平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制地面實(shí)驗(yàn)方法

陳慶亞, 田希暉, 車學(xué)科, 聶萬勝, 周思引

(裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416)

平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制地面實(shí)驗(yàn)方法

陳慶亞, 田希暉*, 車學(xué)科, 聶萬勝, 周思引

(裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416)

根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則和等離子體射流相似準(zhǔn)則，提出了一種基于螺旋槳葉素理論，利用地面實(shí)驗(yàn)設(shè)備開展平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制研究的實(shí)驗(yàn)方法。首先根據(jù)螺旋槳幾何參數(shù)和運(yùn)動(dòng)參數(shù)計(jì)算葉素微段來流速度和迎角，然后根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則確定常壓翼型風(fēng)洞模擬平流層葉素流動(dòng)的吹風(fēng)參數(shù)，最后根據(jù)等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則，確定激勵(lì)器和激勵(lì)電源參數(shù)模擬平流層等離子體射流并評(píng)估其流動(dòng)控制效果。利用該方法研究了20km高度S1223翼型螺旋槳的等離子體流動(dòng)控制效果，實(shí)驗(yàn)表明：飛艇以5～20m/s的速度前進(jìn)時(shí)，SDBD激勵(lì)電壓峰-峰值13.6kV，頻率10kHz時(shí)，誘導(dǎo)的等離子體射流使螺旋槳300r/min時(shí)推力最大可提高10.9%，600r/min時(shí)推力反而減小了0.52%～1.7%。

平流層螺旋槳；等離子體；流動(dòng)控制；葉素理論；實(shí)驗(yàn)方法

0 引 言

平流層飛艇具有駐留時(shí)間長(zhǎng)、效費(fèi)比高、生存能力強(qiáng)和高度適中等特點(diǎn)，作為搭載偵察、預(yù)警、通信等電子設(shè)備的平臺(tái)可以發(fā)揮其特有優(yōu)勢(shì)，在民用和軍用領(lǐng)域均有很大現(xiàn)實(shí)意義[1]。但平流層飛艇螺旋槳在低雷諾數(shù)飛行環(huán)境下，葉素邊界層轉(zhuǎn)捩、分離等問題造成螺旋槳性能和效率降低[2]，提高螺旋槳低雷諾數(shù)下飛行效率和寬工況飛行能力已成為重要研究課題。當(dāng)前國(guó)內(nèi)外對(duì)平流層螺旋槳增效的研究主要集中在優(yōu)化翼型氣動(dòng)外形、采用槳梢小翼等領(lǐng)域，獲得了有價(jià)值的研究成果，但是螺旋槳增效能力有限[3-7]。

表面介質(zhì)阻擋放電(Surface Dielectric Barrier Discharge-SDBD)是等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的重要

研究方向，能夠有效抑制翼型流動(dòng)分離，發(fā)揮減阻增升作用，提高螺旋槳低雷諾數(shù)下飛行效率和飛艇寬工況飛行能力；同時(shí)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕、功耗低和響應(yīng)快等特點(diǎn)，已成為流動(dòng)控制技術(shù)的熱點(diǎn)研究領(lǐng)域[8-9]。 目前，在翼型等離子體流動(dòng)控制方面，主要通過優(yōu)化激勵(lì)器幾何參數(shù)和激勵(lì)電源參數(shù)，探討翼型在不同的來流速度和迎角以及低雷諾數(shù)條件下抑制流動(dòng)分離的控制效果[10-12]，其中有美國(guó)圣母大學(xué)和我國(guó)南京航空航天大學(xué)等科研單位開發(fā)了等離子體流動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)無人機(jī)。

針對(duì)平流層高效螺旋槳，基于螺旋槳葉素理論，國(guó)防科技大學(xué)雷光新、劉巍等人[13]給出了平流層螺旋槳設(shè)計(jì)流程；中國(guó)電子科技集團(tuán)二十七研究所姜波、翟彬等人[14]建立了計(jì)算NACA-0015翼型螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能的模型，并結(jié)合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證了模型的正確性。平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制技術(shù)方面，程鈺鋒等人[15-16]通過數(shù)值仿真開展了螺旋槳等離子體流動(dòng)控制增效的研究，但是當(dāng)前還沒有見到通過實(shí)驗(yàn)方法開展平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制研究的公開文獻(xiàn)，難以推廣螺旋槳在平流層的應(yīng)用。實(shí)驗(yàn)開展高空平流層等離子體螺旋槳的研究需要低密度風(fēng)洞，雖然可以實(shí)現(xiàn)，但是存在技術(shù)難度高、效率低以及成本高等問題。因此，迫切需要綜合采用現(xiàn)有地面實(shí)驗(yàn)手段模擬平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制，定量評(píng)估效果。

作者根據(jù)劉沛清等[17-18]開展的地面常規(guī)風(fēng)洞進(jìn)行平流層螺旋槳實(shí)驗(yàn)的可行性研究，在車學(xué)科等人[19]發(fā)展的地面條件下模擬高空等離子體流動(dòng)控制效果的方法基礎(chǔ)上，基于螺旋槳葉素理論，采用實(shí)驗(yàn)手段開展平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制增效的研究。

1 平流層螺旋槳地面實(shí)驗(yàn)原理

1.1 平流層螺旋槳葉素運(yùn)動(dòng)參數(shù)確定

葉素理論又稱孤立槳葉理論[20]，如圖1所示，沿切線方向?qū)~切成若干個(gè)稱之為葉素的微小段，認(rèn)為繞過每個(gè)葉素的運(yùn)動(dòng)氣流是二維的，所以葉素之間、槳葉之間互不影響。

圖1 螺旋槳葉素示意圖

圖1中，r為葉素展向中點(diǎn)距槳心距離；R為螺旋槳半徑；ξ為葉素相對(duì)半徑，即ξ=r/R；br為葉素弦長(zhǎng)；θr為葉素安裝角，dr為葉素微小段寬度。螺旋槳在平流層以轉(zhuǎn)速ns、相對(duì)來流前進(jìn)速度V0運(yùn)動(dòng)時(shí)，根據(jù)運(yùn)動(dòng)相對(duì)性，其r處葉素運(yùn)動(dòng)分析如圖2所示。

圖2 葉素運(yùn)動(dòng)分析

在不考慮螺旋槳軸向干涉速度和環(huán)向干涉速度的情況下，忽略其干涉合成速度V1影響，幾何合成速度W0可以近似代替實(shí)際入流速度W1，則幾何入流角度Φ0可以近似等于實(shí)際入流角度Φ1。根據(jù)葉素運(yùn)動(dòng)分析，其周向速度U0、幾何合成速度W0、幾何入流角度Φ0和葉素迎角α可以表示為：

(1)

(2)

(3)

(4)

不同半徑r處葉素的幾何合成速度W0和迎角α分別由Wr、αr表示，根據(jù)式(1)～(4)可知，槳葉葉素的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)可以由來流速度Wr、迎角αr2個(gè)參數(shù)確定。因此，在平流層以轉(zhuǎn)速ns、相對(duì)來流速度V0運(yùn)動(dòng)的螺旋槳可以轉(zhuǎn)化成不同半徑r處迎角為αr的葉素在速度為Wr的來流中的運(yùn)動(dòng)。

1.2 地面實(shí)驗(yàn)參數(shù)確定

螺旋槳相同轉(zhuǎn)速在不同高度工作時(shí)，葉素繞流的雷諾數(shù)也會(huì)隨之變化。在平流層20km低氣壓、低密度條件下，螺旋槳雷諾數(shù)相當(dāng)于低空飛行時(shí)的1/10，葉素近壁面層流難以克服逆壓梯度而容易發(fā)生流動(dòng)分離造成螺旋槳性能下降。文獻(xiàn)[18]認(rèn)為，密度基本不會(huì)對(duì)螺旋槳的相似參數(shù)產(chǎn)生影響。根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則，地面二元翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M平流層各葉素微段流動(dòng)時(shí)對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)相等，即：

(5)

式中：ρh、uh為平流層大氣密度、動(dòng)力粘度；ρg、ug為實(shí)驗(yàn)氣體密度、動(dòng)力粘度；b為實(shí)驗(yàn)翼型弦長(zhǎng)；Wrg為地面實(shí)驗(yàn)風(fēng)速。根據(jù)式(5)可得到地面實(shí)驗(yàn)風(fēng)速Wrg，實(shí)驗(yàn)翼型迎角與平流層葉素迎角αr相同。

文獻(xiàn)[19]認(rèn)為，根據(jù)等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則，通過調(diào)整激勵(lì)器參數(shù)和激勵(lì)電源參數(shù)，可以由地面SDBD等離子體放電模擬不同高度下放電的流動(dòng)控制效果。因此，實(shí)驗(yàn)基于射流雷諾相似準(zhǔn)則，根據(jù)高空平流層等離子體射流雷諾數(shù)確定地面激勵(lì)電源頻率和電壓。

1.3 螺旋槳推力評(píng)估

通過二元翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，將采集的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)過編程計(jì)算得到分別垂直和平行于來流方向的升力dL系數(shù)CL、阻力dD系數(shù)CD，如圖3所示。

圖3 受力分析

根據(jù)翼型受力分析可知，葉素沿槳盤豎直向上的分量dT即螺旋槳產(chǎn)生的推力，則dL、dD和dT可表示為：

(6)

(7)

(8)

式中：pr為實(shí)驗(yàn)測(cè)得來流空氣動(dòng)壓。對(duì)槳葉葉素推力dT積分可得螺旋槳單槳葉推力T：

(9)

式中：r0為螺旋槳槳盤半徑。本實(shí)驗(yàn)主要探討施加等離子體流動(dòng)控制對(duì)螺旋槳推力的變化效果，采用計(jì)算得出的推力指標(biāo)定量評(píng)估平流層螺旋槳性能的改變情況。

2 實(shí)驗(yàn)方案

實(shí)驗(yàn)?zāi)M的平流層飛艇螺旋槳基于文獻(xiàn)[18]的設(shè)計(jì)，葉素剖面為S1223翼型，螺旋槳半徑R=3 250mm。實(shí)驗(yàn)在裝備學(xué)院的低湍流度風(fēng)洞中進(jìn)行，湍流度0.02%，滿足平流層低湍流度要求，風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為0.8m×1.0m×4.0m，實(shí)驗(yàn)S1223翼型弦長(zhǎng)200mm，展長(zhǎng)790mm，采用環(huán)氧樹脂加工。實(shí)驗(yàn)艙段和翼型如圖4所示，翼型上下表面分別布置18和17個(gè)測(cè)壓孔，測(cè)壓設(shè)備采用西北工業(yè)大學(xué)研制的壓力采集系統(tǒng)，由DS-32電子壓力掃描器、DS-104微壓校準(zhǔn)單元和氣壓傳感器3部分組成，測(cè)量誤差0.1%。

分別在翼型上表面前緣、下表面后緣處布置1個(gè)SDBD激勵(lì)器，激勵(lì)器暴露電極和植入電極寬度分別為5mm、10mm，電極長(zhǎng)度500mm，重合區(qū)長(zhǎng)度230mm，電極間隙0mm，兩電極間通過粘貼3層Kapton膠帶作為介質(zhì)阻擋層，其等效模擬的平流層20km螺旋槳激勵(lì)器的暴露電極、植入電極寬度為10mm和60mm，電極間隙0mm[19]。翼型上表面激勵(lì)器暴露電極靠近翼型前緣，距離前緣5.0mm；下表面激勵(lì)器暴露電極靠近翼型后緣，距離后緣5.0mm。根據(jù)上述激勵(lì)器鋪設(shè)方式可知上表面等離子體射流方向與來流方向相同，下表面等離子體射流與來流方向相反[20]，翼型上表面1～5號(hào)測(cè)壓孔由于激勵(lì)器的遮擋無法正常測(cè)壓。

激勵(lì)電源采用HFHV30-1高頻高壓交流電源，輸出電壓±15kV，輸出頻率1～50kHz，上、下表面激勵(lì)器采用并聯(lián)方式，使得激勵(lì)器工作狀態(tài)時(shí)刻相同。電壓采用安捷倫N2771B高壓探頭測(cè)量，電流采用皮爾森電流線圈6595測(cè)量，電壓、電流測(cè)量結(jié)果使用安捷倫DSO3024A示波器進(jìn)行顯示和記錄。

圖4 S1223翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)方案設(shè)定平流層20km處飛艇螺旋槳以300和600r/min 2種轉(zhuǎn)速工作，由于平流層平均風(fēng)速為10m/s[21]，同時(shí)又要滿足飛艇駐空懸停和機(jī)動(dòng)能力，螺旋槳的前進(jìn)速度V0分別取5、10和20m/s，根據(jù)前文所述實(shí)驗(yàn)原理可得地面二元翼型風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)，如表1所示。

文獻(xiàn)[19]通過低壓艙平板射流實(shí)驗(yàn)，得出平流層20km、激勵(lì)電壓峰-峰值13.6kV時(shí)，等離子體沿壁面切向的射流雷諾數(shù)為36～40。在本實(shí)驗(yàn)中，進(jìn)一步考慮了等離子體對(duì)低氣壓稀薄氣體的壓縮作用導(dǎo)致

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)

(b)螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min

密度的變化，沿壁面射流的雷諾數(shù)約為79～112，由于激勵(lì)電源頻率對(duì)雷諾數(shù)影響很小，實(shí)驗(yàn)頻率采用10kHz，主要是為了更好模擬平流層激勵(lì)器放電誘導(dǎo)的流場(chǎng)，實(shí)驗(yàn)電壓峰-峰值根據(jù)射流雷諾數(shù)分別為6和7kV。

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 300r/min時(shí)螺旋槳推力分析

300r/min(ns=5r/s)時(shí)不同相對(duì)半徑ξ處葉素小微段推力dT如圖5所示。

圖5中無控制指激勵(lì)器關(guān)閉狀態(tài)，在不同前進(jìn)速度V0下，峰-峰值6和7kV 2種模式與無控制時(shí)的葉素推力進(jìn)行比較可以看到，SDBD誘導(dǎo)的等離子體射流均有明顯增效作用。

相對(duì)半徑ξ介于0.30～0.45區(qū)間時(shí)，施加激勵(lì)與無控制的推力曲線重合度較高，這主要是此區(qū)間葉素迎角相對(duì)較大，出現(xiàn)了嚴(yán)重的流動(dòng)分離，超出了等離子體抑制流動(dòng)分離的能力范疇，因此該區(qū)間等離子體對(duì)葉素推力作用效果不明顯；ξ介于0.45～0.90區(qū)間段，該區(qū)間推力dT明顯提高，是等離子體增效的主要區(qū)間，具體在ξ=0.45處開始出現(xiàn)增效，其中ξ～(0.50，0.80)推力dT增加幅度最為顯著，ξ～(0.80，0.90)處的增加幅度相對(duì)減?。沪谓橛?.90～0.975區(qū)間段，此范圍葉素已接近螺旋槳槳尖部位，迎角和弦長(zhǎng)都比較小，幾乎沒有發(fā)生流動(dòng)分離，等離子體不發(fā)揮增效作用，因此推力曲線重合。

隨著激勵(lì)電壓增大，等離子體射流對(duì)螺旋槳增效幅值的分布規(guī)律大致相同。7kV時(shí)增效作用略好，主要體現(xiàn)在ξ介于0.50～0.65區(qū)間段，說明該區(qū)間等離子體體積力和射流速度的增大可以更有效地抑制流動(dòng)分離。

圖6給出了螺旋槳在實(shí)驗(yàn)電壓6和7kV時(shí)等離子體射流對(duì)螺旋槳推力的增效情況。可以看出，300r/min轉(zhuǎn)速時(shí)在3種前進(jìn)速度V0下等離子體射流均可顯著增大螺旋槳推力，不同V0時(shí)其增效情況略有差異，其中7kV時(shí)的流動(dòng)控制效果要好于6kV，螺旋槳推力分別增加了6.6%～10.8%、9.2%～10.9%。

3.2 600r/min時(shí)螺旋槳推力分析

螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min(ns=10r/s)時(shí)，在2種激勵(lì)電壓下的各葉素微段推力dT如圖7所示。

可以看出，600r/min時(shí)等離子體作用范圍主要介于ξ～(0.35～0.80)區(qū)間。其中，僅在V0=10、20m/s2種速度時(shí)，ξ～(0.45，0.55)區(qū)間的等離子體增加了葉素微小段推力，而其余工況和葉素區(qū)間均出現(xiàn)了使推力減小的負(fù)作用。其中，ξ介于0.65～0.8葉素區(qū)間螺旋槳推力減小幅度最大，此區(qū)間同時(shí)也是葉素推力下降最為劇烈的一段，說明該處流場(chǎng)處于臨界狀態(tài)，等離子體射流對(duì)流場(chǎng)的改變存在不確定性。峰-峰值6和7kV2種激勵(lì)電壓下槳葉推力分布曲線重合程度很高，表明螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min時(shí)，流場(chǎng)氣體動(dòng)量很大，等離子體射流對(duì)流場(chǎng)的影響能力減小。

與螺旋槳300r/min時(shí)施加等離子體射流的效果比較，兩種轉(zhuǎn)速下等離子體對(duì)螺旋槳推力產(chǎn)生影響的葉素分布區(qū)間長(zhǎng)度大致相同，相對(duì)半徑比區(qū)間長(zhǎng)度均為0.45左右。但600r/min時(shí)等離子體在ξ=0.35

處開始產(chǎn)生氣動(dòng)影響，相對(duì)于300r/min時(shí)ξ=0.45，其氣動(dòng)作用區(qū)間整體向槳根移動(dòng)了大約0.1的相對(duì)半徑長(zhǎng)度。

圖8為螺旋槳600r/min時(shí)，施加等離子體射流后對(duì)螺旋槳推力的作用情況。結(jié)合葉素推力分布圖7可知：激勵(lì)器在6和7kV誘導(dǎo)等離子體射流時(shí)，均只在不同V0下的一小段葉素區(qū)間略微增加了葉素推力，但總作用效果減小了螺旋槳推力，減小幅值0.52%～2.1%。其中，6kV比7kV放電時(shí)使推力減小的幅度更大，對(duì)應(yīng)分別減小了1.4%～2.1%、0.52%～1.7%。

圖7 600r/min時(shí)葉素推力dT

圖8 600r/min時(shí)槳葉推力T比較

綜上可知，螺旋槳轉(zhuǎn)速不同時(shí)等離子體射流產(chǎn)生的作用效果也會(huì)不同，由于不同轉(zhuǎn)速螺旋槳流場(chǎng)的不同，等離子體射流對(duì)推力存在增效和減效2種情況；在增效和減效2種情況時(shí)的等離子體射流，當(dāng)提高激勵(lì)電壓，相比之前較低電壓均有利于提高螺旋槳性能；螺旋槳前進(jìn)速度變化會(huì)使等離子體的控制作用發(fā)生輕微變化，但其影響程度與轉(zhuǎn)速相比差距較大，不是主要影響因素，說明飛艇在以較低的相對(duì)來流速度前進(jìn)時(shí)，應(yīng)主要針對(duì)螺旋槳轉(zhuǎn)速這一參量尋求最佳的等離子體增效方案。

4 結(jié) 論

(1) 提出了一種模擬平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制效果的地面實(shí)驗(yàn)方法，該方法基于等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則和螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則，根據(jù)螺旋槳葉素理論，通過地面實(shí)驗(yàn)分析平流層螺旋槳在低雷諾數(shù)條件下的氣動(dòng)特性。

(2) 平流層螺旋槳SDBD激勵(lì)器采用微秒正弦連續(xù)式激勵(lì)模式時(shí)，等離子體射流對(duì)平流層螺旋槳推力的作用效果主要與轉(zhuǎn)速有關(guān)；在同一轉(zhuǎn)速下，螺旋槳不同前進(jìn)速度對(duì)等離子體控制效果的影響很?。辉诼菪龢?00r/min可增效轉(zhuǎn)速，提高激勵(lì)器電壓有助于增大螺旋槳推力。

(3) 本文實(shí)驗(yàn)條件下，模擬了平流層20km SDBD激勵(lì)器在峰-峰值13.6kV，頻率10kHz時(shí)的等離子體射流對(duì)螺旋槳的氣動(dòng)效果，具體當(dāng)螺旋槳以5，10和20m/s的速度前進(jìn)時(shí)，在轉(zhuǎn)速300和600r/min 2種情況下，等離子體放電時(shí)使螺旋槳推力分別提高了6.6%～10.9%和減小了0.52%～1.7%。

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(編輯：張巧蕓)

Ground experimental method for stratospheric propeller plasma flow control

Chen Qingya, Tian Xihui*, Che Xueke, Nie Wansheng, Zhou Siyin

(Department of Space Equipment,Equipment Academy, Beijing 101416, China)

According to the propeller Reynolds-similarity theory and the plasma induced jet similarity theory, the method which is used to study the performance of plasma flow control of high-attitude propeller by ground experiment is put forward based on the blade element theory. First, the propeller geometry and motion parameters are converted to the inflow velocity and angle of attack on the blade element. Second, the induced plasma voltage and inflow parameters are determined based on the similarity theory in ground experiment. Finally, the collected experimental data is processed to assess the aerodynamic performance of propeller. A high-attitude 20km S1223 airfoil propeller plasma flow control experiment is conducted by this method. It is found that when the propeller revolves at the speed of 300r/min under forward velocity of 5～20m/s, the thrust of propeller is increased by 6.6%～10.9% with the high voltage AC input, but at the speed of 600r/min the thrust is reduced by 0.52%～1.7%.

high-attitude propeller;plasma;flow control;blade element theory;experimental method

1672-9897(2015)05-0090-07

10.11729/syltlx20140140

2014-12-03;

2015-03-11

國(guó)家自然科學(xué)基金(11205244)，高分專項(xiàng)青年創(chuàng)新基金(GFZX04060103-5)

ChenQY,TianXH,CheXK,etal.Groundexperimentalmethodforstratosphericpropellerplasmaflowcontrol.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 90-96. 陳慶亞, 田希暉, 車學(xué)科, 等. 平流層螺旋槳等離子體流動(dòng)控制地面實(shí)驗(yàn)方法. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(5): 90-96.

V211.44

A

陳慶亞(1991-)，男，河北滄州人，碩士研究生。研究方向：等離子體流動(dòng)控制技術(shù)。通信地址：裝備學(xué)院航天裝備系(101416)。E-mail:chenqingya123@163.com

*通信作者 E-mail: tianxihui@sina.com