之間。

圖10 開放空間內(nèi)等離子體激勵器誘導(dǎo)射流渦量云圖

圖11給出了固定站位為x=-0.045 m,-0.01

圖11 x=-0.045 m,-0.01

圖12展示了腔道流量隨腔道高度變化的結(jié)果?？梢钥吹?隨著腔道高度逐步增加,腔道內(nèi)流量也在逐漸增大,流量與腔道高度接近正比例關(guān)系。其中2 mm腔道高度的流量受PIV實驗空間分辨率的影響,實驗存在一定誤差,導(dǎo)致實驗和數(shù)值模擬結(jié)果相差較大,其余結(jié)果實驗與CFD誤差均在15.5% 以內(nèi),在表1中給出。

表1 腔道流量實驗結(jié)果與CFD結(jié)果對比

圖12 腔道流量隨腔道高度變化結(jié)果

CFJ技術(shù)在設(shè)計腔道高度時,主要考慮進(jìn)出口的流量與流動速度兩方面的數(shù)據(jù)。在激勵條件相同的情況下,3～4 mm的腔道高度相比于其他腔道高度,能產(chǎn)生較大的進(jìn)、出口流動速度;而4 mm的腔道高度能產(chǎn)生比3 mm更大的流量。綜合以上考慮,選取4 mm作為PCFJ翼型最優(yōu)化的腔道高度設(shè)計。

2.2 不同腔道高度的協(xié)同射流翼型升阻力特性

為了比較不同腔道高度對協(xié)同射流翼型氣動特性的影響,選擇腔道高度為4 mm、10 mm PCFJ翼型進(jìn)行了氣動力對比分析?；谔卣鏖L度的雷諾數(shù)為68 000。圖13展示了這兩種PCFJ翼型與基準(zhǔn)翼型NACA 0025的升阻力對比。

(a)升力系數(shù)

從升力系數(shù)隨迎角變化曲線可以看出,在所有計算迎角范圍內(nèi),相較于基準(zhǔn)翼型,PCFJ翼型升力均有效提高。腔道高度為10 mm時,PCFJ翼型最大升力系數(shù)提高了33%,失速迎角與基準(zhǔn)翼型相同。對于4 mm PCFJ翼型,最大升力系數(shù)提高了181% ;失速迎角提高到14°,相比10 mm PCFJ翼型增加了6°。

根據(jù)圖11中的結(jié)果與分析,當(dāng)腔道高度為4 mm時,出口最大射流速度較高。因此可以判斷,在5 m/s來流速度下,等離子體激勵向邊界層注入的動量更集中,抑制流動分離的效果更好。

從圖13(b)中看出,10 mm PCFJ翼型阻力系數(shù)低于基準(zhǔn)翼型。4 mm PCFJ翼型在迎角小于8°之前阻力系數(shù)顯著大于10 mm PCFJ翼型和基準(zhǔn)翼型;而在迎角大于10°之后,其阻力系數(shù)更低。從圖13(c)中看出,PCFJ翼型升阻比大于基準(zhǔn)翼型。4 mm PCFJ翼型最大升阻比出現(xiàn)在14°。在8°迎角之前,10 mm PCFJ翼型升阻比更大。

由于CFJ翼型在低迎角時的阻力很大一部分來自于后緣處吸氣口[12],因此對PCFJ翼型吸氣口局部壓力分布云圖進(jìn)行分析,如圖14?？梢钥闯?4 mm PCFJ翼型在2°迎角下,作用在吸氣口后緣壓力大于10 mm腔道PCFJ翼型,阻力系數(shù)較大;而在10°迎角下相同位置處的壓力為負(fù)壓,阻力系數(shù)較小?？梢越忉寛D13(b)、圖13(c)中的阻力系數(shù)與升阻比的變化特性。

(a)h=10 mm,α=2°

2.3 不同激勵器布局下協(xié)同射流翼型升阻力特性

本節(jié)研究了不同激勵器布局對協(xié)同射流翼型氣動特性的影響。定義了兩種定常激勵模式:“Only blowing”模式只有內(nèi)翼型上表面4組激勵器工作,以實現(xiàn)前緣吹氣效應(yīng);“PCFJ”模式下腔道內(nèi)的4組激勵器與內(nèi)翼型上表面4組激勵器同時工作,實現(xiàn)前緣吹氣和后緣吸氣的同步進(jìn)行。

圖15展示了兩種激勵器布局形式下PCFJ翼型與基準(zhǔn)翼型氣動力對比。從圖15(a)中可以看出,兩種激勵器布局下升力系數(shù)均得到明顯增升,并提高了失速迎角。“PCFJ”模式相較于“Only blowing”模式,失速迎角從12°提高到了16°。在8°迎角之前,“PCFJ”模式相比于“Only blowing”模式,升力系數(shù)沒有明顯提升。觀察圖15(b)和圖15(c),在6°～12°迎角內(nèi),“PCFJ”模式阻力系數(shù)小于“Only blowing”模式,同時升阻比更大。這是因為PCFJ翼型同時進(jìn)行前緣吹氣與后緣吸氣,這一過程抵抗了更大的逆壓梯度,使得翼型上表面的流動附著更好[12]。

(a)升力系數(shù)

2.4 協(xié)同射流翼型流動控制機(jī)理

為了探究協(xié)同射流翼型抑制流動分離機(jī)制,圖16、圖17給出PCFJ翼型在上述兩種激勵器布局下流場的時均渦量云圖,并與已有的實驗研究[43]進(jìn)行了對比分析?；谧杂蓙砹魉俣? m/s及弦長0.2 m的雷諾數(shù)為68 000,迎角為11°。

(a)實驗h=10 mm

圖16與圖17均顯示,4 mm PCFJ比10 mm PCFJ翼型的自由剪切層更貼近翼面。這是因為,相比于10 mm腔道,4 mm腔道PCFJ外翼型吹氣口臺階高度較小且過渡到內(nèi)翼型更光順,從吹氣口臺階脫落的自由剪切層也更容易與內(nèi)翼型繞流相耦合,這就盡可能減小了翼型上表面自由來流的分離。同時觀察到4 mm相比10 mm分離點(diǎn)大幅后移,說明4 mm的腔道高度對協(xié)同射流翼型流動分離具有更明顯的抑制作用。

(a)實驗h=10 mm

因為4 mm的腔道高度能實現(xiàn)對邊界層更集中的動量注入,使分離區(qū)低能量流體被推向后緣,分離點(diǎn)從55% 弦長處后移至84% 弦長處。在后緣吸氣口處,10 mm PCFJ翼型由于吸氣效應(yīng)不足以將分離區(qū)低能量流體全部吸入腔道內(nèi),導(dǎo)致邊界層在吸氣口臺階處發(fā)生分離,而4 mm PCFJ翼型則很大程度上減輕了分離效應(yīng),邊界層內(nèi)低能量流體大多被吸入腔道,吸氣口至后緣位置流動附著較好。

對比圖16與圖17,腔道高度為4 mm時,“Only blowing”模式分離點(diǎn)出現(xiàn)在靠近翼型后緣吸氣口的位置;而“PCFJ”模式在該位置為附著流動,在11°迎角下并未出現(xiàn)分離。這是由于“PCFJ”模式在吸氣口處對分離區(qū)低能量流體吸入效應(yīng)更強(qiáng),對流動分離的抑制效果更好。

在“PCFJ”模式下,相比于“Only blowing”模式,由于增加了腔道內(nèi)4組激勵器,腔道內(nèi)速度明顯提高,增大了繞內(nèi)翼型環(huán)量,提高了PCFJ翼型的升力系數(shù);同時,由于使用多組激勵器,注入了更多的動量,能夠抵抗更大的逆壓梯度,因此提高了翼型失速迎角。

表2給出了11°迎角下各參數(shù)下分離點(diǎn)位置及誤差。腔道高度為10 mm 時,“Only blowing”模式的CFD結(jié)果分離點(diǎn)位置與實驗有較大誤差?！癙CFJ”模式的CFD結(jié)果與實驗結(jié)果接近?！癙CFJ”模式相比于“Only blowing”模式,分離點(diǎn)后移量分別為33%和22.5%。腔道高度為4 mm 時,CFD結(jié)果分離點(diǎn)在“Only blowing”模式下分離點(diǎn)推遲了29% ,“PCFJ”模式下未出現(xiàn)分離。

表2 表面流動分離點(diǎn)位置比較(α= 11°,Re = 68 000,峰-峰值電壓13 kV, 頻率 8 kHz) 單位:%

3 結(jié)論

基于等離子體激勵誘導(dǎo)流場的特性,對等離子體協(xié)同射流翼型的腔道高度進(jìn)行了針對性的設(shè)計和優(yōu)化。根據(jù)靜止大氣中等離子體氣動激勵下出口速度和流量選取4 mm 腔道高度為最優(yōu)化參數(shù),設(shè)計了基于NACA0025翼型的PCFJ翼型。通過數(shù)值模擬對PCFJ翼型氣動特性進(jìn)行了分析,與基準(zhǔn)翼型進(jìn)行了比較,并對流場繞流特性進(jìn)行了探究。主要結(jié)論如下。

1)靜止大氣中,射流出口速度隨腔道高度先增大后減小,因此選取了4 mm腔道高度為最優(yōu)化的設(shè)計參數(shù)。

2)相對基準(zhǔn)翼型,PCFJ翼型的失速迎角得到了顯著提升,升力系數(shù)增大了1.81倍。

3)等離子體協(xié)同射流翼型后緣腔道處在較小迎角下產(chǎn)生了正阻力,而隨著迎角的增大到10°,其當(dāng)?shù)刈枇﹂_始變?yōu)樨?fù)值。因此,其阻力在10°迎角之前大于基準(zhǔn)翼型,隨后小于基準(zhǔn)翼型。升阻比呈現(xiàn)出與阻力相同的變化特性。

4)對比前緣吹氣,協(xié)同射流翼型的失速迎角增大了4°。這是因為協(xié)同射流翼型通過前緣吹氣效應(yīng)可以在當(dāng)?shù)丶凶⑷雱恿?其后緣吸氣可以減小低能量的分離區(qū)域,形成較大的環(huán)量增量。

5)對基準(zhǔn)翼型失速迎角附近的升力絕對值,數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果目前還有較大的差別,需要進(jìn)一步改進(jìn)。但不影響本文數(shù)值模擬部分規(guī)律性的闡述。

限于篇幅,本文只對腔道高度進(jìn)行了參數(shù)化研究,給出了最優(yōu)參數(shù)。下一步工作將對前緣吹氣口與后緣吸氣口的幾何位置與偏轉(zhuǎn)角度、非定常激勵的電學(xué)參數(shù)等展開研究。