王 斌，李華星，郝江南

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072)

0 引言

早在1904年，Prandtl首次提出邊界層理論的同時，就給出了用抽引的辦法來控制繞圓柱流動和推遲分離的實驗結(jié)果，揭示了流動是可以控制的。通常采用的流動控制方法有：改變物體表面的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)、微型電機機構(gòu)受動法、渦流發(fā)生器、近物面流動的低動量流的移除(不連續(xù)的邊界層吸氣和連續(xù)的邊界層吸氣)、近物面流動的動量注入(前緣襟翼、切向穩(wěn)定吹氣、不穩(wěn)定激勵)。以上的幾種控制方法有時能帶來好處，而有時它的存在會讓我們付出不想付出的代價。有些技術(shù)實現(xiàn)起來會增加結(jié)構(gòu)設(shè)計難度，有些會增加飛機的重量并帶來結(jié)構(gòu)上的噪聲，有些技術(shù)極易出現(xiàn)故障而很難進(jìn)行維護(hù)。這些缺點使上述方法很難應(yīng)用到實際中。隨著科技的進(jìn)步，人們對等離子體在空氣動力學(xué)中的應(yīng)用越來越感興趣，因其運用電場來實現(xiàn)控制，具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、熱量小和維護(hù)方便簡單的特點，所以使用等離子體實施流動控制具有廣泛的前景和極高的價值［1-2］。目前，出現(xiàn)了大量不同的等離子體激勵器被用來進(jìn)行流動控制，如輝光放電、電暈放電、介質(zhì)阻擋放電、射頻單電極電暈放電、滑動電弧放電。這些為我們提供了當(dāng)今不同等離子體技術(shù)在流動控制方面的縱覽。

1 新型等離子體激勵器［3］

傳統(tǒng)等離子體激勵器不管是采用順電加速還是蠕動加速的方式，都會因為放置電極的幾何位置產(chǎn)生一個相反于氣流加速方向的電場，在上表面電極兩側(cè)均會產(chǎn)生等離子體，這樣一來，誘導(dǎo)氣流沒有一個統(tǒng)一的方向，使得流場紊亂［4］，并且部分氣流對正在加速向前的氣流產(chǎn)生阻礙作用而不能使等離子體激勵器的全部能量用于增加氣流的動能上。而本實驗所采用的新型等離子體激勵器有所不同，它將整個等離子體激勵器中間部分的暴露電極與覆蓋電極用一根導(dǎo)線相連接形成一個“等勢體”，把交流電壓源的正極與上表面第一根暴露電極相連，交流電壓源的負(fù)極與最后一根覆蓋電極相連，位于正負(fù)電極中間部分的電極對會在交流電壓源的電場中順次感應(yīng)出電場，使等離子體激勵器能夠?qū)饬鲗崿F(xiàn)順次加速，從而避免了流場的紊亂(新型等離子激勵器也屬于介質(zhì)阻擋放電激勵器)。新型等離子激勵器如圖1所示。

圖1 新型等離子體激勵器示意圖Fig.1 Schematic of new plasma actuator

2 實驗設(shè)備與模型

2.1 低湍流度風(fēng)洞

實驗是在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗段的截面尺寸為0.4m(寬)×1.0m(高)，風(fēng)速范圍為5～75m/s，流場的各項品質(zhì)指標(biāo)均滿足或優(yōu)于國軍標(biāo)要求，其最小湍流度為0.02%。

2.2 電子掃描微壓測量系統(tǒng)

DSY-104電子掃描微壓測量系統(tǒng)具有在線校準(zhǔn)功能，通道 160，量程 ±2.5kPa，壓力測量精度±0.10%FS，掃描速率50000 點/s。

2.3 單通道電源

所用單通道電源由調(diào)壓器和電源主機兩部分組成。調(diào)壓器接220V市電，此電壓輸出可調(diào)范圍為0～50kV。輸出頻率在 5～25kHz范圍內(nèi)連續(xù)可調(diào)［4］。

2.4 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

實驗?zāi)Ｐ瓦x用NACA0015翼型，模型材料為塑料尼龍1010材料，采用數(shù)控機床銑加工而成。在翼型展向中線及其兩側(cè)開有測壓孔，用于測量翼型的表面壓力分布。翼型弦長為200mm，展長為399mm。新型等離子體激勵器的電極采用銅制材料，銅制電極被鑲嵌在柔軟的薄膜硅橡膠薄片表面，上下電極均做了相同的處理，將薄膜硅橡膠薄片覆蓋在翼型的表面，形成等離子體激勵結(jié)構(gòu)。圖2為模型安裝在風(fēng)洞中的參數(shù)簡圖，圖3為實驗?zāi)Ｐ?，圖4為模型表面等離子體電極沿弦線的分布位置。

圖2 模型及實驗示意簡圖Fig.2 Model and experiment sketch

圖3 實驗?zāi)Ｐ虵ig.3 Experiment model

圖4 實驗?zāi)Ｐ图半姌O位置示意簡圖Fig.4 Model and electrode location sketch

3 實驗結(jié)果及討論

實驗狀態(tài)為：迎角 α=0°～16°，風(fēng)速20m/s及35m/s，實驗過程中大氣溫度22℃ ～23℃，大氣壓變化范圍P=95～96kPa。據(jù)此求得相應(yīng)的實驗雷諾數(shù)分別約為2.7×105和4.7×105，實驗均在等離子體激勵器開啟與未開啟的條件下做了對比重復(fù)性測量，每個實驗狀態(tài)下的吹風(fēng)時間約2min。

圖5～圖7為翼型在α=0°～12°、風(fēng)速20m/s狀態(tài)下。新型等離子體激勵器以5萬伏高壓定常激勵。圖5～圖7的翼型表面的壓力分布可見，在新型等離子體激勵器開啟與未開啟的狀態(tài)下，翼型表面的壓力分布并未發(fā)生太大變化。這是由于在該迎角范圍內(nèi)還處在NACA0015翼型的升力線性段，不會出現(xiàn)分離現(xiàn)象。新型等離子體激勵器在開啟的狀態(tài)下誘導(dǎo)出來的氣流風(fēng)速相對于翼型表面的風(fēng)速來說是一個小量，因此翼型表面的壓力分布也就不會有太大的變化［5］。

在α=14°的狀態(tài)下，由圖8的壓力分布可知，隨著迎角的增加，在翼型上表面大約60%弦長處到后緣，壓力分布變得比較平坦。這是由于在氣流分離區(qū)域，翼型表面的壓力基本保持不變，故可以認(rèn)為壓力分布曲線與x/c軸平行的一段就是分離區(qū)［6］，如圖8中從60%弦長處到翼型后緣的區(qū)域。但在開啟等離子體激勵器的狀態(tài)下所測得的壓力分布曲線仍沒有太大的變化，這是由于在翼型表面的激勵范圍是從5%弦長到20%弦長處，而在α=14°的狀態(tài)下分離區(qū)域是從60%弦長處到翼型后緣，該分離區(qū)未在等離子體激勵器的激勵區(qū)域內(nèi)，所以壓力分布曲線未發(fā)生任何變化。

圖5 模型壓力分布(α=0°)Fig.5 Model pressure distribution(α=0°)

圖6 模型壓力分布(α=8°)Fig.6 Model pressure distribution(α=8°)

圖7 模型壓力分布(α=12°)Fig.7 Model pressure distribution(α=12°)

圖9 為翼型在α=16°狀態(tài)下的壓力分布曲線，從圖9可以看到在未開啟等離子體激勵器的狀態(tài)下，翼型上表面的氣流幾乎完全分離［7］。由圖中的壓力分布可以看到從翼型前緣附近上表面的壓力分布曲線已經(jīng)變得與x/c軸平行，按照上面闡述的判斷標(biāo)準(zhǔn)，因為該區(qū)域的壓力基本保持不變，故可以認(rèn)為該區(qū)域就是分離區(qū)。在開啟等離子體激勵器后，觀察到(圖中紅色的曲線)壓力分布曲線發(fā)生了較大的變化。這是由于氣流分離點剛好落在了等離子體激勵器的激勵區(qū)域內(nèi)，暴露在空氣中的上表面的電極，和下表面被絕緣材料所覆蓋的電極，在充分高強度的交流電壓源的作用下，將翼型前緣5%弦長到20%弦長處的分離區(qū)域內(nèi)的空氣電離，并在電場的作用下碰撞周圍的氣體分子，從而傳遞了動能使該分離區(qū)域的氣流重新獲得足夠能量繼續(xù)吸附在翼型表面按照電場作用的方向繼續(xù)前進(jìn)［8-9］。而氣流在脫離了等離子體的激勵區(qū)域后，可以觀察到壓力分布的曲線再一次變得與x/c軸平行，這就意味著氣流再次發(fā)生了分離，而此分離點恰是發(fā)生在約20%弦長處。也就是說，只要翼型上表面的分離點落在等離子體的激勵區(qū)域內(nèi)，那么分離點將被推遲到靠近等離子體激勵器最末端電極的位置。

圖8 模型壓力分布(α=14°)Fig.8 Model pressure distribution(α=14°)

圖9 模型壓力分布(α=16°)Fig.9 Model pressure distribution(α=16°)

圖10 ～15為翼型在α=0°～16°、風(fēng)速35m/s的實驗狀態(tài)下的壓力分布曲線。由圖10、圖11壓力分布曲線可見，在等離子體激勵器開啟與未開啟的狀態(tài)下，翼型表面的壓力分布曲線未發(fā)生太大的變化，其原因與模型在風(fēng)速20m/s，α=0°～8°實驗狀態(tài)下相同，在此不再贅述。圖12和13分別為模型在α=10°、12°實驗狀態(tài)下的壓力分布曲線，從圖12中可以看到在翼型上表面從弦長30%至后緣出現(xiàn)了分離現(xiàn)象，但分離點未落在翼型前緣5%弦長到20%弦長的等離子體的激勵區(qū)域內(nèi)，所以該部分的壓力分布曲線沒有發(fā)生太大的變化。圖13與12原因相同。隨著迎角的變大，從圖14和15中可以觀察到翼型上表面的氣流分離點落在了5%弦長到20%弦長等離子體激勵區(qū)域內(nèi)，翼型表面的壓力分布發(fā)生了明顯的變化，氣流分離點被推遲到靠近20%弦長處，其原因與風(fēng)速20m/s，α=16°的實驗狀態(tài)下相同。

圖10 模型壓力分布(α=0°)Fig.10 Model pressure distribution(α=0°)

圖11 模型壓力分布(α=8°)Fig.11 Model pressure distribution(α=8°)

圖12 模型壓力分布(α=10°)Fig.12 Model pressure distribution(α=10°)

圖13 模型壓力分布(α=12°)Fig.13 Model pressure distribution(α=12°)

圖14 模型壓力分布(α=14°)Fig.14 Model pressure distribution(α=14°)

圖15 模型壓力分布(α=16°)Fig.15 Model pressure distribution(α=16°)

4 結(jié)論

(1)在使用新型等離子體激勵器后，翼型上表面的氣流分離點只要落在等離子體激勵區(qū)域內(nèi)，氣流分離點將被推遲到靠近等離子體激勵器最末端電極處。

(2)從實驗結(jié)果來看，新型等離子體激勵器能夠較可靠地對翼型表面的氣流分離點進(jìn)行控制。

［1］ 王江南.基于等離子體激勵器簡化模型的流動控制［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007：1-10.

［2］ PATEL M P，NG T T，VASUDEVAN S，et al.Scaling effects of an aerodynamic plasma actuator［R］.AIAA 2007-0635，2007.

［3］ 郝江南.一種等離子體雙極性激勵電極.中國：200910021008［P］.

［4］ 周小旭.等離子體EHD激勵流動控制方法研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2010.

［5］ ANDERSON J D著.楊永，宋文萍，張正科等注.空氣動力學(xué)基礎(chǔ)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2010.

［6］ 王鐵成.空氣動力學(xué)實驗技術(shù)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1995.

［7］ 張攀峰，王晉軍，施威毅，等.等離子體激勵低速分離流動控制實驗研究［J］.實驗流體力學(xué)，2007，21(2)：1-5.

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