流動控制的案例
國防科技大學羅振兵教授團隊：主動流動控制技術
盡管如此，高超聲速飛行器依然面臨著降熱、減阻、控制、進氣道起動等一系列難題，激波、激波與邊界層干擾、邊界層轉捩、湍流邊界層、流動分離等復雜流動現象極大地影響了飛行器的氣動性能與熱防護系統設計。清晰地認識高超聲速飛行器近壁典型流場的精細結構，并對其施加合適的流動控制，已成為航空航天領域發展研究的熱點與難點。
面對高超聲速復雜流動與控制這一世界性難題，國防科技大學主動流動控制與吸氣式推進動力前沿交叉團隊負責人羅振兵教授從多學科交叉中創新發展了高超聲速流動控制理論和方法，解決了傳統合成射流高速流場控制環境適應性差、能耗大和控制力不足的難題，將合成射流從低速流場控制拓展到了超聲速/高超聲速流場控制。
近年，該團隊在超聲速/高超聲速、低速/亞聲速飛行器主動流動控制、防除冰、主動流動控制飛行控制技術等方面取得系列重要進展。利用NPLS技術系統研究了附壁三角翼超聲速層流繞流流場，獲得了復雜激波干擾、尾跡擬序渦的空間結構和時空演化特征，建立了超聲速三角翼渦流發生器尾流區的流動結構模型。相關研究發表在APL等期刊。
團隊提出了基于速度-溫度耦合控制的超聲速湍流邊界層減阻控制方法，耦合了傳統壁面吹氣控制與壁面加熱控制的優勢，通過直接數值模擬研究發現適當增加壁面吹氣的溫度可以在保持凈節能率的前提下大幅增加減阻率，達到1+1=2的控制效果。相關研究發表在PRF、AST上。
利用新型無源逆向等離子體射流控制超聲速鈍頭體弓形激波，典型模式下鈍頭體弓形激波脫體距離明顯增大，流場中存在典型的短穿透模式和長穿透模式，該方法通過電參數進行操控，無需額外氣源，最高平均減阻效果達25.82%。相關研究發表在PoF、CJA等期刊。
展開 Moldex3D模流分析之閥式澆口控制：縫合線和非均勻流動
定時控制：
?設定數值(單位：秒)來表示執行動作的時間。
注：請注意如果充填時間和保壓時間對應到控制閥的時間值時，可以在充填和保壓階段執行動作；保壓階段的控制只能在使用定時類型時設定。
流動波前控制：
?設置網格節點編號，來表示何時執行操作。
注：這里意指控制閥將在熔膠前端到達某些網格節點后執行動作，而節點編號可以使用功能選擇來獲得。
?設定數值(單位：秒)來表示執行動作時的延遲時間。
注：這里指的時間值(延遲時間) 不同于定時控制中的時間值 (啟動時間)。
螺桿位置控制：
?這個功能只能在機臺模式 (1 & 2) 中使用，不適用于CAE模式。
設定數值(單位：毫米)來表示執行時的螺桿位置。
注：用戶必須熟悉螺桿位置與充填百分比或行程時間之間的關系。
Moldex3D中控制閥的執行分析和結果說明
步驟4： 依序執行充填與保壓分析，并用分析結果來確認成型的表現，例如縫合線位置、流動平衡、壓力變化。
此外，下圖為以上提到的情況下，所對應的流量圖：
使用閥澆控制分析的延伸應用
?改善縫合線位置或消除縫合線
以上提到的三個范例中，已分享改善的關鍵程序(當縫合線的發生是不可避免的時候)。
?改善流動密度
除了縫合線的問題之外，適當的控制閥也可以改善流動密度問題，使得熔膠密度可更加均勻，減少陰陽面的缺陷發生。
展開 層流機翼設計技術現狀與發展
圖18 國外開展過的飛行試驗轉捩測量研究
3.3 層流控制及層流維護
通過流動控制技術對機翼表面的邊界層流動進行控制是實現層流的重要手段，發展至今在原理、控制效果和實現途徑方面均積累了大量研究。層流控制技術主要有自然層流流動（NLF）控制、全層流流動控制（LFC）和混合層流流動控制（HLFC）3種概念。如圖19所示。
圖19 三種層流流動控制技術概念示意圖
NLF技術利用有利壓強（順壓）分布延緩轉捩的發生，在二維和軸對稱流動中已經發展得比較成熟。該技術通過將最大厚度點盡可能后移，在翼型前部保持順壓梯度，以此抑制邊界層內不穩定擾動的發展。由于層流的維持容易受到環境擾動的影響，一般在雷諾數較小（25×106以下）、機翼橫流效應不明顯（機翼后掠角不大）的飛機上使用；LFC技術利用全弦長范圍的吸氣，消除邊界層內的不穩定擾動，使機翼表面在各種飛行狀態下都能夠保持層流狀態。這是一種理想的流動控制技術，理論上可以有效擴大層流區范圍，減小巡航阻力，但實際應用時會遇到機翼翼盒綜合設計的難題，且吸氣所需的能量很大；HLFC技術結合了NLF和LFC的思想，通過合理的外形設計和前緣小范圍的吸氣控制實現層流控制的效果，減少了LFC的吸氣要求，降低了系統的復雜性，避免了氣動、結構等專業和吸氣裝置的耦合設計，在湍流狀態下仍具有好的性能。此外，壁面冷卻、主動柔性壁、多孔壁、表面粗糙元等被動和主動的流動控制技術也為機翼層流控制提供了新的思路。
層流對機翼表面的制造公差和光滑度有著嚴格的要求, 雖然國內外已經形成了較多的自然層流機翼的相關設計和驗證方案，但投入工程實用的較為有限，原因之一就是缺乏光滑、防塵的機翼表層材質。
展開 模具溫度對注塑成型的影響有多大？
模具溫度更高意味著流動阻力更小。
在許多注塑機上，這自然就意味著更快流過澆、澆口和型腔，因為所用的注塑流動控制閥并不糾正這個改變，填充更快會在澆道和型腔內引起更高的有效壓力。可能造成溢料毛邊。
由于更熱的模型并不凍結那些在高壓形成之前進入溢料邊區域的塑料，熔料可在頂出桿周圍溢料毛邊并溢出到分割線間隙內。這表明需要有良好的注射速率控制，而一些現代化的流動控制編程器也確實可以做到這點。
通常，模具溫度的升高會減少塑料在型腔晨有冷凝層，使熔融材料在型腔內更易于流動，從而獲得更大的零件重量和更好的表面質量。同時，模具溫度的提高還會使零件張力強度增加。
模具的保溫方法
如果模具沒有保溫，流失到空氣和注塑機上的熱量可以很容易地與射料缸流失的一樣多。所以要將模具與機板隔熱，如果可能，將模具的表面隔熱。如果考慮用熱流道模具，嘗試減少熱道部分和冷卻了的注塑件之間的熱量交換。這樣的方法可以減少能量流失和預熱時間。
展開 
注塑模具的保溫方法，你知道嗎？
模具溫度更高意味著流動阻力更小。
在許多注塑機上，這自然就意味著更快流過澆口和型腔，因為所用的注塑流動控制閥并不糾正這個改變，填充更快會在澆道和型腔內引起更高的有效壓力。
可能造成溢料毛邊。由于更熱的模型并不凍結那些在高壓形成之前進入溢料邊區域的塑料，熔料可在頂出桿周圍溢料毛邊并溢出到分割線間隙內。這表明需要有良好的注射速率控制，而一些現代化的流動控制編程器也確實可以做到這點。
通常，模具溫度的升高會減少塑料在型腔內有冷凝層，使熔融材料在型腔內更易于流動，從而獲得更大的零件重量和更好的表面質量。同時，模具溫度的提高還會使零件張力強度增加。
模具的保溫方法
許多模具，尤其是工程用的熱塑性塑料，在相對較高的溫度下運行，如80攝氏度或176華氏度。如果模具沒有保溫，流失到空氣和注塑機上的熱量可以很容易地與射料缸流失的一樣多。
所以要將模具一骨架板隔熱，如果可能，將模具的表面隔熱熱。如果考慮用熱流道模具，嘗試減少熱流道部分和冷卻了的注塑件之間的熱量交換。這樣的方法可以減少能量流失和預熱時間。
展開 注塑成型模具溫度控制方法及影響因素分析
模具溫度更高意味著流動阻力更小。
在許多注塑機上，這自然就意味著更快流過澆口和型腔，因為所用的注塑流動控制閥并不糾正這個改變，填充更快會在澆道和型腔內引起更高的有效壓力，可能造成溢料毛邊。
由于更熱的模具型腔并不凍結那些在高壓形成之前進入溢料邊區域的塑料，熔料可在頂出桿周圍溢料（毛邊）并溢出到分割線間隙內。這表明需要有良好的注射速率控制，而一些現代化的流動控制編程器也確實可以做到這點。
通常，模具溫度的升高會減少塑料在型腔內有冷凝層，使熔融材料在型腔內更易于流動，從而獲得更大的零件重量和更好的表面質量。同時，模具溫度的提高還會使零件張力強度增加。
展開 計算流體力學 | 控制方程
這三個基本的物理原理分別對應三個控制方程，即流體力學的控制方程（連續性方程、動量方程、能量方程），這三個方程即是相應物理原理的數學描述。
對應于不同的流動模型，這些方程又有不盡相同的形式。值得一提的是，對于流體力學本身，這些不同形式的控制方程是沒有本質上區別，但是對于CFD而言，方程的形式將直接決定求解的結果，不適宜的方程也許我們將得不到收斂的解。
流體力學的控制方程在數學上大多是由非線性偏微分方程藕合而成的方程組，到目前為止，我們還沒有找到它們封閉的通解（也許是僅僅還沒有找到而已）。
守恒與非守恒形式方程的定義與區別將在后面講述
下面我們將對于三個物理原理及其對應的三個控制方程分別討論：
a. 質量守恒定律---連續性方程
對于不同的流動模型，連續性方程的形式如下
（控制體的）有限體積是方程具有積分形式的原因，而空間位置的固定是方程稱之為守恒型的原因
b. 牛頓第二定律---動量方程
由連續性方程的推導可以看出，不同形式的方程之間可以相互轉化（運用斯托克斯公式可以推導），為篇幅原因，我們可以省去一些不必要的重復，下面僅給出一種流動模型的相關方程
對于隨流體運動的微團
c. 能量守恒定律---能量方程
對于隨流體運動的微團
粘性流動的控制方程（納維-斯托克斯方程）
從歷史的角度來講，NS方程（納維斯托克斯方程）僅指粘性流動的動量方程，但是當代的文獻把NS方程的范圍擴大，將粘性流動的控制方程統稱為NS方程（歐拉方程也有相似的歷史）。
一般情況下，非定常三維可壓縮粘性流動的控制方程如下
1）連續性方程
a. 非守恒形式
b. 守恒形式
2）動量方程
a. 非守恒形式
b.
展開 一文了解注塑成型模溫控制
模溫控制型式：
1、冷凍機 8 OC-15 OC之間冷卻，注意冒汗生銹之問題。
2、水溫機 96 OC以內，直接補充水源。
3、油溫機 150 OC以內，油溫循環間接用水冷卻。
4、電熱片、棒 200 OC以內，小心漏電。
模具溫度對注塑成型的影響：
模具溫度是注塑成型中最要的變量----無論注塑何種塑料，必須保證形成模具表面基本的濕潤。一個熱的模具表面使塑料表面長時間保持液態，足以在型腔內形成壓力。
如果型腔填滿而且在凍結的表皮硬化之前，型腔壓力可將柔軟的塑料壓在金屬上，那么型腔表面的復制就高。另一方面，如果在低壓下進入型腔的塑料暫停了，不論時間多短，那么它與金屬的輕微接觸都會造成污點，有時被稱為澆口污斑。
對于每一種塑料和塑膠件，存在一個模具表面溫度的極限，超過這個極限就可能出現一種或更多不良影響（例如：組件可以溢出毛邊）。模具溫度更高意味著流動阻力更小。在許多注塑機上，這自然就意味著更快流過澆口和型腔，因為所用的注塑流動控制閥并不糾正這個改變，填充更快會在澆道和型腔內引起更高的有效壓力。
可能造成溢料毛邊。由于更熱的模型并不凍結那些在高壓形成之前進入溢料邊區域的塑料，熔料可在頂出桿周圍溢料毛邊并溢出到分割線間隙內。這表明需要有良好的注射速率控制，而一些現代化的流動控制編程器也確實可以做到這點。
通常，模具溫度的升高會減少塑料在型腔內有冷凝層，使熔融材料在型腔內更易于流動，從而獲得更大的零件重量和更好的表面質量。同時，模具溫度的提高還會使零件張力強度增加。
模具的保溫方法：
許多模具，尤其是工程用的熱塑性塑料，在相對較高的溫度下運行，如80攝氏度或176華氏度。
展開 ”十三五“流體力學學科重點發展戰略
研究高超聲速流動轉捩機理、各種不穩定擾動模態的相互作用機理、轉捩位置的預測，建立和發展普適性更廣的湍流和轉捩模型，包括化學反應的燃燒模型，建立有效的轉捩預測方法。
建立基于湍流機理的流動控制方法，進行湍流抑制或增強，達到對流動分離和非定常現象進行控制的目的。
研究與高超聲速飛行器構型相關的流動穩定性特性，以及高溫引起的氣體物性變化對流動穩定性的影響，發展基于流動穩定性理論的轉捩預測方法。
開展可壓縮湍流模式的試驗驗證及數值模擬研究，準確預測高速飛行器的摩擦阻力和氣動熱環境。
2、非定常流動的機理及控制
非定常流所要研究的是流動特性隨時間變化的物理過程，運動學和動力學特性依賴于各種限制條件和流動的整個歷史過程，與工程問題密切相關。物體的非定常運動，經常伴隨著流動分離、剪切層和旋渦的產生、演化及相互作用，具有強的非線性特性，出現了一系列重要的流動現象，如動邊界及流固耦合、渦與邊界層的相互作用機理及演化、流體界面演化與失穩及激波和旋渦共存的復雜流動等。多種因素的相互影響和制約，以及流動控制技術的發展，為實施流動控制和改善流動特性提供了多種可能的方法和途徑。
主要研究內容包括：
動邊界及流固耦合的非定常流動特性及其控制，包括運動固體或柔性體邊界、主動或被動變形的物體表面等。
復雜多介質間界面的演化與失穩，以及介觀三相接觸線與宏觀流動、界面運動間相互作用機理的高精度實驗、數值模擬和理論分析。
以激波、轉捩、湍流和旋渦分離流為主要特征的復雜非定常流動，邊界層分離形成的剪切層不穩定性及其發展、尾流剪切層的相互誘導以及射流剪切層的混摻效應等。
非定常流動的控制方法，通過外加能量形成非定常擾動進行控制，包括與邊界層 / 剪切層不穩定性匹配的擾動尺度與頻率的選取，可以進行優化或次優化的閉環主動流動控制。
展開 從此告別單一注塑，多模腔技術引領未來！
但仍有許多因素，即使是對稱式的流道設計仍無法順利解決熔體流動平衡的問題，舉例如下：
■高速充填在流道產生剪切熱，導致流動不對稱( 如圖2、３所示)
圖2、3: 剪切升熱造成流動不平衡
■水路設計導致模具的冷卻不均( 如圖4 所示)
圖4: 水路設計導致模具的冷卻不均
■模具變形造成模腔厚度偏差
■非均質性熔膠( 熔化不均、溫度不均) 造成流動不對稱
■排氣阻塞造成流動阻力不對稱
■冷料團的堵塞造成流動阻力不對稱
■熱澆道的溫度控制不穩定或不佳
為解決上述問題，本專案架構多模腔熔體流動平衡智慧控制模組，各模腔內部相同對應位置埋設模腔訊號傳感器( 如首圖左所示)，當熔體流動波前觸碰到模腔傳感器時，傳感器發出一觸發訊號，智慧控制模組以偵測各腔熔體流動波前抵達模腔傳感器的觸發訊號時間差Δt，作為辨別熔體在各腔流動的平衡狀態，當時間差Δt 過大表示各腔熔體流動波前不平衡( 或快或慢)。
注塑成型過程中監視各模腔熔體流動平衡狀態，當環境、模具、塑料變異與機臺磨耗老化影響各腔流動不均齊時，多模腔熔體流動平衡智慧控制模組將模腔傳感器訊號傳送至注塑機控制器( 如首圖右所示)，注塑機控制器透過傳感器回饋時間差Δt 訊號，計算與執行熱澆道溫度補償數值與機械手臂不良品自動檢出作業，達到各腔流動平衡狀態與少人化的目的，以節省生產SQC(Statistical Quality Control) 過程中人工檢驗與材料浪費的成本。
展開 注塑成型的影響因素丨模具溫度
模具溫度更高意味著流動阻力更小。在許多注塑機上，這自然就意味著更快流過澆、澆口和型腔，因為所用的注塑流動控制閥并不糾正這個改變，填充更快會在澆道和型腔內引起更高的有效壓力。可能造成溢料毛邊。由于更熱的模型并不凍結那些在高壓形成之前進入溢料邊區域的塑料，熔料可在頂出桿周圍溢料毛邊并溢出到分割線間隙內。這表明需要有良好的注射速率控制，而一些現代化的流動控制編程器也確實可以做到這點。
通常，模具溫度的升高會減少塑料在型腔晨有冷凝層，使熔融材料在型腔內更易于流動，從而獲得更大的零件重量和更好的表面質量。同時，模具溫度的提高還會使零件張力強度增加。
模具的保溫方法
許多模具，尤其是工程用的熱塑性塑料，相對較高的溫度下運行，如80攝氏度或176華氏度。如果模具沒有保溫，流失到空氣和注塑機上的熱量可以很容易地與射料缸流失的一樣多。所以要將模具與機板隔熱，如果可能，將模具的表面隔熱。如果考慮用熱流道模具，嘗試減少熱道部分和冷卻了的注塑件之間的熱量交換。這樣的方法可以減少能量流失和預熱時間。
一、塑模溫度控制
【一】溫度控制必要性
（１）溫度控制對成形性之目的及作為
成形品外觀，材料物理性質，成形循環等，受模仁溫度之影響，頗為顯著。一般成型情況，模仁溫度保持于較低，可以提高射出次數較為理想，但與成形品形狀(模仁構造)及成品材料種類有關之成形循環亦寄賴于必需提高模仁充填之溫度。
（２）為防止應力作溫度控制
此為成形品材料問題，此項要求唯有※冷卻速度。入冷確時間短，即使有一部份硬化一部份尚軟之場合，仍能避免由于不均一收縮引起應力。亦即適當之溫度控制能對冷卻應力性質改良。
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球型止回閥數值仿真
本篇案例基于流-固耦合方法，實現了球型止回閥的流動控制功能，模擬結果如圖所示
感興趣的朋友可加我交流模型。Q：172497934，群1:743937736，群2：858277810。
長航時無人機關鍵技術研究進展
目前常用的翼型優化算法主要有控制面法[30]、多目標遺傳算法[31]、粒子群優化算法[32]等.針對長航時無人機翼型，Zhao等[33]通過求解考慮層流轉捩的雷諾平均N-S方程，基于粒子群優化算法，構建了翼型綜合優化設計平臺，尋找可以應用于長航時無人機的最優自然層流翼型.Nikolaev等[34]基于遺傳算法，利用翼展方向的升力系數分布對翼型進行優化，實現了低雷諾數條件下大展弦比機翼的準確計算與快速優化設計.
2.1.2 流動控制技術研究
采用適當的流動控制技術也是增大機翼升阻比的重要方法.目前國內外均已展開了低雷諾數翼型控制技術的研究，流動控制主要分為主動流動控制和被動流動控制.針對主動流動控制技術，Yang等[35]進行了低雷諾數下聲激勵主動流動控制技術的研究.Buchmann等[36]提出了前緣零質量射流對大迎角分離的控制技術.左偉等[37]和劉沛清等[38]分別應用合成微射流(Micro-SJ)和吹吸氣技術，對翼面層流分離泡(低雷諾數下翼型的特殊流動現象)進行控制，推遲了失速迎角、增大了機翼最大升力系數和最大升阻比.由于主動控制技術需要利用加入外部能量對邊界層進行控制，增加了額外復雜激勵裝置，因此，加大了長航時無人機應用該技術的難度.
被動流動控制方法具有耗能小、裝置簡單、實用性強、控制效果明顯等優點，常用的被動流動控制方法有渦流發生器、溝槽壁面、前緣襟翼、后緣縫翼以及仿生機翼前后緣等[39-42].被動流動控制通過控制邊界層流動狀態，抑制了流動分離，提高了機翼升阻比，并改善了機翼失速特性.隨著智能材料的發展，可變形機翼成為被動流動控制研究的重要分支[43]，如圖5所示.目前已有學者開展了長航時無人機可變形機翼技術的研究.
展開 【深度學習驅動的流體力學計算與應用】專題
【深度學習驅動的流體力學計算與應用】專題
基于OpenFOAM的矩形柱體LES模擬案例
基于python語言的CFD數據后處理
運用Python處理實驗數據
基于人工智能技術的流場預測與重構方法
運用UNet算法進行壓力時序預測
掌握基于多層感知機(MLP)的氣動性能預測方法
基于多層感知機(MLP)的民航超臨界機翼氣動性能預測
基于LES/DNS湍流模擬的時空超分辨率研究
基于深度學習的流場時序超分辨率處理
基于深度強化學習的矩形柱體主動流動控制
運用深度強化學習進行離散動作空間/連續動作空間的優化
耦合代理模型的深度強化學習在民航飛機外形優化中的應用
前沿文獻的解讀，如SORA技術、風烏技術等，了解人工智能技術在流體力學領域的最新進展，保持學術前沿性
可在某公某號咨詢：研而有信er （加關后有聯系方式可詳詢）
展開 不過找到了一些自適應機翼的一些資料：
適應機翼技術研究可分為通過機翼結構較小尺度變形的流動控制設計和較大尺度改變機翼幾何構型的自適應結構設計兩個范疇 。改變機翼構型的自適應結構又包括可變前后緣結構、 扭轉機翼盒段結構、 可變展弦比機翼結構這三種實現方式。 根據目前自適應機翼技術的研究現狀, 歸納出了實現機翼自適應功能的兩種途徑, 其中, 采用智能材料結構進行驅動控制的研究代表了自適應機翼技術的發展趨勢, 而基于傳統材料結構的自適應機翼技術則在現階段更具有工程應用價值。
還有些相關視頻，感興趣的朋友可以看一下
Adaptive Wing version (Morphing Wing).mp4
NASA flexible wing concepts.mp4
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