姚軍鍇, 何承軍, 周丹杰, 何海波, 史志偉, 杜 海

(1. 北京機(jī)電工程研究所, 北京 100074; 2. 南京航空航天大學(xué), 江蘇 南京 210016)

0 引 言

飛翼布局飛行器由于取消了平尾、垂尾鴨翼等安定面，因而均有優(yōu)良的氣動(dòng)效率和隱身性能。但大迎角時(shí)飛翼布局飛行器表面容易發(fā)生流動(dòng)分離，極大地減小了飛行器的飛行包線，威脅到飛行器起降過(guò)程的安全[1-2]。隨著科技的發(fā)展，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)在提升飛行器性能上發(fā)揮著越來(lái)越大的作用，其通過(guò)對(duì)流場(chǎng)施加能量，減小或抑制流動(dòng)分離的發(fā)生[3-6]，從而增加飛行器的升力，達(dá)到拓寬飛行包線、提升氣動(dòng)效率的目的。

介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器通過(guò)在飛行器表面布置電極，在交流或脈沖電流下電離空氣，電離后的空氣在在電磁場(chǎng)的作用下加速運(yùn)動(dòng)或因氣體放電而引起周圍流場(chǎng)溫度及壓力的變化，從而對(duì)流場(chǎng)局部施加擾動(dòng)，達(dá)到流動(dòng)控制的目的。其具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、重量輕、厚度小、功耗低的特點(diǎn)，因而在飛行器主動(dòng)流動(dòng)控制方面具有廣闊的應(yīng)用前景。近年來(lái)國(guó)內(nèi)外在該方面開(kāi)展了大量研究，Corke等[7-8]采用等離子體對(duì)1303UAV進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明在風(fēng)速15 m/s時(shí)，在0°到20°迎角范圍內(nèi)，升力明顯增加，20°到30°迎角，升力增量最大為25%。王勛年等[9]對(duì)NACA0015翼型開(kāi)展了等離子體激勵(lì)器對(duì)流動(dòng)分離控制的實(shí)驗(yàn)，結(jié)果表明來(lái)流速度為20 m/s時(shí)，翼型最大升力系數(shù)提高11%，失速迎角增加6°。李峰[10]等應(yīng)用介質(zhì)阻擋等離子體激勵(lì)器對(duì)NACA0012翼型開(kāi)展了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，在Ma=0.2時(shí)，施加激勵(lì)后，翼型流動(dòng)分離明顯減弱，升力增大，阻力減小，臨界失速迎角增大2°，最大升力系數(shù)增加4%。

目前國(guó)內(nèi)對(duì)等離子體激勵(lì)器的研究主要集中于抑制二維翼型流動(dòng)分離[11-14]和飛行器姿態(tài)操控[15-16]，真實(shí)飛行器飛行過(guò)程中周圍流場(chǎng)為復(fù)雜的三維橫流，且大量文獻(xiàn)研究表明，等離子體流動(dòng)控制技術(shù)應(yīng)用時(shí)的控制效能很大程度上取決于激勵(lì)器位置的選取和控制參數(shù)的選擇[17-19]，激勵(lì)器的位置對(duì)飛行器增升控制效果的影響規(guī)律如何？怎樣選取合理的控制參數(shù)以獲得最佳增升效果？這些都是應(yīng)用等離子體激勵(lì)器對(duì)飛行器進(jìn)行增升時(shí)急需解決的問(wèn)題。

本文以飛翼布局飛行器為依托，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)研究了激勵(lì)器的布置位置和控制參數(shù)對(duì)飛行器增升控制效果的影響，為今后應(yīng)用等離子體激勵(lì)器對(duì)飛行器進(jìn)行增升控制提供了借鑒和指導(dǎo)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 等離子體激勵(lì)器

等離子體流動(dòng)控制常用的放電方式有電暈放電、電弧放電、介質(zhì)阻擋放電和射頻放電。本次研究選取表面單介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器(SDBD)，其由掩埋電極、絕緣材料和裸露電極組成(圖1)。試驗(yàn)中，激勵(lì)器電極采用銅箔電極(厚度約0.05 mm)，絕緣材料采用聚酰亞胺薄膜(厚度約0.06 mm)。

圖1 SDBD結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure schematic of SDBD

1.2 電源

等離子體電源選用兩種電源，一是納秒脈沖等離子體電源，電源輸入為0～220 V，50 Hz的交流電，輸出電壓在0～50 kV連續(xù)可調(diào)，放電頻率調(diào)節(jié)范圍為0.1～5 kHz；二是AC等離子體電源，其電壓調(diào)節(jié)范圍為0～30 kV，放電頻率選擇范圍為1～100 kHz，占空比(Duty Cycle，以下記為DC)可在0%～99%范圍調(diào)整，輸出電壓波形為正弦波。

1.3 風(fēng)洞及天平

試驗(yàn)風(fēng)洞為開(kāi)口式回流風(fēng)洞，主要由試驗(yàn)段、擴(kuò)散段、回流段、穩(wěn)定段、收縮段和動(dòng)力段組成，試驗(yàn)段尺寸為：1.5 m×1 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速35 m/s，試驗(yàn)中風(fēng)速為25 m/s，雷諾數(shù)Re=3.81×105。

試驗(yàn)采用Φ14 mm桿式六分量天平，天平響應(yīng)頻率大于80 Hz，天平量程和校準(zhǔn)精度如表1所示。

表1 天平量程和校準(zhǔn)精度Table 1 Measuring range and precision of force balance

1.4 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)用飛翼布局飛行器模型由ABS塑料加工而成，模型展長(zhǎng)700 mm，機(jī)長(zhǎng)345 mm，模型安裝在風(fēng)洞中的情況如圖2所示。

圖2 飛翼布局飛行器模型Fig.2 Flying wing aircraft model

1.5 試驗(yàn)內(nèi)容

本次試驗(yàn)開(kāi)展了激勵(lì)器在飛翼布局飛行器上的布置位置和控制參數(shù)對(duì)飛行器增升控制效果影響的研究，為便于在后續(xù)討論中描述，將激勵(lì)器在飛行器上的布置方式和位置作如下編號(hào)和說(shuō)明：

如圖3所示，將激勵(lì)器布置在模型上表面平行于內(nèi)翼段前緣定義為A方式，布置在模型上表面垂直于機(jī)身軸線的內(nèi)翼段定義為B方式，布置在模型上表面平行于中翼段前緣定義為C方式。

圖3 激勵(lì)器位置編號(hào)Fig.3 Plasma actuator dispose position number

試驗(yàn)時(shí)開(kāi)展了三種布置方式不同布置位置的研究，各位置對(duì)應(yīng)的激勵(lì)器編號(hào)定義見(jiàn)表2。

表2 不同布置位置對(duì)應(yīng)的激勵(lì)器編號(hào)Table 2 Plasma actuator number corresponding to different dispose position

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 激勵(lì)器位置研究

試驗(yàn)首先采用納秒脈沖放電的方式，激勵(lì)器調(diào)制頻率為f=70 Hz，激勵(lì)電壓為U=15 kV，研究了激勵(lì)器三種布置方式不同布置位置對(duì)飛翼布局飛行器增升效果的影響，布置方式為A時(shí)不同激勵(lì)器位置施加激勵(lì)與否全機(jī)升阻力及力矩系數(shù)隨迎角變化曲線如圖4所示：

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 俯仰力矩系數(shù)

由圖4可知，不同位置下施加等離子體激勵(lì)后對(duì)全機(jī)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)影響顯著，對(duì)阻力系數(shù)影響較??；A布置方式下激勵(lì)器越靠近飛行器前緣，增升效果越明顯，施加激勵(lì)后三種布置位置在16°迎角后增升效果逐漸顯著，布置于前緣的A0位置使飛行器升力系數(shù)最大提高21.24%；施加激勵(lì)后全機(jī)抬頭力矩增加，說(shuō)明等離子體激勵(lì)器對(duì)全機(jī)的增升作用是通過(guò)減小前緣分離區(qū)、抑制流動(dòng)分離實(shí)現(xiàn)的。

本次試驗(yàn)主要研究激勵(lì)器布置位置和控制參數(shù)對(duì)飛翼布局飛行器增升效果的影響，且通過(guò)A布置方式的研究發(fā)現(xiàn)施加激勵(lì)后對(duì)阻力系數(shù)的影響較小，對(duì)俯仰力矩系數(shù)的影響是通過(guò)抑制流動(dòng)分離使飛行器靠近前緣部分升力增加造成的。因而下面將重點(diǎn)關(guān)注施加激勵(lì)對(duì)飛翼布局飛行器升力的影響，其他力系數(shù)不再做敘述。

B、C布置方式時(shí)不同激勵(lì)器位置全機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖5、圖6所示。

由試驗(yàn)結(jié)果可知，B布置方式時(shí)，不同位置激勵(lì)器作用前后對(duì)全機(jī)升力系數(shù)影響較小。由于激勵(lì)器沿飛行器上表面展向布置，大迎角情況下上表面激勵(lì)器均處于分離區(qū)內(nèi)部，對(duì)已經(jīng)完全分離的氣流作用效果有限，因而該布置方式下施加激勵(lì)后作用效果不明顯。

圖5 B布置方式時(shí)全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.5 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position B

圖6 C布置方式時(shí)全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.6 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position C

C布置方式時(shí)，施加激勵(lì)后對(duì)全機(jī)有一定增升效果，激勵(lì)器布置靠近前緣位置時(shí)，增升效果明顯，隨布置位置后移，增升效果逐漸降低。

由于單獨(dú)A、C布置方式施加激勵(lì)后均對(duì)全機(jī)有一定增升效果，因而將其結(jié)合沿飛行器內(nèi)翼和中翼段布置開(kāi)展了試驗(yàn)，結(jié)果如圖7所示。

圖7 AC布置方式時(shí)全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.7 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position AC

由試驗(yàn)結(jié)果可知，施加激勵(lì)后，全機(jī)升力系數(shù)增加明顯，失速迎角顯著推遲；激勵(lì)器布置在前緣位置時(shí)增升效果最佳，隨布置位置后移，增升效果降低；激勵(lì)器在前緣A0C0位置時(shí)，相對(duì)于施加激勵(lì)前全機(jī)最大升力系數(shù)增加0.2966，增加量約39.5%，失速迎角由16°推遲至24°。

通過(guò)以上研究，激勵(lì)器以AC方式布置時(shí)，在飛行器前緣即0%c位置時(shí)增升效果最佳，下面將在該布置方式下開(kāi)展控制參數(shù)對(duì)增升效果影響的研究。

2.2 控制參數(shù)研究

等離子體激勵(lì)器放電時(shí)控制參數(shù)主要有三個(gè)：激勵(lì)電壓、調(diào)制頻率和占空比，首先采用納秒脈沖電源開(kāi)展了激勵(lì)電壓和調(diào)制頻率的研究試驗(yàn)。

圖8給出了固定激勵(lì)電壓U=15 kV時(shí)，不同調(diào)制頻率下全機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化曲線。

圖8 不同調(diào)制頻率全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.8 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different frequencies

由試驗(yàn)結(jié)果可知，激勵(lì)器調(diào)制頻率改變對(duì)飛行器增升效果的影響顯著，調(diào)制頻率70 Hz以下，施加等離子體激勵(lì)后的增升效果隨調(diào)制頻率增加而增大，調(diào)制頻率大于70 Hz，增升效果隨調(diào)制頻率增大而降低。調(diào)制頻率f=70 Hz時(shí)增升效果最佳，由施特勞哈爾數(shù)公式Sr=f·Lsep/U∞(Lsep為沿流線分離區(qū)大小)知，此時(shí)Sr≈1，因而在固定電壓下最佳增升效果對(duì)應(yīng)的調(diào)制頻率為施特勞哈爾數(shù)等于1時(shí)對(duì)應(yīng)的頻率。

根據(jù)上述試驗(yàn)確定的最佳調(diào)制頻率，研究固定頻率f=70 Hz時(shí)不同激勵(lì)電壓下全機(jī)升力系數(shù)隨迎角變化曲線(圖9)。

圖9 不同激勵(lì)電壓全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.9 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different discharge voltages

由圖9可知，不同激勵(lì)電壓下全機(jī)升力系數(shù)基本一致，激勵(lì)電壓對(duì)等離子體激勵(lì)器增升效果的影響較小，而激勵(lì)電壓越大，等離子體激勵(lì)器兩電極間的絕緣層被擊穿的可能性越大，因而選擇相對(duì)較小的調(diào)制電壓能在保證對(duì)飛行器增升效果的同時(shí)降低激勵(lì)器損壞的風(fēng)險(xiǎn)。

由于之前所采用的納秒脈沖電源不具備占空比調(diào)節(jié)能力，為研究占空比對(duì)飛翼布局飛行器等離子體激勵(lì)器增升效果的影響，采用AC等離子體電源開(kāi)展了占空比對(duì)飛行器增升效果的影響研究，試驗(yàn)時(shí)調(diào)制頻率f=70 Hz，激勵(lì)電壓U=11 kV，試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。

圖10 不同占空比全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig.10 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different duty cycles

從圖10可見(jiàn)，激勵(lì)器占空比變化對(duì)飛行器增升效果有一定影響，占空比50%以下時(shí)，不同占空比施加激勵(lì)后飛行器升力系數(shù)的增加量基本一致，占空比大于50%后，隨占空比增加施加激勵(lì)后飛行器升力系數(shù)的增量逐漸降低，在99%占空比時(shí)甚至出現(xiàn)了施加激勵(lì)后飛行器升力系數(shù)下降。因而采用AC放電方式時(shí)，為達(dá)到較好的增升效果，占空比的選擇應(yīng)在50%以下。

3 結(jié) 論

通過(guò)研究等離子體激勵(lì)的布置位置、控制參數(shù)對(duì)飛翼布局飛行器增升效果的影響，得出以下結(jié)論：

1) 等離子體激勵(lì)器能夠顯著增加飛翼布局飛行器最大升力系數(shù)，延遲失速迎角，而對(duì)阻力系數(shù)的影響較小；

2) 激勵(lì)器以平行于飛行器前緣方式布置時(shí)，能夠獲得較好的增升效果，布置在前緣時(shí)增升效果最佳，試驗(yàn)狀態(tài)下，布置在前緣可使全機(jī)最大升力系數(shù)增加39.5%，失速迎角推遲8°；

3) 以納秒量級(jí)脈沖方式放電時(shí)，激勵(lì)器調(diào)制頻率變化對(duì)飛行器增升效果影響明顯，最佳增升效果對(duì)應(yīng)于施特勞哈爾數(shù)為1時(shí)的調(diào)制頻率。激勵(lì)電壓變化對(duì)飛行器增升效果影響較?。?/p>

4) 以AC方式放電時(shí)，激勵(lì)器占空比變化對(duì)飛行器增升效果有一定影響，占空比的選取不宜過(guò)大，否則會(huì)削弱激勵(lì)器對(duì)飛行器的增升效果。

目前，文中試驗(yàn)均在低速情況下開(kāi)展，后續(xù)將進(jìn)一步研究馬赫數(shù)、雷諾數(shù)的影響，以確定文中結(jié)果對(duì)真實(shí)飛行情況的普適性。