田 濱，李華星，孟宣市，羅時鈞，劉 鋒

（1.西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵國家級重點實驗室，陜西 西安 710072；2.美國加州大學(xué)爾灣分校 機械與宇航工程系，爾灣 92697－3975，美國）

0 引 言

具有高機動性能的戰(zhàn)斗機、導(dǎo)彈等飛行器，頭部通常設(shè)計成細(xì)長的尖頭旋成體。在大迎角下，飛行器的這種細(xì)長前體會產(chǎn)生一對分離渦。當(dāng)迎角增加到一定程度時，分離渦會變得非對稱，同時產(chǎn)生很大的側(cè)向力和力矩［1－2］。這種由于分離渦的非對稱而產(chǎn)生的側(cè)向力和力矩，其大小和方向是不可預(yù)估的，對飛行器的機動性和穩(wěn)定性有很大的影響。由于這種大迎角非對稱分離渦對尖頭的擾動是非常敏感的［3－4］。因此，通過在尖頭很小的區(qū)域注入少部分能量就能實現(xiàn)對飛行器的主動控制，從而使得飛行器的機動性和穩(wěn)定性得到很大的提高。

近年來，研究者們應(yīng)用各種新型流動控制技術(shù)對細(xì)長體大迎角非對稱分離渦的流動控制進行了研究。E.Hanff等［5］在細(xì)長尖拱體頭部安裝了兩個向前吹氣的氣管，實現(xiàn)了對細(xì)長尖拱體側(cè)向力的比例控制。顧蘊松等［6］通過在尖拱體頭部安裝小擾動片的方式實現(xiàn)了側(cè)向力的比例控制。

近年來，劉鋒、孟宣市等［7－8］在風(fēng)洞中利用等離子流動控制雙側(cè)占空循環(huán)技術(shù)實現(xiàn)了對細(xì)長圓錐前體側(cè)向力和力矩的近似比例控制。本文在此基礎(chǔ)上，利用單側(cè)脈沖等離子流動控制技術(shù)，改變不同的占空比，研究其對細(xì)長圓錐前體分離渦流場的控制特性。

1 模型及試驗裝置

試驗?zāi)Ｐ陀蓤A錐段、圓弧過渡段和圓柱整流段3部分組裝而成（見圖1）。圓錐段半頂角為10°，長度L＝463.8mm，底面直徑D＝163.6mm。在圓錐段布置有九個測壓截面，沿軸線等距分布。其中第八截面為動態(tài)測壓截面，周向布置24個測壓孔。其他截面為靜態(tài)測壓截面，每個截面周向均勻布置36個測壓孔。另外，圓錐尖端頭部開始的150mm長度部分為絕緣塑料加工制成，用于粘貼等離子體激勵器。

在圓錐尖端頭部，對稱安裝一對單電極介質(zhì)阻擋放電等離子激勵器，分別位于方位角θ＝±120°處，θ＝0°的位置是在迎風(fēng)面的正中。電極材料為銅箔制，厚度0.03mm。電極沿圓錐母線的長度為20mm，前緣距圓錐頂點9mm，中間為厚度0.4mm的Kapton絕緣層，水平間距1.5mm。裸露電極和掩埋電極的寬度分別為1mm和2mm（見圖2）。激勵器所誘導(dǎo)的氣流從θ＝±120°起，與圓錐相切，方向是逆著來流的。根據(jù)Coanda效應(yīng)（附壁效應(yīng)），誘導(dǎo)氣流將附著于圓錐表面。

圖1 試驗?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

圖2 激勵器的安裝Fig.2 Arrangement of the plasma actuators

南京蘇曼電子有限公司生產(chǎn)的CTP－2000K介質(zhì)阻擋放電等離子體發(fā)生器和1臺PC－07數(shù)字脈沖調(diào)制器為等離子體激勵器提供脈沖激勵和占空循環(huán)調(diào)制。試驗使用的是單側(cè)脈沖控制技術(shù)，因此只有左舷等離子激勵器工作，右舷激勵器始終是關(guān)閉的，一直處于不工作狀態(tài)。

試驗在西北工業(yè)大學(xué)NF－3直流式低速風(fēng)洞進行。風(fēng)洞試驗段尺寸長×寬×高＝8m×3m×1.6m，最大風(fēng)速為120m／s，氣流湍流度ε≤0.045%。試驗風(fēng)速為5m／s，基于圓錐段底面直徑的雷諾數(shù)Re＝5×104，迎角α＝35°。

試驗所用的壓力掃描閥包括靜態(tài)掃描閥和動態(tài)掃描閥。靜態(tài)壓力掃描閥選取的是PSI公司產(chǎn)的9816型，采樣頻率100Hz，測量精度為0.05%，采樣時間為15s。動態(tài)壓力掃描閥選用Kulite型XCS－093，單通道采樣速率100K／s，測量精度為0.1%。試驗中動態(tài)掃描閥的采樣頻率為5000Hz，采樣時間均為30s。

2 試驗結(jié)果

2.1 靜態(tài)壓力分布及側(cè)力

試驗探討的是左舷（面向來流，模型左側(cè)）激勵器單側(cè)脈沖放電下，對流場進行控制的情況。因此，右舷激勵器始終是關(guān)閉的，一直處于不工作狀態(tài)。加載在左舷等離子激勵器上的輸出電壓Vp－p＝14.5kV，頻率F＝11.8kHz，脈沖調(diào)制頻率為50Hz。τp＝0.01時，輸入功率最小，基本為0。τp＝0.99時，輸入功率達(dá)到最大值14.8W。

圖3分別給出了在不同占空比下第5截面方位角0°～360°和60°～300°之間的壓力分布情況。從圖中可以看出，隨著占空比的變化，吸力峰逐漸從左舷高、右舷低的狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橛蚁细摺⒆笙系偷臓顟B(tài)，左右舷壓力分布發(fā)生了轉(zhuǎn)換。這說明通過單側(cè)脈沖放電，改變占空比同樣可以實現(xiàn)對非對稱渦的有效控制。τp＝0.01時的壓力分布和激勵器關(guān)閉時的壓力分布基本是重合的。這是因為當(dāng)τp＝0.01時激勵器在一個脈沖周期內(nèi)工作的時間非常短，注入的能量很小，幾乎可以忽略。因此，對流場的影響微乎其微。τp＝0.01時的輸入功率也說明了這一點，當(dāng)τp＝0.01時，輸入電流很小，基本為0，輸入的功率也近似等于0。當(dāng)τp＝0.6時，壓力分布曲線基本處于對稱位置，這時的當(dāng)?shù)貍?cè)向力CYd也近似為0。τp＝0.01和τp＝0.99時的壓力分布實現(xiàn)了兩個雙穩(wěn)態(tài)之間的轉(zhuǎn)換，但沒有完全的鏡像對稱，左舷吸力峰要略高于右舷。

圖3 第五截面周向壓力分布隨占空比的變化Fig.3 Circumference pressure distribution variations with different duty cycle ratios at Section 5th

圖4給出了奇數(shù)測量截面當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)CYd隨占空比的變化情況。圖5描述的是當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)增量ΔCYd隨占空比的變化情況。當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)增量ΔCYd是通過不同占空比的當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)減去激勵器關(guān)閉時的當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)得來的。從圖4和圖5中可以看出，CYd的變化呈現(xiàn)良好的線性度，并且越是靠近圓錐前端的截面，線性度越好，到了圓錐的后端截面線性度有所減弱。但整體看來，這次的控制效果仍然是很好的，達(dá)到了良好的線性度。

圖4 奇數(shù)截面當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)隨占空比的變化Fig.4 Local side force coefficient variation of odd sections with different duty cycle ratios

圖5 奇數(shù)截面當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)增量隨占空比的變化Fig.5 The increment of local side force coefficient variation of odd sections with different duty cycle ratios

圖6給出了圓錐段總的側(cè)向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)隨占空比的變化情況。隨著占空比的變化，總的側(cè)向力和偏航力矩基本上是線性變化的。這說明通過單側(cè)脈沖放電，改變不同的占空比同樣可以控制圓錐段的側(cè)向力和偏航力矩，并且可以達(dá)到雙穩(wěn)態(tài)之間的任意一個數(shù)值，包括零值。與文獻(xiàn)［7－8］研究結(jié)果相比較，這次的線性度有了很大的提高，這主要與脈沖頻率的提高有關(guān)。激勵器制作精度的提高也是一個重要方面。

圖6 圓錐段側(cè)向力系數(shù)和偏航力矩系數(shù)隨占空比的變化Fig.6 The variations of overall side force and yawing moment coefficients on cone with different duty cycle ratios

2.2 動態(tài)結(jié)果分析

圖7描述的是第八截面動態(tài)壓力分布30s全時間平均結(jié)果隨占空比的變化情況。從圖中可以看出，隨著占空比的變化，吸力峰從左舷高，右舷低的狀態(tài)逐漸變?yōu)橛蚁细撸笙系偷臓顟B(tài)。這與圖3給出的靜態(tài)壓力分布相一致。圖8給出了第八截面動態(tài)壓力分布在τp＝0.8時不同時間下的全時間平均結(jié)果，分別取1s、10s、15s、20s、25s、30s進行全時間平均。從圖中可以看出，10s以后壓力分布基本達(dá)到收斂。

圖7 第八截面周向壓力分布隨占空比的變化Fig.7 Circumference pressure distribution variations with different duty cycle ratios at Section 8th

圖8 第八截面周向壓力分布隨時間的變化（τp＝0.8）Fig.8 Circumference pressure distribution variations with different time at Section 8th（τp＝0.8）

本次試驗中動態(tài)傳感器的采集頻率是5000Hz，采集時間為30s，等離子脈沖調(diào)制頻率是50Hz。因此，每一個脈沖調(diào)制周期有100個相位角。在30s內(nèi)，每個相位角采集了1500個數(shù)據(jù)。圖9描述的是第八截面τp＝0.4時在給定的相位角下隨不同時間相位鎖定平均的壓力分布，選取的相位角為Ψ＝0°、144°、288°。從圖9可以看出，各個相位角下的壓力分布曲線在30s都達(dá)到了很好的收斂，只有Ψ＝144°時160°～240°方位角之間的測量值在30s內(nèi)沒有收斂。這是因為這個區(qū)域正處于兩個分離渦的中間，對擾動比其他區(qū)域更加敏感。其結(jié)果體現(xiàn)了本次試驗單側(cè)脈沖激勵的非定常特性。因此，從流場穩(wěn)定性角度看，這次的收斂效果是很好的。

圖9 相位鎖定平均壓力分布隨時間的收斂情況（τp＝0.4）Fig.9 Convergence of phase－locked－averaged pressure distribution with different times（τp＝0.4）

圖10描述的是第八截面τp＝0.4時在不同相位角下30s相位鎖定平均的壓力分布曲線與30s全時間平均的壓力分布曲線，選取的相位角為Ψ＝0°、72°、144°、216°、288°。從圖9的分析已經(jīng)得出，各個相位角在30s基本都已收斂。圖10中除θ＝160°～240°的區(qū)域外，相位鎖定的壓力分布曲線與全時間平均的壓力分布曲線都趨于重合。而θ＝160°～240°區(qū)域壓力分布的跳動正體現(xiàn)了單側(cè)脈沖激勵的非定常特性。當(dāng)τp＝0.4時，在一個脈沖調(diào)制周期里，激勵器開啟的時間是40%，其中有60%的時間是不工作的。因此，若流場的響應(yīng)是即時的，那么在激勵器不工作的時間里，壓力分布應(yīng)立即回到激勵器關(guān)閉的狀態(tài)，左右舷吸力峰應(yīng)該發(fā)生變化。比較不同相位角下的壓力分布，可以看到曲線并沒有發(fā)生明顯變化。這與文獻(xiàn)［9－10］的結(jié)果有所不同。這說明，在脈沖調(diào)制頻率50Hz的情況下，流動存在滯后現(xiàn)象［11］。第八截面處流場的響應(yīng)滯后于此次脈沖放電的頻率。

圖10 相位鎖定和全時間平均的壓力分布（τp＝0.4）Fig.10 Phase－locked and ensemble average pressure distribution（τp＝0.4）

3 結(jié) 論

試驗對圓錐－圓柱組合體進行了主動流動控制研究，利用單側(cè)脈沖等離子流動控制技術(shù)實現(xiàn)了對圓錐－圓柱組合體的有效控制。試驗證明了：

（1）當(dāng)非對稱渦流場處于雙穩(wěn)態(tài)時，通過單側(cè)脈沖放電同樣可以實現(xiàn)對細(xì)長圓錐前體非對稱側(cè)向力和力矩的比例控制，且具有良好的線性度。

（2）第八截面動態(tài)壓力數(shù)據(jù)的全時間平均和相位鎖定平均結(jié)果表明，在全時間平均和相位鎖定平均下，壓力分布都達(dá)到收斂。

（3）在脈沖調(diào)制頻率50Hz的情況下，流場的響應(yīng)滯后于此次脈沖放電的頻率，存在滯后現(xiàn)象。

致謝：本文得到了西北工業(yè)大學(xué)NF－3風(fēng)洞高永衛(wèi)教授、惠增宏高級工程師、肖春生工程師和課題組王健磊、趙帥、馬沖、秦浩的幫助，在此向他們表示感謝。

［1］ERICSSON L.Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip［J］.JournalofAircraft，1992，29（6）：1086－1090.

［2］LOWSON M，PONTON A.Symmetry breaking in vortex flows on conical bodies［J］.AIAAJ.，1992，30：1576－1583.

［3］ZILLIAC G G，DEGANI D，TOBAK M.Asymmetric vortices on a slender body of revolution［J］.AIAAJ.，1991，29（5）：667－675.

［4］陳學(xué)銳，鄧學(xué)鎣.旋成體頭部擾動對非對稱背渦特性的影響［A］.全國第九屆分離流、旋渦和流動控制會議論文集［C］，北京，2002：253－262.

［5］HANFF E，LEE R，KIND R J.Investigations on a dynamic forebody flow control system［C］.Proceedings of the 18th International Congress on Insrumentation in Aerospace Simulat ion Facilities.1999，28：1－9.

［6］顧蘊松，明曉.大迎角細(xì)長體側(cè)向力的比例控制［J］.航空學(xué)報，2006，27（5）：746－750.

［7］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Flow control over a conical forebody using duty－cycled plasma actuators［J］.AIAAJ.，2008，46（11）：2969－2973.

［8］孟宣市，郭志鑫，劉鋒，等.細(xì)長圓錐前體非對稱渦流場的等離子體控制［J］.航空學(xué)報，2010，31（3）：500－505.

［9］MENG X S，GUO Z X，LIU F，et al.Ensemble and phase－locked averaged loads controlled by plasma duty cycles［R］.AIAA Flow Control Conference.Orlando，F(xiàn)lorida，010.AIAA 2010－878.

［10］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Mechanisms for conical forebody flow control using plasma actuators［R］.AIAA 2009－4284，2009.

［11］李應(yīng)紅，梁華，馬清源，等.脈沖等離子體氣動激勵抑制翼型吸力面流動分離的試驗［J］.航空學(xué)報，2008，29（6）：1429－1435.