基于等離子體合成射流的飛翼布局模型主動流動控制風洞實驗研究

孫 健, 牛中國, 劉汝兵, 林 麒

(1. 航空工業空氣動力研究院, 哈爾濱 150001; 2. 廈門大學 航空航天學院, 福建 廈門 361102; 3. 福建省等離子體與磁共振研究重點實驗室, 福建 廈門 361102)

0 引 言

等離子體流動控制已經發展多年，目前已成為最具有潛力的流動控制技術之一。等離子體產生方式主要包括：介質阻擋放電(DBD，Dielectric Barrier Discharge)、火花放電、電弧放電[1- 3]。其中，火花放電等離子體合成射流是一種新型的基于等離子體氣動激勵的主動流動控制裝置，由美國約翰·霍普金斯大學應用物理實驗室于2003年提出[1]。

近十幾年來，約翰·霍普金斯大學[1- 6]、佛羅里達農工大學[5- 6]、佛羅里達州立大學[5- 7]、德克薩斯州立大學[8- 9]、新澤西州立羅格斯大學[10- 11]、NASA[11]、伊利諾伊大學[12- 13]、法國圖盧茲大學及宇航研究中心(ONERA)[14- 16]、韓國Ulsan大學[17]、意大利那不勒斯費德里克二世大學[18]、荷蘭代爾夫特理工大學[19]，以及北京航空航天大學[20- 21]、西北工業大學[22]、南京航空航天大學[23- 26]、空軍工程大學[27- 30]、國防科技大學[31- 35]、航天工程大學[36]、廈門大學[37- 39]、航空工業空氣動力研究院[37,39]等單位相繼開展了火花放電等離子體合成射流的理論分析、PIV(Particle Image Velocimetry，粒子圖像測速法)和紋影實驗以及數值模擬研究，并在超聲速來流下應用火花放電等離子體合成射流進行了流動控制實驗研究[7- 9,13,28,35]。而低速來流主動流動控制應用研究尚處于起步階段。法國宇航中心Caruana等[40]在低速來流下進行NACA0015二維翼型流動控制風洞實驗研究，表明在大迎角下等離子體合成射流可以推遲吸力面流動分離。航空工業空氣動力研究院和廈門大學[37,39]在NACA0021二維翼型上進行了主動流動控制風洞實驗研究，表明等離子體合成射流不僅可在大迎角下抑制翼型表面流動分離，還可在小迎角下改變模型的氣動力力矩。空軍工程大學李洋等[41]在高升力二維翼型上進行了低速風洞實驗研究，也表明等離子體合成射流可以有效抑制流動分離，但抑制分離的作用隨來流速度增加而減弱。上述研究工作主要集中于二維模型，關于三維模型流動控制的研究鮮有文獻報道。

本文將等離子體合成射流應用于飛翼布局模型開展三維主動流動實驗研究。在低速來流下，探究等離子體合成射流的不同布局對飛翼模型氣動力和氣動力矩的作用，并采用PIV技術測量模型表面流場分布，研究等離子體合成射流流動控制的機理。

1 實驗設備

1.1 風洞

實驗在航空工業空氣動力研究院FL- 5單回流式開口低速風洞中完成(風洞主要參數見表1)。實驗時，采用內式六分量天平測量模型的氣動力和氣動力矩；測試前采用DBM- 01標模對風洞進行校準，所測的六分量力符合國軍標要求。

表1 FL- 5風洞主要參數Table 1 FL- 5 wind tunnel parameters

1.2 實驗模型

以飛翼布局模型作為實驗模型，其最大弦長460mm，展長1200mm，如圖1所示。模型正裝于風洞中，如圖2所示。

圖1 實驗模型尺寸及激勵器布置示意圖

Fig.1Schematicdiagramofexperimentalmodelsizeandactuatorarrangement

圖2 飛翼布局模型安裝圖

1.3 等離子體合成射流實驗系統

等離子體合成射流實驗系統主要包括補氣式等離子體合成射流激勵器、高壓脈沖電源、AC/AC調壓器、皮托管測速計和示波器，如圖3所示。

圖3 實驗系統簡圖

以AC/AC調壓器調節高壓脈沖信號幅值，以示波器(泰克DPO2012)測量驅動信號頻率。實驗中加載的電參數如下：高壓脈沖信號幅值U為0～50kV，頻率f為20Hz～5kHz，占空比τ為5%～50%。

1.4 等離子體合成射流激勵器

等離子體合成射流激勵器由陶瓷腔體和蓋板組成。陶瓷腔體由2個高溫陶瓷放電腔體(單個腔體長16mm、寬5mm、深8mm)組成，如圖4所示。6個射流孔為1組，分別距前緣0、5、10mm(與翼面水平面夾角分別為0°、30°、45°)；激勵器上的覆蓋板(以耐高溫塑料制成)對應3個激勵器的6個放電腔體開有6個射流孔。如圖5所示。

射流孔有1.0、1.5mm兩種孔徑，圖6和7分別為2種孔徑射流孔出口速度隨時間的變化曲線。

圖6 1.0mm射流孔出口速度

圖7 1.5mm射流孔出口速度

在激勵器腔體內插入陽極、陰極，陽極接高壓正極，陰極接地線。如圖8所示，1個射流周期包括3個階段：當陰極、陽極間的電壓達到腔體內氣體擊穿電壓，腔體內發生火花放電，產生等離子體(階段1)；放電伴隨的高溫加熱腔體內氣體，使其溫度和壓力快速升高，由出口快速噴出，形成可用于流場控制的氣體射流(階段2)；射流瞬間完成，導致腔體內產生負壓、溫度下降，外部氣體乘虛充填腔體，準備形成下一次放電和射流(階段3)。激勵器放電產生于腔體中，克服了電弧放電在流場中容易被氣流熄滅的問題，激勵更加穩定、可控。

圖8 等離子體合成射流工作過程

1.5 PIV測量系統

為研究等離子體合成射流對模型表面流場的作用機理，采用PIV技術測量模型表面流場分布。PIV測量剖面在4號激勵器位置，沿展向距翼尖319mm，如圖1所示。等離子體合成射流激勵器布置于距前緣0mm處，孔徑1.5mm。

實驗采用集成式雙Nd∶YAG激光器作為成像光源，單脈沖能量200mJ，產生波長為532nm的綠光。片光元件由柱面鏡和球面鏡組成。以激光脈沖同步器控制圖像捕捉和激光脈沖次序。互/自相關CCD攝像機為PIVCAM 13- 8，灰度級分辨率14bit，圖像分辨率2048pixel×2048pixel，圖像采集速率7幀/s。幀抓取器讀取CCD攝像機的數字圖像到內存，由Insight分析軟件處理，并以Tecplot進行后處理。

2 風洞實驗結果及分析

在自由來流速度30m/s時，分別將激勵器布置于飛翼模型展向、弦向的不同位置，以考察激勵器布局對氣動力及氣動力矩的影響；調節電源激勵頻率，考察電參數對流動控制效果的影響；采用PIV流場測試技術，研究等離子體合成射流對氣動特性產生作用的流動控制機理。

2.1 等離子體合成射流布局對飛翼模型氣動力及力矩的影響

2.1.1 等離子體合成射流單側控制研究

在飛翼模型左側翼面布置8個激勵器(距前緣0mm，孔徑1.0mm)，分別在激勵器關閉和開啟狀態下進行實驗。表2給出了單側布置激勵器的參數：Base為基準狀態，即激勵器關閉狀態；Case Ⅰ為左側翼面布置8個激勵器、16個射流同時開啟的狀態。

表2 單側布置激勵器參數Table 2 Actuator parameters on one side

圖9、10分別為射流開啟和關閉狀態下，不同迎角α時飛翼模型升力系數CL和滾轉力矩系數Cl的變化。從圖9可以看出，激勵器打開時，失速迎角提高了2°，最大升力系數增加了約5.4%。在小迎角范圍內，射流對升力系數沒有影響；而在失速迎角附近，升力系數有所增加，其原因在于：布置在左側翼面的射流對翼面流動分離的控制，增加了左側翼面的升力系數，模型產生了向右的滾轉力矩。

圖9 升力系數CL曲線

圖10 滾轉力矩系數Cl曲線

從圖10可以看出，在迎角大于14°時，射流開啟后，滾轉力矩系數產生了顯著變化；在迎角為15°和21°時，射流開啟后，滾轉力矩的極性發生反轉，由左滾變為右滾，滾轉力矩系數變化量分別為0.004和0.009。而在小迎角范圍內(-4°～14°)，射流對滾轉力矩系數的影響較弱。

2.1.2 等離子體合成射流弦向位置的影響

在模型左側機翼翼面，沿弦向不同位置布置激勵器，考察其對控制效果的影響。激勵器分別距離前緣0、5和10mm，對應Case Ⅱ～Ⅳ這3種狀態；在每種狀態下，都布置8個激勵器(16個射流孔，孔徑1.0mm)。

從圖11可以看出，距前緣0mm的激勵器收益優于距前緣10mm的激勵器收益(ΔCL、ΔCl分別表示開啟和關閉射流后的升力系數差值、滾轉力矩系數差值)。激勵器離前緣越近，控制效果越好，距前緣0mm的激勵器控制效果最好。

從圖12可以看出，距前緣10mm的激勵器收益優于距前緣0mm的激勵器收益。在20°迎角處，距前緣0mm的激勵器對滾轉力矩控制效果最好。

圖11 不同弦向位置的等離子體合成射流對升力系數的作用ΔCL

Fig.11TheeffectofplasmasyntheticjetwithdifferentchordpositionsonliftcoefficientΔCL

圖12 不同弦向位置的等離子體合成射流對滾轉力矩系數的作用ΔCl

Fig.12TheeffectofplasmasyntheticjetwithdifferentchordpositionsonrollmomentcoefficientΔCl

2.1.3 等離子體合成射流展向位置的影響

在模型兩側機翼，沿展向布置不同數量的激勵器，考察其對控制效果的影響。如表3所示，Case Ⅴ～Ⅷ狀態分別是在兩側機翼各均布了4、3、2、1個激勵器(射流孔孔徑1.5mm)，位置如圖1所示。

表3 激勵器位置及電源參數Table 3 The position of actuator and electrical parameters

圖13、14反映了激勵器不同展向位置、射流開啟或關閉狀態下的升力系數和滾轉力矩系數變化。從圖13可以看出，在兩側展向第2、4、6、8號位置布置激勵器，對升力系數產生的作用最明顯，失速迎角由17°增加到19°，最大升力系數提高8.8%。而在其他3種狀態下(Case Ⅵ～Ⅷ)，失速迎角沒有變化，但最大升力系數略有增加，分別為6.0%、4.2%、2.1%。從總體趨勢上看，布置的激勵器越多，對模型的升力特性改善作用越明顯。

圖13 風速30m/s時升力系數CL

圖14 風速30m/s時滾轉力矩系數Cl

Fig.14ThechartofrollmomentcoefficientClwith30m/sofwindspeed

圖14表明，在大迎角下(α≥15°)，射流關閉時，滾轉力矩系數在-0.006～0之間，而當兩側布置激勵器數量達到4個時，能夠使滾轉力矩系數在-0.003～0范圍內變化，說明此時等離子體合成射流起到了增加飛翼模型橫向穩定性的作用。

其中，在Case Ⅵ狀態下(在靠近左右翼尖位置分別布置3個激勵器)，能將滾轉力矩系數變化范圍減小66.7%，控制在-0.002～0之間，控制效果最佳，甚至優于Case Ⅴ狀態(兩側機翼分別均勻布置4個激勵器)。其原因是：靠近翼尖布置，射流離模型中線更遠，其產生的升力變化的作用力臂更長，對滾轉力矩的作用更明顯。但是，僅在2號位置布置激勵器時(Case Ⅷ)，滾轉力矩系數出現了更大的波動(在-0.009～0.004之間變化)。

從圖14還可以看出，在小迎角下(α≤13°)，射流開啟對模型滾轉力矩系數的影響較小。

對比Case Ⅴ、Ⅵ和Ⅶ，布置在翼尖處的激勵器控制效果不如均勻布置的激勵器效果，這說明等離子體合成射流在三維效應或回流區比較明顯時，不能有效引導主流恢復壓力梯度、減小分離。

2.2 等離子體合成射流流動控制機理研究

以上測力風洞實驗，從宏觀上驗證了通過合理布置等離子體合成射流，能夠對飛翼模型的升力、滾轉力矩特性產生顯著作用。本節通過PIV流場測試技術，從流動結構上考察等離子體合成射流流動控制的內在物理機制。PIV測量剖面選在展向中部的4號激勵器位置。

圖15、16分別為迎角為16°時、射流開啟和關閉狀態下模型表面的時均流場(圖中，xc為從后緣起始的弦向位置，y+為距離測量水平線的翼面參考高度)。

圖15 迎角16°時不帶控制的流場

圖16 迎角16°時帶控制的流場

對于小迎角下的飛翼模型，盡管射流出口方向逆著自由來流，但從圖15、16仍可以看出，射流所產生的控制效果加速了前緣氣流流動，減小了機翼后緣的分離區。

對比圖17、18，當迎角為18°時，在失速迎角附近，等離子體合成射流對前緣的加速效果不明顯，后緣分離區也未見明顯減小。

對比圖19、20可知，當迎角增加到20°時，在失速迎角之后，射流在前緣對氣流的擾動、對分離區厚度的影響不明顯；但可以看到速度分布有較大差異，當激勵器開啟后，分離區的渦強明顯減弱。雖然等離子體合成射流無法改變氣流從前緣分離的本質，但是能夠明顯減小后緣流場的分離區厚度，說明等離子體合成射流通過增加雷諾應力的方式，加強了各層流動之間的能量交換，而不是單純依靠恢復前緣壓力梯度來對流動進行控制。

圖17 迎角18°時激勵器未開啟

圖18 迎角18°時激勵器開啟

圖19 迎角20°時激勵器未開啟

圖20 迎角20°時激勵器開啟

3 結 論

(1) 在飛翼模型左弦前緣布置8個等離子體合成射流激勵器，能夠有效改善其氣動特性，其中失速迎角提高2°，最大升力系數增加約5.4%；在迎角為15°和21°時，滾轉力矩的極性發生反轉，由左滾變為右滾，滾轉力矩系數變化量最高達到0.009。

(2) 沿弦向，射流位置離前緣越近，控制效果越好，距前緣0mm的激勵器控制效果最好。沿展向，布置的射流越多，對模型升力特性的改善作用越明顯，布置方式以均布為優；在左、右側機翼第2、4、6、8號位置布置射流，對升力系數的作用最明顯，最大升力系數提高8.8%。

(3) 在飛翼模型左右弦均布置等離子體合成射流能夠增強其橫向穩定性。在靠近左右翼尖位置布置3個激勵器，控制效果最佳，能將滾轉力矩系數波動范圍減小66.7%，控制在-0.002～0之間。

(4) 等離子體合成射流激勵器在失速迎角前后的作用機理不同。在小迎角下，射流在前緣起使轉捩提前的作用，并加速前緣氣流流動，使層流的摻混效應加劇，增加雷諾應力；但距分離區較遠，射流微弱的擾動效果并不能改善小迎角下的飛翼模型氣動特性。而在失速迎角附近，氣流從前緣已開始分離，射流加速分離區的流動，增加雷諾應力，加劇摻混效應，從而增加氣流的粘性，減小分離區的厚度。因此，等離子體合成射流在氣流分離線附近控制效果明顯。