梁 華, 賀啟坤， 魏 彪， 楊鶴森， 蘇 志， 謝理科

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院等離子體動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 西安， 710038)

增升減阻是飛行器永恒的追求[1]。當(dāng)前主動流動控制技術(shù)被認(rèn)為可以擴(kuò)展飛行器的飛行包線，提升飛行器氣動性能，并增大設(shè)計(jì)容限[2-4]。等離子體流動控制作為一種新型的主動流動控制技術(shù)，具有重量輕、尺寸小，結(jié)構(gòu)簡單，作用頻帶寬，能耗相對較低等優(yōu)勢[5]，并得到了實(shí)驗(yàn)的驗(yàn)證[6]。

表面介質(zhì)阻擋放電是等離子體流動控制中使用最廣泛的等離子體氣動激勵方法[7]。圖1是典型等離子體激勵器示意圖，等離子體激勵器包含金屬電極和絕緣介質(zhì)層，裸露電極直接暴露在大氣中，底層電極被絕緣介質(zhì)層隔離起來。根據(jù)文獻(xiàn)[8]可知，誘導(dǎo)氣流最大速度約為8 m/s。

圖1 典型的等離子體激勵器示意圖

近些年來，等離子體流動控制被應(yīng)用于許多領(lǐng)域，例如翼型的流動分離控制[9-12]，層流和紊流的轉(zhuǎn)戾控制[13]，渦輪葉片的流動分離抑制[14]，翼型的升力提升和附面層加速[15-16]。

早期工作以毫秒表面介質(zhì)阻擋放電為主。在2005年，Opaits等[17]人首次利用納秒放電進(jìn)行等離子體流動控制，揭示了來流速度為20～75 m/s時納秒放電的流動分離控制作用，并提出了相應(yīng)數(shù)值模型。納秒脈沖激勵的放電能量集中在幾納秒至幾十納秒內(nèi)釋放，產(chǎn)生溫度升和壓力升，并形成半圓形壓縮波。這種瞬間釋熱效應(yīng)會以橫向動量的形式向附面層低能流注入能量，促進(jìn)低能附面層與高能主流區(qū)摻混，增強(qiáng)了附面層抵抗逆壓梯度的能力，使得氣流在一個非常廣泛的速度(Ma=0.03～0.75)和雷諾數(shù)范圍內(nèi)都能得到有效控制。同時納秒滑動放電驅(qū)動的三電極結(jié)構(gòu)激勵器的工作也得到開展，這種新型的三電極結(jié)構(gòu)激勵器被認(rèn)為能夠顯著提升等離子體流動控制能力[18-20]。此外，納秒放電在其他領(lǐng)域內(nèi)的作用效果已經(jīng)得到驗(yàn)證，諸如壓氣機(jī)內(nèi)流的流動分離控制、軸流式壓氣機(jī)的失速邊界擴(kuò)展、斜激波控制和二維翼型的流動分離控制[21-24]。

納秒脈沖等離子體流動控制研究已經(jīng)取得巨大進(jìn)展，但之前的工作主要集中在二維翼型的流動分離控制上，且來流速度低于30 m/s；同時，其中納秒脈沖等離子體流動控制的機(jī)制仍不清楚。本文通過實(shí)驗(yàn)研究了納秒脈沖氣動激勵對一種三維飛翼布局無人機(jī)模型的流動分離控制效果。首先，研究了納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電的電特性和誘導(dǎo)流場特性；在此基礎(chǔ)上，通過風(fēng)洞試驗(yàn)，對納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電控制飛翼構(gòu)型無人機(jī)流動分離的效果以及脈沖頻率、激勵電壓等激勵參數(shù)對流動控制的影響規(guī)律進(jìn)行了研究。

1 實(shí)驗(yàn)裝置

1.1 無人機(jī)測試模型和等離子體激勵器

本文所用的測試模型是一個后掠角為47°的飛翼布局無人機(jī)模型。圖2是用于風(fēng)洞試驗(yàn)的無人機(jī)模型的示意圖，該無人機(jī)模型的尺寸是原尺寸的3.67%，其翼根弦長為0.36 m，寬0.6 m。

圖2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)所使用的無人機(jī)模型示意圖

所用的等離子體激勵器包含2個厚度為0.018 mm的銅箔電極，電極間由3層厚度為0.065 mm的Kapton膠帶隔開。裸露電極寬度為3 mm，底層電極寬度為5 mm，兩電極長度均為0.4 m。電極非對稱布置，并沿弦向布置。圖3是等離子體激勵器位置簡圖，激勵器位于模型的兩側(cè)。

圖3 無人機(jī)等離子體激勵器布置示意圖

風(fēng)洞試驗(yàn)中采用了2種不同的電源。第1種是輸出電壓為0～30 kV，能夠產(chǎn)生高振幅正弦波的毫秒放電電源，研究過程中將頻率固定在22 kHz，激勵頻率1～10 kHz可調(diào)，占空比1%～99%可調(diào)[25]。另一種是輸出電壓為0～80 kV，激勵頻率1～5 kHz可調(diào)的納秒放電電源，其電壓波形的上升時間10～30 ns，半周期為50～300 ns。

1.2 風(fēng)洞

實(shí)驗(yàn)采用中國航空工業(yè)總公司空氣動力研究所的亞音速回流風(fēng)洞，該風(fēng)洞的環(huán)形測試區(qū)直徑為1.5 m，長1.95 m，流速為0～53 m/s，在流速大于53 m/s時的紊流度小于0.5%，測試區(qū)流速測量精度為0.01 m/s，測試模型的迎角-5～35°可調(diào)。

用于測試的無人機(jī)模型通過一個六維力平衡的支桿固定在風(fēng)洞上，支桿利用六維測力天平可以得到無人機(jī)模型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)。圖4顯示的是無人機(jī)模型在風(fēng)洞測試區(qū)的固定情況。

圖4 無人機(jī)模型固定在風(fēng)洞的測試系統(tǒng)

1.3 測試系統(tǒng)

激勵電壓和放電電流分別通過電壓探針(Tektronix P6015A)和電流探針測量(Tektronix TCP312+TCPA300)，利用示波器(Tektronix DP04104)記錄下電壓、電流信號。

等離子體氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度和渦度通過離子圖像測速儀(Lavision)測量，利用一個高重復(fù)雙脈沖Nd:YAG激光器(135 Mj/pulse)作為光源，激光脈沖的時間間隔是120 ns，激光的重復(fù)頻率是5 kHz，相機(jī)的分辨率是1 600 pix×1 200 pix，空氣中散布著礦物油氣化形成的大小約為30 μm的微粒。

通過高速紋影技術(shù)測量由納秒放電產(chǎn)生的沖擊波。紋影系統(tǒng)包含光源、凹透鏡和電荷耦合攝像機(jī)，其中高速電荷耦合攝像機(jī)以35 714.3 Hz的成幀速率捕獲瞬時的沖擊波。放電電流的第一個脈沖信號被選作觸發(fā)信號，觸發(fā)信號被輸入同步控制器DG535，隨即高速電荷耦合相機(jī)開始記錄納秒放電產(chǎn)生的沖擊波的形成和發(fā)展。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1 激勵參數(shù)測試結(jié)果

2.1.1 電參數(shù)

圖5是毫秒脈沖氣動激勵和納秒脈沖氣動激勵的激勵電壓和放電電流隨時間變化的圖表。從圖5看出：毫秒脈沖激勵和納秒脈沖激勵的激勵電壓變化范圍分別為-6～6 kV和0～12 kV，后者可以產(chǎn)生更強(qiáng)的放電現(xiàn)象和更大的放電電流。納秒脈沖氣動激勵的放電電流為30 A，遠(yuǎn)大于毫秒脈沖氣動激勵的放電電流0.1 A。通過對放電電流和激勵電壓進(jìn)行積分可以得到電源消耗的功率，毫秒脈沖氣動激勵每次脈沖注入的能量為7.4 mJ，納秒脈沖氣動激勵每次脈沖注入的能量為12.8 mJ。納秒脈沖氣動激勵最大的瞬時功率為0.3 MW，毫秒脈沖氣動激勵最大的瞬時功率僅為600 W，這個功率在某種程度上可以反映放電的強(qiáng)烈程度，即納秒脈沖氣動激勵的瞬時激勵強(qiáng)度要大于毫秒脈沖氣動激勵。

圖5 放電電壓和放電電流隨時間的曲線圖

2.1.2 納秒脈沖氣動激勵的PIV測試結(jié)果

圖6顯示的是納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流的測試結(jié)果，其激勵電壓為13 kV，脈沖頻率為230 Hz。激勵器被布置在x=35 mm處，x為橫軸坐標(biāo)。

圖6 不同時間NDPAA誘導(dǎo)的速度和渦量PIV試驗(yàn)結(jié)果

從圖6看出，首先，納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的最大誘導(dǎo)速度不超過0.5 m/s，遠(yuǎn)小于毫秒激勵；其次，納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流發(fā)展緩慢，其形成穩(wěn)定壁面射流用了10 s；納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流類似于向上的沖擊波，而不像毫秒激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流是以啟動渦或壁面射流的形式出現(xiàn)；最后，納秒放電產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流方向近似于垂直絕緣介質(zhì)層，而毫秒激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流方向平行于絕緣介質(zhì)層。

2.1.3 納秒放電誘導(dǎo)產(chǎn)生的沖擊波參數(shù)

圖7是不同時間尺度下該沖擊波傳播過程的紋影測試結(jié)果，等離子體激勵器被布置在圖片的底部，藍(lán)色虛線表示納秒脈沖激勵誘導(dǎo)產(chǎn)生的沖擊波前沿。

紋影測試結(jié)果表明納秒放電在靜止空氣中誘導(dǎo)產(chǎn)生沖擊波。放電時間10～28 μs，沖擊波向外傳播6.9 mm，通過間隔和傳播距離計(jì)算出沖擊波的傳播速度約為380 m/s(Ma=1.2),略大于音速。隨著沖擊波向外傳播，其輪廓變得難以辨認(rèn)，沖擊波的強(qiáng)度減弱，在每個脈沖放電周期內(nèi)沖擊波可以持續(xù)觀察的時間約為80 μs。在諸如500 μs、1 350 μs和2 700 μs等大于80 μs的放電時間上，沖擊波減弱為弱擾動。

圖7 不同時間NDPAA誘導(dǎo)的沖擊波紋影試驗(yàn)結(jié)果

2.2 風(fēng)洞測試結(jié)果

本文中進(jìn)口自由流的速度設(shè)置為20～75 m/s，自由流速度記為V∞,迎角記為α，脈沖頻率記為f,激勵電壓記為U。

2.2.1 不同迎角的實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖8顯示的是V∞=30 m/s下無人機(jī)模型在不同迎角的升、阻力系數(shù)測試結(jié)果，納秒放電的激勵電壓設(shè)置為11 kV，脈沖頻率為200 Hz。

我們可以從風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中看出：在迎角小于10°時，無人機(jī)模型上表面的氣流始終附著在模型表面，此時施加納秒放電的影響可以忽略不計(jì)；在迎角超過10°時，氣流由于逆壓梯度的作用，在無人機(jī)模型飛翼布局的翼尖部分最先開始分離，隨著迎角的增大，流動分離從模型的翼尖部分向翼根擴(kuò)展；在迎角超過臨界失速迎角20°時，模型的升力系數(shù)減小；在施加激勵后，納秒激勵能夠有效抑制流動分離，相比于無激勵狀態(tài)，升力系數(shù)得到顯著增大。計(jì)算不同迎角下模型升力系數(shù)的增大量，迎角為20°時模型的升力系數(shù)增大了2.24%；在迎角超過20°時，納秒脈沖氣動激勵仍能有效抑制流動分離；在迎角為27°時施加激勵使得模型的升力系數(shù)提高了23.75%，最大升力系數(shù)從0.89增大到0.99，增大了11.24%，模型的臨界失速迎角從20°增大到27°。

圖8 不同迎角下的實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.2.2 放電頻率的影響

本文研究了脈沖頻率的影響，圖9顯示的是在激勵電壓設(shè)置為12 kV，V∞=50 m/s時，脈沖頻率變化范圍為58～920 Hz下的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。

圖9 不同脈沖頻率下的測量結(jié)果

當(dāng)脈沖頻率為920 Hz時，模型升力系數(shù)的變化很小，在迎角為22°下最大升力系數(shù)增大了5.87%；當(dāng)脈沖頻率為460 Hz時，流動控制效果較920 Hz時更好，納秒脈沖氣動激勵可以在局部抑制無人機(jī)模型的流動分離，在迎角為26°下最大升力系數(shù)增大了10.90%；當(dāng)脈沖頻率為230 Hz時，流動控制效果是所有測試頻率中最好的，納秒脈沖氣動激勵可以有效抑制流動分離，在迎角為26°下最大升力系數(shù)增大了20.45%；當(dāng)脈沖頻率為115 Hz和58 Hz時，流動控制效果較230 Hz時更差，在迎角為26°下最大升力系數(shù)分別增大了16.94%和13.92%。總而言之，等離子體流動控制存在一個最優(yōu)頻率，這個最優(yōu)頻率取決于施特勞哈爾數(shù)(St)，St為1時的流動控制效果最好。St的定義式為St=fc/V∞,其中c是分離區(qū)長度，其值與這個無人機(jī)模型的平均氣動弦長相等(0.22 m)，St與fc具有換算關(guān)系。最優(yōu)脈沖頻率為230 Hz，其相應(yīng)的St為1，這與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相吻合。

2.2.3 納秒激勵和毫秒激勵的流動控制效果比較

進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)以對比納秒脈沖氣動激勵和毫秒脈沖氣動激勵的流動控制能力，圖10顯示的是納秒脈沖氣動激勵和毫秒脈沖氣動激勵在自由流速度為50 m/s，激勵電壓為12 kV，脈沖頻率為230 Hz時，有激勵和無激勵情況下無人機(jī)模型的升力系數(shù)。

圖10 MDPAA和NDPAA升力系數(shù)和升力系數(shù)增量與迎角比較

從圖10可以發(fā)現(xiàn)：納秒脈沖氣動激勵的流動控制效果比毫秒脈沖氣動激勵的流動控制效果好得多；毫秒脈沖氣動激勵只能在局部抑制無人機(jī)模型的流動分離，在迎角為25°時，最大升力系數(shù)增大了6.86%；納秒脈沖氣動激勵能夠有效抑制無人機(jī)模型的流動分離，在迎角為26°時，最大升力系數(shù)增大了20.45%。

2.3 討論

等離子體流動控制有動力效應(yīng)、沖擊效應(yīng)和化學(xué)效應(yīng)3種機(jī)制。動力效應(yīng)產(chǎn)生誘導(dǎo)氣流；沖擊效應(yīng)在電極附近產(chǎn)生溫度升和壓力升；化學(xué)效應(yīng)引入離子、電子、激發(fā)態(tài)粒子等粒子到流場中[26]。以上研究發(fā)現(xiàn)，沖擊效應(yīng)和動力效應(yīng)可能同時為等離子體流動控制起作用。毫秒脈沖氣動激勵中動力效應(yīng)是主導(dǎo)機(jī)制，其誘導(dǎo)激勵器表面附面層加速，注入動力和能量，增強(qiáng)附面層抵抗逆壓梯度的能力。但是毫秒脈沖氣動激勵的最大誘導(dǎo)速度不超過10 m/s，給附面層注入的動力很有限。只有當(dāng)自由流速度為幾十米每秒時，毫秒脈沖氣動激勵才能有效工作。

從納秒脈沖氣動激勵的PIV測試結(jié)果中可以看出，其誘導(dǎo)速度小于0.5 m/s，因此納秒放電等離子體流動控制的主要機(jī)制不是動力效應(yīng)。同時PIV測試結(jié)果顯示納秒放電誘導(dǎo)氣流的方向并非平行于激勵器，而是垂直于激勵器；紋影測試結(jié)果表明，同時由于放電時間為納秒級，將放電功率集中在很短的時間內(nèi)釋放，從而在電極附近產(chǎn)生瞬時的強(qiáng)溫度升和壓力升，加熱電極周圍的氣體，在空氣中誘導(dǎo)產(chǎn)生沖擊波。綜上，推測納秒脈沖氣動激勵的主要機(jī)制是“沖擊效應(yīng)”，即納秒放電的這種瞬時加熱效應(yīng)能夠?qū)⒎烹姽β始校a(chǎn)生對附面層產(chǎn)生“沖擊”式的強(qiáng)擾動，增強(qiáng)附面層與主流的動力和能量摻混，使高速流體注入附面層，從而使氣流能夠抵抗逆壓梯度而不產(chǎn)生流動分離。

3 結(jié)論

本文研究了利用納秒脈沖氣動激勵進(jìn)行一型無人機(jī)的流動分離控制。基于對激勵參數(shù)的測試可以發(fā)現(xiàn)：毫秒脈沖氣動激勵和納秒脈沖氣動激勵具有大致相同的激勵電壓，但毫秒脈沖氣動激勵的最大放電電流僅為0.1 A，而納秒脈沖氣動激勵的最大放電電流高達(dá)30 A。納秒脈沖氣動激勵的最大誘導(dǎo)速度約為0.5 m/s，納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流不是像毫秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的誘導(dǎo)氣流以啟動渦或壁面射流的形式存在，而是近似于向上的沖擊波。納秒脈沖氣動激勵產(chǎn)生的快速加熱效應(yīng)在電極附近的空氣中形成快速溫度升和壓力升，進(jìn)而誘導(dǎo)出一系列沖擊波，沖擊波的傳播速度約為380 m/s，持續(xù)時間約為80 μs，在一個放電周期內(nèi)超過80 μs后，沖擊波衰減成弱擾動。基于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果可以看出：在進(jìn)口自由流速度為50 m/s時，納秒脈沖氣動激勵能夠有效抑制無人機(jī)模型的流動分離；在進(jìn)口自由流速度為30 m/s時對模型施加納秒脈沖氣動激勵，可以使模型的臨界失速迎角從20°推遲到27°，最大升力系數(shù)增大11.24%。當(dāng)激勵電壓大于閾值電壓時，流動分離能得到抑制。納秒脈沖氣動激勵的最優(yōu)脈沖頻率是使施特勞哈爾數(shù)為1的頻率值。納秒脈沖氣動激勵較毫秒脈沖氣動激勵對附面層流動控制更有效，納秒脈沖流動控制主要機(jī)制時沖擊效應(yīng)，沖擊效應(yīng)較動力效應(yīng)具有更強(qiáng)的流動控制能力。