張 鑫，黃 勇，沈志洪，黃宗波，王萬(wàn)波，王勛年

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

隨著飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能的不斷提高，主動(dòng)流動(dòng)控制越來(lái)越重要并顯出了不可替代的作用，可用于抑制流動(dòng)分離、減小阻力、增加升力、壓氣機(jī)擴(kuò)穩(wěn)增效、抑制噪聲、改善摻混、提高燃燒穩(wěn)定性和燃燒效率、產(chǎn)生矢量推力以及增強(qiáng)傳熱和傳質(zhì)等。

介質(zhì)阻擋放電（DBD）等離子體流動(dòng)控制技術(shù)是一種新型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，可以利用微量的、局部的氣流擾動(dòng)來(lái)控制大流量、全局性的流場(chǎng)。例如，使邊界層盡量保持層流和抑制邊界層分離，控制旋渦流場(chǎng)，使之產(chǎn)生有利干擾，從而增加機(jī)翼的有效面積、彎度和環(huán)量等。介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的應(yīng)用，有可能使飛行器及動(dòng)力裝置的性能實(shí)現(xiàn)重大提升［1］。

從中國(guó)的研究文獻(xiàn)來(lái)看［1］，介質(zhì)阻擋放電流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的研究多數(shù)停留在低風(fēng)速范圍內(nèi)，來(lái)流馬赫數(shù)一般不超過(guò)0.1，而在實(shí)際飛行中，飛行器飛行速度多在100m／s以上。因此，為使等離子體流動(dòng)控制技術(shù)具有實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，就必須提高等離子體在高風(fēng)速下的流動(dòng)控制能力。在來(lái)流風(fēng)速對(duì)介質(zhì)阻擋放電流動(dòng)控制效果影響的試驗(yàn)結(jié)果基礎(chǔ)上，研究在100m／s風(fēng)速下介質(zhì)阻擋放電等離子體對(duì)翼－身組合體模型失速分離的抑制作用。

1 介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)主動(dòng)控制的基本原理

典型的介質(zhì)阻擋放電等離子體布局形式如圖1所示。激勵(lì)電極分為上層電極與下層電極，中間由絕緣介質(zhì)隔開(kāi)。電極與高壓電源相連，電極附近的空氣在強(qiáng)電場(chǎng)作用下被電離產(chǎn)生等離子體，離子在空間不均勻電場(chǎng)的作用下，向電場(chǎng)梯度方向進(jìn)行定向運(yùn)動(dòng)，離子在定向運(yùn)動(dòng)的過(guò)程中與環(huán)境空氣分子碰撞，使氣流產(chǎn)生擾動(dòng)，發(fā)生動(dòng)量交換，向邊界層注入能量，改變其空氣動(dòng)力特性。

圖1 典型的介質(zhì)阻擋放電等離子體布局示意圖Fig.1 Schematic diagram of plasma flow control

2 介質(zhì)阻擋放電氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼－身組合體失速分離的試驗(yàn)研究

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)

試驗(yàn)系統(tǒng)包括多相位電源、翼－身組合體模型、支撐系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)等。

多相位電源主要由多相位信號(hào)發(fā)生器、SPWM正弦波調(diào)制器、多相位信號(hào)功率放大器和升壓變壓器等部分組成。輸出電壓有8個(gè)相位，每個(gè)相位相差45°。實(shí)驗(yàn)采用一個(gè)相位，輸出電壓0～5kV連續(xù)可調(diào)，輸出頻率0.1～6kHz連續(xù)可調(diào)。

如圖2所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐恚斫M合體，包括前機(jī)身、后機(jī)身、平直機(jī)翼以及各種堵塊。模型為全金屬結(jié)構(gòu)，展長(zhǎng)2m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)83mm。模型作為下層電極，與地線相連。模型表面布置厚度為0.1mm的聚酰亞胺膠帶。在聚酰亞胺膠帶上面布置厚度為0.05mm的銅箔。寬度為2mm的銅箔與多相位電源相連。圖3給出了電極布置示意圖，銅箔布置在與機(jī)翼前緣距離6mm的位置。銅箔沿展長(zhǎng)布置的長(zhǎng)度為0.9m。

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b照片F(xiàn)ig.2 Experimental model with plasma actuator

圖3 電極布置示意圖Fig.3 Schematic diagram of electrode arrangement

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心Φ3.2m亞聲速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座開(kāi)閉口兩用的回流式風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為圓形，直徑為3.2m。開(kāi)口試驗(yàn)段最高風(fēng)速可達(dá)115m／s，閉口試驗(yàn)段最高風(fēng)速為145m／s。本期試驗(yàn)在開(kāi)口試驗(yàn)段進(jìn)行。

試驗(yàn)使用的支撐系統(tǒng)為Φ3.2m風(fēng)洞張線尾撐試驗(yàn)裝置。該裝置主要由張線掛架、支撐架、橫梁、支座、尾支桿和張線等部分組成，如圖4所示。為減小試驗(yàn)中可能出現(xiàn)的模型振動(dòng)問(wèn)題，在張線和掛架間聯(lián)入抑振彈簧，同時(shí)采用鋼桿拉緊的辦法增大尾支桿剛度，達(dá)到減振目的。試驗(yàn)中采用φ60mm尾支桿進(jìn)行支撐，張線鋼桿的直徑為4mm。

圖4 張線尾撐裝置示意圖Fig.4 Schematic diagram of support system

模型和六分量?jī)?nèi)式應(yīng)變天平通過(guò)尾支桿安裝在支撐系統(tǒng)上。天平置于模型內(nèi)部。通過(guò)姿態(tài)角控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)模型迎角和側(cè)滑角的變化。

試驗(yàn)采用便攜式VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，以工控機(jī)為主體，以數(shù)據(jù)采集處理計(jì)算機(jī)作為上位機(jī)，具有8通道差分輸入，綜合精度優(yōu)于0.1%。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.2.1 不同風(fēng)速對(duì)介質(zhì)阻擋放電流動(dòng)控制效果的影響研究

根據(jù)前期的試驗(yàn)結(jié)果，采用激勵(lì)電壓U＝4kV、電源頻率f＝3kHz，在不同風(fēng)速下，研究介質(zhì)阻擋放電對(duì)翼－身組合體的控制作用。

如圖5～7及表1所示，隨著來(lái)流風(fēng)速的提高，升力線急劇下降時(shí)推遲的失速迎角角度保持在3°以上，最大升力系數(shù)增大量保持在2%左右；在失速迎角附近，阻力系數(shù)最大減小量受風(fēng)速影響較??；在風(fēng)速為70m／s時(shí)，升阻比最大提高118%。

因此可以得出：（1）采用金屬模型本身作為下層電極的介質(zhì)阻擋放電形式，其控制效果受風(fēng)速影響較?。唬?）介質(zhì)阻擋放電氣動(dòng)激勵(lì)能夠在較高風(fēng)速下控制模型氣動(dòng)力，抑制模型表面氣流分離，推遲失速，提高升阻比。

圖5 來(lái)流速度對(duì)施加流動(dòng)控制前后升力系數(shù)的影響Fig.5 The freestream flow velocity vs lift coefficient before and after actuation

圖6 來(lái)流速度對(duì)施加流動(dòng)控制前后阻力系數(shù)的影響Fig.6 The freestream flow velocity vs drag coefficient before and after actuation

圖7 來(lái)流速度對(duì)施加流動(dòng)控制前后升阻比的影響Fig.7 The freestream flow velocity vs lift－to－drag ratio coefficient before and after actuation

表1 不同風(fēng)速下縱向特征參數(shù)表Table 1 Longitudinal characteristic parameters with different freestream flow velocities

2.2.2 在100m／s風(fēng)速下介質(zhì)阻擋放電控制翼－身組合體失速分離的試驗(yàn)研究

在來(lái)流風(fēng)速對(duì)介質(zhì)阻擋放電流動(dòng)控制效果影響研究的基礎(chǔ)上，采用激勵(lì)電壓U＝4kV、電源頻率f＝3kHz，開(kāi)展了在100m／s風(fēng)速下等離子體流動(dòng)主動(dòng)控制翼－身組合體氣動(dòng)特性的試驗(yàn)研究。基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re＝5.68×105。圖8～10給出了介質(zhì)阻擋放電氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)翼－身組合體氣動(dòng)力的影響曲線，表2給出了相應(yīng)的縱向特征參數(shù)。

由圖8和表2可知，在小迎角時(shí)，介質(zhì)阻擋放電氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)升力影響效果不明顯；當(dāng)迎角增大到失速附近，控制效果顯著。在介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)主動(dòng)控制的激勵(lì)作用下，翼－身組合體氣動(dòng)特性得到明顯改善，升力線急劇下降時(shí)的失速迎角推遲約30%，最大升力系數(shù)增大約2.5%。

圖8 介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)翼－身組合體升力的影響Fig.8 Lift coefficient before and after plasma actuation

表2 縱向特征參數(shù)表Table 2 Longitudinal characteristic parameters

圖9給出了介質(zhì)阻擋放電對(duì)翼－身組合體阻力特性的影響。在小迎角時(shí)，阻力略有增加。最小阻力系數(shù)增加約0.001。在分離點(diǎn)附近，阻力減小較明顯。

如圖10所示，在迎角14°附近升阻比最大提高77%。

圖9 介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)翼－身組合體阻力的影響Fig.9 Drag coefficient before and after plasma actuation

圖10 介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)翼－身組合體升阻比的影響Fig.10 Lift－to－drag ratio before and after plasma actuation

3 結(jié) 論

通過(guò)測(cè)力試驗(yàn)研究，證明了在高風(fēng)速條件下介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動(dòng)激勵(lì)能夠有效地抑制翼－身組合體的流動(dòng)分離，推遲失速迎角，提高升阻比。研究結(jié)果為等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的工程應(yīng)用奠定了重要基礎(chǔ)。

［1］ 李鋼，聶超群，朱俊強(qiáng).介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的研究進(jìn)展［J］.科技導(dǎo)報(bào)，2008，26（4）：87－92.

［2］ 吳云，李應(yīng)紅，朱俊強(qiáng).等離子體氣動(dòng)激勵(lì)擴(kuò)大低速軸流式壓氣機(jī)穩(wěn)定性的實(shí)驗(yàn)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（5）：25－30.

［3］ 梁華，李應(yīng)紅，程邦勤.等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼型失速分離的仿真研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（5）：777－783.

［4］ 梁華，李應(yīng)紅，吳云.等離子體氣動(dòng)激勵(lì)平板邊界層的仿真［J］.核聚變與等離子體物理，2009，29（1）：72－77.

［5］ 毛枚良，鄧小剛，陳堅(jiān)強(qiáng).常氣壓輝光放電等離子體控制翼型失速的數(shù)值模擬研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2008，26（3）：334－338.

［6］ 毛枚良，鄧小剛，陳亮中.常氣壓輝光放電等離子體對(duì)邊界層流動(dòng)的影響［J］.計(jì)算物理，2009，26（1）：57－63.

［7］ JUKES T N，CHOI K S，JOHNSON G A，et al.Turbulent boundary－layer control for drag reduction using surface plasma［R］.AIAA 2004－2216.

［8］ POST M L，CORKE T C.Separation control on high angle of attack airfoil using plasma actuators［J］.AIAA Journal，2004，42（11）：2177－2184.

［9］ ZHANG P F，LIU A B，WANG J J.Aerodynamic modification of NACA 0012airfoil by trailing edge plasma gurney flap［J］.AIAA Journal，2009，47（10）：2467－2474.

［10］POST M L，CORKE T C.Separation control using plasma actuators：dynamic stall vortex control on oscillating airfoil［J］.AIAA Journal，2006，44（12）：3125－3135.

［11］PATEL M P，NG T T，VASUDEVAN S，et al.Plasma actuators for hingeless aerodynamic control of an unmanned air vehicle［J］.Journal of Aircraft，2007，44（4）：1264－1274.

［12］BALCER B E.Boundary layer flow control using plasma induced velocity［R］.USA：Air Force Institute of Technology（AU），2005.

［13］HUANG Jun－h(huán)ui，CORKE T C，THOMAS F O.Plasma actuators for separation control of low－pressure turbine blades［J］.AIAA Journal，2006，44（1）：1477－1487.

［14］ZHANG P F，WANG J J，F(xiàn)ENG L H，et al.Experimental study of plasma flow control on highly swept delta wing［J］.AIAA Journal，2010，48（1）：249－252.