李 峰, 高 超, 鄭博睿, 王玉帥

(西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室, 西安 710072)

0 引 言

等離子體流動控制以其響應時間短、無需移動部件、作用頻帶寬等優(yōu)勢已成為國際空氣動力學和等離子物理領域的新興重點研究方向，并很可能成為導致飛行器性能發(fā)生重大突破的關鍵性技術[1-3]。因此，深入研究等離子體流動控制機理，發(fā)展精確、可靠的等離子體流動控制技術對緊扣國際科技前沿、研制下一代戰(zhàn)斗機和導彈等先進武器裝備具有非常重要的戰(zhàn)略意義和工程應用價值。目前國內外對等離子體流動控制技術的研究還處于初步探索階段，美國、俄羅斯等國的科研機構對等離子體流動控制技術及其在抑制翼型失速分離等方面的應用開展了大量研究，可控的流動速度范圍與實際應用還有一定的差距。美國報道最大可控風速為60m/s[4-7]；俄羅斯用納秒電源激勵產(chǎn)生等離子體，嘗試了對Ma=0.8的流動進行控制，但沒有得到實用的結果[8]；國內空軍工程大學、西北工業(yè)大學、中科院、北京航空航天大學等單位也開展了等離子體流動控制的實驗和數(shù)值仿真研究，但來流速度均小于100m/s[9-13]?？傮w來看，國內外對等離子體流動控制技術的研究目前還局限于低速流動(已有研究基本都是在來流速度不超過100m/s、壓氣機轉速不超過3000r/min的條件下開展的，而實際飛行器飛行速度多在100m/s以上、壓氣機轉速在104r/min 以上)，國內在高馬赫數(shù)、高雷諾數(shù)等離子體流動控制方面的研究尚不多見。因此，為了探明等離子體流動控制的作用機理，摸清等離子體激勵在高速流動狀態(tài)下的控制規(guī)律和特性，迫切需要發(fā)展一套適用于高速風洞的等離子體流動控制實驗技術，從而推動這種新型流動控制技術的實用化進程。

開展等離子體流動控制研究主要有兩個途徑：一是研制等離子體風洞，建立等離子體流場實驗環(huán)境；二是將小型等離子體激勵器安裝在實驗模型上，在常規(guī)風洞中進行吹風實驗。美國普林斯頓大學、斯維爾德魯普技術有限公司等科研機構曾嘗試過等離子體風洞的研制，但由于風洞試驗段尺寸過小，目前還沒有在工程實際中得到廣泛應用。常規(guī)風洞試驗段尺寸大、吹風時間長、來流馬赫數(shù)和雷諾數(shù)易于控制，是一種很利于開展等離子體流動控制的實驗平臺。

結合國內外有關研究進展情況，并針對高速流動等離子體流動控制的發(fā)展趨勢，在西北工業(yè)大學NF-6增壓連續(xù)式高速風洞上設計1套用于高速翼型實驗的等離子體流動控制系統(tǒng)，為我國開展高速流動的等離子體流動控制研究創(chuàng)立了必備的技術手段。

1 高速風洞等離子體流動控制實驗存在的問題、技術難點

根據(jù)等離子體激勵系統(tǒng)和高速風洞的固有特點，在高速風洞開展等離子體流動控制實驗主要存在以下幾個技術難點：

(1) 風洞洞體、模型及其支撐機構的裝配和絕緣問題。傳統(tǒng)金屬模型及支撐機構無法使用，即使采用橡膠、普通絕緣膠布進行絕緣保護，風洞洞體感應電壓也可達200V以上。

(2) 測控儀器、設備的電磁干擾問題。天平、編碼器反饋等弱電信號對電磁干擾特別敏感，如不采取相應保護措施，激勵器高壓放電時此類儀器無法正常工作。此外，高壓電磁干擾會導致模型姿態(tài)角控制系統(tǒng)的精度降低、壓力分布紊亂等問題。

(3) 等離子體激勵器高壓電纜的密封、絕緣走線問題。高速風洞一般均為鋼制結構，在增壓實驗時還需保證洞體的氣密性，因此必須解決高壓電纜過洞壁的絕緣和密封問題。

(4) 等離子體流動控制風洞實驗的技術規(guī)范和運行策略問題。

2 實驗系統(tǒng)設計

基于結構強度考慮，高速風洞及模型一般均為金屬材質，而等離子體激勵器又必須在上萬伏的高電壓激勵下方可有效，因此，既要保證模型的裝配精度和支撐機構的剛度，又要充分考慮絕緣問題，確保實驗人員和設備的安全。

2.1模型設計

為了滿足高速風洞大動壓實驗條件的要求，模型選用鋼制二元測壓翼型。等離子體激勵器由上電極、絕緣層和下電極組成，整體激勵器沿翼展方向安裝在翼型前緣。其中，上電極裸露在空氣中，下電極嵌在絕緣材料里，在高壓重復納秒脈沖電壓作用下， 通過介質阻擋放電方式產(chǎn)生等離子體。模型及激勵器的示意圖和實物圖如圖1所示。上述設計方式可滿足模型的剛度要求和等離子體的有效發(fā)生，但可能會在翼型表面及耳片、測壓管等金屬部件上產(chǎn)生感應電壓，因此需要專門設計耐高壓的支撐機構，以解決模型與風洞洞體及測控儀器的絕緣問題。

圖1 等離子體激勵器示意圖

2.2支撐機構設計

在二維翼型實驗中，與模型連接的機構是側壁轉窗和迎角機構支撐平臺。其中，迎角機構支撐平臺用來支撐模型和控制模型的迎角；側壁轉窗則起到密封的作用，為了保證流動的二維性，側壁轉窗必須緊貼在翼型的兩個端面。因此，在等離子體流動控制實驗中必須要解決模型與側壁轉窗、支撐平臺的絕緣問題。在本實驗系統(tǒng)中，對于側壁轉窗設計，綜合考慮材料的強度、絕緣性及是否便于加工等多方面的因素，選用環(huán)氧樹脂材料一次加工成形(見圖2)。對于支撐平臺和翼型耳片通過金屬螺釘連接定位，因此要同時考慮接觸面和連接螺釘?shù)慕^緣問題。為此，在支撐平臺和翼型耳片的接觸面上粘貼可耐15000V高壓的Kapton絕緣膠帶，然后再安裝由環(huán)氧樹脂層壓板制成的耳片墊板，螺釘上專門設計了聚四氟乙烯襯套和墊片，從而實現(xiàn)支撐平臺和翼型耳片的完全隔離(見圖3)。

圖2 模型與試驗段側壁轉窗的連接方式

圖3 模型與支撐平臺的連接方式

2.3絕緣、密封走線技術

等離子體流動控制實驗的走線技術主要涉及測壓管和高壓電纜過洞壁的問題。測壓管為塑料軟管，不存在絕緣問題，通過安裝在風洞洞體上的轉接頭過洞壁，密封性的問題也可得到解決。因此，主要的技術難點集中在高壓電纜的過洞壁問題上，如果采用焊接的方式，則無法保證絕緣性；如果采用線管的方式，盡管線管與風洞洞壁之間的密封問題可以解決，但線管內部存在電纜與線管內壁的密封問題。為此，本實驗系統(tǒng)針對動態(tài)壓力環(huán)境下密封、絕緣走線問題，專門設計了一種帶絕緣保護的密封接頭(見圖4)。該密封接頭由底座、O型橡膠密封圈和壓絲組成。其中，底座是由鋼質材料制成的中間留有圓形通孔的圓柱體支撐底座，底座小頭用來連接風洞洞壁，大頭用來連接壓絲；O型橡膠密封圈置于壓絲與底座內螺紋孔底部端面之間，利用螺紋的拉緊力形成的機械擠壓使O型密封圈變形抱緊電纜線的同時擠緊底座內腔，從而既實現(xiàn)了高壓電纜與風洞洞壁的完全隔離又解決了電纜的密封走線問題。

1 Base 2 O seal ring 3 Pressure screw 4 Side wall 5 High tension wires

2.4電磁屏蔽技術

在本實驗系統(tǒng)中，最易受到電磁干擾的儀器是反饋迎角信息的光電編碼器和電子壓力掃描閥，因此必須采取相應的電磁屏蔽措施進行防護。本實驗系統(tǒng)通過以下兩個技術手段解決了這一難題。

(1)多層電磁屏蔽技術

等離子體激勵器導線的脈沖電壓一般都在10000V以上，普通導線顯然無法滿足電磁屏蔽的要求。為此，經(jīng)過多次的實驗摸索，提出了一種多層電磁屏蔽技術，即對高壓導線實施多層屏蔽保護，使感應電磁場逐層衰減，最后達到測控儀器的安全耐壓和電磁屏蔽要求。經(jīng)過多層屏蔽保護的高壓電纜如圖5所示，緊貼導線的是同軸電纜，第二層是銅網(wǎng)衣，第三層是塑料軟管，最外層是金屬軟管，以防止電纜折斷。

圖5 多層電磁屏蔽技術原理圖

(2)銅箔寬帶接地技術

除了激勵器導線本身的電磁干擾，翼型表面及耳片、測壓管等金屬部件上也會出現(xiàn)相當強的感應電壓，因此，必須采取可靠的接地措施。研究發(fā)現(xiàn)，常規(guī)的接地線無法滿足要求，接地后感應產(chǎn)生的電壓仍可達上千伏。為此，我們專門設計了一種阻值更小的寬帶接地技術，即用100mm寬、0.03mm厚的銅箔寬帶作為地線，將模型上的感應電壓導入大地，如圖6所示。

圖6 銅箔寬帶接地技術

經(jīng)測試，采用多層電磁屏蔽和寬帶接地技術之后，相應部件的感應電壓大幅減小(見表1)，風洞測控系統(tǒng)工作正常，靜態(tài)和吹風時的壓力信號均未出現(xiàn)壞點，壓力分布曲線光滑、趨勢正確，光電編碼器反饋信號準確，迎角控制精度未受干擾(仍可達0.3′)，從而保證了人員的安全性和實驗數(shù)據(jù)的可靠性。

表1 不同接地技術結果對比

3 風洞實驗策略

等離子體流動控制實驗是伴隨有高壓、高溫的精細化特種實驗，因此在風洞性能和實驗策略方面必須要有專門的考慮，歸納如下：

(1) 高品質的流場，包括背景噪聲、湍流度及馬赫數(shù)控制精度等方面。等離子體對邊界層流動的誘導加速屬于小擾動，如果流場的壓力或速度脈動過大，則等離子體本身對氣流的主控作用將會被弱化，這將非常不利于控制機理的辨識。

(2) 連續(xù)、穩(wěn)定的運行能力。等離子體流動控制實驗需要對比研究不同電壓、頻率及占空比等激勵參數(shù)對控制效果的影響，這就要求盡可能在一個車次中完成所有的實驗狀態(tài)，否則將給數(shù)據(jù)的銜接帶來困難；另外，激勵電極處于高壓、高溫的工作狀態(tài)，頻繁的開關也會大大減小電極的工作壽命。

(3) 寬泛的變馬赫數(shù)、變雷諾數(shù)能力。目前的研究表明，等離子體流動控制的原理是其對邊界層流動加速的結果，而雷諾數(shù)又是與邊界層密切相關的參數(shù)，因此需要進一步開展不同馬赫數(shù)和不同雷諾數(shù)下的實驗研究，摸清等離子體的可控速度范圍，總結激勵電參數(shù)和氣動性能的耦合關系，為等離子體流動控制的機理研究提供必要依據(jù)。

本實驗在西北工業(yè)大學NF-6高速風洞進行。該風洞是國內首座增壓連續(xù)式高速風洞，連續(xù)運行時間可達數(shù)小時，實驗馬赫數(shù)范圍為0.2～1.2，最高翼型雷諾數(shù)可達15×106，并通過增壓方式可進行固定馬赫數(shù)變雷諾數(shù)實驗，背景噪聲、湍流度、馬赫數(shù)控制精度等流場指標均達到國軍標合格指標，接近先進指標。風洞配有PIV、紅外熱像儀、紋影儀等高精度非接觸測量儀器，可實現(xiàn)繞流速度場、溫度場、邊界層轉捩、渦系結構以及激波位置的精細化測量。該風洞流場品質優(yōu)良，配套設備齊全，是開展等離子體高速流動控制技術研究的理想實驗平臺。

實驗模型選用NACA0012標準翼型，等離子體激勵系統(tǒng)在風洞實驗時的工作狀態(tài)如圖7所示。該圖來源于風洞實驗時的視頻截圖，故分辨率稍差，但可以看到激勵器放電時的輝光效果。該系統(tǒng)在高速來流的情況下可正常工作，滿足高速風洞的實驗要求。

圖7 等離子體激勵系統(tǒng)工作圖

4 實驗結果

圖8、9及圖2給出了α=20°，Ma=0.2時NACA0012翼型施加等離子體激勵前后的實驗結果。從圖8的翼面壓力分布曲線可以看出，等離子體激勵對翼型繞流的控制作用主要體現(xiàn)在上翼面，施加等離子體激勵之后，上翼面的流速增快，前緣吸力顯著增大，升力增大；從圖9所示的等離子體激勵前后尾跡動量損失分布來看，等離子體激勵有效控制了背風面的流動分離，尾跡區(qū)的動量損失明顯降低，阻力減小，整體升阻性能得以提升。

圖8 等離子體激勵前后翼面壓力分布

圖9 等離子體激勵前后尾跡動量損失

通過壓力分布積分可得到NACA0012翼型的升力系數(shù)(見圖10)?？梢钥闯龅入x子體激勵有效抑制了翼型吸力面的流動分離，提高了翼型的臨界失速迎角。當Ma=0.2時，臨界失速迎角增大2°(由14°增大到16°)，最大升力增大4%。

圖10 等離子體激勵前后翼型升力系數(shù)曲線

5 結 論

(1) 設計并實現(xiàn)了一套適用于高速風洞的等離子體流動控制實驗系統(tǒng)，為開展高速風洞等離子體流動控制實驗創(chuàng)立了一種新的技術手段。

(2) 初步探明了等離子體主動控制技術在高速流動中的可行性，為進一步的機理研究和工程應用提供了重要參考。

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作者簡介:

李峰(1981-)，男，博士，陜西清澗人，工程師。研究方向：空氣動力學。通訊地址：陜西省西安市友誼西路127號西北工業(yè)大學114#信箱(710072)。E-mail：lf3158@nwpu.edu.cn