等离子体激励抑制喷管分离流动数值模拟

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24547

流体力学与飞行力学

本期目录 | 过刊浏览 | 高级检索

前一篇 | 后一篇

等离子体激励抑制喷管分离流动数值模拟

李成成^1,2, 李芳³, 杨斌^1,2, 王莹^1,2

1. 上海理工大学能源与动力工程学院, 上海 200039;
2. 上海市动力工程多相流动与传热重点实验室, 上海 200039;
3. 北京宇航系统工程研究所, 北京 100076

收稿日期:2020-07-17 修回日期:2020-08-04 发布日期:2020-10-23
通讯作者: 王莹 E-mail:wangying@usst.edu.cn
基金资助:
上海市自然科学基金（21ZR1462000）；上海市青年科技启明星计划（19QC1400200）

Numerical investigation of nozzle flow separation control using plasma actuation

LI Chengcheng^1,2, LI Fang³, YANG Bin^1,2, WANG Ying^1,2

1. School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology, Shanghai 200039, China;
2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering, Shanghai 200039, China;
3. Beijing Aerospace System Engineering Research Institute, Beijing 100076, China

Received:2020-07-17 Revised:2020-08-04 Published:2020-10-23
Supported by:
Natural Science Foundation of Shanghai (21ZR1462000); Shanghai Rising-star Pragram(19QC1400200)

摘要/Abstract

摘要： 为研究等离子体激励器对喷管分离流动的抑制作用，运用了模拟等离子体激励作用效果的唯象学模型，数值模拟研究了交流介质阻挡放电等离子体和电弧放电等离子体对喷管分离流动的抑制效果，并探究了电弧放电等离子体不同放电热功率密度、不同放电位置对抑制效果的影响。结果表明：电弧放电等离子体在抑制喷管分离流动方面有更好的效果。当电弧放电等离子体激励器作用于激波与边界层相互作用区的上游时，对分离流动的抑制效果最好；当电弧放电热功率密度较小时，其产生的诱导射流速度很小且不易对分离区的流线产生影响；当电弧放电热功率密度为8×10¹⁰ W/m³时，喷管的分离回流区完全消失。

关键词: 超声速喷管, 等离子体, 分离流动, 流动控制, 数值模拟

Abstract: To study the control effect of the plasma actuator on nozzle separated flow, we use a phenomenological model simulating the effect of plasma excitation to numerically study the suppression effect of dielectric barrier discharge plasma and arc discharge plasma on the nozzle separated flow. The effect of different discharge thermal power densities and discharge positions of arc discharge plasma on the suppression effect is further explored. The results show that the arc discharge plasma has a better effect on suppression of nozzle separated flow. When the arc discharge plasma actuator acts on the upstream of the interaction zone of the shock wave and boundary layer, the suppression effect on the flow separation is the best; when the thermal power density of the arc discharge is small, the generated inducing jet velocity is too small to easily influence the flow field of the separation zone; when the thermal power density of the arc discharge is 8×10¹⁰ W/m³, the separation reflux area of the nozzle completely disappears.

Key words: supersonic nozzle, plasma, separated flow, flow control, numerical simulation

中图分类号:

李成成, 李芳, 杨斌, 王莹. 等离子体激励抑制喷管分离流动数值模拟[J]. 航空学报, 2021, 42(7): 124547-124547.

LI Chengcheng, LI Fang, YANG Bin, WANG Ying. Numerical investigation of nozzle flow separation control using plasma actuation[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2021, 42(7): 124547-124547.

参考文献

[1] BIANCHI D, NERI A. Numerical simulation of chemical erosion in VEGA launcher solid-propellant rocket motor nozzles:AIAA-2015-4175[R]. Reston:AIAA, 2015.
[2] 杨飞, 李振海, 李建昌. 固体火箭发动机喷管型面的研究进展[J]. 真空, 2020, 57(1):40-47. YANG F, LI Z H, LI J C. Latest studies on solid rocket engine nozzle profile[J]. Vacuum, 2020, 57(1):40-47(in Chinese).
[3] 王艺杰, 鲍福廷, 杜佳佳. 固体火箭发动机喷管分离流动数值模拟及试验研究[J]. 固体火箭技术, 2010, 33(4):406-408. WANG Y J, BAO F T, DU J J. Numerical simulation and experiment of flow separation in SRM nozzle[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2010, 33(4):406-408(in Chinese).
[4] XIAO Q, TSAI H M, PAPAMOSCHOU D. Numerical investigation of supersonic nozzle flow separation[J]. AIAA Journal, 2007, 45(3):532-541.
[5] 李波, 王一白, 杨立军, 等. 尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究[J]. 航空动力学报, 2013, 28(11):2615-2620. LI B, WANG Y B, YANG L J, et al. Numerical investigation of nozzle flow separation control by injecting secondary jet from nozzle exit[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(11):2615-2620(in Chinese).
[6] 马宏瑞, 张扬军, 郑孟伟, 等. 双钟型喷管高度补偿特性的数值分析[J]. 推进技术, 2003, 24(6):505-508. MA H R, ZHANG Y J, ZHENG M W, et al. Numerical analysis on the performance of dual-bell nozzle[J]. Journal of Propulsion Technology, 2003, 24(6):505-508(in Chinese).
[7] STARK R, GéNIN C, SCHNEIDER D, et al. Ariane 5 performance optimization using dual-bell nozzle extension[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2016, 53(4):743-750.
[8] SATO M, MORIYA S I, TADANO M, et al. Experimental study on transitional phenomena of extendible nozzle:AIAA-2007-5471[R]. Reston:AIAA, 2007.
[9] BOCCALETTO L. Solving the flow separation issue:A new nozzle concept:AIAA-2008-5234[R]. Reston:AIAA, 2008.
[10] 王艺杰. 固体火箭发动机喷管分离流动数值模拟及试验研究[D]. 西安:西北工业大学, 2010:1-5. WANG Y J. Numerical simulation and experiment of flow separation in SRM nozzles[D]. Xi'an:Northwestern Polytechnical University, 2010:1-5(in Chinese).
[11] BOCCALETTO L, REIJASSE P, DUSSAUGE J P. Influence of film cooling injection on transient side loads:AIAA-2007-5474[R]. Reston:AIAA, 2007.
[12] 吴云, 李应红. 等离子体流动控制研究进展与展望[J]. 航空学报, 2015, 36(2):381-405. WU Y, LI Y H. Progress and outlook of plasma flow control[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2):381-405(in Chinese).
[13] 梁斐杰, 陆利蓬, 柳阳威, 等. 等离子体激励位置对抑制压气机角区分离效果的影响[J]. 航空发动机, 2013, 39(4):32-37,50. LIANG F J, LU L P, LIU Y W, et al. Impact of plasma actuating position on control of corner separation of a compressor cascade[J]. Aeroengine, 2013, 39(4):32-37,50(in Chinese).
[14] WEST T, HOSDER S. Numerical investigation of plasma actuator configurations for flow separation control at multiple angles of attack:AIAA-2012-3053[R]. Reston:AIAA, 2012.
[15] GAN T, WU Y, SUN Z Z, et al. Shock wave boundary layer interaction controlled by surface arc plasma actuators[J]. Physics of Fluids, 2018, 30(5):055107.
[16] 严红, 王松. 热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理[J]. 空气动力学学报, 2014, 32(6):806-813. YAN H, WANG S. Control of shock/boundary layer interaction in supersonic inlet using thermal excitation[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014, 32(6):806-813(in Chinese).
[17] 王宇天, 张百灵, 李益文, 等. 等离子体激励控制激波与边界层干扰流动分离数值研究[J]. 航空动力学报, 2018, 33(2):364-371. WANG Y T, ZHANG B L, LI Y W, et al. Numerical investigation for control of shock wave and boundary layer interactions flow separation with plasma actuation[J]. Journal of Aerospace Power, 2018, 33(2):364-371(in Chinese).
[18] 盛佳明,张海灯,吴云,等. 电弧放电等离子体激励控制超声速压气机叶栅激波/边界层干扰仿真研究[J].推进技术, 2020, 41(10):2228-2236. SHENG J M, ZHANG H D, WU Y, et al. Simulation study of arc discharge plasma actuator for supersonic compressor cascade shock wave/boundary layer interaction control[J]. Journal of Propulsion Technology, 2020, 41(10):2228-2236(in Chinese).
[19] 高婉宁,张悦,谭慧俊,等.超声速条件下等离子体合成射流对鼓包诱导流场的影响[J]. 推进技术, 2021, 42(3):532-539. GAO W N, ZHANG Y, TAN H J, et al. Effects of plas-ma synthetic jet on bump-induced flow field under su-personic condition[J]. Journal of Propulsion Technology, 2021, 42(3):532-539(in Chinese).
[20] HUNTER C. Experimental, theoretical, and computational investigation of separated nozzle flows:AIAA-1998-3107[R]. Reston:AIAA, 1998.
[21] NAIR P P, SURYAN A, KIM H D. Computational study on reducing flow asymmetry in over-expanded planar nozzle by incorporating double divergence[J]. Aerospace Science and Technology, 2020, 100:105790.
[22] SHYY W, JAYARAMAN B, ANDERSSON A. Modeling of glow discharge-induced fluid dynamics[J]. Journal of Applied Physics, 2002, 92(11):6434-6443.
[23] SUN Q, LI Y H, CHENG B Q, et al. The characteristics of surface arc plasma and its control effect on supersonic flow[J]. Physics Letters A, 2014, 378(36):2672-2682.
[24] 王浩, 程邦勤, 纪振伟, 等. 局部电弧丝状放电控制激波/边界层干扰的数值研究[J]. 推进技术, 2017, 38(11):2431-2438. WANG H, CHENG B Q, JI Z W, et al. Numerical simulation of localized arc filament plasma actuator for shock wave/boundary layer interaction control[J]. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(11):2431-2438(in Chinese).
[25] 王亚骏, 吉洪湖, 陈宝延, 等. 轴对称分开排气喷管改混合排气喷管设计方法[J]. 航空动力学报, 2017, 32(7):1648-1657. WANG Y J, JI H H, CHEN B Y, et al. Modified verison design method of axisymmetric unmixed-flow nozzle to mixed-flow nozzle[J]. Journal of Aerospace Power, 2017, 32(7):1648-1657(in Chinese).

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

等离子体激励抑制喷管分离流动数值模拟

Numerical investigation of nozzle flow separation control using plasma actuation

RichHTML

PDF (PC)

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

参考文献

相关文章 15

编辑推荐

Metrics

本文评价

[1]	王畅, 何龙, 徐栋霞, 唐敏, 马率, 吴希明. 共轴刚性旋翼桨毂流动控制减阻研究[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529084-529084.
[2]	谢玮, 罗振兵, 周岩, 刘强, 吴建军, 董昊. 高超声速双楔激波干扰定常射流控制试验研究[J]. 航空学报, 2024, 45(7): 128813-128813.
[3]	杨雄, 李小康, 郭大伟, 程谋森, 张帆, 车碧轩, 雷清雲. 高功率波加热磁等离子体推力器研究现状与展望[J]. 航空学报, 2024, 45(7): 28761-028761.
[4]	李广佳, 王红波, 张凯, 仪志胜. 临近空间太阳能无人机增升减阻技术综述[J]. 航空学报, 2024, 45(5): 529644-529644.
[5]	赖江, 范召林, 王乾, 董思卫, 童福林, 袁先旭. 高超声速有攻角锥裙直接数值模拟[J]. 航空学报, 2024, 45(2): 128610-128610.
[6]	马平, 张宁, 石安华, 于哲峰, 梁世昌, 黄洁. 典型微波波段信号在模拟等离子体中的传输特性[J]. 航空学报, 2023, 44(S2): 729476-729476.
[7]	高世琦, 丁博, 解旭祯, 李铮, 陈林, 钱首元, 焦子涵, 白光辉. 等离子体激励在高速流动中的减阻机制[J]. 航空学报, 2023, 44(S2): 729373-729373.
[8]	张鸿健, 张晏鑫, 熊建军, 赵照, 冉林, 易贤. 冰层中相控阵超声波束传播特性的数值模拟[J]. 航空学报, 2023, 44(S2): 729289-729289.
[9]	农历, 盛子帅, 冼军, 张怀宝. 基于高精度算法的结冰翼型分离流动数值模拟[J]. 航空学报, 2023, 44(S2): 729291-729291.
[10]	王旺, 饶彩燕, 徐聪, 李思怡, 段毅, 张健. 激光能量沉积对超声速进气道流动的控制效果[J]. 航空学报, 2023, 44(S2): 729424-729424.
[11]	傅亚陆, 袁先旭, 刘朋欣, 余明. 可压缩壁湍流热力学量统计特性分析[J]. 航空学报, 2023, 44(9): 127217-127217.
[12]	韩荣, 刘伟, 杨小亮. 高超声速飞行器自适应减阻盘动态减阻机理[J]. 航空学报, 2023, 44(4): 126633-126633.
[13]	李小平, 杨敏, 姚博, 刘彦明, 石磊, 刘浩岩, 李乘光. 可重复使用运载火箭再入段星箭协同可靠通信技术[J]. 航空学报, 2023, 44(23): 628906-628906.
[14]	张健, 张敏, 杜娟, 黄伟亮, 聂超群. 自适应康达喷气控制在高负荷压气机中的试验研究[J]. 航空学报, 2023, 44(22): 128883-128883.
[15]	曾品棚, 陈树生, 李金平, 贾苜梁, 高正红. 减阻杆与环形喷流组合构型钝头降热数值模拟[J]. 航空学报, 2023, 44(22): 128407-128407.