等離子體用于三角翼模型流動(dòng)控制試驗(yàn)研究

于金革, 牛中國(guó), 梁 華, 孫 楠, 劉 捷

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 黑龍江 哈爾濱 150001;2. 空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院 等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710038)

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等離子體用于三角翼模型流動(dòng)控制試驗(yàn)研究

于金革1,*, 牛中國(guó)1, 梁 華2, 孫 楠1, 劉 捷1

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 黑龍江 哈爾濱 150001;2. 空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院 等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710038)

在不同試驗(yàn)風(fēng)速下，通過風(fēng)洞天平測(cè)力試驗(yàn)，研究了納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)頻率和激勵(lì)電壓對(duì)三角翼模型流動(dòng)控制效果的影響。研究表明：激勵(lì)頻率和激勵(lì)電壓是等離子體流動(dòng)控制效果的重要影響因素，在所研究的激勵(lì)頻率和激勵(lì)電壓范圍中，當(dāng)激勵(lì)頻率f=200 Hz、激勵(lì)電壓為13 kV時(shí)，等離子體激勵(lì)可有效抑制三角翼前緣渦分離，流動(dòng)控制效果最佳。試驗(yàn)風(fēng)速30 m/s時(shí)，最大升力系數(shù)由1.32增大到1.45，增大9.8%，最大升阻比提高2.9%；試驗(yàn)風(fēng)速45 m/s時(shí)，最大升力系數(shù)由1.33增大到1.45，增大9.0%，最大升阻比提高0.64%。

納秒脈沖；等離子體；流動(dòng)控制；三角翼

0 引 言

飛行器的增升減阻長(zhǎng)期以來一直是流體力學(xué)研究領(lǐng)域十分感興趣的課題，近年來，將等離子體作為控制流體運(yùn)動(dòng)的手段，達(dá)到增升減阻目的研究越來越受到人們的重視[1-7]，與傳統(tǒng)的合成射流[8]、振蕩射流[9]、縫翼[10]、渦流發(fā)生器、邊界層吹/吸氣等飛行器流動(dòng)控制方法相比，等離子體作為一種新型的流動(dòng)控制技術(shù)的主要特點(diǎn)是：等離子體激勵(lì)是由電場(chǎng)直接作用，沒有運(yùn)動(dòng)部件，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、尺寸小、重量輕、施加的氣動(dòng)激勵(lì)作用頻帶寬、激勵(lì)參數(shù)便于實(shí)時(shí)控制、響應(yīng)快、能耗較低、可靠性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)[11-14]，成為國(guó)際空氣動(dòng)力學(xué)和等離子物理領(lǐng)域重要的研究熱點(diǎn)。

由于現(xiàn)代飛行器要實(shí)現(xiàn)大迎角、超機(jī)動(dòng)飛行和改善過失速機(jī)動(dòng)性能，通常采用三角翼。此外，三角翼作為一種小展弦比機(jī)翼，在亞、跨聲速時(shí)具有較高的機(jī)動(dòng)性，并且具有良好的超聲速性能，因此適合作為高速飛行器的機(jī)翼布局。但三角翼低速性能差[15]，由此帶來了起飛著陸性能差等一系列問題，所以提高三角翼的升力特性尤其是低速升力特性具有重大意義。文獻(xiàn)[16]采用數(shù)值模擬和流動(dòng)顯示的方法進(jìn)行了50°后掠角三角翼在低雷諾數(shù)下的旋渦流動(dòng)機(jī)理研究。文獻(xiàn)[17]開展了60°三角翼前緣渦破裂及其控制實(shí)驗(yàn)研究，表明矢量差動(dòng)噴流可以有效地控制前緣渦的破裂位置，且對(duì)前緣渦有控制作用。文獻(xiàn)[18]研究了兩種用于三角翼前緣渦控制的MEMS微制動(dòng)器，它們通過擾動(dòng)邊界層的分離，打破三角翼前緣分離渦的對(duì)稱性，從而產(chǎn)生控制力矩。文獻(xiàn)[19]進(jìn)行了75°后掠角三角翼的非對(duì)稱介質(zhì)阻擋放電(DBD)等離子體氣動(dòng)激勵(lì)的數(shù)值仿真，探索了等離子體氣動(dòng)激勵(lì)控制渦破裂的能力；文獻(xiàn)[20]進(jìn)行了16.5 m/s來流速度下三角翼等離子體流動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)研究，有效提高了三角翼的升力特性和升阻比。文獻(xiàn)[21]進(jìn)行了60°后掠角三角翼前緣等離子體氣動(dòng)激勵(lì)的實(shí)驗(yàn)研究，有效提高了三角翼的升力特性。

目前對(duì)三角翼等離子體流動(dòng)控制的研究工作[19-21]多采用毫秒、微秒脈沖激勵(lì)，而納秒脈沖激勵(lì)作為一種新型的等離子體流動(dòng)控制方法，其能否有效控制三角翼的繞流值得進(jìn)行研究；已有研究的來流速度普遍低于20 m/s，對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)偏低，也沒有對(duì)激勵(lì)電壓和激勵(lì)頻率的影響進(jìn)行詳細(xì)的研究。由于納秒脈沖激勵(lì)的激勵(lì)電壓和頻率對(duì)試驗(yàn)效果的影響較大，本文在以往研究成果的基礎(chǔ)上，在三角翼模型翼面最優(yōu)的激勵(lì)位置處，研究激勵(lì)頻率和激勵(lì)電壓對(duì)流動(dòng)控制效果的影響，以確定最佳的激勵(lì)參數(shù)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-5風(fēng)洞中完成。FL-5風(fēng)洞是一座單回流式開口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為直徑1.5 m的圓形，試驗(yàn)段長(zhǎng)1.95 m，風(fēng)洞試驗(yàn)風(fēng)速范圍0～50 m/s。

1.2 等離子體激勵(lì)器布局

等離子體激勵(lì)器由敷設(shè)在絕緣材料上下兩層的電極構(gòu)成，其中，上層的電極裸露在空氣中，下層電極由絕緣材料覆蓋。在納秒脈沖電源的作用下，上層電極表面的空氣由于強(qiáng)電場(chǎng)的作用被電離產(chǎn)生等離子體。試驗(yàn)中采用的納秒介質(zhì)阻擋放電(Nanosecond Pulse Dielectric Barrier Discharge，NS-DBD)激勵(lì)器是典型非對(duì)稱布局形式，如圖1所示。

圖1 等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器布局Fig.1 Plasma actuator layout

本期試驗(yàn)中，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)器的長(zhǎng)度根據(jù)模型的大小調(diào)整，上、下層電極的材料為銅箔，厚度均為0.018 mm，其中上電極寬為3 mm，下電極寬度為5 mm，電極間隙為1 mm。絕緣材料為Kapton膠帶，介電常數(shù)為3.5，單層膠帶厚度0.065 mm。試驗(yàn)中所有絕緣介質(zhì)均由3層Kapton膠帶鋪設(shè)而成，耐壓值約15 kV，寬度為50 mm。圖2為激勵(lì)器布置在前緣的示意圖，低壓電極靠近高壓電極的一側(cè)與三角翼前緣棱線平齊。

圖2 等離子體激勵(lì)器布局示意圖(mm)Fig.2 Schematic of plasma actuator layout(unit: mm)

1.3 等離子體電源

NS-DBD等離子體激勵(lì)器放電所用電源為Proteus-2納秒脈沖等離子體電源，該電源使用輸入電壓為0～220 V、頻率為50 Hz的交流電，輸出電壓為2～100 kV，脈沖上升沿為10～25 ns，半高寬為30～40 ns，下降沿為20～25 ns，脈沖功率為10 MW，脈沖輸出頻率為200～2000 Hz可調(diào)，電源最大功率為2000 W，納秒脈沖電源如圖3所示。

圖3 納秒脈沖等離子體電源Fig.3 Nanosecond pulse plasma power

1.4 模型及支撐系統(tǒng)

三角翼模型為旋成體機(jī)頭、細(xì)長(zhǎng)機(jī)身、后掠翼和立尾布局，其中機(jī)頭及機(jī)身材質(zhì)為鋼，前翼、主翼、平尾及立尾材質(zhì)為玻璃鋼。模型機(jī)身總長(zhǎng)0.84 m，機(jī)翼后掠角47°，機(jī)翼面積0.097 m2、機(jī)翼展長(zhǎng)0.6 m、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.214 m。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎冒霃澋段矒畏绞街?。模型通過尾支桿連接到半彎刀上，彎刀固定在風(fēng)洞β機(jī)構(gòu)上，彎刀機(jī)構(gòu)改變模型的迎角，β機(jī)構(gòu)改變模型側(cè)滑角。安裝在支撐機(jī)構(gòu)上的試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D4所示。

圖4 模型及支撐系統(tǒng)Fig.4 Model and support system

1.5 天平

試驗(yàn)中采用六分量?jī)?nèi)式應(yīng)變組合天平，天平靜校準(zhǔn)度相對(duì)誤差如表1所示(X，Y，Z，My，Mx，Mz)分別為機(jī)體坐標(biāo)系下3個(gè)方向的力和力矩。

表1 天平靜校準(zhǔn)度相對(duì)誤差Table 1 Static calibration relative error of balance

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 激勵(lì)頻率對(duì)流動(dòng)控制效果的影響

試驗(yàn)風(fēng)速為40 m/s，NS-DBD等離子體激勵(lì)器布置在機(jī)翼前緣，激勵(lì)電壓為13 kV，不同激勵(lì)頻率對(duì)控制效果的影響如圖5所示。在大迎角處，激勵(lì)頻率為670 Hz及800 Hz時(shí)，控制效果微弱，升力系數(shù)在小范圍內(nèi)有所增大，阻力系數(shù)在α=10°之后均減小，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)最大升阻比在f=800 Hz時(shí)提高了3.52%；激勵(lì)頻率f=530 Hz時(shí)，流動(dòng)控制效果開始顯現(xiàn)，升力系數(shù)增大。激勵(lì)頻率f=200 Hz時(shí)，流動(dòng)控制效果達(dá)到最佳，升力系數(shù)由α=10°開始增大，尤其在大迎角時(shí)升力系數(shù)顯著提高，最大升力系數(shù)由1.32增大到1.44，增大9.1%。

為進(jìn)一步研究NS-DBD等離子體激勵(lì)頻率對(duì)流動(dòng)控制效果的影響，保持激勵(lì)位置和激勵(lì)電壓不變，將試驗(yàn)風(fēng)速提高到45 m/s，試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示，與風(fēng)速40 m/s時(shí)相同，在f=200Hz時(shí)，流動(dòng)控制效果仍然是最優(yōu)，最大升力系數(shù)由激勵(lì)前的1.33變?yōu)榧?lì)后的1.45，增大9.0%，最大升阻比提高0.64%；然而激勵(lì)頻率為1000Hz時(shí)最大升力系數(shù)為1.29，降低了3.0%。

上述試驗(yàn)結(jié)果表明，在相同的激勵(lì)位置和激勵(lì)電壓，不同試驗(yàn)風(fēng)速下，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)在f=200 Hz激勵(lì)頻率時(shí)的流動(dòng)控制效果均為最優(yōu)，在該頻率下失速迎角之后的升力系數(shù)也明顯高于未施加激勵(lì)時(shí)。說明激勵(lì)頻率對(duì)動(dòng)控制效果影響較大，同時(shí)NS-DBD等離子體的激勵(lì)頻率與流場(chǎng)存在最佳的耦合頻率，可以在相同電壓下實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的控制效果。

(a) CL～α

(b) CD～α

(c) CL/CD～α

(a) CL～α

(b) CD～α

(c) CL/CD～α

2.2 激勵(lì)電壓對(duì)流動(dòng)控制效果的影響

圖7為試驗(yàn)風(fēng)速30 m/s、NS-DBD等離子體激勵(lì)器布置在機(jī)翼前緣、激勵(lì)頻率f=200 Hz時(shí)，不同激勵(lì)電壓對(duì)控制效果的影響。在本文試驗(yàn)條件下，隨著激勵(lì)電壓的增大，升力系數(shù)逐漸增大，控制效果在激勵(lì)電壓為13 kV時(shí)達(dá)到最優(yōu)，最大升力系數(shù)由1.32增大到1.45，增大9.8%，最大升阻比增大2.9%，但阻力系數(shù)亦有所增大，在迎角30°時(shí)阻力系數(shù)由0.77增大到0.82，增大6%。迎角較大時(shí)，升阻比基本不變。分析認(rèn)為：在大迎角處，NS-DBD等離子氣動(dòng)激勵(lì)在放電位置加了一個(gè)周期性的非定常擾動(dòng)，進(jìn)而向邊界層注入了能量，推遲了氣流分離；而隨激勵(lì)器供電電壓的增加，激勵(lì)能量就越大，抑制流動(dòng)分離的效果就越明顯。

(a) CL～α

(b) CD～α

(c) CL/CD～α

3 結(jié) 論

通過NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)三角翼模型流動(dòng)控制影響的研究，可以得出以下結(jié)論：

1) 試驗(yàn)結(jié)果表明，在不同試驗(yàn)風(fēng)速下NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)均可以改變?nèi)且砟Ｐ偷纳杼匦?，增大升力，提高升阻比?/p>

2) NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)的激勵(lì)頻率與流場(chǎng)存在最佳的耦合頻率，可以在相同激勵(lì)電壓下實(shí)現(xiàn)更佳的流動(dòng)控制效果，激勵(lì)電壓為13 kV，激勵(lì)頻率為200 Hz時(shí)的控制效果最為顯著，試驗(yàn)風(fēng)速為30 m/s時(shí)，最大升力系數(shù)增大9.8%，最大升阻比提高2.9%；風(fēng)速為45 m/s時(shí)，最大升力系數(shù)增大9.0%，最大升阻比提高0.64%。

3) NS-DBD等離子氣動(dòng)激勵(lì)作用后，在相同激勵(lì)頻率下，隨激勵(lì)電壓的增大，激勵(lì)能量增強(qiáng)，激勵(lì)效果越明顯。

本文研究結(jié)果表明，NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)對(duì)三角翼的流動(dòng)分離有明顯的控制作用，可利用NS-DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)改善三角翼模型的升阻特性。下一步的工作包括：拓展等離子體電源性能，開展高效的等離子體激勵(lì)器的研究，提高等離子體激勵(lì)器抗高壓擊穿的能力，在較高的風(fēng)速下進(jìn)一步研究激勵(lì)頻率和激勵(lì)電壓對(duì)流動(dòng)控制效果的影響。

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Experimental investigation on delta wing flow control by plasma

Yu Jinge1,*, Niu Zhongguo1, Liang Hua2, Sun Nan1, Liu Jie1

(1.ChinaAerodynamicsResearchInstituteofAeronautics,Harbin150001,China;2.ScienceandTechnologyonPlasmaDynamicsLaboratory,AeronauticsandAstronauticsEngineeringCollege,AirForceEngineeringUniversity,Xi’an710038,China)

The effects of actuation frequency and actuation voltage generated by nanosecond pulse dielectric barrier discharge plasma on the flow control effects of a delta wing are investigated with different wind speeds by means of force-balance tests in the wind tunnel, the plasma actuator is installed on the delta wing. The force test results show that, actuation frequency and actuation voltage determines flow control effectivity, when the actuation frequency is 200 Hz and actuation voltage 13 kV, nanosecond pulse dielectric barrier discharge plasma inhibits the leading-edge vortices separation obviously, and the flow control effect may achieves the best . For the case of wind speed of 30 m/s, the maximum lift coefficient increases 9.8% from 1.32 to 1.45, the maximum lift-drag ratio increases 2.9%. For wind speed of 45 m/s, the maximum lift coefficient increases up to 11.2% from 1.30 to 1.45, and the maximum lift-drag ratio 0.64%

nanosecond pulse; plasma; flow control; delta wing

0258-1825(2017)02-0305-05

2015-08-17;

2015-11-03

于金革*(1980-)，男，黑龍江尚志人，高級(jí)工程師，研究方向：動(dòng)態(tài)試驗(yàn)及等離子體流動(dòng)控制試驗(yàn)技術(shù).E-mail：yujinge2005@163.com

于金革, 牛中國(guó), 梁華, 等. 等離子體用于三角翼模型流動(dòng)控制試驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2017, 35(2): 305-309.

10.7638/kqdlxxb-2015.0158 Yu J G, Niu Z G, Liang H, et al. Experimental investigation on delta wing flow control by plasma[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 305-309.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0158