.4. Control efficiency analysisFirs

.4. Control efficiency analysis
Firstly, the flow control effect of the computational model at different angles of attack is analyzed. The cruising parameters of the aircraft are Ma=0.60and Re=21.28 ×106. The jet actuators (R11–R14) are selected and the single actuator jet parameters are set at cμ=0.00408%, F+=1.0583, and the jet deflection angle is set at θjet=90◦, and normal jet control is adopted. Fig.4shows a comparison of the model pitching moment characteristics before and after flow control. It can be seen that under small angles of attack, the flow is attached and the flow control technology has no
Fig.2.Schematicdiagramofactuatorlayoutinthemodel.impact on the aerodynamic characteristics of the model. As the an-gle of attack is increased, the onset of flow separation is observed. More specifically, the applied jet at the leading edge of the model has beneficial effects on the main flow field, and flow separation is weakened and aerodynamic characteristics of the model are im-proved. The slope reversal angle of pitching moment also increases from 10◦to 12◦leading to improved performance in the turning region.
Fig.5shows the streamline distribution on the model surface before and after flow control (α=12◦). It can be seen that the jet disturbance has no significant influence on the inner wing sec-tion of the model and the pressure coefficient distribution displays no obvious changes before and after control. The reason is that the inner wing section is in a stable attached flow field and the jet disturbance will be quickly extinguished in the main flow field. The jet disturbance has a much larger influence on the outer wing sec-tion, which is located in the separation flow field that develops from the trailing edge to the leading edge. There is an amplifi-cation of disturbance within the sensitive position of the leading edge, hence, separation flow of the outer wing section is effectively weakened and the pitching moment performance of the model is improved by coupling and development with the main flow field.
Fig.6presents the arrangement of typical spanwise and chord stations on the model surface. Fig.7shows a comparison of the time-averaged pressure coefficient distribution of model at typi-cal spanwise stations before and after flow control (α=12◦). After flow control, the suction area of the upper wing surface at typi-cal jet locations is significantly enhanced and the influence of jet disturbance is extended from the leading edge of the wing to the trailing edge, with the jet locations moving to the wingtip. This produces beneficial effects downstream from the jet locations. The jet turbulence enhances the energy in the shear layer of the lead-ing edge, and decreases and weakens the flow separation of the outer wing section of the model. This not only improves the lift performance, but also provides part of the pitch down moment di-rectly as the jet impact area is located behind the center of gravity, thus improving the pitching moment performance.
In order to explain the effect of synthetic jet control on the global forces and moments, the velocity field was presented in the plane perpendicular to the leading edge of UAV. Fig.8shows time-averaged velocity vector fields near the actuator’s slot for the baseline and controlled configurations at station of 2y/b =0.326. The baseline data show signature of a typical leading edge vortex. Actually the flow resembles a detached shear layer with a mas-sive region of stagnant flow above the wing. With the synthetic jets activated, the reverse flow is completely eliminated at leading edge near the actuator slot. The activation of synthetic jet dramat-ically increases velocities near the wall making the profile fuller; the profile’s shape now is comparable to the attached flow form. Equally noteworthy is the elimination of the separation region due to control, indicating that aerodynamic performance has been im-proved at these conditions.
Fig.9(a–d) show the velocity fields near the actuator slot at dif-ferent times during one cycle beginning with zero blowing veloc-ity(a), progressing to maximum blowing at one-quarter cycle(b),

ผลลัพธ์ (ไทย) 1:

.4 การวิเคราะห์ประสิทธิภาพในการควบคุมประการแรก เป็นวิเคราะห์ผลควบคุมกระแสแบบคำนวณการโจมตีของมุมแตกต่างกัน การล่องเรือของเครื่องบินเป็น Ma = 0.60and Re = 21.28 × 106 เลือกหัวขับเจ็ท (R11 – R14) cμ=0.00408%, F += 1.0583 ตั้งพารามิเตอร์ actuator เจ็ทเดี่ยว และเจ็ท deflection มุมไว้ที่ θjet = 90◦ และควบคุม jet ปกติจะนำมาใช้ Fig.4shows การเปรียบเทียบแบบขว้างลักษณะช่วงเวลาก่อน และ หลังการควบคุม จะเห็นได้ว่า ภายใต้การโจมตีขนาดเล็กในมุมของ ขั้นตอนการแนบ และไม่มีเทคโนโลยีการควบคุมกระแสFig.2.Schematicdiagramofactuatorlayoutinthemodel.impact ในลักษณะของรูปแบบอากาศพลศาสตร์ ขณะที่อัน-gle โจมตีจะเพิ่มขึ้น เริ่มมีอาการของการแยกขั้นตอนย่อย อื่น ๆ โดยเฉพาะ เจ็ทใช้ที่ชั้นของแบบจำลองมีผลประโยชน์ในฟิลด์ขั้นตอนหลัก และแยกกระแสจะลดลง และลักษณะของรูปแบบอากาศพลศาสตร์จะพิสูจน์ im มุมกลับความชันของขว้างขณะยังเพิ่มจาก 10◦to 12◦leading เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพในการเปลี่ยนFig.5shows การสนับสนุนกระจายบนพื้นผิวแบบจำลองก่อน และ หลังการควบคุม (ด้วยกองทัพ = 12◦) จะเห็นได้ว่า รบกวนเจ็ทมีอิทธิพลวินาทีสเตรชันจากปีกด้านในของแบบจำลองไม่สำคัญ และกระจายสัมประสิทธิ์แรงดันแสดงการเปลี่ยนแปลงไม่ชัดเจนก่อน และ หลังการควบคุม เหตุผลคือ ส่วนปีกภายในอยู่ในเขตกระแสมั่นคงแนบ และรบกวนเจ็ทจะได้อย่างรวดเร็วยกเลิกในฟิลด์ขั้นตอนหลัก รบกวนเจ็ทเป็นมากอิทธิพลใหญ่บนปีกด้านนอกวินาทีสเตรชัน ซึ่งอยู่ในฟิลด์ขั้นตอนการแยกที่พัฒนาจากขอบ trailing ขอบชั้นนำ ได้ Cation amplifi มีของรบกวนภายในตำแหน่งที่สำคัญของชั้นมี ดังนั้น ขั้นตอนการแยกของส่วนปีกด้านนอกจะลดลงอย่างมีประสิทธิภาพ และเป็นการปรับปรุงประสิทธิภาพขณะขว้างของแบบ coupling และพัฒนามีขั้นตอนหลักFig.6presents การจัดเรียงทั่วไป spanwise และสถานีคอร์ดบนพื้นผิวของโมเดล Fig.7shows การเปรียบเทียบความดันเวลา averaged สัมประสิทธิ์กระจายรุ่น typi cal spanwise สถานีก่อน และ หลังการควบคุม (ด้วยกองทัพ = 12◦) หลังจากการควบคุม พื้นที่ดูดของพื้นผิวปีกด้านบนที่ typi cal เจ็ทสถานอย่างมีนัยสำคัญเพิ่ม และอิทธิพลของเจ็ทรบกวนจะขยายจากชั้นของปีกถึงขอบ trailing กับสถาน jet ที่ย้ายไป wingtip นี้ก่อให้เกิดผลที่ประโยชน์น้ำจากสถาน jet ความปั่นป่วนเจ็ท และช่วยเพิ่มพลังงานในชั้นแรงเฉือนของขอบนำ-ไอเอ็นจี ลด และอ่อนแยกขั้นตอนของส่วนปีกด้านนอกของรูปแบบ นี้ไม่เพียงแต่เพิ่มประสิทธิภาพยก แต่ยัง มีส่วนของสนามลงขณะนี้ดิ rectly เป็นพื้นที่ผลกระทบเจ็ทแห่งศูนย์กลางของแรงโน้มถ่วง จึง ปรับปรุงประสิทธิภาพการทำงานขณะขว้างเพื่ออธิบายผลของการสังเคราะห์เจ็ทควบคุมกองทัพโลกและช่วงเวลา ความเร็วฟิลด์ถูกแสดงในระนาบที่ตั้งฉากกับชั้นของ uav ในที่สุด เขตข้อมูลแบบเวกเตอร์ความเร็วเวลา averaged Fig.8shows ใกล้ช่องของ actuator สำหรับพื้นฐานการควบคุมโครงแบบที่สถานีของ 2y/b = 0.326 ข้อมูลพื้นฐานแสดงลายเซ็นของ vortex ชั้นนำทั่วไป จริง ๆ แล้ว การไหลคล้ายกับชั้นแรงเฉือนเดี่ยวกับแคว้นมาส sive กระแสศิลปินเหนือปีก ทั้งหมดตัดออกการไหลย้อนกลับกับฉีดสังเคราะห์เรียก ที่ชั้นใกล้ช่อง actuator การเรียกใช้เจ็ทสังเคราะห์เพิ่มขึ้นตะกอนใกล้กำแพงที่ทำให้โพฟูลเลอร์ dramat ically รูปร่างของส่วนกำหนดค่านี้ได้เทียบได้กับแบบฟอร์มขั้นตอนการแนบ เท่า ๆ กัน น่าสนใจจะตัดภาคแยกจากการควบคุม การบ่งชี้ว่า อากาศพลศาสตร์ประสิทธิภาพได้รับการพิสูจน์ im ที่เงื่อนไขเหล่านี้Fig.9(a–d) แสดงฟิลด์ความเร็วใกล้ช่อง actuator dif ferent เวลาในระหว่างรอบที่หนึ่งเริ่มต้น ด้วยศูนย์ veloc-ity(a) พัด ความก้าวหน้าการพัดสูงสุดในไตรมาสที่หนึ่ง cycle(b)

ผลลัพธ์ (ไทย) 2:

0.4
วิเคราะห์ประสิทธิภาพการควบคุมประการแรกผลการควบคุมการไหลของรูปแบบการคำนวณที่แตกต่างกันในมุมของการโจมตีคือการวิเคราะห์ พารามิเตอร์การล่องเรือของเครื่องบินที่มี Ma = 0.60and เรื่อง = 21.28 × 106 ตัวกระตุ้นเจ็ท (R11-R14) ได้รับการคัดเลือกและพารามิเตอร์เจ็ทตัวกระตุ้นเดียวจะตั้งไว้ที่cμ = 0.00408% + F = 1.0583 และมุมโก่งเจ็ทเป็นชุดที่θjet = 90◦และการควบคุมเจ็ทปกติถูกนำมาใช้ Fig.4shows เปรียบเทียบลักษณะรูปแบบการขว้างช่วงเวลาก่อนและหลังการควบคุมการไหล จะเห็นได้ว่าภายใต้มุมเล็ก ๆ ของการโจมตี, การไหลที่แนบมาและเทคโนโลยีการควบคุมการไหลไม่มี
Fig.2.Schematicdiagramofactuatorlayoutinthemodel.impact กับลักษณะอากาศพลศาสตร์ของรูปแบบ ในฐานะที่เป็นที่-GLE ของการโจมตีจะเพิ่มขึ้นเริ่มมีอาการของการแยกไหลเป็นที่สังเกต โดยเฉพาะอย่างยิ่งเจ็ทใช้ที่ขอบชั้นนำของรูปแบบการมีผลประโยชน์ในสนามการไหลหลักและแยกไหลอ่อนแอและลักษณะอากาศพลศาสตร์ของรูปแบบที่มีการพิสูจน์แล้วว่า im- มุมพลิกกลับความลาดชันของช่วงเวลาทอยยังเพิ่มขึ้นจาก10◦to12◦leadingเพื่อประสิทธิภาพที่เพิ่มขึ้นในภูมิภาคเปลี่ยน.
Fig.5shows ปรับปรุงการกระจายบนพื้นผิวรูปแบบก่อนและหลังการควบคุมการไหล (α = 12◦) จะเห็นได้ว่าการรบกวนเจ็ทไม่ได้มีอิทธิพลสำคัญในปีกภายในวินาทีการของรูปแบบและการกระจายค่าสัมประสิทธิ์ความดันแสดงที่เห็นได้ชัดไม่มีการเปลี่ยนแปลงก่อนและหลังการควบคุม เหตุผลก็คือว่าส่วนปีกด้านในอยู่ในสนามการไหลที่แนบมามีเสถียรภาพและความวุ่นวายเจ็ทจะดับได้อย่างรวดเร็วในด้านการไหลหลัก รบกวนเจ็ทที่มีอิทธิพลมากขนาดใหญ่บนปีกนอกวินาทีการซึ่งตั้งอยู่ในเขตการไหลแยกที่พัฒนาจากขอบไปที่ขอบชั้นนำ มี amplifi ไอออนบวกของความวุ่นวายในตำแหน่งที่มีความสำคัญของการเป็นผู้นำคือดังนั้นการไหลแยกส่วนปีกด้านนอกจะลดลงได้อย่างมีประสิทธิภาพและประสิทธิภาพการทำงานช่วงเวลาที่ขว้างของรูปแบบจะดีขึ้นโดยการมีเพศสัมพันธ์และการพัฒนาที่มีเขตการไหลหลัก.
รูป .6presents จัด spanwise ทั่วไปและสถานีคอร์ดบนพื้นผิวรูปแบบ Fig.7shows เปรียบเทียบความดันเวลาเฉลี่ยค่าสัมประสิทธิ์การกระจายของรูปแบบที่สถานี spanwise typi-เสียก่อนและหลังการควบคุมการไหล (α = 12◦) หลังจากที่ควบคุมการไหลของพื้นที่ดูดของพื้นผิวปีกด้านบนในสถานที่เจ็ท typi-ไขมันอย่างมีนัยสำคัญจะเพิ่มขึ้นและมีอิทธิพลต่อการรบกวนของเจ็ทจะยื่นออกมาจากขอบชั้นนำของปีกเพื่อขอบกับสถานที่เจ็ทจะย้ายไปอยู่ปลายปีก นี้ก่อให้ผลประโยชน์ต่อเนื่องจากสถานที่เจ็ท ความวุ่นวายเจ็ทช่วยเพิ่มพลังงานในชั้นเฉือนขอบนำไอเอ็นจีและลดลงและอ่อนตัวแยกการไหลของส่วนปีกด้านนอกของรูปแบบ นี้ไม่เพียง แต่ช่วยเพิ่มประสิทธิภาพการทำงานของลิฟท์ แต่ยังมีส่วนหนึ่งของสนามลงขณะ di-rectly เป็นพื้นที่ผลกระทบเจ็ทตั้งอยู่ด้านหลังศูนย์ของแรงโน้มถ่วงดังนั้นการปรับปรุงประสิทธิภาพการทำงานของช่วงเวลาที่ขว้าง.
เพื่อที่จะอธิบายถึงผลกระทบของการควบคุมเจ็ทสังเคราะห์ ในกองทัพทั่วโลกและช่วงเวลาที่ข้อมูลความเร็วที่ถูกนำเสนอในระนาบตั้งฉากกับขอบชั้นนำของ UAV Fig.8shows เวลาเฉลี่ยสาขาเวกเตอร์ความเร็วใกล้สล็อตตัวกระตุ้นสำหรับพื้นฐานและการกำหนดค่าควบคุมที่สถานีของ 2y / b = 0.326 ข้อมูลพื้นฐานแสดงลายเซ็นของทั่วไปวนขอบชั้นนำ อันที่จริงการไหลมีลักษณะเป็นชั้นเดี่ยวพร้อมเฉือนภูมิภาค MAS-sive ของการไหลนิ่งปีกข้างต้น ด้วยเครื่องบินไอพ่นสังเคราะห์เปิดใช้งานการไหลย้อนกลับจะถูกกำจัดออกอย่างสมบูรณ์ที่ขอบชั้นนำที่อยู่ใกล้ช่องเสียบตัวกระตุ้น เปิดใช้งานของเจ็ทสังเคราะห์ dramat-ically เพิ่มความเร็วใกล้ผนังทำให้ฟูลเลอร์รายละเอียด; รูปร่างของรายละเอียดในขณะนี้ก็เปรียบได้กับรูปแบบการไหลที่แนบมา ที่สำคัญพอ ๆ กันคือการกำจัดของภูมิภาคแยกเนื่องจากการควบคุมแสดงให้เห็นว่าผลการดำเนินงานตามหลักอากาศพลศาสตร์ได้รับการพิสูจน์แล้วว่า im-ที่เงื่อนไขเหล่านี้.
รูปที่ 9 (a-d) แสดงเขตข้อมูลที่ความเร็วใกล้สล็อตตัวกระตุ้นในช่วงเวลาที่แตก-แตกในช่วงหนึ่งรอบ เริ่มต้นด้วยการเป็นศูนย์เป่า veloc-ity (a) ความคืบหน้าในการเป่าสูงสุดในรอบหนึ่งในสี่ (ข)

ผลลัพธ์ (ไทย) 3:

4 . การควบคุมประสิทธิภาพการวิเคราะห์
ประการแรกการไหลควบคุมผลของแบบจำลองคอมพิวเตอร์ในมุมที่แตกต่างกันของการโจมตี คือ วิเคราะห์ การล่องเรือพารามิเตอร์ของเครื่องบินจะมา = 0.60and Re = 21.28 × 106 . เจ็ทตัวกระตุ้น ( ลดพิเศษ ) r14 ) ถูกคัดเลือกและพารามิเตอร์ถูกตั้งค่าที่เจ็ทเดี่ยวตัว C μ = 0.00408 % , F = 1.0583 และเจ็ทการตั้งค่าที่มุมθเจ็ท◦ = 90 ,และการควบคุมเครื่องบินปกติ เป็นลูกบุญธรรม fig.4shows เปรียบเทียบรูปแบบการขว้างลักษณะช่วงเวลาก่อนและหลังการควบคุมการไหล จะเห็นได้ว่าในมุมเล็กๆ ของการโจมตี , การไหลที่แนบมาและการไหลการควบคุมเทคโนโลยีได้เปล่า
fig.2.schematicdiagramofactuatorlayoutinthemodel.impact ในลักษณะหรือรูปแบบ ในฐานะที่กุโจมตีเพิ่มขึ้นการโจมตีของการไหล ) มากขึ้นโดยเฉพาะการใช้เครื่องบินที่ขอบชั้นนำของรูปแบบมีลักษณะพิเศษที่เป็นประโยชน์บนสนามการไหลหลักและการไหลจะลดลงและลักษณะหรือรูปแบบ IM พิสูจน์ ความชันย้อนกลับมุมขว้างเวลาเพิ่มขึ้นจาก 10 ◦ 12 ◦นำไปสู่การปรับปรุงประสิทธิภาพในการเปลี่ยนเขต .
ฟิค5shows ที่ปรับปรุงการกระจายบนพื้นผิวแบบก่อนและหลังการควบคุมการไหล ( α = 12 ◦ ) จะเห็นได้ว่า เครื่องบินรบกวนไม่มีอิทธิพลต่อบนด้านในปีกวินาทีผ่านรูปแบบและค่าสัมประสิทธิ์การกระจายความดันที่แสดงไม่มีการเปลี่ยนแปลงที่ชัดเจนก่อนและหลังการควบคุมเหตุผลคือ ส่วนปีกด้านในในคอกม้าแนบนามการไหล และเครื่องกวนจะรีบดับในเขตกระแสหลัก เครื่องกวนมีขนาดอิทธิพลด้านนอกปีกวินาที tion ซึ่งตั้งอยู่ในเขตที่พัฒนาจากการไหลตามขอบเพื่อขอบชั้นนำมี amplifi ไอออนบวกของการรบกวนในตำแหน่งสำคัญของขอบชั้นนำและการไหลของส่วนปีกชั้นนอกได้อย่างมีประสิทธิภาพลดลง และช่วงเวลาการทำงานของทอยรุ่นปรับปรุงและพัฒนาควบคู่กับสนามการไหลหลัก .
fig.6presents จัด spanwise ทั่วไปและสถานีคอร์ดบนพื้นผิวแบบ ภาพประกอบ7shows เปรียบเทียบค่าสัมประสิทธิ์การกระจายของเวลาเฉลี่ยความดันรุ่น -- คาล spanwise สถานีก่อนและหลังการควบคุมการไหล ( α = 12 ◦ ) หลังจากการควบคุมการไหล การดูดของพื้นที่ผิวปีกด้านบนที่ Cal Jet -- สถานที่จะเพิ่มขึ้นอย่างมีนัยสำคัญและอิทธิพลของเจ็ทรบกวนจะขยายจากขอบชั้นนำของปีกไปตามขอบกับเจ็ทที่ตั้งไป วิงทิป . นี้ก่อให้เกิดผลกระทบท้ายน้ำจากเครื่องสถานที่เป็นประโยชน์ เครื่องช่วยเพิ่มพลังงานในการตัดขอบชั้นของตะกั่วไอเอ็นจีและลดลง และลดการไหลแยกจากด้านนอก ส่วนของปีกแบบ นี้ไม่เพียง แต่ช่วยเพิ่มประสิทธิภาพขึ้นแต่ยังมีส่วนหนึ่งของระดับเสียงลงตอนนี้ ดิ rectly ให้เป็นพื้นที่เจ็ทผลกระทบตั้งอยู่ด้านหลังศูนย์ของแรงโน้มถ่วงจึง ปรับปรุงการ pitching ช่วงเวลาการปฏิบัติงาน
เพื่ออธิบายผลของการควบคุมเครื่องบินเจ็ทสังเคราะห์ในกองทัพทั่วโลก และช่วงความเร็วสนามถูกนำเสนอในระนาบตั้งฉากกับขอบชั้นนำของอากาศยาน . ภาพประกอบ8shows เวลาเฉลี่ยความเร็วเวกเตอร์สาขาใกล้สล็อตของ Actuator เพื่อพื้นฐานและควบคุมการกำหนดค่าที่สถานีของ 2y / B = 0.326 . ข้อมูล ข้อมูลแสดงลายเซ็นของ vortex ขอบชั้นนำทั่วไป จริงๆแล้วการไหลคล้ายบ้านเดี่ยวเพิ่มเลเยอร์ . . . กับ Mas sive พื้นที่ไหลนิ่งเหนือปีก กับเจ็ตสังเคราะห์ที่ใช้งานย้อนกลับการไหลทั้งหมดตัดที่ขอบชั้นนำใกล้ตัวสล็อต การ dramat เจ็ทสังเคราะห์ ically เพิ่มความเร็วใกล้ผนังทำโปรไฟล์เลอร์ ; รายละเอียดของรูปร่าง ตอนนี้ก็เปรียบได้กับการแนบแบบฟอร์ม ที่สำคัญไม่แพ้กันก็คือ การขจัดการแยกเขต เนื่องจากการควบคุมแสดงให้เห็นว่าประสิทธิภาพอากาศพลศาสตร์ได้รับ IM พิสูจน์ในเงื่อนไขเหล่านี้ fig.9 (
( D ) แสดงความเร็วทุ่งใกล้ตัว slot ferent dif ครั้ง ในหนึ่งรอบเริ่มต้นด้วยศูนย์เป่า veloc ity ( ) , ความก้าวหน้าสูงสุดเป่าในรอบปี ( B )