吳霖鑫，李國強(qiáng)，楊永東，張 鑫，陳 磊，趙光銀

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心旋翼空氣動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000）

直升機(jī)飛行時(shí)旋翼左右氣流不對稱，為保持平衡，槳葉在后行側(cè)時(shí)需要增加槳距角（周期變距）以抵消剖面速度減小的不利影響。當(dāng)飛行速度較大時(shí)，后行側(cè)槳葉容易因迎角過大引起失速，由于槳葉運(yùn)動過程中剖面迎角和速度周期變化，就形成了一種直升機(jī)旋翼特有的失速現(xiàn)象——動態(tài)失速［1］。失速引起的槳葉升力突降、氣動力矩振蕩等會直接導(dǎo)致直升機(jī)振動水平的增加，嚴(yán)重時(shí)甚至?xí)绊戯w行安全。另外，動態(tài)失速也是目前限制直升機(jī)飛行速度提升的主要原因之一。在對動態(tài)失速的深入研究中，研究者發(fā)現(xiàn)了一個(gè)獨(dú)特的特征現(xiàn)象——動態(tài)失速渦。動態(tài)失速渦的出現(xiàn)一般預(yù)示著動態(tài)失速的開始［2?3］。相關(guān)研究表明，動態(tài)失速渦產(chǎn)生的過程會因翼型厚度不同而產(chǎn)生較大差異［4?6］。其中較為常見的有兩種發(fā)生過程：一種是前緣首先發(fā)生流動分離進(jìn)而產(chǎn)生動態(tài)失速渦；另一種是后緣首先發(fā)生流動分離，分離區(qū)逐漸向上游擴(kuò)展，進(jìn)而產(chǎn)生動態(tài)失速渦。NACA0012 翼型動態(tài)失速渦出現(xiàn)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)迎角不斷增大時(shí)，翼型前緣會出現(xiàn)局部渦量的聚集，隨著前緣層流分離泡的收縮，在翼面出現(xiàn)了一系列低壓渦結(jié)構(gòu)，邊界層轉(zhuǎn)捩從后緣向前緣發(fā)展。隨著迎角繼續(xù)增大，前緣吸力峰崩潰后，前緣渦量噴射，翼面附近出現(xiàn)大范圍的脫落渦。這些渦結(jié)構(gòu)逐漸融合，相互作用，最終形成了動態(tài)失速渦。動態(tài)失速渦脫落后，翼型整個(gè)上表面被一個(gè)劇烈的環(huán)流分離區(qū)所包圍［3］。對動態(tài)失速的參數(shù)研究表明，平均迎角和振幅角越大，減縮頻率越大，動態(tài)失速特性越明顯［7?8］。研究發(fā)現(xiàn)，減縮頻率變小，非定常程度減弱，動態(tài)失速時(shí)前緣渦的增長速度變慢，升力峰值也變?。?］。增大振蕩頻率，動態(tài)失速渦造成的負(fù)壓變大，升力系數(shù)和力矩系數(shù)峰值增加，升力達(dá)到峰值后的突降也變大［2］。其他重要影響參數(shù)還包括表面粗糙度和湍流強(qiáng)度。較高湍流強(qiáng)度能減緩動態(tài)失速的發(fā)生，而且動態(tài)失速渦的尺度變?。?］。動態(tài)失速對表面粗糙度很敏感，因?yàn)榇植诙葧绊懲牧鬓D(zhuǎn)捩以及不可壓馬赫數(shù)下的局部可壓縮效應(yīng)［10］。

翼型動態(tài)失速流動控制方法根據(jù)是否向流場注入額外能量可分為主動流動控制和被動流動控制。用于動態(tài)失速的被動流動控制技術(shù)主要包括前緣變形、后緣偏轉(zhuǎn)襟翼、格尼襟翼及渦流發(fā)生器等。它們主要通過兩種途徑來控制動態(tài)失速，（1）外形變形，使翼面壓力分布發(fā)生改變［11?12］；（2）通過改變翼面流動的流態(tài)，抑制旋渦和分離流的產(chǎn)生和發(fā)展［12?14］。這些被動流動控制裝置在固定翼上表現(xiàn)優(yōu)異，但在直升機(jī)旋翼上卻不太實(shí)用。一方面是因?yàn)槠涿鎸Φ氖且粋€(gè)快速變化的工作環(huán)境，被動控制很難一直保持較高的控制效率；另一方面，直升機(jī)旋翼采用復(fù)合結(jié)構(gòu)以適應(yīng)巨大的離心載荷，任何活動的或者可展開的器件都會承受很高的載荷，而且安裝多余的部件或者內(nèi)部設(shè)置空腔，都會對旋翼結(jié)構(gòu)的完整性造成破壞［15］。目前主流的翼型動態(tài)失速主動流動控制方法主要包括吹氣流動控制、合成射流流動控制及等離子體流動控制技術(shù)等。吹氣流動控制技術(shù)是通過向邊界層吹入高動量氣體以降低流動的不穩(wěn)定性［16］，抑制流動分離，從而推遲動態(tài)失速。翼型動態(tài)失速的切向吹氣控制研究表明，吹氣抑制了前緣分離泡的破裂，大大提升了升力，并且增加了抬頭力矩，減弱了遲滯效應(yīng)，前緣分離點(diǎn)附近吹氣控制效果最佳［17］。合成射流是通過激勵(lì)器產(chǎn)生周期性的射流?吸氣行為來抑制流動分離。它能改善動態(tài)失速的主要原因是其形成的渦對及推出吸入的流體可以起到穩(wěn)定邊界層的作用［18］，可以有效抑制動態(tài)失速渦和翼面分離流的形成和發(fā)展，減小動態(tài)失速渦的尺度［19］。等離子體流動控制是基于等離子體氣動激勵(lì)的主動流動控制技術(shù)，具有無運(yùn)動部件、響應(yīng)時(shí)間短及激勵(lì)頻帶寬等優(yōu)點(diǎn)，在改善旋翼氣動特性及控制翼型動態(tài)失速方面具有明顯效果［20］。

根據(jù)電壓周期可分為正弦交流介質(zhì)阻擋放電（AC dielectric barrier discharge，AC?DBD）等離子體和納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電（NS dielectric barrier discharge，NS?DBD）等離子體［20］。AC?DBD 等離子體主要利用的是激勵(lì)渦對動態(tài)失速渦的削減作用。等離子體激勵(lì)過程中會產(chǎn)生啟動渦，且等離子體誘導(dǎo)流方向與來流相同，可以降低動態(tài)失速渦的強(qiáng)度［21］，使翼面壓力更加均勻，這樣在過失速狀態(tài)下能獲得更加穩(wěn)定的邊界層［22］。而在對NS?DBD的研究中發(fā)現(xiàn)，激勵(lì)器開啟后，激勵(lì)器集聚的能量會迅速地通過熱量的形式傳遞給周圍的中性氣體分子，誘導(dǎo)產(chǎn)生壓力波［23］，其傳播的速度甚至高過聲速，加強(qiáng)了剪切層內(nèi)流體的摻混，促進(jìn)了邊界層轉(zhuǎn)捩［24］，抑制分離的產(chǎn)生［25］。杜海等［26］將等離子體激勵(lì)器應(yīng)用于微型飛行器進(jìn)行氣動控制，通過改變激勵(lì)器的輸入電壓、占空比和調(diào)制頻率，實(shí)現(xiàn)對橫航向氣動力矩的比例控制。文獻(xiàn)［27］中利用動態(tài)壓力同步測量和電子外部觸發(fā)粒子圖像測速跟蹤采集技術(shù)，對翼型動態(tài)失速的等離子體流動控制進(jìn)行了試驗(yàn)研究。近年來，國外在等離子體流動控制相關(guān)的數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)研究方面都取得了較大進(jìn)展，但主要是在特定工況下驗(yàn)證控制效果和分析控制原理，對不同工況下的控制效果變化規(guī)律鮮有涉及。國內(nèi)這方面的研究主要還停留在計(jì)算方面，試驗(yàn)基本上是針對靜態(tài)失速的研究，有關(guān)等離子體控制旋翼翼型動態(tài)失速試驗(yàn)的研究很少。

本文開展了旋翼翼型俯仰/沉浮耦合振蕩動態(tài)失速納秒脈沖等離子體流動控制的試驗(yàn)研究，以及等離子體在不同工況下控制效果變化規(guī)律的試驗(yàn)研究，研究了在不同運(yùn)動參數(shù)和激勵(lì)電參數(shù)下，等離子體氣動激勵(lì)的控制效果，并在雷諾數(shù)超過1.7×106、振蕩頻率突破10 Hz 時(shí)取得了較顯著的流動控制效果。

1 試驗(yàn)方案及內(nèi)容

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

俯仰/沉浮兩自由度振蕩旋翼翼型動態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娜S結(jié)構(gòu)圖如圖1 所示。

圖1 低速風(fēng)洞旋翼翼型動態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿S結(jié)構(gòu)圖Fig.1 3?D structure diagram of rotor airfoil dynamic test model in low speed wind tunnel

模型采用自主優(yōu)化設(shè)計(jì)的旋翼翼型CRA09，其總長為1 950 mm，弦長為400 mm，展長為1 780 mm，總質(zhì)量約5 kg。翼型模型主要由翼型骨架及蒙皮組成。翼型骨架由肋板及橫梁組成。翼型骨架選用T700 碳纖維制作，由兩根縱向碳纖維橫梁和8 塊碳纖維橫向隔板組成，一根矩形橫梁布置在旋轉(zhuǎn)軸的位置，并盡量保證質(zhì)心位置靠近旋轉(zhuǎn)軸，一根“I”型橫梁布置弦線后緣。由于試驗(yàn)要進(jìn)行測壓，需要在模型內(nèi)部走線，包括通氣軟管和電信號線，所以在隔板上開孔，總共布置3 個(gè)減重孔，均可以走線。為了保證更優(yōu)的力學(xué)性能，骨架由碳纖維復(fù)合材料在金屬模具內(nèi)鋪貼而成，利用碳纖維復(fù)合材料獨(dú)特的隨形特性，隔板和橫梁連成一體構(gòu)成牢固盒式結(jié)構(gòu)，以充分提高模型的整體強(qiáng)度。翼型蒙皮選用T700 碳纖維制作，模型表面測壓孔分布如圖2所示。

圖2 低速風(fēng)洞翼型模型測壓孔分布圖Fig.2 Pressure tap distribution of airfoil model in low?speed wind tunnel

高頻高速振蕩旋翼翼型動態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D3所示，其展長為590 mm，弦長為210 mm，質(zhì)量為4 kg。模型骨架采用全金屬整體數(shù)控加工成型，內(nèi)部放置測壓管路和傳感器，根據(jù)管路和傳感器結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行安裝空間優(yōu)化，并進(jìn)行適當(dāng)減重處理，外部為鋁合金蒙皮。模型表面測壓孔分布如圖4所示。

圖3 高速風(fēng)洞旋翼翼型動態(tài)試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure diagram of rotor airfoil dynamic test model in high speed wind tunnel

圖4 高速風(fēng)洞翼型模型測壓孔分布圖Fig.4 Pressure tap distribution of airfoil model in high?speed wind tunnel

1.2 試驗(yàn)裝置

1.2.1 兩自由度動態(tài)試驗(yàn)裝置

旋翼翼型兩自由度動態(tài)試驗(yàn)裝置基于FL?11風(fēng)洞配套，其在風(fēng)洞中的安裝圖見圖5。

圖5 FL?11 兩自由度低速風(fēng)洞動態(tài)試驗(yàn)裝置Fig.5 FL?11 two?degree?of?freedom dynamic test device in low?speed wind tunnel

該裝置主要由俯仰運(yùn)動機(jī)構(gòu)、沉浮運(yùn)動機(jī)構(gòu)及機(jī)械支撐框架等構(gòu)成。控制系統(tǒng)采用“工控機(jī)+運(yùn)動控制器+直線電機(jī)、伺服電機(jī)及其驅(qū)動器”的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。

1.2.2 高頻高速動態(tài)試驗(yàn)裝置

旋翼翼型高速風(fēng)洞動態(tài)試驗(yàn)裝置基于FL?20連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞配套，如圖6 所示。裝置主要由俯仰運(yùn)動組件、天平（假天平）及支撐座等構(gòu)成。翼型模型橫跨式安裝，通過兩端天平、聯(lián)軸器與俯仰運(yùn)動組件連接。俯仰運(yùn)動組件由伺服電機(jī)、減速器、曲柄搖桿機(jī)構(gòu)、膜片聯(lián)軸器和軸承等組件構(gòu)成。

圖6 FL?20 風(fēng)洞旋翼翼型動態(tài)試驗(yàn)裝置Fig.6 FL?20 wind tunnel rotor airfoil dynamic test device

1.3 動態(tài)壓力傳感器

低速風(fēng)洞試驗(yàn)測壓元件采用ENDVECO 公司8510B 系列差壓式動態(tài)壓力傳感器，試驗(yàn)動態(tài)壓力傳感器的量程選取為1 psi（1 psi≈6 895 Pa）。單個(gè)傳感器需連接4 根電纜，并引入測壓軟管測量參考壓及翼型表面壓力。傳感器外形及尺寸如圖7 所示，單位為英寸，其中括號內(nèi)數(shù)值的單位為mm。傳感器信號線纜通過J30J?37 型轉(zhuǎn)接頭與8 根雙絞雙屏蔽軟電纜快速連接，實(shí)現(xiàn)傳感器供電和信號傳輸。

圖7 8510B 動態(tài)壓力傳感器外形及尺寸圖Fig.7 Shape and size of dynamic pressure sensor 8510B

高速風(fēng)洞測壓元件采用Kulite XCE?062?1.7 BAR（量程170 000 Pa，25 psi）系列絕壓式動態(tài)壓力傳感器，單個(gè)傳感器需連接4 根電纜，既可以測量靜態(tài)壓力，也可以測量動態(tài)壓力，具有頻響高、精度高和尺寸小等特點(diǎn)。傳感器外形及尺寸如圖8所示。

圖8 XCE?062 傳感器外形及尺寸Fig.8 Shape and size of sensor XCE?062

1.4 位移傳感器

模型俯仰振蕩角度和沉浮振蕩位移利用位移翼型兩端的GL?100 電位計(jì)和LC185 絕對式光柵尺，分別測量俯仰模塊的俯仰角度和沉浮模塊的沉浮位移。

1.5 等離子體激勵(lì)系統(tǒng)

典型的介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器布局方式如圖9 所示，激勵(lì)器主要包括激勵(lì)電極、絕緣介質(zhì)以及高壓激勵(lì)電源3 部分。上、下兩層電極由絕緣介質(zhì)隔開，并與高壓電源兩端相連。其中，上層電極暴露在空氣中，下層電極被絕緣介質(zhì)覆蓋。在高電壓的激勵(lì)下，上層電極周圍的空氣被電離，從而產(chǎn)生等離子體。在絕緣介質(zhì)的作用下，上層電極周圍形成自持放電，產(chǎn)生穩(wěn)定的輝光。

圖9 典型介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器布局圖Fig.9 Layout of typical dielectric barrier discharge plasma exciter

常用的激勵(lì)電源主要有正弦及納秒脈沖電源兩種。電壓范圍從幾千伏到50 千伏，頻率范圍從幾百赫茲到幾十赫茲；常用的絕緣介質(zhì)有樹脂玻璃、聚酰亞胺、聚四氟乙烯以及陶瓷等，厚度從0.1 毫米到幾毫米；常用的電極有銅箔電極及鋁電極等。在不同高壓電源的激勵(lì)下，上層電極周圍的氣流會產(chǎn)生不同的變化。試驗(yàn)采用非對稱布局形式的DBD等離子體激勵(lì)器，敷設(shè)在翼型上翼面距離前緣8.3%c（c為翼型弦長）的位置，激勵(lì)器由兩個(gè)平行銅箔電極（暴露電極、植入電極）和Kapton 介質(zhì)薄膜組成。兩個(gè)電極的寬度分別為3 mm 和5 mm，中間間隙為0，Kapton 薄膜介電常數(shù)為3.0，單層厚度為0.075 mm，耐壓峰峰值為10 kV。本文的激勵(lì)器敷設(shè)在翼型上翼面距離前緣3%弦長的位置。

試驗(yàn)中采用FID 公司的FPG 30?5NM10 納秒脈沖電源作為激勵(lì)電源，如圖10 所示。電源的輸出電壓范圍為5～30 kV 連續(xù)可調(diào)，脈沖上升時(shí)間為2～3 ns，半高寬為10～12 ns，單脈沖能量為50 mJ，輸出頻率為0.1～5 kHz 連續(xù)可調(diào)。

圖10 納秒脈沖電源Fig.10 Nanosecond pulse power

由于電源的輸出電壓隨負(fù)載的變化而變化，因此試驗(yàn)中以示波器測量的單個(gè)脈沖的峰值電壓作為實(shí)際輸出電壓。激勵(lì)頻率通過信號發(fā)生器控制以實(shí)現(xiàn)精確調(diào)節(jié)。

2 試驗(yàn)方法

2.1 試驗(yàn)步驟

俯仰振蕩動態(tài)試驗(yàn)的具體步驟為：翼型模型運(yùn)行至風(fēng)洞中心并保持α為0°，風(fēng)洞開車，運(yùn)行到指定風(fēng)速并穩(wěn)定后，翼型模型運(yùn)行到振蕩平衡迎角，裝置按給定俯仰運(yùn)動的振幅和頻率振蕩，采集數(shù)據(jù)后改變振幅或頻率進(jìn)行下一工況采集，完成所有采集后風(fēng)洞停車，然后翼型動態(tài)試驗(yàn)裝置再停車。

俯仰/沉浮耦合振蕩動態(tài)試驗(yàn)的具體步驟為：翼型模型運(yùn)行至風(fēng)洞中心并保持α為0°，風(fēng)洞開車，運(yùn)行到指定風(fēng)速并穩(wěn)定后，翼型模型運(yùn)行到振蕩平衡迎角，裝置分別按給定俯仰運(yùn)動、沉浮運(yùn)動的振幅和頻率振蕩，采集數(shù)據(jù)后改變振幅或頻率進(jìn)行下一工況采集，完成所有采集后風(fēng)洞停車，然后翼型動態(tài)試驗(yàn)裝置再停車。

2.2 數(shù)據(jù)采集與處理

2.2.1 數(shù)據(jù)采集

角度測量采用電位計(jì)傳感器測量，電位計(jì)是絕對值模擬信號輸出，與傳感器信號一起接入動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，PXI 動態(tài)同步采集系統(tǒng)可將模擬輸入信號作為開始采集觸發(fā)信號，將角度傳感器信號作為開始采集觸發(fā)信號，通過設(shè)定不同觸發(fā)電平實(shí)現(xiàn)翼型振蕩時(shí)的給定位置同步數(shù)據(jù)采集。數(shù)據(jù)采集軟件采用LabWindows/CVI 軟件開發(fā)平臺，它以ANSIC 為核心，將C 語言平臺與用于數(shù)據(jù)采集、分析和顯示的測控專業(yè)工具有機(jī)地結(jié)合起來。同步采集翼型角位移信號與對應(yīng)動態(tài)壓力信號，嚴(yán)格保證動態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對應(yīng)關(guān)系，試驗(yàn)時(shí)設(shè)置不同的模型振蕩頻率，每個(gè)周期皆采樣256 點(diǎn)，共采集16 個(gè)周期。

2.2.2 軸系定義

氣動系數(shù)按照風(fēng)軸系給出。風(fēng)軸系定義為：原點(diǎn)為翼型模型對稱剖面弦線1/4 位置，x軸指向來流為正，y軸垂直向上為正，z軸按照右手法則確定。

2.2.3 數(shù)據(jù)處理

壓力系數(shù)為

式中：Cpi為測壓點(diǎn)i的壓力系數(shù)；Pi為第i個(gè)測壓點(diǎn)靜壓吹風(fēng)數(shù)；Pi0為第i個(gè)測壓點(diǎn)靜壓初讀數(shù)；P∞為試驗(yàn)段氣流靜壓讀數(shù)值；Pa為大氣壓讀數(shù)值；q為試驗(yàn)段氣流動壓。

作用在翼型上的法向力系數(shù)CN和軸向力系數(shù)CC通過積分翼型表面壓力分布獲得，通過內(nèi)插值獲得整個(gè)函數(shù)區(qū)間的函數(shù)值后，根據(jù)函數(shù)值進(jìn)行數(shù)值積分

根據(jù)升力系數(shù)和阻力系數(shù)的定義，可以求出翼型的升力系數(shù)CL為

翼型繞1/4 弦點(diǎn)的俯仰力矩系數(shù)Cm為

最終得到的試驗(yàn)結(jié)果主要是CL?α和Cm?α的遲滯回線，并可根據(jù)CL?α遲滯回線的面積判斷升力損失和翼型動態(tài)失速氣動特性。

式中：α為迎角；CL，u(α)和CL，d(α)分別為上仰段和下俯段迎角為α?xí)r的升力系數(shù)。升力遲滯環(huán)面積越大，意味著動態(tài)失速過程中遲滯效應(yīng)越嚴(yán)重。

為了衡量負(fù)的氣動阻尼的大小，對力矩曲線中的順時(shí)針遲滯環(huán)面積進(jìn)行積分

式中：Cm，u(α)和Cm，d(α)分別為上仰段和下俯段迎角為α?xí)r的力矩系數(shù)。順時(shí)針力矩遲滯環(huán)總面積越大，意味著動態(tài)過程的負(fù)氣動阻尼越大。

在旋翼飛行系統(tǒng)的穩(wěn)定性研究中得出氣動阻尼系數(shù)Ξcycle為

式中：Cw為來流和翼型之間的標(biāo)準(zhǔn)能量傳遞系數(shù)；α1為振幅；Cm為繞1/4 弦長的力矩系數(shù)。力矩遲滯環(huán)逆時(shí)針，Ξcycle為正；力矩遲滯環(huán)順時(shí)針，Ξcycle為負(fù)。

研究發(fā)現(xiàn)，淺失速往往更容易給旋翼系統(tǒng)帶來不穩(wěn)定的氣動載荷。動態(tài)失速帶來負(fù)的氣動阻尼導(dǎo)致旋翼位移的極限環(huán)增長，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致失速顫振，進(jìn)而引發(fā)毀滅性的旋翼機(jī)構(gòu)失效問題［10］。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 翼型動態(tài)失速氣動特性分析

3.1.1 靜態(tài)特性

圖11 為不同雷諾數(shù)下CRA09 翼型試驗(yàn)得到的靜態(tài)氣動力曲線，從靜態(tài)氣動力可以看出，來流風(fēng)速15～30 m/s 下（對應(yīng)基于弦長的雷諾數(shù)范圍為3.1×105～6.3×105），升力系數(shù)曲線線性段很接近，在12 °～13 °發(fā)生失速，并在16 °～18 °發(fā)生升力急劇下降。力矩系數(shù)在12 °～13 °時(shí)達(dá)到正迎角范圍內(nèi)的抬頭力矩峰值，之后隨著迎角繼續(xù)增大其開始逐漸下降，出現(xiàn)較大的低頭力矩。

圖11 不同雷諾數(shù)靜態(tài)氣動力曲線Fig.11 Static aerodynamic curves at different Reyn?olds numbers

3.1.2 動態(tài)特性

圖12 試驗(yàn)翼型動態(tài)氣動力與靜態(tài)氣動力對比Fig.12 Comparison of dynamic and static aerodynamic forces of test airfoil

從圖12 中看出，Dynamic case 1 在超過靜態(tài)失速迎角后，升力系數(shù)繼續(xù)增大，在13 °左右出現(xiàn)力矩失速。在迎角增大到20 °時(shí)，升力突增至1.75 左右，然后出現(xiàn)升力驟降，同時(shí)產(chǎn)生了很大的低頭力矩。在迎角增大到23 °左右時(shí)，再次出現(xiàn)一個(gè)升力尖峰，但此次的低頭力矩峰值明顯小于上一個(gè)力矩峰值。之后升力系數(shù)持續(xù)下降，直到下俯到迎角10 °后，升力才開始恢復(fù)。Dynamic case 2 平衡迎角與靜態(tài)失速迎角接近，俯仰振幅角也更小，可以看到：迎角超過靜態(tài)失速迎角后，升力繼續(xù)增大，同時(shí)出現(xiàn)了不小的低頭力矩。雖然超過靜態(tài)失速迎角后升力線斜率明顯降低，但在下俯過程中仍然出現(xiàn)了嚴(yán)重的升力驟降和遲滯。相比Dynamic case 1，Dynamic case 2 力矩曲線里出現(xiàn)了明顯的負(fù)阻尼區(qū)域，這也意味著該工況下系統(tǒng)的穩(wěn)定性較差。

3.2 FL?11 風(fēng)洞典型試驗(yàn)結(jié)果分析

3.2.1 不同風(fēng)速下俯仰沉浮耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果

平衡迎角10 °，俯仰振蕩振幅10 °，沉浮振蕩振幅50 mm，俯仰振蕩和沉浮振蕩的頻率均為1 Hz，來流風(fēng)速分別為20.6，37 m/s 工況下，耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果見圖13。由圖13 可知，與風(fēng)速20.6 m/s 相比，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積在較高風(fēng)速時(shí)有所減小，最大升力系數(shù)和俯仰力矩負(fù)峰值均增大。施加等離子體激勵(lì)后，翼型最大升力系數(shù)和俯仰力矩負(fù)峰值無明顯增減，翼型CL?α曲線遲滯環(huán)面積在風(fēng)速為20.6 m/s 時(shí)明顯減小，Cm?α曲線遲滯環(huán)面積在風(fēng)速為37 m/s 時(shí)明顯減小。

圖13 不同風(fēng)速下耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.13 Comparison of coupled oscillation test results with different wind speeds

3.2.2 不同沉浮振幅下俯仰沉浮耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)速為20.6 m/s、平衡迎角10 °、俯仰振蕩振幅10 °、俯仰振蕩和沉浮振蕩的頻率均為1 Hz，沉浮振蕩振幅分別為70，90 mm 工況下，耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果見圖14。由圖14 可知，沉浮振蕩振幅較高時(shí)，翼型CL?α曲線遲滯環(huán)面積減小而Cm?α曲線遲滯環(huán)面積增大，最大升力系數(shù)和俯仰力矩負(fù)峰值均在一定程度上增加。施加等離子體激勵(lì)后，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積和俯仰力矩負(fù)峰值在最大升力系數(shù)基本不變的前提下均有所減小。

圖14 不同沉浮振幅下耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.14 Comparison of coupled oscillation test results with different ups and downs

3.2.3 不同激勵(lì)電壓下俯仰沉浮耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)速為20.6 m/s、平衡迎角10 °、俯仰振蕩振幅10 °、沉浮振蕩振幅50 mm、俯仰振蕩和沉浮振蕩的頻率相同均為1 Hz、激勵(lì)電壓分別為5，7.5，10 kV 工況下，耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果見圖15。由圖15可知，施加等離子體激勵(lì)后，隨著激勵(lì)電壓的增大，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積和俯仰力矩負(fù)峰值有逐漸減小的趨勢，激勵(lì)電壓為最大值10 kV時(shí)，升力特性、力矩特性和氣動遲滯特性最佳。

圖15 不同激勵(lì)電壓下耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.15 Comparison of coupled oscillation test results with different excitation voltages

3.2.4 不同激勵(lì)頻率下俯仰沉浮耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)速為20.6 m/s、平衡迎角10 °、俯仰振蕩振幅10 °、沉浮振蕩振幅50 mm、俯仰振蕩和沉浮振蕩的頻率相同均為1 Hz、激勵(lì)頻率分別為555，750，1 000，1 500 Hz 工況下，試驗(yàn)結(jié)果見圖16。由圖16 可知，施加等離子體激勵(lì)后，激勵(lì)頻率為555 Hz 時(shí)，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積以及俯仰力矩負(fù)峰值均為最小，此時(shí)不僅流動控制效果十分明顯，還節(jié)省了激勵(lì)能量。

圖16 不同激勵(lì)頻率下耦合振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.16 Comparison of coupled oscillation test results with different excitation frequencies

3.3 FL?20 風(fēng)洞典型試驗(yàn)結(jié)果分析

3.3.1 不同馬赫數(shù)下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果

平衡迎角10 °，俯仰振蕩振幅10 °，俯仰振蕩頻率均為10 Hz，來流風(fēng)速馬赫數(shù)分別為0.3，0.35 工況下，以弦長為參考長度的雷諾數(shù)分別為1.49×106，1.72×106，試驗(yàn)結(jié)果見圖17。由圖17 可知，施加等離子體激勵(lì)后，翼型Cm?α曲線遲滯環(huán)面積基本無變化，翼型最大升力系數(shù)增大，俯仰力矩負(fù)峰值有所增加，翼型CL?α遲滯環(huán)面積減小。

圖17 不同馬赫數(shù)下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.17 Comparison of pitch oscillation test results with different Ma

3.3.2 不同激勵(lì)電壓下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)速馬赫數(shù)為0.3、平衡迎角10 °、俯仰振蕩振幅10 °、俯仰振蕩頻率相同均為8 Hz、激勵(lì)電壓分別為0，5，7.5，10，12.5 kV 工況下，試驗(yàn)結(jié)果見圖18。由圖18 可知，施加等離子體激勵(lì)后，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積變化不大，激勵(lì)電壓為5 kV 時(shí)，最大升力系數(shù)增大，俯仰力矩負(fù)峰值均有所減小。激勵(lì)電壓為最大值12.5 kV 時(shí)，氣動力特性曲線變化趨勢最顯著。

圖18 不同激勵(lì)電壓下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.18 Comparison of pitch oscillation test results with different excitation voltages

3.3.3 不同激勵(lì)頻率下俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)速馬赫數(shù)為0.3、平衡迎角10 °、俯仰振蕩振幅10 °、俯仰振蕩頻率相同均為8 Hz、激勵(lì)頻率分別為561，747，1 000，1 250，1，500 Hz 工況下，俯仰振蕩試驗(yàn)結(jié)果見圖19。由圖19 可知，施加等離子體激勵(lì)后，隨著激勵(lì)頻率的增大，翼型CL?α及Cm?α曲線遲滯環(huán)面積基本無變化，最大升力系數(shù)和俯仰力矩負(fù)峰值均有逐漸減小的趨勢。

圖19 俯仰振蕩試驗(yàn)不同激勵(lì)頻率結(jié)果對比Fig.19 Comparison of pitch oscillation test results with different excitation frequencies

3.4 動態(tài)失速等離子體流動控制機(jī)理

圖20 為系統(tǒng)采集的16 個(gè)周期的翼型表面壓力系數(shù)Cp分布平均成1 個(gè)振蕩周期的數(shù)據(jù)結(jié)果。試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.3，翼型振蕩平衡迎角為10 °、俯仰振蕩振幅為10 °、俯仰振蕩頻率為8 Hz，激勵(lì)電壓為5 kV，激勵(lì)脈沖頻率為1 005 Hz。由圖20 可知，上翼面（吸力面）在施加等離子體流動控制以后，x/c在0.11～0.64 區(qū)域內(nèi)吸力明顯增加，下翼面（壓力面）在施加等離子體流動控制以后，x/c在0.13～0.41 區(qū)域內(nèi)壓力明顯增加，等離子體控制翼型表面的吸力峰值也略有增加，其他位置的壓力系數(shù)變化不大，因此，由壓力分布積分計(jì)算獲得的翼型升力系數(shù)可明顯增加，這也解釋了圖18 所示的等離子體實(shí)現(xiàn)增升的氣動現(xiàn)象。分析認(rèn)為，等離子體誘導(dǎo)翼面吸力的增加，可增大邊界層對周圍流場的吸附作用，即利用等離子激勵(lì)產(chǎn)生的低壓區(qū)將分離的流動重新吸附回翼面上來，這是等離子體控制動態(tài)分離流的重要物理機(jī)理［28］。

圖20 下行程18 °時(shí)，等離子體控制前后翼型表面壓力系數(shù)分布(α0=10.44 °，α1=6.94 °，f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.20 Comparison of pitch oscillation test results with different excitation frequencies (α0=10.44 °，α1=6.94 °，f=0.499 Hz，V=10 m/s)

結(jié)合前人所做工作及本文試驗(yàn)結(jié)果，對等離子體流動控制的機(jī)理進(jìn)行詳細(xì)分析。旋翼翼型發(fā)生動態(tài)失速時(shí)，動態(tài)失速渦脫落一般發(fā)生在達(dá)到最大迎角之后，達(dá)到最大迎角之前的升力下降主要是由上翼面后緣的分離導(dǎo)致的。伴隨著動態(tài)失速渦的脫落，前緣逆壓梯度逐漸消散，一個(gè)低壓區(qū)開始向后緣運(yùn)動，引起了升力系數(shù)的增大，同時(shí)力矩系數(shù)逐漸達(dá)到負(fù)峰值。

未施加等離子體流動控制時(shí)，前緣失速渦在翼面發(fā)展并逐漸脫落，引起了升力的增大，同時(shí)低頭力矩開始變大。在施加控制后，首先，前緣失速渦脫落被抑制，后緣低壓區(qū)慢慢減小，升力和力矩沒有出現(xiàn)劇烈振蕩。然后，失速渦帶來低壓區(qū)向后緣移動并開始慢慢脫離翼面，升力開始迅速下降，低頭力矩接近峰值。施加控制后前緣吸力峰繼續(xù)存在，大大減小了低頭力矩。最后，隨著前緣逆壓梯度的恢復(fù)以及翼面分離區(qū)的減小，升力開始回升。動態(tài)失速渦在達(dá)到最大迎角后脫落，施加控制后，動態(tài)失速渦的脫落被抑制，升力有所降低，但是減小了升力的振蕩。由于施加控制后翼面中后部沒有受到較大擾動，沒有出現(xiàn)明顯的負(fù)壓，所以力矩遲滯大大減小，而且翼面重附著也沒有明顯延遲［28］。

4 結(jié)論

（1）DBD 等離子體氣動激勵(lì)能夠有效控制翼型動態(tài)失速，改善平均氣動力，減小力矩負(fù)峰值，并減小氣動力/力矩隨迎角變化的遲滯區(qū)域。

（2）來流速度、振蕩形式、俯仰角度和沉浮位移等不同運(yùn)動參數(shù)，以及激勵(lì)電壓、脈沖頻率等不同激勵(lì)電參數(shù)對等離子體流動控制效果的影響較為顯著。

（3）試驗(yàn)首次實(shí)現(xiàn)了納秒脈沖等離子體對旋翼翼型俯仰/沉浮耦合振蕩動態(tài)失速性能的改善，并在雷諾數(shù)突破1.7×106、振蕩頻率突破10 Hz 時(shí)取得了較為顯著的流動控制效果。