中－大迎角下圓錐前體流場的等離子體控制

趙 帥，李華星，王健磊，劉 鋒，羅時鈞

（1.西北工業大學 翼型葉柵國家重點實驗室，西安 710072；2.美國加州大學爾灣分校 機械與宇航工程系，爾灣 92697－3975）

中－大迎角下圓錐前體流場的等離子體控制

趙 帥1，李華星1，王健磊1，劉 鋒2，羅時鈞2

（1.西北工業大學 翼型葉柵國家重點實驗室，西安 710072；2.美國加州大學爾灣分校 機械與宇航工程系，爾灣 92697－3975）

在圓錐－圓柱組合體圓錐段的尖端區域布置一對單個介質阻擋放電激勵器（SDBD），通過風洞實驗對圓錐前體分離渦流場的等離子體控制特性進行了研究。實驗風速5m／s，迎角為25°和30°，采用表面壓力測量技術，并通過對壓力的積分得到側向力系數。實驗結果表明：通過控制激勵器的開、關可以改變圓錐兩側壓力分布不對稱的模式，從而使得側向力的大小和方向發生改變。研究表明：等離子體激勵器可以對非雙穩態下的圓錐前體分離渦流場進行有效的控制。

等離子體；主動流動控制；細長圓錐體；非對稱分離渦；單介質阻擋放電（SDBD）；大迎角

0 引 言

現代飛行器多具有細長前體，在大迎角下，即使來流無側滑，細長前體產生的分離渦對也會從對稱變得非對稱，同時伴隨方向和大小均無法預估的側向力［1－2］，這對飛行器操縱性和穩定性有很大影響。因此，實現對細長體側向力的比例控制對飛行器氣動設計具有重要意義。大迎角下，細長前體分離渦對尖頭處小的擾動非常敏感［3－4］。此時對頭部尖端處的分離渦進行控制就具有較高的效率。

等離子體流動控制是近年來新興的一種主動控制技術，與傳統的流動控制技術相比具有尺寸小、不需要移動部件、寬頻帶快速響應等優勢。國內也對其在飛行器增升減阻、抑制流動分離等方面的應用進行了詳細的研究［5－6］，此外在控制圓錐前體非對稱載荷方面，Feng Liu等［7］、孟宣市等［8］通過分布在細長圓錐前體尖端處一對單介質阻擋放電等離子體激勵器（SDBD），在分離渦流場處于雙穩態時，實現了對圓錐段側向力的線性比例控制。

孟宣市等［9］對半頂角10°圓錐－圓柱組合體進行的風洞實驗表明：35°迎角下流場處于雙穩態，側向力隨滾轉角變化呈近似方波曲線，此時的流場存在兩個穩定的狀態；20°～30°迎角范圍內，側向力系數隨滾轉角變化呈連續波曲線，表明在小擾動情況下流場存在多個流動狀態。采用與文獻［8］中相同的模型，在25°與30°迎角下對圓錐前體分離渦流場進行等離子體控制實驗，研究了流場未達到雙穩態時SDBD激勵器的控制效果。

1 模型、實驗裝置及壓力采集系統

實驗在西北工業大學NF－3低速風洞進行，風洞試驗段截面積為3.0m×1.6m，氣流湍流度ε≤0.045%。試驗風速為5m／s，基于圓錐段底面直徑的雷諾數Re＝5×104。模型由圓錐段、圓弧過渡段和圓柱整流段3部分組成，圓錐段半頂角為10°，長度463.8mm，底面直徑163.6mm。從圓錐尖端頭部處開始150mm長度部分為環氧樹脂材料加工制成，用于粘貼等離子體激勵器。

模型圓錐段共設置了9個測壓截面，沿軸線等距分布（如圖1），其中第8截面為動態測壓截面。每個測壓截面上均勻分布36個測壓孔，除第8截面外，每個截面布置36個PSI公司生產的9816型壓力掃描閥，采集頻率100Hz，連續采集15s，輸出15s內的算術平均值。

圖1 實驗模型Fig.1 Test model

實驗坐標系原點取在模型頂端。OX軸沿模型軸線指向模型后方；OZ軸指向模型正上方；面向來流，OY軸指向模型右舷，如圖2所示。文中所描述的模型截面上的流動方向均為面向來流。

圖2 實驗坐標系Fig.2 Experimental coordinate system

2 等離子體激勵器系統

激勵器為手工制作，由兩層銅電極及中間的Kapton絕緣層組成。銅片電極厚度為0.03mm，絕緣層將下電極完全覆蓋住，厚度0.4mm。實驗時將一對長條形等離子體激勵器對稱地安裝在圓錐頭部，分別位于120°和240°方位角，0°方位角取在圓錐對稱面，見圖3（a）。電極沿圓錐母線的長度為20mm，前緣距圓錐頂點9mm，上下電極水平間距1.5mm，裸露電極和掩埋電極的寬度分別為1和2mm。圖3（b）為激勵器剖面圖和誘導氣流產生方向示意圖。這種方式與在圓錐表面吹氣類似，產生從上電極到下電極方向的動量，但沒有質量的注入。激勵器誘導氣流沿迎風方向，起點在120°和240°方位角上，方向與圓錐截面相切。

圖3 介質阻擋放電等離子體激勵器Fig.3 Sketch of the plasma actuators

圓錐表面的兩個激勵器分別由兩臺南京蘇曼商用等離子體激勵器電源驅動，電源輸出的電壓波形為正弦波。試驗電壓峰－峰值Vp－p≈14.5kV，頻率F≈11.78kHz。

3 實驗結果

實驗時激勵器共有3種工作狀態，分別是：激勵器關閉，對應兩個激勵器都不工作的狀態即Plasma off；左舷激勵器開啟即Port on，此時右舷激勵器處于關閉狀態；右舷激勵器開啟即Starboard on，此時左舷激勵器處于關閉狀態（左、右舷分別指面向來流時模型的左、右側）。

3.1 α＝0°時截面周向壓力分布

為了檢驗模型在風洞中的安裝精度及表面粗糙度，在α＝0°時關閉等離子體激勵器對模型進行檢測。圖4給出了激勵器關閉時，α＝0°，U∞＝5m／s時8個靜態測壓截面上的壓力系數沿周向的分布。從壓力分布來看，Cp沿軸向遞減，沿周向基本保持不變。而且在所有測壓截面上，壓力系數沿周向的跳動值不超過0.08。

圖4 0°迎角下激勵器關閉時的壓力分布Fig.4 Pressure distributions at plasma off，α＝0°

3.2 α＝25°時截面的壓力分布

圖5給出了α＝25°，U∞＝5m／s時激勵器關閉、左舷開啟和右舷開啟下，第1截面和第7截面的壓力分布。從第1截面壓力分布的變化可以看出，激勵器關閉時流動具有微弱的不對稱性，左舷吸力峰略高。左舷激勵器開啟時，壓力分布不對稱的模式發生轉換，右舷吸力峰變得高于左舷的吸力峰。第7截面與第1截面的控制規律相同，說明流動控制的效果是貫穿整個圓錐段流場的。

圖5 激勵器關閉、左舷和右舷激勵器開啟壓力分布比較，α＝25°Fig.5 Comparison of pressure distributions when port or starboard plasma is on and both off，α＝25°

右舷開啟時壓力分布的變化不大，為了便于觀察，圖6給出了激勵器關閉和左舷激勵器開啟時第1截面80°～280°相位角內的壓力分布。左、右兩側的吸力峰都包含在這個方位角范圍內。從圖中可以看出，右舷激勵器開啟時，左舷吸力峰被抬高，右舷吸力峰被拉低，流動不對稱的模式略微有所加強。這與左舷激勵器開啟時的效果是相反的。

圖6 第1截面80°到280°方位角內壓力分布，α＝25°Fig.6 Pressure distributions between 80°and 280°azimuth of section 1，α＝25°

表1列出了在不同激勵狀態下，圓錐段總側向力系數CYD和總側力系數增量ΔCYD的變化情況。側向力以指向OY軸方向為正。其中ΔCYD等于左、右舷激勵器開啟時的總側向力系數減去激勵器關閉時的總側向力系數?？梢钥闯?，激勵器關閉時側向力系數很小，流場只具有微弱的不對稱性。左舷激勵器開啟時，側向力系數產生了一個正的增量，側向力的值由負變正，方向指向右舷。右舷激勵器開啟時，側向力系數產生了一個負的增量，但此增量相比左舷激勵器開啟時要小得多。

表1 圓錐段總側向力系數隨激勵器工作狀態的變化，α＝25°Table 1 Overall side－force for different working conditions of actuators，α＝25°

3.3 α＝30°時截面的壓力分布

從圖7及表2可以看出，激勵器關閉的情況下，相比α＝25°時的情況，α＝30°時左、右兩側吸力峰的不對稱性更加明顯，側向力系數的絕對值更大，這是因為隨著迎角的增大，流場的不對稱性有所加強。左舷開啟時，左、右兩側吸力峰發生轉向。

孟宣市等［8］指出：等離子體所起的作用是將另一側的邊界層分離點后移，而不是將開啟一側的邊界層分離點前推。結合圖5和7可以發現，當左舷激勵器開啟時左側吸力峰的位置變化并不明顯，而右側吸力峰的位置明顯提高了，說明左側渦位置基本沒有變化，而右側渦被拉近物面了。進一步可以推測出左舷激勵器開啟時，左側邊界層分離的位置并沒有提前而是基本沒有變化，而右側邊界層分離點的位置延后了，從而使得右側的渦靠近了物面。需要指出的是，由于壓力測量的方位角間隔為10°，無法顯示詳細的流動情況，因此具體的流動細節需要進行流場顯示實驗進行驗證。

圖7 激勵器關閉、左舷和右舷激勵器開啟壓力分布比較，α＝30°Fig.7 Comparison of pressure distributions when port or starboard plasma is on and both off，α＝30°

孟宣市等［9］的實驗表明，雖然25°和30°迎角下，側向力系數隨滾轉角變化的曲線都呈連續波曲線，但30°迎角下曲線的振幅更大。對應的，流場從一個狀態到達另一個狀態時，側向力系數的改變量也更大。通過表2與表1的對比可以發現，在相同電源參數（輸出電壓，載波頻率）下，30°迎角時，左舷激勵器開啟時的總側向力系數增量ΔCYD比25°迎角時的更大。

圖8給出α＝30°時第1截面80°～280°方位角的壓力分布。

圖8 第1截面80°到280°方位角內壓力分布，α＝30°Fig.8 Pressure distributions between 80°and 280°azimuth of section 1，α＝30°

處于雙穩態時，流場只有兩個穩定的狀態，因此當低渦一邊的激勵器開啟時，流場就向另外一個穩態轉換，低渦抬高，高渦拉低，并基本達到了鏡像對稱的狀態。而非雙穩態時，分離渦流場存在多個狀態，激勵器開啟時確實可以明顯地將高位渦拉低，但低位渦位置基本沒有變化，流場并沒有達到鏡像對稱的狀態。

表2 圓錐段總側向力系數隨激勵器工作狀態的變化，α＝30°Table 2 Overall side－force for different working conditions of actuators，α＝30°

4 結 論

（1）在圓錐前體分離渦流場未達到雙穩態時，使用SDBD激勵器實現了對圓錐段非對稱載荷的控制；

（2）左舷激勵器開啟時，左、右兩側吸力峰位置的高低發生轉換，側向力轉向右舷；右舷激勵器開啟時效果與左舷相反，使得原本指向左舷的側向力加強了；

（3）在同樣電源參數下，左舷開啟時，30°迎角下側向力的改變量大大高于25°迎角下側向力的改變量。

致謝：本研究得到了NF－3風洞高永衛教授、惠增宏高級工程師、肖春生工程師的幫助，在這里向他們表示感謝。還得到了課題組成員孟宣市、田濱、秦浩、馬沖很多幫助，在此向他們致謝。

［1］ERICSSON L.Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip［J］.Journal of Aircraft，1992，29（6）：1086－1090.

［2］LOWSON M，PONTON A.Symmetry breaking in vortex flows on conical bodies［J］.AIAA J，1992，30：1576－1583.

［3］ZILLIAC G G，DEGANI D，Tobak M.Asymmetric vortices on a slender body of revolution［J］.AIAA J，1991，29（5）：667－675.

［4］陳學銳，鄧學鎣.旋成體頭部擾動對非對稱背渦特性的影響［C］／／全國第九屆分離流、旋渦和流動控制會議論文集，北京，2002.

［5］李應紅，梁華，馬清源，等.脈沖等離子體氣動激勵抑制翼型吸力面流動分離的實驗［J］.航空學報，2008，29（6）：1429－1435.

［6］張攀峰，王晉軍，施威毅，等.等離子體激勵低速分離流動控制實驗研究 ［J］.實驗流體力學，2007，21（2）：36－39.

［7］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Flow control over a conical forebody using duty－cycled plasma actuators［J］.AIAA J，2008，46（11）：2969－2973.

［8］孟宣市，郭志鑫，劉鋒，等.細長圓錐前體非對稱渦流場的等離子體控制［J］.航空學報，2010，31（3）：500－505.

［9］孟宣市，喬志德，高超，等.20°圓錐分離流動的發展特性［J］.西北工業大學學報，2010，28（5）：655－659.

趙 帥（1987－），男，河南許昌人，碩士研究生。研究方向：大迎角空氣動力學、等離子體流動控制。通訊地址：西安市友誼西路127號西北工業大學111#信箱（轉西樓208）（710072），電話：15829723975，E－mail：kv19871016＠163.com

Plasma flow control over conical fore－body at moderate－high angles of attack

ZHAO Shuai1，LI Hua－xing1，WANG Jian－lei1，LIU Feng2，LUO Shi－jun2
（1.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China；2.Department of Mechanical and Aerospace Engineering，University of California，Irvine CA 92697－3975，USA）

A pair of single－dielectric barrier discharge（SDBD）plasma actuator was placed near the nose of the cone－cylinder，and wind tunnel tests were performed to study the control effect of plasma actuators.The tests were carried out under the wind speed of 5m／s and at the angles of attack of 25°and 30°.The results consist of measurements of circumferential static pressure distributions.The overall side forces over the cone are calculated from the measured pressures.The test results show that the side force over the cone－cylinder model can be manipulated by activating the plasma actuators.The study indicates that even if the separation vortices flow filed is not bi－stable，the plasma active flow control is still effective.

plasma；active flow control；slender conical fore－body；asymmetric vortex；singledielectric barrier discharge（SDBD）；high angle of attack

V211.7

A

1672－9897（2012）05－0022－05

2011－05－10；

2011－10－13

西北工業大學基礎研究基金（JC200901）；國防科技重點實驗室基金（9140C4201020901）；高等學校博士學科點專項科研基金（200806990003，20106102110002）；國家自然科學基金（11172243）