基于等離子體主動流動控制的低雷諾數流動控制研究現狀

陳琦

【摘 要】翼型在低雷諾數下會出現升力非線性、升阻比降低、靜態滯回等典型的氣動現象，等離子體主動流動控制為近年來流動控制的熱門方向，本文查閱了大量文獻，介紹了相關的研究進展。

【關鍵詞】低雷諾數；層流分離泡；等離子體；流動控制

0 引言

近年來，由于航空領域希望提高輕型大展弦比滑翔機及常規飛行器的低速特性、提高發動機葉片在高空工作的效率、提高螺旋槳推進器的性能，翼型在不可壓、低雷諾數條件下工作的性能受到廣泛的關注；在直升機旋翼、風力渦輪機葉片和自由飛模型研究和設計的工作中，低雷諾數性能占據重要地位；新興的小型無人機（Unmaned Air Vehicles）、微型飛行器（Micro-Air Vehicles）的研究和設計也需要對低雷諾數下翼型氣動特性進行廣泛深入的研究和探討。

1 低雷諾數下翼型流動的基本特性

大量研究表明，低雷諾數下出現的上述典型的氣動現象與翼型在低雷諾數流動下的層流分離現象密不可分。這是因為繞翼型的低雷諾數流動在有逆壓梯度時會出現層流分離，有分離的附面層不穩定，會很快發生轉捩，發展為湍流，若此湍流流動克服了逆壓梯度的影響，流動會再次附著，從而在分離點和再附點之間形成分離泡[4-6]。

一般層流分離泡分為長泡和短泡兩種。短泡多發生在翼型前緣，長度較短，約為翼型弦長的百分之一，可誘導層流附面層轉捩，對翼型氣動性能起到有利影響。長泡通常從翼型的后緣開始形成，長度約可擴展到翼型中部，與附面層外部氣流有更多交互，對翼型的氣動特性有不利的影響，并表現出更明顯的非定常性[6]。

層流分離泡往往會增加的翼型阻力，降低氣動效率。此外，層流分離泡對上游流場的小擾動相對敏感，會導致下游流動的不穩定。試驗已經證實這種不穩定性會降低氣動性能、使航空器結構上產生具有潛在危險的結構力載荷，增加了氣動設計的難度。

2 研究進展

早期大量的試驗工作主要在于對層流分離泡現象大尺度穩定渦結構的時均化觀察和測量。Mueller[7]（1984）隨后根據Lissaman7769和Miley M06-13-128翼型的低雷諾數試驗指出，長泡分離和短泡分離出現和演化的先后次序對于升力系數隨迎角靜態滯回的方向（順時針或逆時針）有決定性的影響，并給出了自己的二維層流邊界層分離泡的結構[8]（1985），見圖2。

數值計算方面，早期Briley[9]（1971）采用渦量和流函數形式的N-S方程數值模擬了平板上的層流分離現象。八九十年代，分離泡數值研究依賴于解二維N-S方程或轉捩模型的邊界層計算，主要為可壓縮工作。Rist等[10]（1994）對人工強制擾動下的層流分離泡作了（DNS）直接數值模擬，計算了平板上的層流分離泡，考慮了不同的二維、三維擾動波的發展，得出結論是二維不穩定波線性發展可用數值方法捕捉，為捕捉三維層流分離泡轉捩細節，還要進行三維模擬。

近年來，常壓等離子體激勵主動流動控制是近十多年主動流動控制技術中發展非常快的一類新型流動控制模式，可以實現增加升力、減小阻力、控制流動分離等效果。以加載電源方式的不同分別分為連續交流介質阻擋放點和納秒脈沖介質阻擋放電兩種方式。連續交流介質阻擋放電即利用介質阻擋放電等離子體，加載正弦交流電對激勵器表面空氣進行電離（SDBD），誘導近壁面氣流加速，對主流注入動量控制流動。這種連續工作的等離子體激勵，目前使用一組等離子體氣動激勵電極，誘導氣流速度最大只有6m/s，而采用多組電極，誘導氣流速度最大可達8m/s。大量的研究表明連續等離子體氣動激勵有效抑制流動分離的控制速度范圍在30m/s以內。納秒脈沖介質阻擋放電即利用納秒脈沖周期放電激勵電極，電離空氣，實現流動控制。納秒脈沖放電等離子體主動控制普遍在高風速下表現出了較好的控制效果。納秒脈沖等離子體激勵器的結構設計類似于AC-DBD，但其輸入電壓遠遠大于交流電源，并且有較大的頻率調整范圍。

國際上，利用等離子體主動流動控制的方式對翼型的低雷諾數層流流動的研究都集中在最近兩年。Nonomura等[11]（2013）利用緊致格式的大渦模擬的方法對NACA0015翼型繞流的等離子體激勵控制情況進行數值模擬，計算雷諾數為63000，迎角12°。在無量綱沖擊波頻率為6的情況下，時均流場結果表明，轉捩發生較早，過程更為平滑，湍流混合效果卓著。轉捩發生較早是因為激勵器激發了Kelvin-Helmholz不穩定性。Vorobiev等[12]（2013）通過實驗的方法研究了低雷諾數下NACA0009翼型在后緣布置等離子體激勵器構型的增升效果，雷諾數研究范圍為70000-400000。天平測力的實驗結果表明，連續交流等離子體激勵的作用隨風速和迎角的變化而變化，在某些情況下，激勵器作用會使升力減小。Aholt等[13]（2011）采用數值模擬方法，對低雷諾數下對稱橢圓翼型繞流等離子體激勵控制進行了研究。研究表明，在適當的位置布置激勵器，輸入足夠能量，就可消除層流分離氣泡，提升氣動性能約達60%。國內，孟宣市[14]（2015）等人使用風洞試驗的方法研究了厚度為16%的橢圓翼型的氣動特性，對比了有層流分離泡時，等離子體激勵和傳統轉捩帶的控制效果。試驗結果表明：當翼型上表面僅發生層流分離時，等離子體激勵和轉捩帶的作用類似，可以有效延遲或者消除后緣層流分離，從而增加升力；當翼型上表面出現層流分離氣泡并發生再附現象時，等離子體可以有效減小或者消除層流分離泡的范圍，從而減小升力；通過控制層流分離，占空循環等離子體激勵可以實現對低雷諾數小迎角下的升力的線性控制。

3 結語

翼型在低雷諾數下會出現小迎角范圍內升力系數隨迎角非線性變化、最大升阻比迅速降低、升力系數隨迎角變化出現靜態滯回等流動現象，大量研究表明這些典型的現象與翼型低雷諾數下的層流分離密不可分。近年興起的等離子體主動流動控制技術以其方便的操縱性、相對簡單的制作和布置方式以及沒有復雜的機械系統設備等優勢受到廣泛深入的研究。國內外應用等離子體主動流動控制技術對翼型的層流分離取得了階段性的進展。

【參考文獻】

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[11]T Nonomura，H Aono，M Sato，A Yakeno，K Okada，Y Abe，K Fujii.Control Mechanism of Plasma Actuator for SeparatedFlow around NACA0015 at Reynolds Number 63，000Separation Bubble Related Mechanisms.2013，AIAA Paper 2013-0853.

[12]A Vorobiev， R M. Rennie， and E J Jumpe.Lift Enhancement by Plasma Actuatorsat Low Reynolds Numbers.Journal of Aircraft，2013，50（1）：12-19.

[13]Justin Aholt， Fathi Finaish.Active Flow Control Strategy of Laminar SeparationBubbles Developed over Subsonic Airfoils at LowReynolds Numbers. AIAA Paper 2011-733，2011.

[14]孟宣市，楊澤人，等.低雷諾數下層流分離的等離子體控制.航空學報.2016，07：2112-2122.

[責任編輯：朱麗娜]