超臨界機(jī)翼介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制

張?chǎng)危?黃勇， 王勛年， 王萬(wàn)波， 唐坤， 李華星

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安　710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng)　621000

?

超臨界機(jī)翼介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制

張?chǎng)?，*， 黃勇2， 王勛年2， 王萬(wàn)波2， 唐坤2， 李華星1

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽(yáng)621000

為了進(jìn)一步提高等離子體激勵(lì)器可控雷諾數(shù)，采用測(cè)力以及粒子圖像測(cè)速(PIV)等研究方法，從二維機(jī)翼到三維半模，從低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)，開(kāi)展了對(duì)稱布局式介質(zhì)阻擋放電(DBD)等離子體激勵(lì)器控制超臨界機(jī)翼氣動(dòng)特性的試驗(yàn)研究，分析了控制機(jī)理，實(shí)現(xiàn)了等離子體“虛擬舵面”的功能。結(jié)果表明：在雷諾數(shù)為2×106的情況下，對(duì)稱布局式等離子體氣動(dòng)激勵(lì)能較好地抑制超臨界機(jī)翼繞流流場(chǎng)分離，使失速迎角推遲2°，最大升力系數(shù)提高8.98%。

超臨界機(jī)翼； 流動(dòng)控制； 等離子體； 介質(zhì)阻擋放電； 風(fēng)洞試驗(yàn)

流動(dòng)控制技術(shù)作為突破常規(guī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)限制、補(bǔ)齊部分飛行器能力短板、創(chuàng)新發(fā)展下一代飛行器的重要手段，一直是國(guó)內(nèi)外研究學(xué)者關(guān)注的焦點(diǎn)。等離子體流動(dòng)控制技術(shù)是流動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的重要分支，涵蓋了熱力學(xué)、電磁學(xué)和空氣動(dòng)力學(xué)等知識(shí)。因其控制位置靈活、響應(yīng)時(shí)間快、不需要活動(dòng)控制面等優(yōu)點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外許多高校及科研院所都對(duì)此開(kāi)展過(guò)研究。

在國(guó)外，美國(guó)[1-7]、俄羅斯[8-9]等航空大國(guó)都開(kāi)展了該領(lǐng)域研究。在歐洲，流動(dòng)控制委員會(huì)專門(mén)成立了研究小組，集中英國(guó)[10-12]、法國(guó)[13-14]、德國(guó)[15-16]以及荷蘭[17]等國(guó)的高校，開(kāi)展等離子體流動(dòng)控制研究，為發(fā)展“綠色航空”奠定基礎(chǔ)。

在國(guó)內(nèi)，等離子體流動(dòng)控制技術(shù)研究呈現(xiàn)出了百花齊放的良好局面。空軍工程大學(xué)[18-21]、國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)[22-24]、裝備學(xué)院[25-26]、北京航空航天大學(xué)[27-29]、南京航空航天大學(xué)[30-31]、西北工業(yè)大學(xué)[32-33]、清華大學(xué)[34]、廈門(mén)大學(xué)[35]、中國(guó)工程熱物理研究院[36]以及中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[37-38]等對(duì)該技術(shù)的發(fā)展與提升，均作出了重要貢獻(xiàn)。

從公開(kāi)發(fā)表文獻(xiàn)來(lái)看，等離子體流動(dòng)控制的技術(shù)成熟度還不夠高，研究主要集中在低雷諾數(shù)范圍內(nèi)，而真實(shí)飛行器的飛行雷諾數(shù)多在百萬(wàn)以上。如何將等離子體可控雷諾數(shù)拓展到百萬(wàn)量級(jí)是等離子體流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用的難點(diǎn)之一。此外，在低雷諾數(shù)流動(dòng)控制試驗(yàn)中，通常翼型或機(jī)翼的邊界層為層流；研究人員認(rèn)為借助等離子體促進(jìn)邊界層轉(zhuǎn)捩是實(shí)現(xiàn)低雷諾數(shù)流動(dòng)控制的重要機(jī)理[39]。而在較高雷諾數(shù)試驗(yàn)中，邊界層通常為湍流。因此，低雷諾數(shù)下的控制策略未必能在高雷諾數(shù)流動(dòng)控制中起效。建立新的控制方法是在較高雷諾數(shù)下實(shí)現(xiàn)等離子體流動(dòng)控制，提高該技術(shù)成熟度的關(guān)鍵。本文采用將整個(gè)金屬模型作為預(yù)埋電極的對(duì)稱布局式等離子體激勵(lì)器，借助測(cè)力以及粒子圖像測(cè)速(PIV)等研究手段，在不同雷諾數(shù)下，開(kāi)展超臨界機(jī)翼流動(dòng)控制研究，以提高等離子體在較高雷諾數(shù)下的控制能力，探索其控制機(jī)理，提出新的控制策略，為該技術(shù)邁向工程化應(yīng)用搭建橋梁。

1　等離子體控制基本原理

介質(zhì)阻擋放電(DBD)等離子體激勵(lì)器的常規(guī)布局如圖1所示。激勵(lì)器由暴露電極、預(yù)埋電極、絕緣介質(zhì)以及高壓激勵(lì)電源等部分組成。暴露電極與預(yù)埋電極由絕緣介質(zhì)隔開(kāi)。在電場(chǎng)的作用下，暴露電極周?chē)目諝獍l(fā)生電離，從而產(chǎn)生等離子體。圖2為該布局等離子體激勵(lì)器的放電圖。等離子體在暴露電極的一側(cè)產(chǎn)生，覆蓋整個(gè)預(yù)埋電極。帶電粒子在定向運(yùn)動(dòng)的過(guò)程中，與中性分子相互作用，誘導(dǎo)產(chǎn)生射流。射流方向從暴露電極到預(yù)埋電極。

與常規(guī)布局相比，本文采用整個(gè)金屬模型作為預(yù)埋電極的對(duì)稱布局方式開(kāi)展試驗(yàn)。圖3為DBD等離子體激勵(lì)器對(duì)稱布局示意圖。圖4給出了該布局激勵(lì)器的放電情況。從圖4中可以看出，暴露電極兩邊同時(shí)產(chǎn)生了均勻輝光。因此，此種布局激勵(lì)器會(huì)在暴露電極兩邊誘導(dǎo)產(chǎn)生射流。試驗(yàn)結(jié)果部分會(huì)對(duì)該激勵(lì)器的誘導(dǎo)流場(chǎng)以及作用機(jī)理進(jìn)行仔細(xì)分析。

圖1　介質(zhì)阻擋放電(DBD)等離子體激勵(lì)器常規(guī)布局示意圖Fig.1　Schematic diagram of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator with normal configuration

圖2　常規(guī)布局DBD等離子體激勵(lì)器放電圖Fig.2　Discharge photography of DBD plasma actuator with normal configuration

圖3　DBD等離子體激勵(lì)器對(duì)稱布局示意圖Fig.3　Schematic diagram of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

圖4　對(duì)稱布局DBD等離子體激勵(lì)器放電圖Fig.4　Discharge photography of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

2　二維機(jī)翼風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(以下簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)中心”)0.75 m×0.75 m低速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座直流、開(kāi)口風(fēng)洞。穩(wěn)定風(fēng)速范圍為2～55 m/s，湍流度小于0.3%。

采用超臨界機(jī)翼(SC(2)-0714)為試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑱C(jī)翼的材質(zhì)為鋁，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為100 mm，展長(zhǎng)為480 mm，前緣后掠角為25°，如圖5所示。

圖5　超臨界機(jī)翼Fig.5　Supercritical wing

圖6　二維機(jī)翼測(cè)力試驗(yàn)方案圖Fig.6　Schematic diagram of force measurement test of 2D wing

將整個(gè)金屬模型作為預(yù)埋電極，在模型表面敷設(shè)3層、每層厚度為0.05 mm的聚酰亞胺絕緣膠帶，在絕緣材料表面布置寬度為2 mm、厚度為0.05 mm的銅箔電極作為暴露電極。同時(shí)在機(jī)翼前緣布置粗糙帶，將機(jī)翼繞流邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩為湍流。

二維機(jī)翼測(cè)力試驗(yàn)方案如圖6所示。從圖中可以看出，模型采用豎直方式支撐，與TY02應(yīng)變天平通過(guò)支桿連接。通過(guò)轉(zhuǎn)盤(pán)的轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)模型迎角的變化。角度控制機(jī)構(gòu)的精度優(yōu)于0.05°。試驗(yàn)前，采用天平校準(zhǔn)架對(duì)該天平進(jìn)行靜態(tài)標(biāo)定。標(biāo)定結(jié)果如表1所示。

試驗(yàn)采用便攜式PXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，綜合精度優(yōu)于0.1%。試驗(yàn)時(shí)，在每個(gè)迎角下，采樣前延時(shí)8 s，采樣時(shí)間為6 s，采樣頻率為每通道100 Hz。通過(guò)開(kāi)展重復(fù)性試驗(yàn)，獲得氣動(dòng)力系數(shù)精度。升力系數(shù)精度優(yōu)于0.002，阻力系數(shù)精度優(yōu)于0.000 3。由于本文主要關(guān)注激勵(lì)前后氣動(dòng)力數(shù)據(jù)差量，因此未對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

表1　TY02天平靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果

激勵(lì)器采用多相位交流電源作為激勵(lì)電源，輸出峰值電壓范圍為0～20 kV；輸出頻率范圍為0.1～6 kHz。試驗(yàn)時(shí)，施加的等離子體激勵(lì)方式為定常激勵(lì)。

圖7為PIV試驗(yàn)設(shè)備布局圖。激光器布置在風(fēng)洞側(cè)面，激光片光與機(jī)翼弦平面重合，定位于選定平面。CCD相機(jī)布置在風(fēng)洞頂端，攝像頭軸線與片光垂直相交于測(cè)量平面。CCD相機(jī)分辨率為1 024 pixels×1 024 pixels，采集頻率為3 600 frame/s；雙脈沖激光器重復(fù)頻率為20 kHz。激光器的最大輸出功率為110 W，脈沖寬度為100 ns/CW；示蹤粒子為DEHS，粒子直徑為1 μm。

圖7　粒子圖像測(cè)速(PIV)試驗(yàn)設(shè)備布局圖 Fig.7　Schematic diagram of particle image velocimetry (PIV) test set-up

2.2試驗(yàn)結(jié)果與分析

1) PIV試驗(yàn)

根據(jù)先前的研究經(jīng)驗(yàn)[31]及文獻(xiàn)[1-2]，激勵(lì)器布置在分離點(diǎn)附近時(shí)，控制效果較好。為了獲得機(jī)翼繞流流場(chǎng)，優(yōu)化激勵(lì)器布置位置，在 40 m/s 風(fēng)速下開(kāi)展了PIV試驗(yàn)研究。

圖8為施加激勵(lì)前后，機(jī)翼繞流流場(chǎng)速度分布。圖中：U∞為來(lái)流速度；U為U∞沿x方向的分量；V為U∞沿y方向的分量。從圖8(a)中可以看出，在迎角為14°時(shí)，流場(chǎng)從前緣開(kāi)始分離，分離點(diǎn)約在4%弦長(zhǎng)處。因此，將銅箔電極布置在機(jī)翼前緣，電極前緣距機(jī)翼前緣約2 mm。激勵(lì)電壓峰峰值為8 kV，激勵(lì)頻率為3 kHz。從圖8(b)中可以看出，施加激勵(lì)后，氣流重新附著在機(jī)翼表面，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)有效抑制了機(jī)翼失速分離。

2) 測(cè)力試驗(yàn)

在40 m/s風(fēng)速下，開(kāi)展了測(cè)力試驗(yàn)研究。激勵(lì)器位置與PIV試驗(yàn)時(shí)相同，激勵(lì)電壓峰峰值為 8 kV，激勵(lì)頻率為3 kHz。圖9為施加激勵(lì)前后，升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD隨迎角α的變化情況。從圖9中可以看出：① 當(dāng)電極布置在前緣時(shí)，等離子體激勵(lì)器只在失速迎角后起作用，有效改善了機(jī)翼的失速特性，起到了類似于“前緣縫翼”的作用。結(jié)果表明：施加激勵(lì)后，失速迎角推遲了4°，最大升力系數(shù)提高了9%。試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)研究結(jié)果[31-32]吻合較好。② 除了對(duì)升力影響外，在失速附近，等離子體激勵(lì)器能夠有效減小機(jī)翼阻力。

通過(guò)改變?cè)囼?yàn)風(fēng)速，實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)變化。圖10為施加激勵(lì)前后，失速迎角αs及最大升力系數(shù)CLmax隨雷諾數(shù)變化的情況。雷諾數(shù)對(duì)應(yīng)的風(fēng)速范圍為10～50 m/s。從圖10中可以看出，隨著雷諾數(shù)的增加，激勵(lì)器推遲的失速迎角保持在4°，最大升力系數(shù)增加量保持在9%以上。因此可以得出，當(dāng)采用對(duì)稱布局等離子體激勵(lì)器進(jìn)行激勵(lì)時(shí)，控制效果受雷諾數(shù)影響較小。

圖8　施加激勵(lì)前后機(jī)翼繞流流場(chǎng)速度分布Fig.8　Velocity distribution of flow field around wing with plasma actuator off and on

圖9　施加激勵(lì)前后二維機(jī)翼升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.9　Lift coefficient and drag coefficient of 2D wing versus angle of attack with plasma actuator off and on

圖10　施加激勵(lì)前后最大升力系數(shù)與失速迎角隨雷諾數(shù)的變化Fig.10　Maximum lift coefficient and stall angle of attack versus Reynolds number with plasma actuator off and on

2.3控制機(jī)理探索

2.3.1激勵(lì)特性

在靜止空氣下，開(kāi)展了等離子體激勵(lì)器特性研究。圖7給出了PIV試驗(yàn)設(shè)備布局圖。為了減少環(huán)境氣流對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的干擾，將帶有激勵(lì)器的機(jī)翼放置在有機(jī)玻璃箱中。試驗(yàn)前，將發(fā)煙粒子通入箱體內(nèi)；待粒子均勻后，開(kāi)始測(cè)量。

圖11給出了靜止空氣下等離子體誘導(dǎo)流場(chǎng)速度分布，UP和VP分別為x方向和y方向的分量。可以看出：① 采用金屬模型作為預(yù)埋電極的對(duì)稱布局等離子體激勵(lì)器，能在暴露電極兩邊產(chǎn)生兩股方向相反、速度近似相等的誘導(dǎo)射流；② 誘導(dǎo)射流形態(tài)與經(jīng)典層流射流相似，但與之不同的是，等離子體是將激勵(lì)器上方的氣流“吸引”到暴露電極附近，從而誘導(dǎo)產(chǎn)生出沿切向方向的射流。整個(gè)封閉空間內(nèi)，空氣的質(zhì)量并沒(méi)有增加。

圖11　靜止空氣下等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)流場(chǎng)速度分布Fig.11　Flow velocity distribution of induced jet by plasma actuator in quiescent air

2.3.2等離子體誘導(dǎo)流場(chǎng)與邊界層耦合發(fā)展

目前，許多研究人員都開(kāi)展過(guò)靜止空氣下等離子體激勵(lì)特性研究，但等離子體誘導(dǎo)流場(chǎng)與邊界層相互耦合發(fā)展的動(dòng)態(tài)過(guò)程卻鮮有學(xué)者研究。本文采用高速PIV技術(shù)，在2 m/s風(fēng)速下，開(kāi)展了等離子體抑制機(jī)翼邊界層失速分離的試驗(yàn)研究。其中機(jī)翼迎角為12°。試驗(yàn)中，為了獲得更多近壁面信息，主要采用了兩種措施解決壁面反光問(wèn)題：①通過(guò)在模型壁面涂抹熒光漆，在CCD相機(jī)鏡頭前安裝濾光鏡的方法，減小反射光；②采用連續(xù)激光器替代PIV脈沖激光器。連續(xù)激光器的瞬間功率遠(yuǎn)小于脈沖激光器，因此，采用連續(xù)片光作為光源進(jìn)一步削弱了壁面反光。

圖12給出了等離子體激勵(lì)器抑制機(jī)翼失速分離的過(guò)程。可以看出，在施加激勵(lì)前，機(jī)翼上表面出現(xiàn)大面積分離(圖12(a))；施加激勵(lì)后，首先在順流向方向產(chǎn)生了一股誘導(dǎo)射流(圖12(b))，射流不斷發(fā)展，向邊界層注入能量(圖12(c))；同時(shí)，在逆來(lái)流方向，對(duì)稱式激勵(lì)器也產(chǎn)生了一股射流(圖12(d))，逆射流與邊界層相互作用，形成誘導(dǎo)渦(圖12(e))；隨著時(shí)間推移，誘導(dǎo)渦不斷卷起、拉伸(圖12(f))，加強(qiáng)了邊界層與主流之間的摻混；當(dāng)t=0.14 s時(shí)，誘導(dǎo)渦減小，機(jī)翼上表面的分離區(qū)域減小(圖12(g))；當(dāng)t=0.20 s時(shí)，機(jī)翼上表面基本附著(圖12(h))。

對(duì)稱式布局等離子體激勵(lì)器通過(guò)向邊界層“借力”的方式，產(chǎn)生了誘導(dǎo)渦，增強(qiáng)了主流與邊界層之間的摻混，提高了激勵(lì)器的控制效果。

由靜止空氣下等離子體誘導(dǎo)流場(chǎng)可知(見(jiàn)圖11)，在固定激勵(lì)電壓及頻率的情況下，射流速度基本不變；隨著風(fēng)速增加，射流產(chǎn)生的動(dòng)量與外流動(dòng)量的比值逐漸減小[23]。但從測(cè)力結(jié)果來(lái)看(見(jiàn)圖10)，當(dāng)采用對(duì)稱式激勵(lì)器進(jìn)行激勵(lì)時(shí)，控制效果沒(méi)有隨雷諾數(shù)提高而明顯降低。因此，可以初步得出，誘導(dǎo)渦是控制的關(guān)鍵。它不僅能向邊界層注入能量，而且能增加邊界層與主流之間的摻混，從而提高邊界層抵抗機(jī)翼表面逆壓梯度的能力，抑制機(jī)翼的失速分離。

3　三維翼身組合體半模風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1試驗(yàn)設(shè)備

由于0.75 m×0.75 m低速風(fēng)洞風(fēng)速范圍的限制，因此無(wú)法繼續(xù)提高試驗(yàn)雷諾數(shù)。為了研究對(duì)稱布局等離子體在較高雷諾數(shù)下對(duì)機(jī)翼流動(dòng)的控制情況，在氣動(dòng)中心?3.2 m低速風(fēng)洞中開(kāi)展了三維半模流動(dòng)控制試驗(yàn)。該風(fēng)洞是一座高低速銜接回流風(fēng)洞，穩(wěn)定風(fēng)速范圍為10～145 m/s，湍流度為0.2%；試驗(yàn)段截面為圓形，直徑為3.2 m，試驗(yàn)段長(zhǎng)5 m。

圖12　等離子體激勵(lì)器抑制機(jī)翼失速分離的過(guò)程(α=12°)Fig.12　Process of plasma actuator to suppress wing stall separation (α=12°)

如圖13所示，試驗(yàn)中模型采用半模試驗(yàn)裝置支撐。盒式天平位于地板下方40 mm，通過(guò)連接塊與模型連接。盒式天平通過(guò)模型支撐架固定于轉(zhuǎn)盤(pán)上，通過(guò)下轉(zhuǎn)盤(pán)的變側(cè)滑角機(jī)構(gòu)改變模型迎角。本次半模試驗(yàn)采用墊塊法克服支撐平臺(tái)附面層影響。墊塊高度為30 mm，墊塊與模型之間采用迷宮槽進(jìn)行密封，迷宮槽間隙5 mm，墊塊固定于地板上。

圖13　半模試驗(yàn)設(shè)備布局圖Fig.13　Schematic diagram of test set-up for half model

圖14　翼身組合體半模Fig.14　Wing-body combination half model

試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭饕ǔR界機(jī)翼(SC(2)-0714)、機(jī)身和附面層墊塊等，模型材料為鋁，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為510 mm，展長(zhǎng)為1 890 mm。圖14 為翼身組合體半模的試驗(yàn)照片。與二維機(jī)翼試驗(yàn)類似，采用整個(gè)金屬模型作為預(yù)埋電極，聚酰亞胺膠帶為絕緣介質(zhì)，銅箔為暴露電極，銅箔電極前緣距離機(jī)翼前緣約為4 mm。

試驗(yàn)采用BM500半模盒式應(yīng)變天平。試驗(yàn)前，采用天平校準(zhǔn)架對(duì)該天平進(jìn)行靜態(tài)標(biāo)定，標(biāo)定結(jié)果如表2所示。采用以計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)為基礎(chǔ)的測(cè)控系統(tǒng)。速壓控制精度為0.3%，角度控制精度為0.05°。

表2BM500半模天平靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果

Table 2Static calibration results of BM500 half model balance

ComponentofbalancexaxisyaxisDesignload/N330010000Calibrationload/N375010000Accuracy/%0．050．05Precision/%0．030．03

3.2試驗(yàn)結(jié)果與分析

采用8 kV激勵(lì)電壓、3 kHz激勵(lì)頻率，在雷諾數(shù)2×106下(來(lái)流風(fēng)速60 m/s)開(kāi)展了等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制大尺度半模失速分離的試驗(yàn)研究。圖15為該試驗(yàn)條件下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)在施加激勵(lì)前后隨迎角的變化情況。由圖15可知，當(dāng)迎角增大到失速附近，控制效果顯著。結(jié)果表明：施加激勵(lì)后，半模氣動(dòng)特性得到明顯改善，失速迎角推遲約2°，最大升力系數(shù)增大約8.98%。在失速迎角附近，阻力減小量較明顯。該試驗(yàn)驗(yàn)證了對(duì)稱式等離子體激勵(lì)器在較高雷諾數(shù)下的控制能力。

圖15　施加激勵(lì)前后三維半模升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.15　Lift coefficient and drag coefficient of 3D half model versus angle of attack with plasma actuator off and on

4　結(jié)　論

1) 對(duì)稱式布局等離子體激勵(lì)器能在暴露電極兩邊產(chǎn)生兩股速度近似相等，方向相反的誘導(dǎo)射流。

2) 當(dāng)電極布置在機(jī)翼前緣時(shí)，對(duì)稱式等離子體能夠?qū)崿F(xiàn)“前緣縫翼”的功能，并且不會(huì)帶來(lái)附加阻力。

3) 對(duì)稱式布局等離子體激勵(lì)器能在雷諾數(shù)2×106下實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的控制，推遲機(jī)翼失速迎角，提高機(jī)翼最大升力系數(shù)。

4) 借助PIV技術(shù)，探索了對(duì)稱式布局等離子體控制機(jī)理，發(fā)現(xiàn)了由等離子體誘導(dǎo)流場(chǎng)與邊界層相互作用而產(chǎn)生的誘導(dǎo)渦結(jié)構(gòu)，推斷出誘導(dǎo)渦是抑制邊界層失速分離的關(guān)鍵因素。

下一步擬在氣動(dòng)中心8 m×6 m低速風(fēng)洞中，開(kāi)展雷諾數(shù)5×106下等離子體流動(dòng)控制技術(shù)研究，優(yōu)化激勵(lì)參數(shù)，提高控制效果，進(jìn)一步提高技術(shù)成熟度，為該技術(shù)工程化應(yīng)用積累技術(shù)基礎(chǔ)。

[1]CORKE T C, POST M L, ORLOV D M. SDBD plasma enhanced aerodynamics: Concepts, optimization and application[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2007, 43(7-8): 193-217.

[2]PATEL M P, NG T T, VASUDEVAN S, et al. Plasma actuators for hingeless aerodynamic control of an unmanned air vehicle[J]. AIAA Journal, 2007, 44(4): 1264-1274.

[3]MABE J H, CALKINS F T, WESLEY B. Single dielectric barrier discharge plasma actuators for improved airfoil performance[J]. Journal of Aircraft, 2009, 46(3): 847-855.

[4]LITTLE J, NISHIHARA M, ADAMOVICH I. High-lift airfoil trailing edge separation control using a single dielectric barrier discharge plasma actuator[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(3): 521-537.

[5]ANDERSON K V, KNIGHT D D. Plasma jet for flight control[J]. AIAA Journal, 2012, 50(9): 1855-1872.

[6]CORKE T C, POST M L, ORLOV D M. Single dielectric barrier discharge plasma enhanced aerodynamics: Physics, modeling and applications[J]. Experiments in Fluids, 2009, 46(1): 1-26.

[7]THOMAS F, CORKE T C, IQBAL M, et al. Optimization of SDBD plasma actuators for active aerodynamic flow control[J]. AIAA Journal, 2009, 47(9): 2169-2178.

[8]SIDORENKO A A, BUDOVSKIY A D, MASLOV A A, et al. Plasma control of vortex flow on a delta wing at high angles of attack[J]. Experiments in Fluids, 2013, 54(7): 1585-1597.

[9]ROUPASSOV D, NIKIPELOV A, NUDNOVA M, et al. Flow separation control by plasma actuator with nanosecond pulsed-periodic discharge[J]. AIAA Journal, 2009, 47(1): 168-185.

[10]JUKES T N, CHOI K S. Flow control around a circular cylinder using pulsed dielectric barrier discharge surface plasma[J]. Physics of Fluids, 2009, 21(8): 301-327.

[11]WHALLEY R, CHOI K S. Starting, traveling and colliding vortices: Dielectric-barrier discharge plasma actuator in quiescent air[J]. Physics of Fluids, 2010, 22(9): 509-538.

[12]WHALLEY R D, CHOI K S. The starting vortex in quiescent air induced by dielectric-barrier-discharge plasma[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2012, 703(1): 192-203.

[13]BENARD N, MOREAU E, GRIFFIN J. Slope seeking for autonomous lift improvement by plasma surface discharge[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(5): 791-808.

[14]BENARD N, BONNET J P, TOUCHARD G, et al. Flow control by dielectric barrier discharge actuators: Jet mixing enhancement[J]. AIAA Journal, 2008, 46(9): 2293-2305.

[15]GREENBLATT D, GOKSEL B, SCHULE C Y. Dielectric barrier discharge flow control at very low flight Reynolds numbers[J]. AIAA Journal, 2008, 46(6): 1528-1541.

[16]GRUNDMANN S, TROPEA C. Experimental transition delay using glow-discharge plasma actuators[J]. Experiments in Fluids, 2007, 42(4): 653-657.

[17]KOTSONIS M, GHAEMI S, VELDHUIS L, et al. Measurement of the body force field of plasma actuators[J]. Journal of Physics D: Applied Physics, 2011, 44(4): 85-98.

[18]李應(yīng)紅， 梁華， 馬清源， 等. 脈沖等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼型吸力面流動(dòng)分離的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2008, 29(6): 1429-1435.

LI Y H, LIANG H, MA Q Y, et al. Experimental investigation on airfoil suction side flow separation by pulse plasma aerodynamic actuation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(6): 1429-1435 (in Chinese).

[19]WU Y, LI Y H, JIA M. Experimental investigation into characteristics of plasma aerodynamic actuation generated by dielectric barrier discharge[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2010, 23(1): 39-45.

[20]吳云， 李應(yīng)紅. 等離子體流動(dòng)控制研究進(jìn)展與展望[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(2): 381-405.

WU Y, LI Y H. Progress and outlook of plasma flow control[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese).

[21]朱益飛， 吳云， 崔巍， 等. 大氣壓空氣納秒脈沖等離子體氣動(dòng)激勵(lì)特性數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[J]. 航空學(xué)報(bào), 2013, 34(9): 2081-2091.

ZHU Y F, WU Y, CUI W, et al. Numerical simulation and experimental validation of pulsed nanosecond plasma aerodynamic actuation in air under atmospheric pressure[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(9): 2081-2091 (in Chinese).

[22]王林， 羅振兵， 夏智勛. 等離子體合成射流能量效率及工作特性研究[J]. 物理學(xué)報(bào), 2013, 62(12): 1-10.

WANG L, LUO Z B, XIA Z X. Energy efficiency and performance characteristics of plasma synthetic jet[J]. Acta Physica Sinica, 2013, 62(12): 1-10 (in Chinese).

[23]王林， 夏智勛， 羅振兵， 等. 兩電極等離子體合成射流激勵(lì)器工作特性研究[J]. 物理學(xué)報(bào), 2014, 63(19): 194702-1-12.

WANG L, XIA Z X, LUO Z B, et al. Experimental study on the characteristics of a two-electrode plasma synthetic jet actuator[J]. Acta Physica Sinica, 2014, 63(19): 194702-1-12 (in Chinese).

[24]張宇， 羅振兵， 王澈. 兩電極等離子體高能合成射流流場(chǎng)及其沖量實(shí)驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2014, 28(6): 39-44.

ZHANG Y, LUO Z B, WANG C. Experimental study on flow field and impulse of a two-electrode plasma high sytheic jet[J]. Journal of Experiments in Fluids Mechanics, 2014, 28(6): 39-44 (in Chinese).

[25]車(chē)學(xué)科， 聶萬(wàn)勝， 侯志勇， 等. 地面實(shí)驗(yàn)?zāi)M高空等離子體流動(dòng)控制效果[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(2): 441-448.

CHE X K, NIE W S, HOU Z Y, et al. High altitude plasma flow control simulation through ground experiment[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 441-448 (in Chinese).

[26]CHE X K, SHAO T, NIE W S, et al. Numerical simulation on a nanosecond-pulse surface dielectric barrier discharge actuator in near space[J]. Journal of Physics D: Applied Physics, 2012, 45(14): 1-14.

[27]WANG J J, CHOI K S, FENG L H, et al. Recent developments in DBD plasma flow control[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2013, 62(4): 52-78.

[28]ZHANG P F, LIU A B, WANG J J. Aerodynamic modification of a NACA 0012 aerofoil by trailing-edge plasma Gurney flap[J]. AIAA Journal, 2009, 47(10): 2467-2474.

[29]FENG L H, JUKES T N, CHOI K S. Flow control over a NACA 0012 aerofoil using dielectric barrier discharge plasma actuator with a Gurney flap[J]. Experiments in Fluids, 2012, 52(6): 1533-1546.

[30]史志偉， 范本根. 不同結(jié)構(gòu)等離子體激勵(lì)器的流場(chǎng)特性實(shí)驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2011, 32(9): 1583-1589.

SHI Z W, FAN B G. Experimental study on flow control characteristics of different plasma actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(9): 1583-1589 (in Chinese).

[31]杜海， 史志偉， 耿璽. 等離子體激勵(lì)器對(duì)微型飛行器橫航向氣動(dòng)力矩控制的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2012, 33(10): 1781-1790.

DU H, SHI Z W, GENG X. Experimental study of directional-lateral aerodynamic moment control of micro air vehicle by plasma actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(10): 1781-1790 (in Chinese).

[32]孟宣市， 郭志鑫， 羅時(shí)鈞， 等. 細(xì)長(zhǎng)圓錐前體非對(duì)稱渦流場(chǎng)的等離子體控制[J]. 航空學(xué)報(bào), 2010, 31(3): 500-505.

MENG X S, GUO Z X, LUO S J, et al. Control of asymmetric vortices over a slender conical forebody using plasma actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010, 31(3): 500-505 (in Chinese).

[33]孟宣市， 李華星， 唐花蕊， 等. 不同迎角下前體渦流動(dòng)的等離子體控制特性[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 30(3): 402-406.

MENG X S, LI H X, TANG H R, et al. Exploring flow features of conical forebody versus angle of attack under plasma actuation[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2012, 30(3): 402-406 (in Chinese).

[34]LIU Z F, WANG L Z, FU S. Study of flow induced by sine wave and saw tooth plasma actuators[J]. Science China Physics, Mechanics & Astronomy, 2011, 54(11): 2033-2039.

[35]潘波， 沈錦明， 林麒. 等離子體激勵(lì)器流場(chǎng)測(cè)量及誘導(dǎo)推力實(shí)驗(yàn)[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2011, 32(1): 146-150.

PAN B, SHEN J M, LIN Q. Experiment on flow field and thrust induced by plasma actuator[J]. Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(1): 146-150 (in Chinese).

[36]NIE C Q, LI G, ZHU J Q. Investigation of dielectric barrier discharge plasma flow control[J]. Science China Physics, Mechanics & Astronomy, 2008, 51(7): 1064-1072.

[37]ZHANG X, HUANG Y, WANG W B, et al. Unmanned air vehicle flow separation control using dielectric barrier discharge plasma at high wind speed[J]. Science China Physics, Mechanics & Astronomy, 2014, 57(6): 1160-1168.

[38]張?chǎng)危?黃勇， 沈志洪， 等. 高風(fēng)速下介質(zhì)阻擋放電等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼身組合體失速分離的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)， 2012, 26(3): 17-20.

ZHANG X, HUANG Y, SHEN Z H, et al. Stall separation flow control using dielectric barrier discharge plasma over a wing-body combination at high wind speed[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(3): 17-20 (in Chinese).

[39]ASADA K, FUJII K. Burst frequency effect of DBD plasma actuator on the control of separated flow over an airfoil: AIAA-2012-3054[R]. Reston: AIAA, 2012.

張?chǎng)文校?博士研究生， 助理研究員。主要研究方向： 等離子體流動(dòng)控制技術(shù)。

Tel: 0816-2461286

E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

Flow control on a supercritical wing using dielectric barrier discharge plasma actuator

ZHANG Xin1,*, HUANG Yong2, WANG Xunnian2, WANG Wanbo2, TANG Kun2, LI Huaxing1

1. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

In order to improve the plasma actuator authority at higher Reynolds number, a test investigation is conducted to evaluate the effect of symmetrical dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuators on a two-dimensional supercritical wing and three-dimensional half model using force measurement and particle image velocimetry (PIV) at different Reynolds number. The controlling mechanism is analyzed and the function of “Virtual Section Shape” by plasma actuator is achieved. The results show that the flow separation around wing can be obviously suppressed by the symmetrical plasma actuator at Reynolds number 2×106. It turned out that the stall angle of attack is delayed by approximately 2° and the maximum lift coefficient is increased by approximately 8.98%.

supercritical wing; flow control; plasma; dielectric barrier discharge; wind tunnel test

2015-10-22； Revised： 2015-11-24； Accepted： 2016-01-10； Published online： 2016-01-1216:15

Exploration Foundation of Weapon System of China (7130711)

. Tel.： 0816-2461286E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

2015-10-22； 退修日期： 2015-11-24； 錄用日期： 2016-01-10；

時(shí)間： 2016-01-1216:15

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.008.html

武器探索研究重大項(xiàng)目 (7130711)

.Tel.： 0816-2461286E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0015

V211

A

1000-6893(2016)06-1733-10

引用格式： 張?chǎng)危?黃勇， 王勛年， 等． 超臨界機(jī)翼介質(zhì)阻擋放電等離子體流動(dòng)控制[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(6): 1733-1742. ZHANG X, HUANG Y, WANG X N, et al. Flow control on a supercritical wing using dielectric barrier discharge plasma actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1733-1742.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.008.html