陳琦

【摘 要】翼型在低雷諾數(shù)下會(huì)出現(xiàn)升力非線性、升阻比降低、靜態(tài)滯回等典型的氣動(dòng)現(xiàn)象，等離子體主動(dòng)流動(dòng)控制為近年來流動(dòng)控制的熱門方向，本文查閱了大量文獻(xiàn)，介紹了相關(guān)的研究進(jìn)展。

【關(guān)鍵詞】低雷諾數(shù)；層流分離泡；等離子體；流動(dòng)控制

0 引言

近年來，由于航空領(lǐng)域希望提高輕型大展弦比滑翔機(jī)及常規(guī)飛行器的低速特性、提高發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在高空工作的效率、提高螺旋槳推進(jìn)器的性能，翼型在不可壓、低雷諾數(shù)條件下工作的性能受到廣泛的關(guān)注；在直升機(jī)旋翼、風(fēng)力渦輪機(jī)葉片和自由飛模型研究和設(shè)計(jì)的工作中，低雷諾數(shù)性能占據(jù)重要地位；新興的小型無人機(jī)（Unmaned Air Vehicles）、微型飛行器（Micro-Air Vehicles）的研究和設(shè)計(jì)也需要對(duì)低雷諾數(shù)下翼型氣動(dòng)特性進(jìn)行廣泛深入的研究和探討。

1 低雷諾數(shù)下翼型流動(dòng)的基本特性

大量研究表明，低雷諾數(shù)下出現(xiàn)的上述典型的氣動(dòng)現(xiàn)象與翼型在低雷諾數(shù)流動(dòng)下的層流分離現(xiàn)象密不可分。這是因?yàn)槔@翼型的低雷諾數(shù)流動(dòng)在有逆壓梯度時(shí)會(huì)出現(xiàn)層流分離，有分離的附面層不穩(wěn)定，會(huì)很快發(fā)生轉(zhuǎn)捩，發(fā)展為湍流，若此湍流流動(dòng)克服了逆壓梯度的影響，流動(dòng)會(huì)再次附著，從而在分離點(diǎn)和再附點(diǎn)之間形成分離泡[4-6]。

一般層流分離泡分為長(zhǎng)泡和短泡兩種。短泡多發(fā)生在翼型前緣，長(zhǎng)度較短，約為翼型弦長(zhǎng)的百分之一，可誘導(dǎo)層流附面層轉(zhuǎn)捩，對(duì)翼型氣動(dòng)性能起到有利影響。長(zhǎng)泡通常從翼型的后緣開始形成，長(zhǎng)度約可擴(kuò)展到翼型中部，與附面層外部氣流有更多交互，對(duì)翼型的氣動(dòng)特性有不利的影響，并表現(xiàn)出更明顯的非定常性[6]。

層流分離泡往往會(huì)增加的翼型阻力，降低氣動(dòng)效率。此外，層流分離泡對(duì)上游流場(chǎng)的小擾動(dòng)相對(duì)敏感，會(huì)導(dǎo)致下游流動(dòng)的不穩(wěn)定。試驗(yàn)已經(jīng)證實(shí)這種不穩(wěn)定性會(huì)降低氣動(dòng)性能、使航空器結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生具有潛在危險(xiǎn)的結(jié)構(gòu)力載荷，增加了氣動(dòng)設(shè)計(jì)的難度。

2 研究進(jìn)展

早期大量的試驗(yàn)工作主要在于對(duì)層流分離泡現(xiàn)象大尺度穩(wěn)定渦結(jié)構(gòu)的時(shí)均化觀察和測(cè)量。Mueller[7]（1984）隨后根據(jù)Lissaman7769和Miley M06-13-128翼型的低雷諾數(shù)試驗(yàn)指出，長(zhǎng)泡分離和短泡分離出現(xiàn)和演化的先后次序?qū)τ谏ο禂?shù)隨迎角靜態(tài)滯回的方向（順時(shí)針或逆時(shí)針）有決定性的影響，并給出了自己的二維層流邊界層分離泡的結(jié)構(gòu)[8]（1985），見圖2。

數(shù)值計(jì)算方面，早期Briley[9]（1971）采用渦量和流函數(shù)形式的N-S方程數(shù)值模擬了平板上的層流分離現(xiàn)象。八九十年代，分離泡數(shù)值研究依賴于解二維N-S方程或轉(zhuǎn)捩模型的邊界層計(jì)算，主要為可壓縮工作。Rist等[10]（1994）對(duì)人工強(qiáng)制擾動(dòng)下的層流分離泡作了（DNS）直接數(shù)值模擬，計(jì)算了平板上的層流分離泡，考慮了不同的二維、三維擾動(dòng)波的發(fā)展，得出結(jié)論是二維不穩(wěn)定波線性發(fā)展可用數(shù)值方法捕捉，為捕捉三維層流分離泡轉(zhuǎn)捩細(xì)節(jié)，還要進(jìn)行三維模擬。

近年來，常壓等離子體激勵(lì)主動(dòng)流動(dòng)控制是近十多年主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)中發(fā)展非?？斓囊活愋滦土鲃?dòng)控制模式，可以實(shí)現(xiàn)增加升力、減小阻力、控制流動(dòng)分離等效果。以加載電源方式的不同分別分為連續(xù)交流介質(zhì)阻擋放點(diǎn)和納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電兩種方式。連續(xù)交流介質(zhì)阻擋放電即利用介質(zhì)阻擋放電等離子體，加載正弦交流電對(duì)激勵(lì)器表面空氣進(jìn)行電離（SDBD），誘導(dǎo)近壁面氣流加速，對(duì)主流注入動(dòng)量控制流動(dòng)。這種連續(xù)工作的等離子體激勵(lì)，目前使用一組等離子體氣動(dòng)激勵(lì)電極，誘導(dǎo)氣流速度最大只有6m/s，而采用多組電極，誘導(dǎo)氣流速度最大可達(dá)8m/s。大量的研究表明連續(xù)等離子體氣動(dòng)激勵(lì)有效抑制流動(dòng)分離的控制速度范圍在30m/s以內(nèi)。納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電即利用納秒脈沖周期放電激勵(lì)電極，電離空氣，實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制。納秒脈沖放電等離子體主動(dòng)控制普遍在高風(fēng)速下表現(xiàn)出了較好的控制效果。納秒脈沖等離子體激勵(lì)器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)類似于AC-DBD，但其輸入電壓遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于交流電源，并且有較大的頻率調(diào)整范圍。

國(guó)際上，利用等離子體主動(dòng)流動(dòng)控制的方式對(duì)翼型的低雷諾數(shù)層流流動(dòng)的研究都集中在最近兩年。Nonomura等[11]（2013）利用緊致格式的大渦模擬的方法對(duì)NACA0015翼型繞流的等離子體激勵(lì)控制情況進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算雷諾數(shù)為63000，迎角12°。在無量綱沖擊波頻率為6的情況下，時(shí)均流場(chǎng)結(jié)果表明，轉(zhuǎn)捩發(fā)生較早，過程更為平滑，湍流混合效果卓著。轉(zhuǎn)捩發(fā)生較早是因?yàn)榧?lì)器激發(fā)了Kelvin-Helmholz不穩(wěn)定性。Vorobiev等[12]（2013）通過實(shí)驗(yàn)的方法研究了低雷諾數(shù)下NACA0009翼型在后緣布置等離子體激勵(lì)器構(gòu)型的增升效果，雷諾數(shù)研究范圍為70000-400000。天平測(cè)力的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，連續(xù)交流等離子體激勵(lì)的作用隨風(fēng)速和迎角的變化而變化，在某些情況下，激勵(lì)器作用會(huì)使升力減小。Aholt等[13]（2011）采用數(shù)值模擬方法，對(duì)低雷諾數(shù)下對(duì)稱橢圓翼型繞流等離子體激勵(lì)控制進(jìn)行了研究。研究表明，在適當(dāng)?shù)奈恢貌贾眉?lì)器，輸入足夠能量，就可消除層流分離氣泡，提升氣動(dòng)性能約達(dá)60%。國(guó)內(nèi)，孟宣市[14]（2015）等人使用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法研究了厚度為16%的橢圓翼型的氣動(dòng)特性，對(duì)比了有層流分離泡時(shí)，等離子體激勵(lì)和傳統(tǒng)轉(zhuǎn)捩帶的控制效果。試驗(yàn)結(jié)果表明：當(dāng)翼型上表面僅發(fā)生層流分離時(shí)，等離子體激勵(lì)和轉(zhuǎn)捩帶的作用類似，可以有效延遲或者消除后緣層流分離，從而增加升力；當(dāng)翼型上表面出現(xiàn)層流分離氣泡并發(fā)生再附現(xiàn)象時(shí)，等離子體可以有效減小或者消除層流分離泡的范圍，從而減小升力；通過控制層流分離，占空循環(huán)等離子體激勵(lì)可以實(shí)現(xiàn)對(duì)低雷諾數(shù)小迎角下的升力的線性控制。

3 結(jié)語

翼型在低雷諾數(shù)下會(huì)出現(xiàn)小迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)隨迎角非線性變化、最大升阻比迅速降低、升力系數(shù)隨迎角變化出現(xiàn)靜態(tài)滯回等流動(dòng)現(xiàn)象，大量研究表明這些典型的現(xiàn)象與翼型低雷諾數(shù)下的層流分離密不可分。近年興起的等離子體主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)以其方便的操縱性、相對(duì)簡(jiǎn)單的制作和布置方式以及沒有復(fù)雜的機(jī)械系統(tǒng)設(shè)備等優(yōu)勢(shì)受到廣泛深入的研究。國(guó)內(nèi)外應(yīng)用等離子體主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)對(duì)翼型的層流分離取得了階段性的進(jìn)展。

【參考文獻(xiàn)】

[1]S S Michael， J G James， P B Andy，G Philippe. Experiments on Airfoils at Low Reynolds Numbers[R].1996，AIAA Paper 96-0062.

[2]T J Mueller. The Influence of Laminar Separation and Transition on Low Reynolds Number Airfoil Hysteresis[R].1984，AIAA Paper 84-1617.

[3]白鵬，崔爾杰，李鋒，周偉江.對(duì)稱翼型低雷諾數(shù)小攻角升力系數(shù)非線性現(xiàn)象研究[J].力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，01：1-8.

[4]R H Ellsworth，T J Mueller.Airfoil boundary layer measurements at low Rein an accelerating flow from a nonzero velocityExperiments in Fluids，1991，11：368-374.

[5]白鵬，崔爾杰，周偉江，李鋒.翼型低雷諾數(shù)層流分離泡數(shù)值研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，24（4）：416-424.

[6]白鵬，詹慧玲，黃湛，陳錢.翼型低雷諾數(shù)長(zhǎng)層流分離泡和后緣層流分離泡現(xiàn)象研究.中國(guó)力學(xué)學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)大會(huì)，2009.

[7]T J Mueller. The influence of laminar separation and transition on low Reynolds number airfoil hysteresis[R].AIAA 84-1617.

[8]孫宗祥.等離子體減阻技術(shù)的研究進(jìn)展[J].力學(xué)進(jìn)展，2003，01：87-94.

[9]Briley W R. A numerical study of laminar separation bubbles using the Navier-Strokes equations[J].J.Fluid Mech.1971，47（4）：713-736.

[10]U Rist，U Maucher.Direct Numerical simulation of 2-d and 3-d instability waves in a laminar separation bubble，Application of direct and large eddy simulation to transition and turbulence [R].ACARD CP-551，1994.

[11]T Nonomura，H Aono，M Sato，A Yakeno，K Okada，Y Abe，K Fujii.Control Mechanism of Plasma Actuator for SeparatedFlow around NACA0015 at Reynolds Number 63，000Separation Bubble Related Mechanisms.2013，AIAA Paper 2013-0853.

[12]A Vorobiev， R M. Rennie， and E J Jumpe.Lift Enhancement by Plasma Actuatorsat Low Reynolds Numbers.Journal of Aircraft，2013，50（1）：12-19.

[13]Justin Aholt， Fathi Finaish.Active Flow Control Strategy of Laminar SeparationBubbles Developed over Subsonic Airfoils at LowReynolds Numbers. AIAA Paper 2011-733，2011.

[14]孟宣市，楊澤人，等.低雷諾數(shù)下層流分離的等離子體控制.航空學(xué)報(bào).2016，07：2112-2122.

[責(zé)任編輯：朱麗娜]